【CN110187713A】一种基于气动参数在线辨识的高超声速飞行器纵向控制方法【专利】
高超声速飞行器气动热力特性的数值模拟研究
高超声速飞行器气动热力特性的数值模拟研究高超声速飞行器是目前航空领域的一个热点研究方向，它的研制不仅能够提升我国军事实力，也有望推动民用航空、航天领域的科技进步。
由于高超声速飞行器飞行速度极快，所以它在飞行过程中面临着高超声速湍流、高温高压等复杂的热力学问题。
为了保证飞行器的安全性能和稳定性，对其气动热力特性的数值模拟研究变得非常必要。
高超声速飞行器气动热力特性的数值模拟主要包括了流动、传热、化学反应等多个方面的问题。
在数值模拟中，采用计算流体力学（CFD）方法对流场进行求解，采用传热计算和化学反应模型对传热和化学反应过程进行研究。
下面分别就高超声速飞行器气动热力特性的数值模拟研究的三个方面进行介绍。
一、流动问题高超声速飞行器在飞行过程中会遇到高超声速湍流，这会对飞行器产生极大的影响。
在进行数值模拟的时候，首先需要对高超声速湍流进行计算。
我们采用雷诺平均 Navier-Stokes（RANS）方程模型对流场进行求解。
目前基于RANS方程的数值模拟已经相对成熟，但需要考虑气体的非平衡效应和高温高压下的热化学反应。
基于高精度的物理或化学模型以及分布式计算的方法，数值模拟在计算复杂流动现象中的应用正在得到越来越广泛的认可。
二、传热问题高超声速飞行器在高速飞行过程中，面对着极高的温度和压力，因此热力学问题是高超声速飞行器的重要研究方向之一。
传热问题一般采用计算热力学的方法进行求解。
对于高超声速飞行器，传热问题涉及到较为复杂的物理过程，如辐射传热、对流传热、传导传热等。
采用数值模拟的方法可以帮助研究人员更好地了解这些问题的本质，进一步优化高超声速飞行器的设计和研发。
三、化学反应问题随着高超声速技术的发展，越来越多的研究关注于发动机喷流的燃烧问题。
高超声速飞行器在飞行过程中，涉及到的气体流动复杂、温度高、压力大等问题，这使得燃烧过程变得异常复杂。
在这种情况下，采用化学反应模型对燃烧过程进行分析变得尤为重要。
基于有限时间控制的高超声速飞行器控制律设计
（ Ｃ ｌ ｇ ｆ ｎｏｍａｏ ｎ ｏ ｔ ｌ ｎ ｉｅｒ ｇ ｈｎ ｎｖｒｔ ｆ ｅ ｏｅｍ，Ｄ ｎ ｙｎ ５ ０ １ Ｃｈｎ ） ｏｌ ｅｏ ｆｒ ｔ ｎａｄＣ ｎ ｏ ｇｎｅ ｎ ，Ｃ ｉａＵ ｉｅｓｙｏ ｔ ｌ ｅ Ｉ ｉ ｒ Ｅ ｉ ｉ Ｐ ｒ ｕ ｏ ｇ ｉｇ２ ７ ６ ， ｉａ （ Ｓ ｈｏ ｆ ｔｍａ ｏ ， ｏ ｔｅｓ Ｕ ｉｅｓｙ， ｎｉｇ２ ０ ９ ，Ｃ ｉａ ｃ ｏｌ ｏ ｔ ｎ Ｓ ｕｈ ａｔ ｎｖ ｒｔ Ｎａｊ １０ ６ ｈｎ ） ｏ Ａｕ ｉ ｉ ｎ
１ ｃ ｔ ｏ ｔｏ ｎ ｔ ｕｄ ｏ ｔｏｌａ ｅｃ ｎ ｉ ｅ ｅ ｓｔ ｏ ｓ ｂ ｙｓｅ ｓｔ ｅ ｉ ｎ ｃ ｎ ｒ ｌ ｒ ｅ ｐｅ ｔ ｌ ｏ ｉｙ ｃ ｎ ｌａ ｄ ａ ｉ ｅｃ ｎ ｒ ｒ ｏ ｓｄ ｒ ｄ ａ ｗ ｕ ｓ ｔｍ ｏ ｄ ｓｇ ｏ ｔｏ ｌ ｓｒ ｓ ｃ ｉ ｙ． ｒ ｌ ｔ ｅ ｖｅ Ｔｈ ｅ ｉ ｆｖ ｌ ｃｔ ｏ ｔｏｌ ｒａ ｄ ａｔｔｄｅｃ ｎ ｒ ｌ ｒｉ ｏ ｄｕ ｔ ｄ ｂ ｏ ｂｉｉ ｇ ｎ ｎ ｉ ｅ ｙ ｍ ｉ ｅ ｄ ｓｇｎ ｏ ｅ ｏ ｉｙ ｃ ｎ ｌ ｎ ｉ ｒ ｅ ｌ ｕ ｏ ｔｏｌ ｓｃ ｎ ｃｅ ｙ ｃ ｍ ｎ ｎ ｏ ｌｎ ａ ｄ ｎａ ｃ ｅ ｒ ｉ ｖ ｒｅ ｃ ｎ ｒ ｌｗｉ ｎｔ —ｉ ｏ ｔｏｌｔｃ ｎ ｑ ｅ Ｔｈｅ ｅ ｉｅ ｄ ａ ｉ ｓｉ ｏ ｓｄ ｒ ｄ ｄ ｒｎｇ ｖ ｌ ｃｔ ｎ ｅ ｓ ｏ ｔｏ ｔ ｆ ｉ ｔｍｅ ｃ ｎ ｈ ｉ ｅ ｒ ｅ ｈ ｉ ｕ ． ｎｇｎ ｙｎ ｍ ｃ ｓｃ ｎ ｉ ｅ ｅ ｕ ｉ ｅｏ ｉ ｙ ｃ ｎ ｏ ｌｒｄ ｓｇ ｄ ｔ ｅ ｖ ｌ ｃ ｔ ａ ｏ ｖ ｒ ｅ ｔ ｅ ｋｅ ａｕ ｎ ｆｎｉ ｉ ｅ ｕ ｅ ｅ ｐ ｏ ｓ ｄ ｏ ｔ ｌ ｅ ｉ ｎ ａ ｅｏ ｉｙ Ｃ ｒ ｅ ｎ ｈ ｎ ｃ ｎ ｅ ｇ ｏ ａ ｄ ｓ ｄ ｖ ｌ ｅ ｉ ｉ ｔ ｔ ｅ ｍ ｎｄ ｒ ｔ ｒ ｐｏ ｅ ｈ ｃ ｎ ｏ ｌｒ Ｉ ｒ ｅ ｏ ｃ ｎｔｏ ｉ ｈ ｔｉ ｄ ｏ ｔ ｌ ． ｎ ｏ ｄ ｒｔ ｏ ｒ ｌｆ ｇ ｔａ ｔ ｕ ｅ，ｆｒｔ ｎ ｔ —ｉ ｅ ｃ ｎ ｒ ｌｅ ｓｄ ｓｇ ｄ ｆ ｒｆｉ ｈ — ｔ ｒ ｅ ｌ ｔ ｉ ｓ ，ａ ｆ ｉｅ ｔｍ ｏ ｔｏ ｌｒ ｉ ｅ ｉ ｎｅ ｇ ｔｐａ ｉ ｏ ｌ ｈ ａ ｇ ｅ ｔ ａ ｔｃ ｎ ｅ ｇ ｏ ａｄ ｓｒ ｄ ｖ ｕ ｎ ｆｎｉ ｍ ｅ．ａ ｄ ｅ ｃ ｏ ｄｎｇ ｔ ｅ ｏ ｅ ｔ ｎ ｏ － ｎ ｌ ｏ ｍ ｋｅ ｉ ｏ ｖ ｒ ｅ ｔ ｅ ｉｅ ａ ｅ ｉ ｉ ｔ ｔ ｌ ｅｉ ｎ ｔ ｎ ａ ｃ ｒ ｉ ｏ ｔ ｎ ｏ ｏ ｅ ｃ ｒ ｈ ｈ
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
一种干扰补偿的高超声速变后掠翼飞行器跟踪控制方法
一种干扰补偿的高超声速变后掠翼飞行器跟踪控制方法高超声速飞行器的跟踪控制是航空领域中的一个关键问题。
由于高超声速飞行器的飞行速度快，飞行过程中面临的干扰较大，因此需要有效的控制方法来提高飞行器的稳定性和控制精度。
本文提出了一种干扰补偿的高超声速变后掠翼飞行器跟踪控制方法，旨在解决高超声速飞行器跟踪过程中的干扰问题，以提高飞行器的控制精度和稳定性。
1. 高超声速变后掠翼飞行器的跟踪控制需求高超声速飞行器是指飞行速度超过5倍音速的飞行器。
由于高超声速飞行器飞行速度快，飞行过程中会遇到较大的气动力和干扰，给跟踪控制带来了困难。
因此，需要开发一种有效的跟踪控制方法来解决这个问题。
2. 干扰对高超声速变后掠翼飞行器跟踪控制的影响干扰是指飞行器在飞行过程中受到的各种外界因素的影响，如气动力、风速、湍流等。
这些外界因素会引起飞行器偏离预定轨迹，影响跟踪控制的性能。
因此，需要采取措施来补偿干扰，提高跟踪控制的精度和稳定性。
3. 干扰补偿的原理与方法干扰补偿是通过对干扰进行监测、分析和预测，并利用控制系统进行补偿，使飞行器能够准确跟踪预定轨迹。
具体的干扰补偿方法可以包括模型预测控制、自适应控制、模糊控制等。
在本文中，我们提出了一种基于模型预测控制的干扰补偿方法。
4. 基于模型预测控制的干扰补偿方法模型预测控制是一种基于模型的控制方法，它通过预测系统的未来状态，并根据预测结果进行控制，以实现对系统的稳定性和精确性的控制。
在基于模型预测控制的干扰补偿方法中，首先需要建立高超声速变后掠翼飞行器的数学模型，并进行参数辨识。
然后，通过预测系统的未来状态，获取到干扰的信息。
最后，利用控制器对干扰进行补偿，使飞行器能够准确跟踪预定轨迹。
5. 举例说明为了更好地理解基于模型预测控制的干扰补偿方法，我们以某种高超声速变后掠翼飞行器为例。
首先，我们建立了该飞行器的数学模型，并通过实验进行参数辨识。
然后，在飞行过程中，我们监测并分析了干扰的来源和影响。
吸气式高超声速飞行器纵向运动反演控制器设计
