飞机气动力参数辨识技术的工程应用
力学模型的参数辨识与参数优化
力学模型的参数辨识与参数优化引言：力学模型是研究物体运动和相互作用的重要工具，通过建立合理的力学模型，可以对物体的运动轨迹和力学特性进行预测和分析。
然而，力学模型中的参数往往无法直接测量得到，需要通过参数辨识和参数优化的方法来确定。
本文将探讨力学模型的参数辨识与参数优化的方法与应用。
一、参数辨识的方法1. 实验方法实验方法是一种常用的参数辨识方法，通过对物体进行实验观测，收集实验数据，然后利用统计学方法对数据进行处理，从而得到模型参数的估计值。
实验方法需要设计合理的实验方案，确保实验数据的准确性和可靠性。
2. 数值方法数值方法是一种基于计算机模拟的参数辨识方法，通过数值模拟物体的运动过程，与实验数据进行比较，调整模型参数的值，使模拟结果与实验数据尽可能接近。
数值方法需要选择合适的数值模拟软件和算法，以及合理的参数搜索策略，以提高参数辨识的效果。
二、参数辨识的挑战1. 参数相关性在力学模型中，不同参数之间往往存在相关性，即改变一个参数的值会影响其他参数的取值。
这种参数相关性会增加参数辨识的难度，需要采用适当的数学方法来解决。
2. 参数不确定性由于实验误差和模型假设的不确定性，参数的真实值往往无法准确确定。
参数辨识过程中需要考虑参数的不确定性，采用统计学方法对参数的置信区间进行估计，以评估参数辨识结果的可靠性。
三、参数优化的方法1. 数值优化方法数值优化方法是一种常用的参数优化方法，通过建立优化目标函数，将参数优化问题转化为求解最优化问题。
常用的数值优化方法包括梯度下降法、遗传算法、粒子群算法等，这些方法可以在参数空间中搜索最优解，从而得到最优的模型参数。
2. 基于统计学的优化方法基于统计学的优化方法是一种通过分析实验数据的统计特性，来确定最优参数的方法。
例如，最小二乘法可以通过最小化实验数据与模型预测值之间的误差，来确定最优参数的值。
这种方法能够充分利用实验数据的信息，提高参数优化的效果。
四、参数辨识与参数优化的应用1. 工程设计在工程设计中，力学模型的参数辨识和参数优化可以帮助工程师确定合适的参数值，从而优化设计方案，提高工程的性能和可靠性。
非线性最优解在气动参数辨识中的应用
第 ２ ０卷
第 １ 期
飞
行
力
学
Ｖｏ．Ｏ Ｎｏ １ １２ ． Ｍ ａ．２ Ｏ ｒ Ｏ２
２ ０ 年 ３月 ０２
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文章一 号：０ ２ ０ ５ （ ０２ ０ — ０ １０ １０ ８ ３ ２０ ） １０ ５ —３
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产 生 的 ｎ个 轨 迹 不 同 的 混 沌 变 量 ｒ（ １ … ， 进 ， ）
行优化搜索。 ３ 中， ＝４ 因为当 “ 时是。 式（ ） ， 一４ 单
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待求变量 的值采用 以下方 法进行计算： 当混沌 变量 ｒ在 ｒ ． ］ ｏ １ 之间 的随 机数 ≤０ ５ ．
时， ： 则
一 ａ ＋ （． ６ 一 ） ｒ （） ４
当混沌 变量 ￡在 ［ ． ］ ． ｏ １ 之间 的随机数 ＞０ ５ ．
洞和弹道靶 的实验时 间都 比较短 ． 导弹缩 比模型 的弹道倾 角和弹道偏角 变化都很小 ， 此， 通常近似取 ａ ， ０ 因 ． 。另外模型 自由飞时的
滚转角变化 也较 小． 可近似 取 —ｏ ］ 口 。由导弹动
３ ］ 恰 当 的 初 值 点 才 有 可 能 得 出所 需 要 的 全 局 最 优 力学方程组【 可近似 地导出模 型以地面坐标轴系 在俯仰 平面作振荡 运动的二 阶状态微 解 为 此 ． 实 际应 用 中 ， 用 在 多 个 初 值 点 上 进 为参 考系， 在 采 行参数辨识， 但是效果 不好， 可靠性低 。本文采 用 分方程。 以具有 全局 优化性 的混沌 优化 算法 作为搜 索工 具， 与最大似然算法相结合 ． 求取气动参数辨识 的
航空航天工程师的航空器气动热力学和燃烧动力学
航空航天工程师的航空器气动热力学和燃烧动力学航空航天工程师是一门综合性的学科，涉及到诸多领域的知识和技术。
其中，航空器气动热力学和燃烧动力学是航空航天工程师需要深入研究和掌握的重要领域之一。
本文将介绍航空器气动热力学和燃烧动力学的基本概念、应用以及相关技术。
一、航空器气动热力学的基本概念航空器气动热力学是研究航空器在飞行中受到的空气力和热力影响的学科。
它主要研究飞行器在空气中的运动学、力学和热力学特性，以及由此引起的各种效应。
在航空器气动热力学中，最基本的概念是气动力学。
气动力学是研究空气对物体的作用和物体对空气的作用的学科。
在航空器设计和飞行中，了解和分析气动力学是至关重要的。
这包括飞行器的升力、阻力、推力、侧向力等力的计算和分析。
另一个关键概念是热力学。
热力学研究的是物体内部的热平衡和热传导，以及物体与外界的热传递。
在航空器气动热力学中，热力学的应用主要是分析航空器发动机的燃烧热效应，以及在高速飞行中产生的热传导和热扩散现象。
二、航空器气动热力学的应用航空器气动热力学在航空航天领域有广泛的应用。
首先，它在飞行器的设计和优化中起到关键的作用。
通过对气动力学效应的深入研究，可以改善飞行器的飞行性能和操纵稳定性，提高飞行器的安全性和经济性。
其次，航空器气动热力学也是航空器试验和测试的重要组成部分。
在飞行器的研发和生产过程中，需要对其气动性能和热效应进行实验和测试，以验证理论模型的准确性，并进行相关的改进和修正。
此外，航空器气动热力学还涉及到航空器的热防护问题。
