基于风洞自由飞试验的气动导数辨识方法和系统与流程

本发明涉及飞机模型辨识技术，尤其涉及基于风洞自由飞试验的气动导数辨识方法和系统。

背景技术：

在飞机的气动导数辨识研究上，目前常用的试验方式是传统的风洞内强迫振荡试验和试飞试验。

试飞试验的试验条件十分依赖于天气状况,因为天气情况的限制,以及大气中具有大量的扰动,所述试验条件难以控制,也很难做出重复性的试验，影响了试验数据的准确性。而且，在试飞试验中，飞机做出的辨识动作也相对比较猛烈，容易导致飞机失事，具有安全性不高的风险。

为了避免上述问题，现有技术采用风洞强迫震荡试验来替代成本高昂危险系数高的试飞试验。风洞强迫震荡试验中，为了模拟现实中的气流状况，风洞和支撑装置设计的十分复杂，然而飞机模型却十分简单。飞机模型和支撑装置采用固连的方式，或不能动作，或只能依靠支撑装置通过复杂的动作设计来带动飞机模型运动，这使得试验结果受支杆气动弹性影响较大，运动机构设计与试验数据后处理均非常复杂。然而，虽然支撑装置的设计复杂成本较高，但并不能模拟出现实中飞机在飞行时灵活的动作，舵面并不能随时调整，需要将风洞停机才能调整舵面，具有局限性和僵硬性。除此以外，风洞强迫震荡试验需要较高的风速与强迫振荡频率才能从天平中获得足够的信噪比气动数据，强迫振荡采用正弦波作为输入，正弦波除了试验需要的振荡频率外，还包括了一部分的高频和低频波段。高频波段会导致和结构模态相耦合的运动，低频波段会导致一些沉浮运动和线性运动，导致试验输入不纯粹，试验结果准确度受到影响。

综上，针对飞机的气动导数辨识研究，目前缺乏能够真实模拟飞机飞行状态，得到准确气动导数的试验装置和方法。

技术实现要素：

本发明提供了基于风洞自由飞试验的气动导数辨识方法和系统，能够在风洞试验中真实的模拟飞机的飞行状态，通过试验得到更准确的气动导数。

为达到上述目的，本发明采用如下技术方案：

基于风洞自由飞试验的气动导数辨识方法，包括：

S1、地面监控中心载入动力学模型；

S2、开启风洞，所述地面监控中心向MEMS控制器发送闭环指令，配平飞机缩比模型；

S3、所述地面监控中心向所述MEMS控制器分别发送激励信号，微舵机系统驱动所述飞机缩比模型进行舵面运动，所述飞机缩比模型做出激励响应；

S4、飞控系统采集并解算所述激励响应，得到所述飞机缩比模型的姿态和角速度信息，并发送回地面监控中心；

S5、将所述激励信号，即舵偏信号载入所述动力学模型，赋予所述动力学模型中的未知参数初值，初值根据经验和静态测力试验结果给出，解算所述动力学模型，动力学模型为一阶微分方程，计算得到姿态和角速度计算值；

S6、将所述试验测得的姿态和角速度与计算所得姿态和角速度值载入优化函数，采用基于极大似然法的输出误差法，通过迭代计算，不断优化目标函数，当目标函数的导数为最小值时，将此时动力学模型中的未知参数标记为辨识结果。

进一步的，所述动力学模型包括:纵向模型、横向模型和航向模型，

纵向模型为：

其中，θ为俯仰角，q为俯仰角速率，δ_e为升降舵，M_α为静稳定俯仰力矩，M_q为俯仰阻尼力矩，为俯仰操纵效能，未知参数包括

横向模型为：

其中，p为滚转角速率，δ_a为副翼，L_p为滚转阻尼，为滚转操纵效能，未知参数包括

航向模型为：

其中，ψ为偏航角，r是偏航角速率，N_β静稳定偏航力矩，N_r为偏航阻尼力矩，未知参数包括Θ＝[N_β，N_r]。

进一步的，所述激励信号包括：俯仰倍脉冲激励信号、滚转小波激励信号、偏航倍脉冲激励信号。J(Θ)＝det(R)