吸气式高超声速飞行器纵向运动反演控制器设计时建明;王洁;王琨;邵雷【摘要】针对气动/推进/结构耦合的吸气式高超声速飞行器纵向平面飞行控制问题,提出了基于反演的鲁棒控制器设计方法.利用曲线拟合模型将控制系统表示为反馈形式,采用反演方法设计虚拟和实际控制器,并引入鲁棒微分器估计虚拟控制量的导数,解决了虚拟控制量求导运算复杂的问题.为增强控制器应对不确定项的鲁棒性,设计了超扭曲滑模干扰观测器,实现了对系统模型不确定项的估计和补偿.对吸气式高超声速飞行器一体化原理模型的速度和高度指令跟踪仿真表明,该控制器对拟合误差和外加干扰等系统不确定项具有鲁棒性,系统状态量能够在指令跟踪过程中趋于平衡状态,从而验证了所提方案的有效性.%A robust controller based on backstepping design procedure is proposed for an air-breathing hypersonic vehicle with aerodynamic, propulsion and structural couplings. Expressing the control system as strict feedback form via the curve-fitted model, virtual and actual controllers are constructed for the velocity and altitude subsystems. To omit analytic calculation of the virtual control law derivatives, which is very difficult to evaluate in the traditional backstepping control, robust differentiators are introduced. Super-twisting sliding mode disturbance observers are designed to compensate uncertainties in the system dynamics. Trajectory tracking simulation performed on the first principle model of the vehicle's longitudinal dynamics shows that the designed controllers are robust to model fitting errors and outside disturbances, and the system states reach trimmed condition asymptotically.【期刊名称】《西安交通大学学报》【年(卷),期】2013(047)003【总页数】6页(P102-107)【关键词】吸气式高超声速飞行器;反演控制;鲁棒微分器;干扰观测器【作者】时建明;王洁;王琨;邵雷【作者单位】空军工程大学防空反导学院,710051,西安;空军工程大学防空反导学院,710051,西安;空军工程大学防空反导学院,710051,西安;空军工程大学防空反导学院,710051,西安【正文语种】中文【中图分类】TP273;V448吸气式高超声速飞行器是指采用细长体气动机身和超燃冲压发动机一体化外形，具备在临近空间以大于5马赫速度飞行的一类有动力式飞行器［1－2］，其控制系统是气动／推进／结构耦合的多变量非线性系统，且因特殊的构型设计和复杂的飞行环境，导致多种因素引发飞行器模型中的各种不确定性。
一种飞行器气动参数在线辨识方法[发明专利]
![一种飞行器气动参数在线辨识方法[发明专利]](https://img.taocdn.com/s3/m/6c44f792294ac850ad02de80d4d8d15abe2300e6.png)