在高速飞行和再入大气层过程中，航空器表面会因空气热传递而产生高温，为了保护航空器的结构和航天员的安全，需要设计和应用适当的热防护材料和结构。
三、燃烧动力学在航空航天工程中的作用燃烧动力学是研究燃料在氧化剂中燃烧的过程和机理的学科。
在航空航天工程中，燃烧动力学是发动机设计和燃料选择的重要依据之一。
航空发动机的燃烧过程涉及到燃料和氧化剂的混合、点火和燃烧传播等诸多过程。
民用飞机纵向气动参数辨识
适当的俯仰力矩系数可以保证飞机的稳定性，但过大的俯仰力矩系数可能导致飞机出现低头或抬头现象，影响飞 行安全。
04
纵向气动参数辨识的挑战与解 决方案
数据处理与噪声抑制
数据预处理
对原始数据进行滤波、去噪等处理， 以提高数据质量。
噪声抑制
采用统计方法、滤波器等手段对噪声 进行抑制，降低其对参数辨识的影响 。
05
案例分析
某型民用飞机风洞试验数据辨识案例
总结词
风洞试验数据辨识
详细描述
通过风洞试验获取某型民用飞机的飞行数据 ，利用数值模拟和优化算法对数据进行处理 和分析，辨识出飞机的纵向气动参数，如升 力系数、阻力系数和俯仰力矩系数等。
某型民用飞机飞行数据反演案例
总结词
飞行数据反演
详细描述
基于某型民用飞机的实际飞行数据，利用反演算法和优化技术，反演出飞机的纵向气动 参数，如升降舵偏角、平尾偏角和重心位置等。
02
研究表明，气动参数的辨识精度对飞行控制系统的 性能和飞行安全具有重要影响。
03
本文所采用的方法可为其他类似研究提供参考和借 鉴。
研究展望
未来研究可进一步探讨气动参 数辨识的精度和稳定性问题， 以提高飞行控制系统的性能和
可靠性。
可以进一步研究不同飞行条件 和不同飞机模型下的气动参数 变化规律，为飞行控制系统设 计和优化提供更全面的数据支
持。
可以结合先进的传感器技术和 数据处理方法，开发更为高效 和准确的气动参数辨识方法， 提高辨识精度和效率。
可以考虑将气动参数辨识与飞 行控制系统设计、优化和控制 等多方面进行更紧密的结合， 以实现更为智能和高效的飞行 控制。
THANKS
飞行器气动力学模拟与分析
飞行器气动力学模拟与分析近年来，随着科技的飞速发展，飞行器设计与制造的技术也取得了巨大的进步。
在飞行器设计的过程中，气动力学模拟与分析起着至关重要的作用。
通过对飞行器在不同飞行状态下的气动力学特性进行模拟与分析，可以有效地优化飞行器的设计，并提升其飞行性能。
一、气动力学模拟的基本原理与方法气动力学模拟是通过计算机模型来模拟真实飞行器在空气中运动时所受到的气动力。
在模拟过程中，需要考虑飞行器的几何形状、材料特性、气流条件等因素。
常用的气动力学模拟方法有计算流体力学（CFD）和有限元方法。
计算流体力学是目前最为常用的气动力学模拟方法之一。
它通过将流动区域离散化为有限数量的小网格，建立数值计算模型，利用数值方法求解流动场的流动方程。
在模拟过程中，需要考虑流动的连续性方程、动量方程和能量方程。
通过求解这些流动方程，可以得到飞行器在不同飞行状态下的流场分布、气动力及气动力矩等关键参数。
有限元方法是一种将连续体划分为有限数量的单元，建立有限元模型，并利用有限元法进行求解的方法。
在飞行器气动力学模拟中，有限元方法常被用于模拟飞行器的结构响应，如飞机机翼的弯曲变形、扭曲变形等问题。
通过这种方法，可以分析飞行器结构在不同飞行状态下的应力分布、变形情况等参数。
二、气动力学模拟在飞行器设计中的应用气动力学模拟在飞行器设计中具有非常广泛的应用。
首先，在飞行器的初步设计阶段，可以通过气动力学模拟来评估不同设计方案的气动性能。
通过对空气动力学特性的模拟与分析，可以选择出最优的设计方案。
例如，在飞行器机翼的设计中，可以通过模拟与分析不同机翼形状的气动力学特性，选择出最佳的机翼外形。
其次，在飞行器的改型设计过程中，气动力学模拟也发挥着重要的作用。
在改型设计中，常会涉及到对飞行器的外形、机翼面积、机身结构等进行调整。
通过气动力学模拟，可以及时评估改型设计对飞行器气动性能的影响，并指导改型设计的优化。
此外，气动力学模拟还可以用于飞行器性能的分析与预测。
CFD技术在航空燃气涡轮发动机原理教学中的应用探讨
CFD技术在航空燃气涡轮发动机原理教学中的应用探讨随着航空工业的发展，航空燃气涡轮发动机已成为飞机的主要动力来源。
了解航空燃气涡轮发动机的工作原理对于航空工程专业的学生来说十分重要。
而随着计算流体力学（CFD）技术的发展，它已经成为研究和教学航空燃气涡轮发动机原理的重要工具。
本文将探讨CFD技术在航空燃气涡轮发动机原理教学中的应用，以及其对学生的教学效果和职业素养的影响。
航空燃气涡轮发动机是一种将空气和燃料混合后进行高温燃烧，从而产生高速气流驱动涡轮并推动飞机前进的动力装置。
它的工作原理涉及燃烧、压缩、膨胀、以及各种复杂的热力和动力学过程。
对于学习航空工程的学生来说，理解和掌握航空燃气涡轮发动机的原理是至关重要的。
航空燃气涡轮发动机的工作原理十分复杂，很多关键的过程是难以直观地观察和理解的。
传统的教学方法主要依靠文字、图片和实验室实践来进行教学，限制了学生对于发动机运行全过程和内部结构原理的理解。
CFD技术的出现为航空燃气涡轮发动机的教学带来了新的可能。
CFD技术是一种通过数值方法和计算机模拟对流体流动和传热过程进行分析的技术。
它能够根据流体力学方程和传热学方程来模拟出复杂流体流动的行为，以及对流场、温度场、压力场等参数进行定量分析。
利用CFD技术，可以方便地从宏观和微观两个层面对航空燃气涡轮发动机的工作过程进行模拟和可视化展示，使学生能够更加直观地理解发动机的工作原理。
CFD技术还可以帮助学生对燃烧过程进行模拟。
航空燃气涡轮发动机内的燃烧过程是发动机能量转化的关键环节，也是学生理解发动机工作原理的重点之一。
传统教学方法难以将燃烧过程的微观结构和燃烧效率直观地展示给学生。
