專利名稱：基于可變數(shù)據(jù)長度最大信息量準(zhǔn)則的飛行器建模方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種飛行器建模方法，特別是涉及一種基于可變數(shù)據(jù)長度最大信息量準(zhǔn)則的飛行器建模方法。
背景技術(shù)：
根據(jù)飛機(jī)氣動模型和參數(shù)不僅可以確定飛機(jī)的操縱穩(wěn)定性，還可為地面和空中仿真器提供正確的數(shù)學(xué)模型；驗證飛機(jī)氣動參數(shù)的風(fēng)洞實驗和理論計算結(jié)果；為飛機(jī)控制系統(tǒng)的設(shè)計和改進(jìn)提供基本數(shù)據(jù)；鑒定定型飛機(jī)的飛行品質(zhì)；研究高性能飛機(jī)的飛行品質(zhì)；進(jìn)行飛機(jī)失事的事故分析等等；準(zhǔn)確地建立飛機(jī)數(shù)學(xué)模型問題與通過基本定律、定理等機(jī)理建模的理論方法截然不同，主要根據(jù)實驗所得的輸入和輸出數(shù)據(jù)建立模型，其基本理論依據(jù)為非線性系統(tǒng)辨識學(xué)和非線性飛行動力學(xué)；當(dāng)飛機(jī)作小迎角小擾動飛行時，氣動力和力矩?？梢杂门_勞級數(shù)展開取一次項，即Bryan模型表示。當(dāng)馬赫數(shù)、高度一定時，這一模 型是線性定常模型，此模型因為形式簡單而一直沿用至今，成為氣動數(shù)學(xué)模型的基石；采用這種模型，飛行器系統(tǒng)辨識就成了對已知數(shù)學(xué)模型的系統(tǒng)參數(shù)估計了 ；現(xiàn)代戰(zhàn)斗機(jī)、戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈在作戰(zhàn)時需要較大機(jī)動、過失速甚至尾旋，其迎角可以從十幾度、幾十度直至一百多度，已不能采用線性模型；飛機(jī)大迎角形成的脫體渦、分離渦所引起的非定常下洗流場、使得定常模型也不能再適用了。研究在大迎角下飛行器的非定常、非線性氣動模型已成為當(dāng)前飛機(jī)研制的迫切需要的問題。然而，非線性氣動力的辨識異常復(fù)雜，它是一般的非線性系統(tǒng)辨識問題，輸入量與狀態(tài)之間的函數(shù)關(guān)系很難確定，需要對模型進(jìn)行辨識；模型辨識的關(guān)鍵是建模判據(jù)和優(yōu)選算法，對于給定的結(jié)構(gòu)形式，應(yīng)用建模判據(jù)來確定模型的最優(yōu)階數(shù)并從侯選模型中選出最優(yōu)模型；由于實測數(shù)據(jù)含有噪聲，建模判據(jù)不能僅僅考察對現(xiàn)有數(shù)據(jù)的擬合誤差大小，而且綜合考慮其它因素，否則將會使模型不正確；通常，建模判據(jù)應(yīng)能使優(yōu)選出的模型具有以下特點1.模型很好地擬合現(xiàn)有飛行數(shù)據(jù)；2.模型各項有明顯的物理意義；3.模型能預(yù)測類似條件下的實測數(shù)據(jù)；4.在性能相當(dāng)?shù)臈l件下階次最低；最常用的模型辨識方法是逐步回歸法，其原理是逐項將影響顯著性的預(yù)報因子選入，并將影響小的因子剔除，建立回歸方程的方法；這一方法計算簡單、比較實用；但這一方法有兩個明顯的缺點一是選擇標(biāo)準(zhǔn)由人而定，而且沒有給出結(jié)果的可信度；二是誤差積累大，容易漏選和誤選；為此，人們對要求較高的飛行器模型辨識問題常常采用最大信息量準(zhǔn)則AIC方法，但是該方法處理速度慢，信噪比較小時模型辨識精度差；由于在非線性情況下，只能對飛機(jī)非線性方程進(jìn)行數(shù)值積分，進(jìn)行靈敏度矩陣計算和迭代計算，從而使計算的復(fù)雜程度和計算量比線性估計高得多，同時也使模型輸出與實驗數(shù)據(jù)之間的擬合變得更加困難，特別是當(dāng)飛行數(shù)據(jù)長度不同時，現(xiàn)有AIC準(zhǔn)則沒有直接考慮不同的數(shù)據(jù)長度，常常會導(dǎo)致飛行試驗給出的氣動模型和參數(shù)驗證不正確。

發(fā)明內(nèi)容