(19)中华人民共和国国家知识产权局(12)发明专利申请(10)申请公布号 (43)申请公布日 (21)申请号 201910693133.4(22)申请日 2019.07.30(71)申请人 北京航空航天大学地址 100191 北京市海淀区学院路37号(72)发明人 唐鹏 党小为 郑琛 刘舒娜 (51)Int.Cl.G06F 17/50(2006.01)(54)发明名称一种飞行器气动参数在线辨识方法(57)摘要本发明公开了一种飞行器气动参数在线辨识方法，用于实现实现对飞行器气动参数的实时在线辨识。
该方法结合了无迹卡尔曼滤波算法与遗忘因子最小二乘法，无迹卡尔曼滤波算法用于估计出去除飞机传感器以及过程噪声影响的状态量，遗忘因子最小二乘法用于利用状态估计值参数辨识，该方法利用卡尔曼滤波算法用于状态估计的优势，解决遗忘因子最小二乘法因噪声对参数估计不准确的问题，提高了在线辨识的参数估计精度。
该方法因涉及了实际工程背景，有较高的工程应用价值。
权利要求书2页 说明书6页 附图1页CN 110532621 A 2019.12.03C N 110532621A1.一种飞行器气动参数在线辨识方法，其特征在于：将卡尔曼滤波算法与遗忘因子最小二乘算法相结合，无迹卡尔曼滤波估计出去除飞机传感器以及过程噪声影响的状态量，利用状态估计值进行遗忘因子最小二乘参数辨识。
2.根据权利要求1所述的一种飞行器气动参数在线辨识方法，其特征在于：所述无迹卡尔曼滤波算法进行状态估计包括如下步骤：S1：建立飞行器的状态与观测方程(离散形式)：x k+1＝f(x k，u k，θ)+w ky k＝g(x k，u k，θ)+v kx k∈R n为n维状态向量，f为非线性状态方程，w k，v k分别为过程和观测噪声。
S2：选取x k分布中的2n+1个点，被称为sigma点，以及一组对应的权值分别为均值和协方差的权值。
将初始向量的一组sigma点采用如下方式表示χk-1＝[x0，k-1，x1，k-1，…，x2n，k-1]。
一种基于动态耦合分析的高超声速飞行器协调控制方法[发明专利]
![一种基于动态耦合分析的高超声速飞行器协调控制方法[发明专利]](https://img.taocdn.com/s3/m/9a708f0b0975f46526d3e1c8.png)
专利名称：一种基于动态耦合分析的高超声速飞行器协调控制方法
专利类型：发明专利
发明人：王玉惠,冯星凯,吴庆宪,张晓辉,侯思远,徐超
申请号：CN201910333259.0
申请日：20190424
公开号：CN110187715A
公开日：
20190830
专利内容由知识产权出版社提供
摘要：本发明公开了一种基于动态耦合分析的高超声速飞行器协调控制方法，包括：建立高超声速飞行器纵向系统模型；针对高超声速飞行器飞行特点，提出针对高超声速飞行器的动态耦合分析方法；将高超声速飞行器动态耦合分析方法应用于高超声速飞行器纵向系统模型，得出轨迹变量、姿态变量和控制输入变量间的动态耦合关系矩阵；利用得出的动态耦合关系矩阵，设计高超声速飞行器纵向系统协调控制器。
本发明从系统动态方程入手，得出的耦合关系矩阵为非线性的、动态的，更加全面客观的反应实际飞行状态下的耦合情况。
申请人：南京航空航天大学
地址：210016 江苏省南京市秦淮区御道街29号
国籍：CN
代理机构：南京苏高专利商标事务所(普通合伙)
代理人：徐红梅
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高超声速飞行器鲁棒多目标线性变参数控制
一种火箭动力助飞高超声速飞行器轨迹优化设计方法
一种火箭动力助飞高超声速飞行器轨迹优化设计方法