进一步的，所述滚转小波激励信号为Meyer小波。小波信号具有时域及频域的双重局域性：在时轴上，激励信号只集中出现在几秒内；而在频域上，信号能量集中在给定的中频段上。由于低频分量为零，当小波激励结束后，飞机的滚转角响应最终回归于初始值。

进一步的，优化函数的表达式是：

所述目标函数的表达式是：

J(Θ)＝det(R) (5)

所述目标函数的导数为

本发明还提供了基于风洞自由飞试验的气动导数辨识系统，包括风洞(1)、飞机缩比模型(2)、MEMS控制器(3)、自由度释放装置(4)和地面监控中心(5)，风洞(1)中安装自由度释放装置(4)，自由度释放装置(4)上安装飞机缩比模型(2)，飞机缩比模型(2)采用3D打印技术制作完成，根据相似准则实现与实体飞机的几何相似、质量相似和惯量相似。飞机缩比模型(2)中嵌入MEMS控制器(3)，地面监控中心(5)通过无线网络和MEMS控制器(3)通讯，MEMS控制器(3)包括微舵机系统、飞行控制系统和磁编码器，微舵机系统接收来自地面监控中心(5)的控制指令，驱动舵面运动；飞行控制系统对飞机缩比模型(2)的姿态进行实时解算并记录飞机缩比模型(2)的姿态、角速度等信息，磁编码器实时测量并记录舵面的实际位置。

进一步的，自由度释放装置(4)可以实现飞机缩比模型(2)的三自由度释放。

本发明的有益效果是：本发明提供了基于风洞自由飞试验的气动导数辨识方法和系统，能够在风洞试验中真实的模拟飞机的飞行状态，通过试验得到更准确的气动导数。其中，自由度释放装置释放了转动自由度，有效隔离了支撑系统的气动弹性对飞机缩比模型的影响,使得飞机缩比模型能够灵活的动作；实验所需风速较低，在15m/s-25m/s之间，微舵机系统能够驱动飞机缩比模型进行舵面运动,实现飞机缩比模型的自动配平,模拟了飞机在飞行过程中的配平动作，返回的数据更接近飞机在真实飞行中的情况,使得最终的测算结果更加精准。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例中的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其它的附图。

图1为基于风洞自由飞试验的气动导数辨识系统的结构示意图；

图2为MEMS控制器与地面监控中心的信息交互示意图；

图3为辨识流程图示意图；

图4为俯仰辨识结果示意图；

图5为滚转辨识结果示意图；

图6为偏航辨识结果示意图。

其中，1-风洞，2-飞机缩比模型，3-MEMS控制器，4-自由度释放装置，5-地面监控中心。

具体实施方式

为使本领域技术人员更好地理解本发明的技术方案，下面结合具体实施方式对本发明作进一步详细描述。

本发明实施例提供了基于风洞自由飞试验的气动导数辨识系统，如图1所示，包括：包括风洞1、飞机缩比模型2、MEMS控制器3、自由度释放装置4和地面监控中心5。风洞1内安装自由度释放装置4，自由度释放装置4联结飞机缩比模型2，飞机缩比模型2内嵌入MEMS控制器3。MEMS控制器3包括微舵机系统、飞行控制系统和磁编码器。

如图2所示，MEMS控制器3与地面监控中心1通过无线网络连接，MEMS控制器3接收地面监控中心1的指令信息，使飞机缩比模型2做出相应的响应，对飞机缩比模型2的姿态和角速度进行实时的记录和解算。磁编码器实时测量并记录飞机缩比模型2舵面的实际位置，这些信息发送给地面监控中心1，地面监控中心1实时观测飞机缩比模型2的飞行状态。