而CFD技术可以通过计算和模拟燃烧室内的温度、压力和燃烧产物的分布，从而使学生能够清晰地观察到燃烧过程的细节和规律，理解燃烧对于发动机性能的影响。
CFD技术还可以帮助学生对发动机内部的流体动力学过程进行模拟。
航空燃气涡轮发动机内部存在着多种流体动力学现象，如压缩、膨胀、旋涡产生等。
四旋翼飞行器模型的气动参数辨识_赵述龙
2
2． 1
模型建立
实验装置
4 个电机在气 由于四旋翼机构的高度对称性， 动参数和其他性能方面的差异很小， 可以认为近似 相等， 所以在合理分析其中一个电机之后就可以类 推出其余电机的性能参数。 为了得到准确的旋翼 气动参数， 专门搭建了单自由度四旋翼飞行平台， 如图 1 所示。
图 1 单自由度四旋翼飞行平台 Fig． 1 The rotor flying platform with single freedom degree
平台将 2 个旋翼装在十字形机体的一条轴线 ， 底座采用单自由度轴承连接， 上 轴线固定于底座， 限制平台只能沿滚转方向转动。改变旋翼的转速， 就会使得机构产生转动。 在 2 个旋翼转速相等的 时候保持水平平衡状态。 测试平台由 5 部分组成， 包括控制器和电机驱 电源模块、 惯性测量单元（ IMU ） 、 无线遥控 动模块、 设 备 和 平 台 机 构。 控 制 器 核 心 处 理 器 为 TMS320F28335 ， 工作频率为 150 MHz； 电机为 Aircraft 模型电机， 塑料旋翼以及减速齿轮装置； 电源 12 V 为 锂 电 池； IMU 为 Xsens 公 司 的 MTi28A53G35 ， 它具有 3D 积分加速度计， 可以实时的 输出姿态角及其角速度信息； 遥控器为 6 通道 WLFY 模型飞机遥控器。 平台总重约 1 kg， 轴线长度 最大为 62 cm。 2． 2 系统建模 建立旋翼飞行器精确数学模型的关键在于旋 翼空气动力学模型的分析。 只分析旋翼轴向和周 忽略径向气流的影响。 由叶 围气流对旋翼的影响， ［ 8］ 素理论可知 ： 1 2 2 （ 1） T = ρπ r2 m CT rm Ω 2 1 2 2 （ 2） D = ρπ r2 m CD rm Ω 2 1 2 2 （ 3） L = ρπ r2 m CL rm Ω 2 D、 L 分别表示旋翼产生的升力、 式中： T、 阻力和侧 CD 、 C L 分别表示旋翼的升力系数， 倾力； C T 、 阻力系 数和侧倾力系数。 由此可见， 求解旋翼推力或者力 矩的关键在于各项空气动力学系数的求解。 而这些 、 系数与旋翼的几何特性 相对气流以及飞行状态有 关， 在忽略微小变化， 以及在一段时间之内取平均 ［ 910］ ， 值的时候， 可以认为这些系数是恒定值 传统 方法利用这些几何参数进行复杂计算或者相关的 经验值得到系数当量， 其结果并不完全准确， 而且 随着环境条件的变化差异很大。 地面坐标系与机体坐标系的定义如图 2 所示， 3号 只有 1 号和 3 号旋翼工作， 规定 1 号旋翼下降， 。 旋翼上升为机体转动的正方向 机体固连于地面， 机构只有滚动自由度， 其余都假设限制不动。 机体 x b 轴垂 坐标系选取十字结构的交叉点为坐标原点， y b 轴平行于旋转轴， z b 轴方向向上。 直于旋转轴，
CFD概况及在飞机设计中的应用实例
CFD概况及在飞机设计中的应用实例在飞机设计中，CFD技术可以帮助工程师对飞机进行气动性能分析、优化设计，提高飞机的性能和效率。
例如，在飞机的机翼设计中，利用CFD技术可以对气流在机翼表面的流动进行模拟，分析气流的分布情况，优化机翼的形状和结构，降低阻力，提高升力，从而提高飞机的飞行性能。
此外，CFD技术还可以对飞机的机身、尾翼、引擎等部件进行气动性能分析，优化设计，提高飞机的安全性和稳定性。
为了更好地了解CFD技术在飞机设计中的应用，以下将介绍一些实际的应用实例：1.飞机机翼气动性能分析与优化设计利用CFD技术可以对飞机的机翼进行气动性能分析，包括机翼的升力、阻力、升阻比等方面的参数进行模拟计算。
通过对不同机翼形状、翼型、后掠角等参数进行优化设计，可以提高机翼的升力系数，减小阻力系数，从而改善飞机的升力性能和飞行效率。
2.飞机发动机进气道设计与性能分析飞机的发动机进气道是关键的气动部件之一，其设计对飞机的性能和效率有着重要的影响。
利用CFD技术可以对飞机发动机的进气道进行流场分析，考虑流动的速度、压力、温度等参数，优化进气道的结构和形状，提高空气的进气效率，降低气流的损失，从而提高发动机的性能和燃油效率。
3.飞机机身外形设计与气动性能分析飞机的机身外形设计对飞机的气动性能有着重要的影响，包括流阻、升力、稳定性等方面。
利用CFD技术可以对飞机的机身外形进行流场模拟，分析空气在机身表面的流动情况，优化外形设计，减小阻力，提高飞机的飞行效率和稳定性。
4.飞机尾翼设计与气动性能分析飞机的尾翼是控制飞机飞行姿态和稳定性的关键部件之一，其设计对飞机的飞行性能和操纵性有着重要影响。
利用CFD技术可以对飞机的尾翼进行流场分析，研究尾翼对飞机飞行的影响，优化尾翼的结构和形状，提高尾翼的升力效果，改善飞机的飞行稳定性和操纵性。
总而言之，CFD技术在飞机设计中具有重要的应用价值，可以帮助工程师对飞机的气动性能进行分析与优化设计，提高飞机的飞行性能和效率。
航空科学中飞行器气动性能测量的技术指导
航空科学中飞行器气动性能测量的技术指导在航空科学中，对飞行器的气动性能进行准确、全面的测量是至关重要的。
飞行器气动性能测量主要包括气动力测量和气动特性测量两方面。
本文将为大家介绍飞行器气动性能测量的技术指导，以帮助科研人员和工程师更好地开展相关工作。
一、气动力测量1. 气动力测量的重要性气动力是指飞行器在飞行过程中所受到的气动载荷，包括升力、阻力、推力和扭矩等。
准确测量气动力可以帮助研究人员分析飞行器的飞行特性和性能，并为改进设计提供重要依据。