罗云皓;徐聪;赵爱红;郑宇;王剑颖
【期刊名称】《力学与实践》
【年(卷),期】2022(44)6
【摘要】为提升高超声速飞行器的射程和飞行性能,提出一种基于气动力与火箭发动机推力混合控制的轨迹优化设计方法。
针对高超声速飞行器再入阶段的混合控制轨迹优化问题,提出求解多段不同特征轨迹的分段高斯伪谱法,将多段最优控制问题转化为非线性规划问题。
采用SQP算法对其进行求解,获取以最大射程为性能指标的飞行器轨迹优化方法,并以此研究火箭发动机在有限燃料、适当启动条件下单次和多次启动对飞行轨迹的影响。
数值仿真结果表明,分段高斯伪谱法可较快速求解出火箭动力助飞高超声速飞行器最优轨迹,发动机单次启动和多次启动方案能够在不同方面改善飞行器性能。
【总页数】10页(P1303-1312)
【作者】罗云皓;徐聪;赵爱红;郑宇;王剑颖
【作者单位】中山大学航空航天学院;空间物理重点实验室
【正文语种】中文
【中图分类】V412
【相关文献】
1.火箭基组合循环高超声速飞行器爬升-巡航全局轨迹优化研究
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3.临近空间高超声速
无动力滑翔飞行器最优轨迹设计及制导研究4.无动力滑翔高超声速飞行器轨迹预测方法5.一种高超声速飞行器再入轨迹优化方法
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高超声速飞行器鲁棒自适应控制律设计
高超声速飞行器鲁棒自适应控制律设计
张天翼;周军;郭建国
【期刊名称】《宇航学报》
【年(卷),期】2013(034)003
【摘要】针对具有强耦合特性与模型不确定性特点的高超声速飞行器控制问题,提出了一种新的鲁棒自适应控制律设计方法.首先,结合高超声速飞行器数学模型,在引入参考模型的基础上,建立了一种具有非匹配特性的耦合控制模型.然后,基于该非线性模型,结合Riccati方程,通过动态调节参数的方法,得到了一种鲁棒自适应控制律.最后,对该控制算法的有效性进行了仿真验证.仿真结果表明:此算法在气动参数摄动与干扰同时存在的情形下,可以满足高超声速飞行器的稳定飞行要求.
【总页数】5页(P384-388)
【作者】张天翼;周军;郭建国
【作者单位】西北工业大学精确制导与控制研究所,西安710072;西北工业大学精确制导与控制研究所,西安710072;西北工业大学精确制导与控制研究所,西安710072
【正文语种】中文
【中图分类】V19
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1.一种高超声速飞行器鲁棒自适应控制方法 [J], 余朝军;江驹;肖东;郑亚龙
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一种非仿射高超声速飞行器输出反馈控制方法
一种非仿射高超声速飞行器输出反馈控制方法
路遥
【期刊名称】《自动化学报》
【年(卷),期】2022(48)6
【摘要】针对一类考虑模型非仿射特性和执行机构饱和特性的高超声速飞行器轨迹跟踪控制问题,提出一种基于backstepping的输出反馈非线性控制方法.考虑执行机构故障激发的未知非线性动态,建立了非仿射形式飞行器模型.为解决实际工程应用中存在的气流角测量值难以使用的问题,利用高度和速度测量值以及高阶微分器设计了航迹倾角在线估计方法.基于跟踪微分器设计了模型干扰项的估计方法,并解决了backstepping方法应用中存在的“微分项爆炸”问题.引入辅助系统降低控制量饱和带来的不利影响.基于Lyapunov理论证明了闭环系统的稳定性.最后,通过对比仿真实验验证了所提方法的有效性.
