專利名稱：基于模態(tài)分割和遺傳算法的飛行器定階次參數(shù)模型辨識(shí)方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明是用于對(duì)飛行器進(jìn)行動(dòng)力學(xué)建模的辨識(shí)方法，能夠高精度地辨識(shí)飛行器尤 其是直升機(jī)的動(dòng)力學(xué)模型。主要應(yīng)用在飛行器辨識(shí)建模和控制等技術(shù)領(lǐng)域。
背景技術(shù)：
飛行器的動(dòng)力學(xué)模型是飛行控制的前提。只有獲得精確的動(dòng)力學(xué)模型，才能獲得 優(yōu)良的飛行控制效果。反之，如果沒有精確的動(dòng)力學(xué)模型精度，很多先進(jìn)的飛行控制算法甚 至無法得以實(shí)現(xiàn)。傳統(tǒng)的飛行器建模方法主要有3種，風(fēng)洞建模、機(jī)理建模和辨識(shí)建模。而對(duì)于飛行 器尤其是直升機(jī)而言，其結(jié)構(gòu)、流場和飛行原理甚為復(fù)雜。采用風(fēng)洞建模和機(jī)理建模很難精 確量化其表面紊亂的流場和內(nèi)部復(fù)雜的動(dòng)力及操縱機(jī)構(gòu)。因此，近年來開始采用辨識(shí)建模 方法，根據(jù)真實(shí)的飛行實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)對(duì)飛行器進(jìn)行建模。在諸多辨識(shí)建模方法中，以美國陸軍與 NASA (National Aeronautics and Space Administration)聯(lián)合開發(fā)的飛行建模工具軟件 CIFER (Comprehensive Identification from Frequency Responses)為典型，其代表了 當(dāng)今飛行器尤其是直升機(jī)辨識(shí)建模的最高水平。然而，飛行器尤其是直升機(jī)的辨識(shí)建模技 術(shù)屬于尖端科技，西方國家對(duì)我國實(shí)行高度的技術(shù)封鎖。因此，有必要依靠自身力量開展飛 行器尤其是直升機(jī)建模技術(shù)的研究。傳統(tǒng)的辨識(shí)建模方法多采用最小二乘、Levy和數(shù)值優(yōu)化等方法，對(duì)飛行器動(dòng)力學(xué) 模型的常規(guī)形式(如多項(xiàng)式傳遞函數(shù)、零極點(diǎn)傳遞函數(shù)、狀態(tài)空間模型等)直接進(jìn)行建模。 由于飛行器尤其是直升機(jī)所具有的高階模型特點(diǎn)，所以同時(shí)、高精度地對(duì)高階次模型的諸 多參數(shù)進(jìn)行辨識(shí)是非常困難的。模型階次越高，則辨識(shí)精度越難以保證。因此，目前的辨識(shí) 建模方法需要在模型階次和模型精度之間進(jìn)行折衷。此外，傳統(tǒng)辨識(shí)方法所使用的最小二 乘、Levy和數(shù)值優(yōu)化等方法也難以對(duì)飛行器動(dòng)力學(xué)定階次模型進(jìn)行多參數(shù)、多范圍、高精度 地建模。綜合以上因素，傳統(tǒng)辨識(shí)方法(包括CIFERO對(duì)飛行器尤其是直升機(jī)動(dòng)力學(xué)的建 模精度有限。本發(fā)明通過采用模態(tài)分割模型和遺傳算法，可以對(duì)飛行器尤其是直升機(jī)進(jìn)行高精 度地建模。其原理是，利用模態(tài)分割方法將復(fù)雜的高階動(dòng)力學(xué)模型進(jìn)行簡化，在保留全部未 知參數(shù)的同時(shí)，使模型精度在辨識(shí)過程中不再受模型階次的制約；利用遺傳算法，對(duì)簡化的 動(dòng)力學(xué)模型進(jìn)行辨識(shí)，使模型能夠高精度地逼近真實(shí)飛行數(shù)據(jù)；利用模型驗(yàn)證手段，對(duì)獲取 的動(dòng)力學(xué)模型進(jìn)行檢驗(yàn)。