2. 测量方法气动力的测量通常采用静态法和动态法。
静态法是通过在飞行器表面安装压力传感器，实时监测气动载荷的大小。
动态法则是在试验中采取旋转臂测力法，通过测量力臂上的力矩和物体的质量来计算得出气动力。
3. 实验装置在气动力测量中，需要使用整机气动模型和测量装置。
整机气动模型是飞行器的缩小模型，由于其尺寸较小，方便进行实验。
测量装置包括压力传感器、力矩传感器、数据采集系统等。
这些装置必须具备较高的精度和稳定性，以保证测量结果的准确性。
4. 数据处理与分析气动力测量得到的数据需要进行处理与分析。
通常，数据采集系统将测得的数据进行存储和处理，得到飞行器的气动力数据。
通过对这些数据的分析，可以得到准确的飞行器气动性能。
二、气动特性测量1. 概述气动特性测量是指对飞行器在不同飞行状态下的气动参数进行测量和分析。
气动特性包括升力系数、阻力系数、升阻比等，对于飞行器的性能评估和优化设计具有重要意义。
2. 测量方法测量气动特性需要进行风洞试验。
在风洞试验中，通过调整来模拟不同的飞行状态。
常用的风洞试验方法有定常试验、气动力平衡试验和流场可视化试验等。
3. 数据处理与分析风洞试验得到的数据需要进行处理和分析。
常用的数据处理方法有数据采集、滤波、数据拟合和回归分析等。
通过这些处理与分析，可以得到准确的飞行器气动特性。
4. 模拟计算除了风洞试验，还可以使用数值模拟方法进行飞行器气动特性的预测与分析。
基于试飞数据的飞机大迎角气动力参数辨识
基于试飞数据的飞机大迎角气动力参数辨识苏振宇【摘要】为解决大迎角状态下飞机气动力模型难以建立的问题,本文基于局部线化代替非线性概念,探索了利用大迎角飞行试验数据辨识飞机空气动力参数问题.在准定常假设条件下,运用迎角分割算法对某型飞机的大迎角试飞数据进行数据分析预处理,用最小二乘回归方法验证了上述大迎角参数辨识的思想,取得了较好的结果,为进一步开展大迎角参数辨识技术的工程应用奠定了基础.【期刊名称】《黑龙江科技信息》【年(卷),期】2018(000)030【总页数】2页(P42-43)【关键词】大迎角;参数辨识;飞行试验;数据分析【作者】苏振宇【作者单位】空军航空大学飞行研究所,吉林长春 130022【正文语种】中文【中图分类】V211.3;TP18气动力模型对飞行仿真、飞机控制系统设计和精密飞行模拟器研究都有着非常重要的作用[1][2]。
精确的气动力模型是飞行器地面仿真和飞行品质评价的重要前提和基础。
通常情况下，作用于飞机上的空气动力是飞行状态变量的函数。
但是当飞机作大迎角快速机动飞行时，空气动力特性将会呈现非线性和非定常特点，绕飞机的流动将在很短的时间内产生分离流动及涡破裂等一系列复杂的流动现象，从而使得相应的气动力呈现高度非线性特性和非定常迟滞效应，因此他们不仅依赖于状态变量的瞬时值，而且与非定常运动的过程有关[3][4]。
飞机在大迎角飞行状态下的参数辨识与正常线性系统状态下的参数辨识差别巨大。
在普通线性系统参数辨识过程中,飞机运动方程可以采用纵向与横航向分离的线化小扰动方程[5]。
在大迎角参数辨识中,气动参数是随迎角变化的,运动方程也不能采用线化方程,因为这些假设条件均不成立[6]。
因此大迎角参数辨识问题是当前飞行力学前沿的难题之一，这就使得建立大迎角非定常气动力模型较为困难[7]。
本文的研究内容是利用大迎角飞行试验数据辨识飞机的空气动力参数,主要目的是探讨大迎角参数辨识技术的工程应用问题,以期扩展大迎角飞行试验数据的处理方法和分析能力。
系统辨识 报告 气动参数辨识
参数辨识引言系统辨识主要有两大部分组成，一个是系统模型的辨识，它主要解决在对某一系统的模型不确定或完全未知的情况下，如何根据该系统对特定输入的响应来得到一个数学模型，并用此模型代替这一真实系统的问题;另一个是参数辨识，它主要解决当系统模型己知的条件下，确定模型中的一些未知参数的问题。
参数辨识方法目前己经被用于飞行器气动参数辨识。
飞行器气动辨识是一个系统工程，包括四部分：①试验设计，使试验能为辨识提供含有足够信息量且信息分布均匀的试验数据；②气动模型结果确定，即从候选模型集中，根据一定的准则和经验，选出最优的气动模型构式；③气动参数辨识，根据辨识准则和数据求取模型中待定参数，这是气动辨识定量研究的核心阶段；④模型检验，确认所得气动模型是否确实反映了飞行器动力学系统中气动力的本质属性。
这四个部分环环相扣，缺一不可，要反复进行，直到对所得气动模型满意为止。
气动参数辨识，以飞机试验数据分析为例，目前在工程上通常采用近似方法，数据处理效率低、处理结果精度差。
在飞行试验测试手段日益发展的今天，从传感器信号调节、数据采集，到数据记录和处理，都已经具备了精度高、速度快的特点，如何准确、迅速地将真实的飞机气动特性从繁多地试验数据结果中分离出来，从而确定飞机的气动模型，已经成为从事飞行试验数据处理分析人员急需解决的问题。
因此，研究飞机参数辨识方法来确定飞机气动参数，寻求一种准确、迅速的将真实的飞机气动特性从试验结果中分离出来的方法，对缩短数据处理时间和减少飞行试验周期等具有较大的应用价值。
参数辨识的方法参数辨识方法主要有最小二乘算法、极大似然法、集员辨识法、贝叶斯法、岭估计法、超椭球法和鲁棒辨识法等多种辨识方法。
虽然目前参数辨识的领域己经发展了多种算法，但是用于气动参数估计的算法主要有：极大似然法(ML)，广义Kalman滤波(EKF)法，模型估计法(EBM )、分割及多分割算法(PIA及MPIA)、最小二乘法，微分动态规划法等。
旋翼飞行器飞行动力学系统辨识建模算法