【总页数】13页(P1530-1542)
【作者】路遥
【作者单位】北京航天自动控制研究所;宇航智能控制技术国家级重点实验室【正文语种】中文
【中图分类】TP2
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1.一种高超声速飞行器的再入鲁棒输出反馈控制
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3.一种非仿射高超声速飞行器的智能控制方法
4.一种非仿射高超声速飞行器的智能控制方法
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高超声速飞行器最优PIF-LQR控制器设计
高超声速飞行器最优PIF-LQR控制器设计
鹿存侃;闫杰
【期刊名称】《计算机仿真》
【年(卷),期】2009(026)005
【摘要】以一类通用高超声速飞行器的非线性纵向模型为研究对象,对其线性化后,应用LQR理论设计了一种多输人多输出的最优控制器.通过引入比例积分滤波器(PIF),有效地抑制模型参数变化所引起的扰动,实现飞行器对速度和高度变化指令精确跟踪.将所设计控制器应用于具有不确定参数的高超声速飞行器扰动模型,通过仿真对控制器的鲁棒性进行评估.仿真结果表明,尽管存在参数不确定性,所设计控制器能够满足高超声速飞行器在复杂飞行条件下的控制要求,具有较强的鲁棒性.
【总页数】5页(P84-87,95)
【作者】鹿存侃;闫杰
【作者单位】西北工业大学航天学院,陕西,西安,710072;西北工业大学航天学院,陕西,西安,710072
【正文语种】中文
【中图分类】V411.8
【相关文献】
1.基于旋量方法的高超声速飞行器三维非线性伪最优制导律设计 [J], 彭双春;朱建文;汤国建;陈克俊
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5.一种高超声速滑翔飞行器滑模控制器设计 [J], 安通;陈海山;潘玉龙;边保平因版权原因，仅展示原文概要，查看原文内容请购买。
基于扰动预测的高超声速飞行器高精度姿态控制器设计
基于扰动预测的高超声速飞行器高精度姿态控制器设计
葛致磊;宋波涛;郭锐
【期刊名称】《西北工业大学学报》
【年(卷),期】2015(000)001
【摘要】提供了一种在高超声速飞行器姿态运动数学模型具有强耦合、不确定性以及非线性的特点的情况下，依然能够实现对其姿态运动进行高精度控制的控制器设计方法。
该方法首先采用预测滤波器对系统的不确定性进行估计和补偿，通过对系统的不确定性进行补偿，大大减小了模型误差，提高了控制精度；其次在此基础上采用反馈线性化的方法对补偿后的系统进行解耦，并对解耦后的系统设计变结构控制器。
通过仿真表明文中所设计的方法确实能够实现高超声速飞行器的高精度姿态控制。
【总页数】6页(P123-128)
【作者】葛致磊;宋波涛;郭锐
【作者单位】西北工业大学航天学院，陕西西安，710072;上海机电工程研究所，上海 200233;解放军航天医学工程研究所，北京 100094
【正文语种】中文
【中图分类】TJ765.2
【相关文献】
1.基于特征模型的高超声速飞行器姿态控制器与自适应滤波算法的设计 [J], 王丽娇
2.高超声速飞行器多约束鲁棒姿态控制器设计 [J], 冯振欣;郭建国;周军
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一种基于回溯自适应算法的飞行器气动特性在线辨识方法[发明专利]
![一种基于回溯自适应算法的飞行器气动特性在线辨识方法[发明专利]](https://img.taocdn.com/s3/m/4b3a454cf524ccbff0218409.png)
专利名称：一种基于回溯自适应算法的飞行器气动特性在线辨识方法
专利类型：发明专利
发明人：戴世聪,刘全军,闵昌万,王颖,肖振,陈敏,张鹏宇,刘秀明,陈芳,王毓栋,孙学功,李萌萌,朱广生,阎君
申请号：CN201711116305.9
申请日：20171113
公开号：CN107976296A
公开日：
20180501
专利内容由知识产权出版社提供
摘要：本发明提供了一种基于回溯自适应算法的飞行器气动特性在线辨识方法，包括步骤：(1)、将飞行器角速度动力学方程中转动惯量矩阵的逆与力矩向量的乘积项等效变换成φ(k)θ形式，并将其进行离散化处理，得到飞行器角速度的差分方程；其中，φ(k)为信号向量，θ为参数真值向量，所述真值参数向量为包含待辨识气动特性参数的列向量；(2)、建立角速度估计虚拟系统的数学模型，使得角速度估计误差与参数估计误差为φ(k)[θ(k)‑θ]，其中，θ(k)为参数真值向量的估计值；(3)、建立角速度估计误差的回溯性能公式，结合回溯更新律，实时获取φ(k)，采用回溯自适应方法解算θ(k)，使角速度估计误差趋近于0，根据θ(k)的值解算待辨识气动特性参数。
该方法计算量更小，对计算机要求更低，具有可操作性。
申请人：北京临近空间飞行器系统工程研究所,中国运载火箭技术研究院
地址：100076 北京市丰台区南大红门路1号
国籍：CN
代理机构：中国航天科技专利中心
代理人：庞静
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(19)中华人民共和国国家知识产权局
(12)发明专利申请
(10)申请公布号 (43)申请公布日 (21)申请号 201910294878.3
(22)申请日 2019.04.12
(71)申请人 浙江大学
地址 310058 浙江省杭州市西湖区余杭塘
路866号
(72)发明人 杨华 陈丽华 罗鹏 陈加政
(74)专利代理机构 杭州求是专利事务所有限公
司 33200
代理人 万尾甜 韩介梅
(51)Int.Cl.