為了克服現(xiàn)有最大信息量準(zhǔn)則不考慮數(shù)據(jù)長度而導(dǎo)致飛行試驗給出的氣動模型和參數(shù)驗證正確性差的不足，本發(fā)明提供一種基于可變數(shù)據(jù)長度最大信息量準(zhǔn)則的飛行器建模方法。該方法通過分析數(shù)據(jù)長度的影響，對最大信息量準(zhǔn)則進(jìn)行了修正，得到了新的模型辨識判據(jù)，由新判據(jù)建立了指數(shù)建模，直接可以用于飛行器的飛行試驗建模和模型驗證，可以避免根據(jù)飛行試驗建立和驗證飛行器大迎角模型存在的技術(shù)問題。 本發(fā)明解決其技術(shù)問題所采用的技術(shù)方案是一種基于可變數(shù)據(jù)長度最大信息量準(zhǔn)則的飛行器建模方法，其特點是包括以下步驟步驟一、飛行試驗待確定的飛行器候選模型的狀態(tài)方程為= f If0WO5 Ω。]5f,[x(0, l-Jq
= g{g0[x(/),Ω。]，giW/),Oi]，...,g [9，x(/)],/}i (2) lz(4) = y0i)+vW(I)、⑵式中，x(t)為n維狀態(tài)向量；y(t)為m維觀測向量；f{fQ[x(t)，Ω0],fi[x(t) , θ J , ···, fq [ θ q, X (t) ], t} > g {g0 [x (t) , Ω J , gj [χ (t) , θ J , ···, gq[ θ q, x(t)],t}為表達(dá)式已知的待確定模型結(jié)構(gòu)函數(shù),fJxU)，Q0]>g(l[x(t), Ω0]為根據(jù)物理概念必須選入的模型，fi[x(t), Θ i] >gi[x(t), θ i] (i=l,2, ···, q)為候選模型，Z (tk)為在tk時刻對y(tk)的測量值；Ω為未知維數(shù)的參數(shù)向量，Qci為已知維數(shù)的參數(shù)向量；V (k)為測量噪聲，假定方差為Rk的零均值高斯白噪聲；fi[X(t)，日山仏⑴，θ,Κ = 1,2,…，q)是否在模型中出現(xiàn)及Ω。、Θ = 1,2,…，q)的取值需要辨識，q為已知的候選模型個數(shù)；由于對飛行器的模型結(jié)構(gòu)準(zhǔn)確度要求較高，最大信息量準(zhǔn)則AIC為AIC=-21nL+2p,(3)式中，L為極大似然函數(shù)p為模型中獨立參數(shù)的個數(shù)，In / =^Zvl (幻R^v(々)-4 ln(士文IRi. |) + coiist(4)
2 k=i2 Jy k=i，const為常數(shù)，N為數(shù)據(jù)長度，In為自然對數(shù)符號；步驟二、根據(jù)假定fQ[x(t) , Ω J、gQ [χ (t) , Ω。]、Ωα=Ω。已經(jīng)通過優(yōu)選算法選入模型，并由以下算法迭代計算得到令j=0,l,2, ···, q,假定 fj[x(t) , Θ j] > gj [x (t) , θ」]、Ω j 已經(jīng)選入模型，按照以下方式選擇其它候選模型求(4)式極大值，迭代計算ΔΩ; =A^b7(5)以及R,> Vj (k) = z(tk)-g[x(>t),,tk](6)
N k=l(5)、(6)式中—Aj = ^(π)ΤR；*π = ΒΙΡ； Β, =[(^￥)Τ,(^%ν,···,(^^)Τ]
1ti 3ω;γ J da] 1 ] J ] 3ω了 any da]P；1 =diag[R}1, R}1,…R;1]，
當(dāng)兩個飛行試驗數(shù)據(jù)長度分別為N、M、設(shè)
權(quán)利要求
1. 一種基于可變數(shù)據(jù)長度最大信息量準(zhǔn)則的飛行器建模方法，其特征在于包括以下步驟 步驟一、飛行試驗待確定的飛行器候選模型的狀態(tài)方程為
全文摘要
本發(fā)明公開了一種基于可變數(shù)據(jù)長度最大信息量準(zhǔn)則的飛行器建模方法，用于解決現(xiàn)有的最大信息量準(zhǔn)則不考慮數(shù)據(jù)長度而導(dǎo)致飛行試驗給出的氣動模型和參數(shù)驗證正確性差的技術(shù)問題。技術(shù)方案是通過在最大信息量準(zhǔn)則考慮數(shù)據(jù)長度，可以根據(jù)飛行器的不同飛行試驗因素修正建模準(zhǔn)則；對測量方差估計Rj和Rj+1的U-D分解，得到了標(biāo)量模型選擇和驗證判別式。便于直接根據(jù)飛行試驗數(shù)據(jù)建立飛行器氣動力、力矩模型，避免了最大信息量準(zhǔn)則未直接考慮數(shù)據(jù)長度導(dǎo)致用不同飛行試驗數(shù)據(jù)建立和驗證氣動模型不正確的技術(shù)問題。
文檔編號G05D1/00GK102880057SQ20121038273
公開日2013年1月16日 申請日期2012年10月11日 優(yōu)先權(quán)日2012年10月11日
發(fā)明者史忠科 申請人:西北工業(yè)大學(xué)