旋翼飞行器飞行动力学系统辨识建模算法宋彦国;孙涛【摘要】描述了旋翼飞行器飞行力学模型的系统辨识建模算法,从旋翼飞行器飞行动力学建模的共性问题入手,首先采用机理建模的方法分析了旋翼飞行嚣主要气动部件所受气动力.考虑旋翼挥舞运动对旋翼飞行器飞行动力学特性的影响,建立了旋翼飞行器的飞行力学系统辨识参数化模型集.其次以子空间方法辨识初始飞行动力学模型,采用加权频域预报误差法获得最优模型的两步辨识方法解决旋翼飞行器这一非线性不稳定,多输入-多输出系统辨识问题,且所辨识模型与机理模型具有相同的结构.最后对样例直升机的悬停飞行状态模型辨识进行了数值与试飞试验验证,表明了方法的有效性.%Based on common characteristics of rotorcraft flight mechanics modeling, theories and algorithm of model identification are studied. Firstly, by using mechanism modeling method and considering blades flapping, the parameter identification model group is established. Secondly, in order to solve multi input and output system identification problems, a two step identification method is proposed. It identifies the initial model by subspace identification method and then the optimized model by frequency prediction error method. Finally, with this two-step identification method, the simulation and flight tests are conducted to identify the example helicopter flight mechanics model in the hover state. The result shows that the method is effective and accurate.【期刊名称】《南京航空航天大学学报》【年(卷),期】2011(043)003【总页数】6页(P387-392)【关键词】飞行动力学;系统辨识;旋翼飞行器;子空间法;预报误差法【作者】宋彦国;孙涛【作者单位】南京航空航天大学直升机旋翼动力学重点实验室,南京,210016;南京航空航天大学直升机旋翼动力学重点实验室,南京,210016【正文语种】中文【中图分类】V212.420世纪 80年代,欧洲的航天研究和发展咨询委员会成立了研究机构,为高带宽飞控系统设计、飞行品质评估、现有旋翼飞行器的升级/改进、降低试验测试费用等目的提供高精度的模型,开展旋翼飞行器系统辨识方法和应用研究[1]。
利用大迎角试飞数据辨识飞机气动导数
利用大迎角试飞数据辨识飞机气动导数
王启;简政;张培田;李勤红
【期刊名称】《飞行力学》
【年(卷),期】2005(23)1
【摘要】基于用局部线化代替非线性概念,探索了利用大迎角飞行试验数据辨识飞机空气动力参数问题。
在准定常假设条件下,提出了迎角分割算法和时间分割算法,针对歼教七飞机的失速飞行试验数据,用最小二乘回归方法和最大似然法验证了上述大迎角参数辨识的思想,取得了较好的结果,为进一步开展大迎角参数辨识技术的工程应用奠定了基础。
【总页数】5页(P68-72)
【关键词】大迎角;参数辨识;参数估计;飞行试验;数据分析
【作者】王启;简政;张培田;李勤红
【作者单位】西北工业大学航空学院;中国飞行试验研究院飞机所
【正文语种】中文
【中图分类】V212.1
【相关文献】
1.飞机纵向飞行品质对大迎角气动导数的敏感性研究 [J], 胡朝江
2.用于气动导数辨识的试飞数据处理方法研究 [J], 刘超;刘庆;田福礼
3.基于试飞数据的飞机大迎角气动力参数辨识 [J], 苏振宇;
4.基于试飞数据的飞机大迎角气动力参数辨识 [J], 苏振宇
5.可利用风洞实验数据的大迎角气动模型的辨识 [J], 杨小平
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一种参数辨识的方法
一种参数辨识的方法
郭丽宝;廖咏一;余坤
【期刊名称】《科学与财富》
【年(卷),期】2015(7)7
【摘要】武器系统性能的提高，很大程度上依赖于精确的飞行器动力学模型。
建立精确的飞行器动力学模型是飞行器制导控制系统设计、飞行器自适应及自学习控制以及仿真的重要前提和基础。
飞行动力学气动参数辨识技术是获取精确的飞行器动力学模型的重要手段之一。
提出在残差平方和最小准则下最小二乘算法与遗传算法相结合的气动力参数辨识方法，给出了辨识具体实现的步骤，并采用最小二乘算法确定气动参数初值、遗传算法调整气动参数，最后，运用纵向运动的三自由度仿真证明了该方法的有效性和可行性。
【总页数】2页(P62-63)
【作者】郭丽宝;廖咏一;余坤
【作者单位】江南机电研究所;江南机电研究所;航天科工集团第十研究院
【正文语种】中文
【相关文献】
1.一种运载火箭时变结构模态参数辨识的确定性演化方法
2.一种参数化电池模拟器模型及参数辨识方法
3.一种有效的异步电机参数辨识方法及运用
4.一种静态转子系统连接参数辨识方法
5.一种基于改进型樽海鞘群算法的光伏电池参数辨识方法
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参数辨识示例 报告