經(jīng)過以上步驟的處理，本發(fā)明可以獲取飛行器尤其是直升機(jī)的高精度動(dòng)力學(xué)模 型。經(jīng)過理論分析和大量的飛行實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證，本發(fā)明的建模精度遠(yuǎn)高于目前最權(quán)威的飛行建 模工具軟件CIFER-。此外，本發(fā)明還有概念清晰、操作簡單、易于實(shí)現(xiàn)和便于飛行控制設(shè)計(jì) 的優(yōu)點(diǎn)。使用本發(fā)明提出的飛行器尤其是直升機(jī)動(dòng)力學(xué)模型辨識(shí)方法，可以有效縮短飛行 器尤其是直升機(jī)的飛行控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)周期，并顯著改善其飛行控制效果。因此，本發(fā)明可以
3加快新型號(hào)的研制或老型號(hào)的改進(jìn)，以及系列化、通用化、工程化的進(jìn)度，縮短與世界強(qiáng)國 的差距。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的目的在于提供一種可以高精度獲取飛行器尤其是直升機(jī)參數(shù)模型的辨 識(shí)方法。本發(fā)明的特征在于，含有模型結(jié)構(gòu)確定、飛行數(shù)據(jù)獲取、模型辨識(shí)和模型驗(yàn)證4 個(gè)階段，其中，模型結(jié)構(gòu)確定階段包括動(dòng)力學(xué)分析、確定模型階次和模態(tài)分割模型3個(gè)步 驟，飛行數(shù)據(jù)獲取階段包括掃頻飛行實(shí)驗(yàn)、頻域變換和頻域響應(yīng)數(shù)據(jù)3個(gè)步驟，模型辨識(shí)階 段包括遺傳算法辨識(shí)模型1個(gè)步驟，模型驗(yàn)證階段包括模型驗(yàn)證1個(gè)步驟，其中在模型結(jié)構(gòu)確定階段，通過動(dòng)力學(xué)分析確定模型階次，得到模型的結(jié)構(gòu)形式；利用 模態(tài)分割模型將復(fù)雜的高階動(dòng)力學(xué)模型進(jìn)行簡化，在保留全部未知參數(shù)的同時(shí)，使模型精 度在辨識(shí)過程中不再受模型階次的制約；在飛行數(shù)據(jù)獲取階段，獲取飛行器尤其是直升機(jī) 的真實(shí)動(dòng)力學(xué)頻域響應(yīng)；在模型辨識(shí)階段，利用遺傳算法使模態(tài)分割模型最大程度地逼近 真實(shí)動(dòng)力學(xué)頻域響應(yīng)；在模型驗(yàn)證階段，對(duì)獲取的動(dòng)力學(xué)模型進(jìn)行檢驗(yàn)，如果滿足要求則認(rèn) 為所得辨識(shí)模型滿足要求，否則重新進(jìn)行辨識(shí)實(shí)驗(yàn)。本發(fā)明的優(yōu)點(diǎn)在于可以得到飛行器尤其是直升機(jī)的高精度動(dòng)力學(xué)模型。此外，本 發(fā)明還有概念清晰、操作簡單、易于實(shí)現(xiàn)和便于飛行控制設(shè)計(jì)的優(yōu)點(diǎn)。使用本發(fā)明提出的飛 行器尤其是直升機(jī)動(dòng)力學(xué)模型辨識(shí)方法，可以有效縮短飛行器尤其是直升機(jī)的飛行控制系 統(tǒng)設(shè)計(jì)周期，并顯著改善其飛行控制效果。因此，本發(fā)明可以加快新型號(hào)的研制或老型號(hào)的 改進(jìn)，以及系列化、通用化、工程化的進(jìn)度，縮短與世界強(qiáng)國的差距。