基于风洞自由飞试验的气动导数辨识方法，包括：

S1、地面监控中心载入动力学模型，包括纵向、横向和航向动力学模型，其中，纵向模型为：

θ为俯仰角，q为俯仰角速率，δ_e为升降舵，M_α为静稳定俯仰力矩，M_q为俯仰阻尼力矩，为俯仰操纵效能，未知参数包括

横向模型为：

p为滚转角速率，δ_a为副翼，L_p为滚转阻尼，为滚转操纵效能，未知参数包括

航向模型为：

ψ为偏航角，r是偏航角速率，N_β静稳定偏航力矩，N_r为偏航阻尼力矩，未知参数包括Θ＝[N_β，N_r]。

S2、开启风洞，风洞的风速为20m/s，所述地面监控中心生成并向MEMS控制器发送闭环指令，配平飞机缩比模型。

S3、所述地面监控中心向所述MEMS控制器分别发送俯仰倍脉冲激励信号、滚转小波激励信号和偏航倍脉冲激励信号，微舵机系统驱动所述飞机缩比模型进行舵面运动，所述飞机缩比模型分别做出俯仰激励响应、滚转激励响应和偏航激励响应。

S4、飞控系统采集并解算俯仰激励响应、滚转激励响应和偏航激励响应，得到飞机缩比模型的在各个激励响应下的姿态和角速度信息，得到姿态和角速度测量值，并发送回地面监控中心。

S5、将所述激励信号，即舵偏信号载入所述动力学模型，赋予所述动力学模型中的未知参数初值，初值根据经验和静态测力试验结果给出，对于纵向模型，未知参数将倍脉冲激励信号δ_e代入，对未知参数中的各项根据经验和静态试验结果赋予初值，由此可解一阶微分方程(1)，得到计算的姿态角θ和俯仰角速度q，即y＝[θ，q]；对于横向模型，未知参数将meyer小波激励信号δ_a代入，对未知参数中的各项根据经验和静态试验结果赋予初值，由此可解一阶微分方程(2)，得到计算的滚转角速度p；对于航向模型，未知参数Θ＝[N_β，N_r]，将倍脉冲激励信号δ_r代入，对未知参数Θ＝[N_β，N_r]中的各项根据经验和静态试验结果赋予初值，由此可解一阶微分方程(3)，得到计算的姿态角ψ和偏航角速度r；

S6、将所述试验测得的姿态和角速度与计算所得姿态和角速度值载入优化函数，采用基于极大似然法的输出误差法，通过迭代计算，不断优化目标函数J(Θ)，当目标函数的导数G为最小值时，确定此时的未知参数值为辨识结果。

所述目标函数和优化函数的表达式分别是：

J(Θ)＝det(R) (4)

所述目标函数的导数为

式中，矢量y为计算模型输出的俯仰角与俯仰角速度，矢量z为试验获得的相应值，t_k为采样时刻，多个机动过程共采样了N次。

对纵向辨识，其试验结果如图4所示，图中实虚曲线分别为左右升降副翼舵偏输入；下两幅子图则分别为俯仰角与俯仰角速率模型响应(虚线)与试验值(实线)。变脉冲输入后的大部分响应阶段，模型与试验值吻合较好。证明本辨识方法的有效性。

对横向辨识，其试验结果如图5所示，模型响应与实验结果较为接近。由于忽略摩擦作用，小滚转角速度下响应存在一定差别。

对航向辨识，其试验结果如图6所示，建模仿真获得的磁航向角及偏航角速度的时间历程与实验结果非常接近

本发明的有益效果是：

释放了转动自由度，有效隔离了支撑系统的气动弹性影响；

仅需较低试验风速即可辨识动导数信息，实验成本低；

试验周期短，风险小，不受天气影响，辨识过程简单，提高了模型参数获取的便捷性。

以上所述，仅为本发明的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应该以权利要求的保护范围为准。