参数辨识参数辨识的步骤飞行器气动参数辨识是一个系统工程，包括四部分：①试验设计，使试验能为辨识提供含有足够信息量且信息分布均匀的试验数据；②气动模型结果确定，即从候选模型集中，根据一定的准则和经验，选出最优的气动模型构式；③气动参数辨识，根据辨识准则和数据求取模型中待定参数，这是气动辨识定量研究的核心阶段；④模型检验，确认所得气动模型是否确实反映了飞行器动力学系统中气动力的本质属性。
这四个部分环环相扣，缺一不可，要反复进行，直到对所得气动模型满意为止。
参数辨识的方法参数辨识方法主要有最小二乘算法、极大似然法、集员辨识法、贝叶斯法、岭估计法、超椭球法和鲁棒辨识法等多种辨识方法。
虽然目前参数辨识的领域己经发展了多种算法，但是用于气动参数估计的算法主要有：极大似然法(ML)，广义Kalman滤波(EKF)法，模型估计法(EBM )、分割及多分割算法(PIA及MPIA)、最小二乘法，微分动态规划法等。
因为最小二乘法和极大似然法是两种经典的算法，目前己经发展得相当成熟。
最小二乘法适于线性模型的参数辨识，可以用于飞行器系统辨识中很多的线性模型，如惯性仪表误差系数的辨识，线性时变离散系统初始状态的辨识及多项式曲线拟合等。
目前最小二乘法已经广泛应用于工程实际中。
而极大似然算法因其具有渐进一致性、估计的无偏性、良好的收敛特性等特点而被广泛应用于飞行器参数辨识领域。
最小二乘法大约是1975年高斯在其著名的星体运动轨道预报研究工作中提出来的。
后来，最小二乘法就成了估计理论的奠基石。
由于最小二乘法原理简单，编程容易，所以它颇受人们重视，应用相当广泛。
极大似然估计算法在实践中不断地被加以改进，这种改进主要表现在三个方面，即算法的优化、是否考虑过程噪声以及灵敏度的计算等。
极大似然法具有集中处理数据的特点，即对一段时间历程上的数据集中分析，直接得到所需的气动参数，此方法也具有较高的精度，其估计具有一致性和无偏性。
但是，它也有缺点，主要是计算所需时间较长，易于进行集中处理而不适合在线实时处理。
民用飞机纵向气动参数辨识
民用飞机纵向气动参数辨识汇报人：2023-12-15•引言•纵向气动参数辨识方法•纵向气动参数对飞行性能的影响目录•纵向气动参数辨识的挑战与解决方案•案例分析：某型民用飞机纵向气动参数辨识•结论与展望目录01引言通过辨识民用飞机纵向气动参数，提高飞行器的性能和稳定性。
目的随着航空技术的不断发展，对飞行器的气动性能要求越来越高，气动参数辨识成为研究热点。
背景目的和背景准确的气动参数辨识有助于优化飞行器的设计和控制，提高其性能和稳定性。
提高飞行器性能降低能耗增强安全性通过辨识气动参数，可以优化飞行器的气动外形和飞行姿态，降低能耗和排放。
准确的气动参数辨识有助于提高飞行器的安全性和可靠性，减少事故风险。
030201气动参数辨识的意义国内在气动参数辨识方面取得了一定的进展，但仍存在一些挑战和问题需要解决。
国外在气动参数辨识方面已经取得了一定的成果，但仍存在一些问题和挑战需要进一步研究和探索。
国内外研究现状国外研究现状国内研究现状02纵向气动参数辨识方法根据飞机模型和目标飞行状态，制定详细的飞行试验方案，包括试验点选择、数据采集方式等。
试验设计在真实的飞行环境中，对飞机进行测试，获取纵向气动参数的数据。
飞行测试对采集到的数据进行处理和分析，提取出纵向气动参数。
数据处理基于飞行试验的方法03参数识别通过比较模拟计算结果与实际飞行数据，识别出最佳的纵向气动参数。
01建立模型利用CFD（Computational Fluid Dynamics）等技术，建立飞机的数值模型。
02模拟计算在数值模型中输入不同的纵向气动参数，通过模拟计算得到相应的飞行状态。
基于数值模拟的方法根据已有的飞机模型和气动数据，建立纵向气动参数的数学模型。
建立模型利用实际飞行数据对数学模型进行修正，以减小模型预测误差。
模型修正利用修正后的模型，估计出最佳的纵向气动参数。
参数估计基于模型修正的方法03纵向气动参数对飞行性能的影响1 2 3升力系数随着飞行高度的增加而减小，随着飞行速度的增加而增大。
CFD在飞机气动性能分析中的应用研究
CFD在飞机气动性能分析中的应用研究飞机气动性能是指飞机在空中运行时所受到的空气力的特性和变化规律。
对于飞机设计和性能预测来说，准确分析和理解飞机的气动特性至关重要。
计算流体力学（CFD）是一种流体力学和数值模拟的分析方法，近年来在飞机气动性能分析中得到越来越广泛的应用。
CFD模拟传统的试验方法具有很多优点。
首先，CFD模拟可以更高效地进行飞机气动性能分析。
传统试验需要昂贵的设备和大量的实验时间，而CFD模拟只需在计算机上进行，在资源和时间上更具灵活性。
其次，CFD模拟可以探索更多不同的设计方案。
在试验中，设计更改意味着改变模型或器件，这需要额外的时间和投资。
而在CFD模拟中，设计参数的变化可以立即得到结果。
另外，通过CFD模拟可以更好地理解飞机的细节特性。
试验只能提供全局性的结果，而CFD模拟可以从局部细节的角度分析飞机的气动性能，增加设计决策的可靠性。
在飞机气动性能分析中，CFD模拟可以用于估计飞机的升阻比、升阻曲线和升力线等关键指标。
通过改变飞机的几何形状和运行条件，并进行CFD模拟，研究人员可以快速获得飞机在不同状态下的升力和阻力情况。
这对于优化飞机设计和降低燃油消耗非常重要。
例如，通过CFD模拟可以改变飞机的机翼形状和剖面，来寻找最佳的升力分布和最低的阻力，从而提高飞机的性能。
另外，CFD模拟还可以应用于飞机的气动干扰分析。
在实际飞行中，飞机间的气动干扰会影响飞行稳定性和驾驶员的操纵性能。
通过CFD模拟，可以研究不同飞机之间的气动干扰，并提出相应的解决方案。
除了飞机的几何形状和运行条件，气动性能分析中的流动模型也是CFD模拟的关键要素之一。
在飞机的气动分析中，常用的流动模型包括雷诺平均Navier-Stokes（RANS）方程、可压缩和不可压缩流体方程、湍流模型等。
这些流动模型的选择对于CFD模拟的精度和可靠性具有重要影响。