圖1是基于模態(tài)分割和遺傳算法的飛行器定階次參數(shù)模型辨識(shí)方法的流程圖。圖 1中通過模型結(jié)構(gòu)確定階段確定的模態(tài)分割模型、飛行數(shù)據(jù)獲取階段得到的頻域響應(yīng)數(shù)據(jù)、 在模型辨識(shí)階段利用遺傳算法即可辨識(shí)得到飛行器動(dòng)力學(xué)定階次模型，最后，在模型驗(yàn)證 階段對(duì)辨識(shí)得到的模型進(jìn)行檢驗(yàn)。
具體實(shí)施例方式模型結(jié)構(gòu)確定階段用于建立飛行器的模態(tài)分割模型，包括動(dòng)力學(xué)分析、確定模型 階次和模態(tài)分割模型3個(gè)步驟。通過動(dòng)力學(xué)分析，得到飛行器的動(dòng)力學(xué)模型階次(分子階 次和分母階次)。通過模態(tài)分割方法，將階次已知的復(fù)雜高階動(dòng)力學(xué)模型進(jìn)行簡化，得到模 態(tài)分割模型。通過模態(tài)分割方法的處理，飛行器尤其是直升機(jī)的高階動(dòng)力學(xué)模型被劃分為 低階子系統(tǒng)的組合，從而便于被遺傳算法所辨識(shí)。此外，在保留高階動(dòng)力學(xué)模型全部未知參 數(shù)的同時(shí)，模型精度在辨識(shí)過程中不再受模型階次的制約。飛行數(shù)據(jù)獲取階段用于獲取飛行器的頻域響應(yīng)數(shù)據(jù)，包括掃頻飛行實(shí)驗(yàn)、頻域變 換和頻域響應(yīng)數(shù)據(jù)3個(gè)步驟。通過掃頻飛行實(shí)驗(yàn)獲得飛行器尤其是直升機(jī)的原始時(shí)域飛行 數(shù)據(jù)。通過頻域變換，將原始時(shí)域飛行數(shù)據(jù)變換為頻域響應(yīng)，從而得到飛行器尤其是直升機(jī) 真實(shí)的動(dòng)力學(xué)頻域響應(yīng)數(shù)據(jù)。
模型辨識(shí)階段用于辨識(shí)得到飛行器的動(dòng)力學(xué)模型，包括遺傳算法辨識(shí)模型1個(gè)步 驟。利用遺傳算法對(duì)真實(shí)動(dòng)力學(xué)頻域響應(yīng)數(shù)據(jù)進(jìn)行辨識(shí)，使模態(tài)分割模型能最大程度地逼 近動(dòng)力學(xué)頻域響應(yīng)數(shù)據(jù)，并以此作為飛行器的動(dòng)力學(xué)模型。模型驗(yàn)證階段用于對(duì)辨識(shí)得到的動(dòng)力學(xué)模型進(jìn)行檢驗(yàn)。如果滿足要求則認(rèn)為所得 辨識(shí)模型可用，否則應(yīng)重新進(jìn)行辨識(shí)實(shí)驗(yàn)。在模型檢驗(yàn)中，可選用常用的代價(jià)函數(shù)(頻域) 或吻合度(時(shí)域)方法。經(jīng)過以上4個(gè)階段的逐步處理，即可獲得飛行器尤其是直升機(jī)的高精度動(dòng)力學(xué)模型。
權(quán)利要求
基于模態(tài)分割和遺傳算法的飛行器定階次參數(shù)模型辨識(shí)方法，其特征在于，含有模型結(jié)構(gòu)確定、飛行數(shù)據(jù)獲取、模型辨識(shí)和模型驗(yàn)證4個(gè)階段，其中，模型結(jié)構(gòu)確定階段用于建立飛行器的模態(tài)分割模型，包括動(dòng)力學(xué)分析、確定模型階次和模態(tài)分割模型3個(gè)步驟，飛行數(shù)據(jù)獲取階段用于獲取飛行器的頻域響應(yīng)數(shù)據(jù)，包括掃頻飛行實(shí)驗(yàn)、頻域變換和頻域響應(yīng)數(shù)據(jù)3個(gè)步驟，