G05D 1/04(2006.01)
G05B 13/04(2006.01)
(54)发明名称一种基于气动参数在线辨识的高超声速飞行器纵向控制方法(57)摘要本发明公开了一种基于气动参数在线辨识的高超声速飞行器纵向控制方法。
该方法是首先采用结合了扩展卡尔曼滤波算法和迭代滤波理论的迭代扩展卡尔曼滤波算法对气动参数进行在线辨识，为后续的控制提供较精确的模型；然后基于辨识得到的气动参数，设计自适应滤波反步控制器对高超声速飞行器的纵向方程进行精确控制。
本发明采用的迭代扩展卡尔曼滤波算法相比传统的扩展卡尔曼滤波算法具有更高的精度，能够更加准确地辨识出气动参数。
本发明提出的控制策略能有效克服“天地参数不一致”的现象，通过在线辨识提高模型的准确性，减轻控
制系统的压力。
权利要求书3页 说明书12页 附图9页CN 110187713 A 2019.08.30
C N 110187713
A
1.一种基于气动参数在线辨识的高超声速飞行器纵向控制方法，其特征在于，该方法是先采用结合了扩展卡尔曼滤波算法和迭代滤波理论的迭代扩展卡尔曼滤波算法对气动参数进行在线辨识；再采用自适应滤波反步控制器对高超声速飞行器进行精确控制。
2.根据权利要求1中所述的基于气动参数在线辨识的高超声速飞行器纵向控制方法，其特征在于，包括如下步骤：
步骤(1)针对高超声速飞行器纵向方程，将待辨识参数作为系统状态得到扩展的状态方程，
并将量测方程进行线性化得到扩展卡尔曼滤波算法进行辨识得到实时的状态值
步骤(2)在上述状态估计点对量测方程进行泰勒级数展开来降低线性化误差，从而得到更好的状态的估计值，并迭代多步，得到迭代扩展卡尔曼滤波算法，对气动参数进行在线辨识；
步骤(3)基于步骤(2)辨识得到的气动参数，得到较为精确的高超声速飞行器纵向方程，针对该方程，采用自适应滤波反步控制器进行控制。
3.根据权利要求2所述的基于气动参数在线辨识的高超声速飞行器纵向控制方法，其特征在于，步骤(2)采用的迭代扩展卡尔曼滤波算法，是在扩展卡尔曼滤波算法的基础上结合迭代滤波理论，通过在扩展卡尔曼滤波算法得到的状态估计点对量测方程进行泰勒级数展开得到更好的状态估计值，从而得到更精确的辨识结果。
4.根据权利要求2所述的基于气动参数在线辨识的高超声速飞行器纵向控制方法，其特征在于，基于迭代扩展卡尔曼滤波算法进行在线辨识得到气动参数后，即可以得到较为精确的高超声速飞行器纵向方程；由于飞行器的速度主要通过发动机的油门开度η改变推力来控制，高度则通过舵偏角δe 改变俯仰力矩来控制，
因此，将高超声速飞行器的纵向运动分为高度子系统和速度子系统；
则高度子系统的动力学方程为：
速度子系统的方程表示为：
其中：V为飞行器的速度，h为飞行高度，γ表示航迹角，α为迎角，ωy 为俯仰角速度，这五个状态构成了纵向的状态变量；m表示飞行器的质量，μ表示引力常数，I y 为转动惯量，r为飞行器质心到地心的距离，T为发动机提供的推力，D ,L ,M分别为在线辨识具体参数后的阻力、升力和俯仰力矩，其具体的表达式为：
权 利 要 求 书1/3页2CN 110187713 A。