不同的流动模型适用于不同的飞机气动性能分析场景。
通过选择合适的流动模型，并进行模型验证和验证，可以提高CFD模拟的精度和可靠性。
系统辨识 报告 气动参数辨识
参数辨识引言系统辨识主要有两大部分组成，一个是系统模型的辨识，它主要解决在对某一系统的模型不确定或完全未知的情况下，如何根据该系统对特定输入的响应来得到一个数学模型，并用此模型代替这一真实系统的问题;另一个是参数辨识，它主要解决当系统模型己知的条件下，确定模型中的一些未知参数的问题。
参数辨识方法目前己经被用于飞行器气动参数辨识。
飞行器气动辨识是一个系统工程，包括四部分：①试验设计，使试验能为辨识提供含有足够信息量且信息分布均匀的试验数据；②气动模型结果确定，即从候选模型集中，根据一定的准则和经验，选出最优的气动模型构式；③气动参数辨识，根据辨识准则和数据求取模型中待定参数，这是气动辨识定量研究的核心阶段；④模型检验，确认所得气动模型是否确实反映了飞行器动力学系统中气动力的本质属性。
这四个部分环环相扣，缺一不可，要反复进行，直到对所得气动模型满意为止。
气动参数辨识，以飞机试验数据分析为例，目前在工程上通常采用近似方法，数据处理效率低、处理结果精度差。
在飞行试验测试手段日益发展的今天，从传感器信号调节、数据采集，到数据记录和处理，都已经具备了精度高、速度快的特点，如何准确、迅速地将真实的飞机气动特性从繁多地试验数据结果中分离出来，从而确定飞机的气动模型，已经成为从事飞行试验数据处理分析人员急需解决的问题。
因此，研究飞机参数辨识方法来确定飞机气动参数，寻求一种准确、迅速的将真实的飞机气动特性从试验结果中分离出来的方法，对缩短数据处理时间和减少飞行试验周期等具有较大的应用价值。
参数辨识的方法参数辨识方法主要有最小二乘算法、极大似然法、集员辨识法、贝叶斯法、岭估计法、超椭球法和鲁棒辨识法等多种辨识方法。
虽然目前参数辨识的领域己经发展了多种算法，但是用于气动参数估计的算法主要有：极大似然法(ML)，广义Kalman滤波(EKF)法，模型估计法(EBM )、分割及多分割算法(PIA及MPIA)、最小二乘法，微分动态规划法等。
飞行器气动参数辨识软件开发需求与关键技术研究
（Flight Test Technology and Engineering Center，China Flight Test Research Institute， Xi'an Shaanxi 710089，China）
[Abstract] The aerodynamic parameter identification technology of aircrafts plays an increasingly important role in aircraft design and flight simulation，but the engineering application of this technology is limited by the development of its software platform.Based on the analysis of the current situation at home and abroad，the use requirements and technical requirements of aircraft aerodynamic parameter identification software development are analyzed，the key technology of aerodynamic parameter identification is studied， the basic software platform development process is established，and the software platform development and application examples are finally shown，Has certain guiding significance for the establishment of the type of software architecture and technical implementation. [Keywords] aircraft；aerodynamic parameter identification；software development；CIFER；J2
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飞机气动力参数辨识技术的工程应用
在介绍飞机气动参数辨识原理的基础上，论述了该技术在飞机气动设计、飞行品质鉴定、飞行模拟机的飞行动力学模型开发等方面的应用情况，提出了涉及飞机试飞、模型开发等技术应用场景中的相关注意事项。
标签：飞机；气动参数辨识；试飞；仿真
引言
目前，常用的飞机气动建模技术手段有三种[1]：流体力学、风洞试验和飞行试验。
基于飞行试验数据的飞机气动力参数辨识技术作为最重要的手段之一，受到了越来越多的重视，并被广泛地应用于校正飞机气动参数的流体力学计算和风洞试验结果、飞行品质评价、飞行模拟机建模仿真等方面。
本文结合飞机/飞行模工程研制工作，详细介绍该技术的具体应用现状，并提出相关注意事项。
1 气动参数辨识原理
飞机气动力参数辨识作为飞机动力学系统辨识中发展最为成熟的一个分支，是系统辨识理论在飞行动力学系统方面的具体应用。
该辨识通过测量飞机的发动机推力（测算）、舵面偏转和飞行状态数据，以飞机气动模型和飞机飞行动力方程作为状态方程，以上述测量得到的数据作为状态量和观测量，以此建立作用于飞机的空气动力（矩）与飞机运动状态参数和控制输入之间的解析关系式[2]。