模型辨識(shí)階段用于辨識(shí)得到飛行器的動(dòng)力學(xué)模型，包括遺傳算法辨識(shí)模型1個(gè)步驟，模型驗(yàn)證階段用于對(duì)辨識(shí)得到的動(dòng)力學(xué)模型進(jìn)行檢驗(yàn)，包括模型驗(yàn)證1個(gè)步驟，其中在模型結(jié)構(gòu)確定階段，通過動(dòng)力學(xué)分析確定模型階次，得到模型的結(jié)構(gòu)形式，并利用模態(tài)分割模型將復(fù)雜的高階動(dòng)力學(xué)模型進(jìn)行簡化，在保留全部未知參數(shù)的同時(shí)，使模型精度在辨識(shí)過程中不再受模型階次的制約；在飛行數(shù)據(jù)獲取階段，獲取飛行器的真實(shí)動(dòng)力學(xué)頻域響應(yīng)；在模型辨識(shí)階段，利用遺傳算法使模態(tài)分割模型最大程度地逼近真實(shí)動(dòng)力學(xué)頻域響應(yīng)；在模型驗(yàn)證階段，對(duì)獲取的動(dòng)力學(xué)模型進(jìn)行檢驗(yàn)，如果滿足要求則認(rèn)為所得辨識(shí)模型滿足要求，否則應(yīng)重新進(jìn)行實(shí)驗(yàn)。
全文摘要
基于模態(tài)分割和遺傳算法的飛行器定階次參數(shù)模型辨識(shí)方法屬于飛行器辨識(shí)建模領(lǐng)域，其特征在于，含有模型結(jié)構(gòu)確定、飛行數(shù)據(jù)獲取、模型辨識(shí)和模型驗(yàn)證4個(gè)階段，其中，模型結(jié)構(gòu)確定階段用于建立飛行器的模態(tài)分割模型，包括動(dòng)力學(xué)分析、確定模型階次和模態(tài)分割模型3個(gè)步驟，飛行數(shù)據(jù)獲取階段用于獲取飛行器的頻域響應(yīng)數(shù)據(jù)，包括掃頻飛行實(shí)驗(yàn)、頻域變換和頻域響應(yīng)數(shù)據(jù)3個(gè)步驟，模型辨識(shí)階段用于辨識(shí)得到飛行器的動(dòng)力學(xué)模型，包括遺傳算法辨識(shí)模型1個(gè)步驟，模型驗(yàn)證階段用于對(duì)辨識(shí)得到的動(dòng)力學(xué)模型進(jìn)行檢驗(yàn)，包括模型驗(yàn)證1個(gè)步驟，其中在模型結(jié)構(gòu)確定階段，利用模態(tài)分割模型將復(fù)雜的高階動(dòng)力學(xué)模型進(jìn)行簡化，在保留全部未知參數(shù)的同時(shí)，使模型精度在辨識(shí)過程中不受模型階次的制約；在飛行數(shù)據(jù)獲取階段，獲取飛行器的真實(shí)動(dòng)力學(xué)頻域響應(yīng)；在模型辨識(shí)階段，利用遺傳算法使模態(tài)分割模型最大程度地逼近真實(shí)動(dòng)力學(xué)頻域響應(yīng)；在模型驗(yàn)證階段，對(duì)獲取的動(dòng)力學(xué)模型進(jìn)行檢驗(yàn)，如果滿足要求則認(rèn)為所得辨識(shí)模型滿足要求，否則應(yīng)重新進(jìn)行實(shí)驗(yàn)。本發(fā)明利用模態(tài)分割模型保留了飛行器動(dòng)力學(xué)模型的全部參數(shù)，利用遺傳算法使模態(tài)分割模型最大程度地逼近真實(shí)飛行數(shù)據(jù)，并經(jīng)過嚴(yán)格的模型驗(yàn)證過程，從而獲得高精度的飛行器動(dòng)力學(xué)模型。
文檔編號(hào)G06F17/50GK101950317SQ20101027244
公開日2011年1月19日 申請(qǐng)日期2010年9月3日 優(yōu)先權(quán)日2010年9月3日
發(fā)明者夏慧, 朱紀(jì)洪, 王冠林 申請(qǐng)人:清華大學(xué)