在图1所示的辨识基本原理
中，激励信号、辨识模型、参数估计和结果验证是辨识结果可信度的四大影响因素。
图1 飞机气动力参数辨识的基本原理
激励信号设计是通过舵偏操纵信号的优化设计，充分激励飞机的运动特性，确保飞机的运动模态信息尽可能多地包含在飞机试飞数据中[3]。
辨识模型建立是基于空气动力学的先验知识初步确定模型的结构，将模型辨识问题转化为参数估计问题。
辨识方法应用是选取合适的参数寻优准则和算法，通过飞机真实响应与模型仿真响应之间的差异进行模型参数的优化。
辨识结果验证是确保建立的数学模型能够合理、精确地表征飞机的飞行动力学特性。
2 在飞机气动设计中的应用
在飞机的工程研制中建立准确的飞机气动模型，是飞行控制律参数调整、工程模拟机仿真等工作的前提和基础。
而在飞机的初步/详细设计阶段，飞机气动模型的建立通常通过流体力学计算和风洞试验两种技术手段实现，但其模型的精度往往与真实飞机存在明显的差异。
因此，飞机制造商多在飞机的研发试飞中开
展相应的飞行试验，采用气动力参数辨识技术对试飞数据进行辨识，并对前述建立的飞机气动模型进行修正和验证。
流体力学计算/风洞试验结果具有数据状态范围广、密集等特点，但对飞机飞行动态特性的模拟不够精确；气动参数辨识结果具有单状态点精度高、与飞机飞行动态特性匹配度高等特点，但其数据的状态范围和状态点密集程度不及前两种技术手段，且试飞的代价也较高。
因此，将三种技术手段的紧密结合起来，互为补充和修正，才能够最终确定一个精确、可靠的气动模型。
在此应用过程中，需要注意的是：辨识模型的结构与参数的物理意义。
由于飞行控制律调参的基础是飞机本体的气动参数，因此气动力参数辨识的主要目标也应当是该部分气动参数而非全部气动参数。
这就要求建立辨识模型时，应注重模型结构与模型参数的物理意义，为辨识结果在气动模型修正中的应用做好对接准备；同时，根据辨识的总体目标与方案，制定相应的飞机气动力参数辨识试飞方案。
3 在飞行品质评价中的应用
在民机的适航取证中，CCAR-25.181（b）条款规定：在相应于飞机形态的1.2Vs和最大允许速度之间产生的任何橫向和航向组合振荡（荷兰滚），在操纵松浮情况下，必须受到正阻尼，而且必须依靠正常使用主操纵就可加以控制，无需特殊的驾驶技巧。
因此，对于如何利用飞机试飞数据，计算出飞机荷兰滚运动模态的阻尼比，是飞机飞行品质适航符合性评定的重要内容之一。
目前，常用的荷兰滚阻尼比计算通常采用名为“峰峰值”的基于工程经验的几何方法。
该方法作为一种简单、实用的阻尼比计算方法，在实际工程中得到了广泛的应用，但对于阻尼较小的近中立振荡运动模型，由于以下两个因素易造成一定的不准确性：（1）确定峰值点个数时具有一定的主观随意性（峰值点个数不同，其阻尼比计算结果也不相同）；（2）仅利用飞机的单一飞行状态数据进行阻尼比计算（无法全面表现荷兰滚的动态特性）。
因此，对于机械控制的飞机，利用气动力参数辨识手段获取飞机本体的主要气动参数后，采用横航向线性运动方程进行荷兰滚的阻尼比计算是一种可行的技术途径（对于电传飞机，可采用高阶系统等效技术实现）。
在此技术应用中，有两点需要注意：（1）辨识对象不同（机械控制飞机与电传控制飞机），其采用的技术手段不同（都属于系统辨识技术范畴）；（2）“峰峰值”法的数据对象多为采用“方向舵倍脉冲”操纵的试飞数据，基于辨识的计算方法的数据对象应尽可能采用“副翼+方向舵双倍脉冲”操纵的试飞数据。
4 在飞行模拟机模型开发中的应用
气动模型的开发是飞行模拟机研制的关键和难点，是模拟机精确模拟飞机性能/品质的基础，很大程度上决定着模拟机能否根据一定的技术标准[4]，通过民航局的模拟机等级鉴
定。
无论是世界一流的飞机制造商，还是飞行模拟机制造商，其提供的模拟机气动模型均是结合了试飞数据辨识值的结果，并且经过了飞机试飞数据的对比验证[5]。
气动力参数辨识技术在飞机气动设计中的应用与其在飞行模拟机模型开发中的应用，两者具有很大的相似性：都从特定的飞机试飞数据中辨识出飞机本体的气动参数，继而可以完成对初始气动模型（根据流体力学计算或风洞试验结果建立）的校准，最终建立一个精确的气动模型。
但同时，两者在具体应用技术时又有不同点：前者注重的是控制律调参点的飞机的重点气动参数，后者注重的是相关气动参数表现出的整体飞行特性。
5 结束语
飞机气动力参数辨识作为一种工程应用类技术，正日益广泛地应用到诸多工作场景和环节中。
虽然辨识的原理和方法基本相同，但辨识技术的具体应用场景不同，决定了辨识的输入——飞机试飞数据的采集要求和方案不同，也决定了辨识后的气动模型修正的原则和要求不同。
参考文献：
[1]关世义.谈谈飞行力学的三大研究手段[J].现代防御技术，2002
（30）：12-19.
[2]Ravindra V. Jategaonkar. Flight Vehicle System Identification： A Time Domain Methodology[M].Reston：American Institute of Aeronautics and Astronautics，Inc，2006.
[3]Wu Zhao，Wang Lixin，Xu Zijian，Tan Xiangsheng. Investigation of longitudinal aerodynamic parameters identification method for fly-by-wire passenger airliners[J].Chinese Journal of Aeronautics，2012，
25（4）：493-499.
[4]中国民用航空总局.飞行模拟设备的鉴定和使用规则[S].2005.
[5]吴朝.基于飞机系统辨识技术的民机气动建模方法及应用研究[D].北京：北京航空航天大学，2014.。