极大似然法及在有控飞行器气动参数辨识中的应用

 <正> 一、引言 飞行器气动参数辨识作为系统辨识理论在航空、宇航领域的应用分支,在一些发达国 家受到了相当的重视,并且从70年代以来已形成了气动参数辨识软件包,不仅缩短了飞行器的设计、改型及性能分析的周期,并且还具有靠风洞实验或理论分析所不具备的优点。目前飞行器的气动参数辨识虽已有很大发展,但是对有控飞行器的闭环辨识问题仍未解决,分析传感器非线性因素对气动参数辨识结果的影响也不够深入。本文使用极大似然法,结合某有控飞行器的全弹道仿真数据,研究了在闭环飞行状态下进行气动参数辨识所存在的问题,分析了传感器的非线性因素对气动参数辨识的影响。     

基于SVR的控制系统辨识建模研究

针对非线性控制系统辨识建模较为困难的问题,利用回归型支持向量机(SVR)设计了一例控制系统的辨识建模系统.仿真试验结果表明.SVR具有很高的建模精度和较强的泛化能力,从而验证了该方法的有效性和先进性.     

飞机执行器故障诊断方法研究

故障诊断是容错控制技术的基础,本文采用了一种独特的辨识算法,通过对系统开环增益的辨识而确定控制系统执行器的工作状态。仿真结果表明,该算法可以快速、有效地确定出当前执行器的工作状态。经过进一步的改进,该算法还可以应用于控制系统其他参数的故障诊断。     

混合遗传算法在气动力参数辨识中的应用

遗传算法是求解复杂系统优化问题的一种有效方法，具有较强的鲁棒性和全局寻优能力，但计算量大，效率较低。将遗传算法与一维局部寻优算法相结合，构造了一混合遗传算法．并将其用于气动力参数辨识．以取代通常采用的梯度类优化算法。采用该混合遗传算法对某型飞机的横向气动力参数进行辨识计算与分析，结果表明该混合遗传算法是气动力参数辨识的一种有效方法，与遗传模拟退火算法相比．其计算效率有较大提高。     

遗传算法在空-地武器阻力特性辨识中的应用

利用空-地武器的弹道表,用遗传算法(Genetic A lgorithm,GA)辨识武器的阻力特性,即阻力系数与武器飞行马赫数之间的参数化函数关系。针对3种不同的适应值度量方案,进行仿真研究。结果表明,3种适应值度量都导致算法的收敛,其中,幂比例适应函数效果最佳。     

某涡扇发动机综合电子调节器动态模型试验研究

通过对综合电子调节器半实物仿真系统的测试，得到了控制器各通道的静态、动态特性数据。采用反向工程试验法，应用控制理论分析辨识，得到了其动态特性的数学模型。特性分析的结果与理论研究相一致，该研究对发动机外场维护及控制器的设计改进有指导意义。     

考虑地面效应影响飞机起飞着陆过程运动模型的参数辨识

利用基于最小模型误差法和线性不连续跳跃多重打靶法基础上建立的非线性辨识法,辨识飞机起飞着陆过程飞机的非线性动态模型,对于包含复杂非线性项的动态系统,本方法可以从实际试验量测的系统非线性数据,确定飞机处于地面效应影响运动过程的系统模型,而不需须要预先详细描述系统的非线性形式。     

飞机大迎角机动非线性气动力模型的辨识

给出一种基于付里叶分析的方法，用以分析飞机模型大迎角、大幅值强迫简谐振动获得的气动力和力矩数据。由一组不同频率飞机模型简谐振动的气动力响应建立升力、阻力、俯仰力矩系数的非线性模型。这些模型的最终表达形式包含阶跃类型函数的时间积分。利用飞机模型的试验数据验证本方法的计算结果。实际计算结果表明，本文给出的非线性气动力模型，能够较为精确地计算飞机模型大幅值迎角简谐振动和斜坡运动产生的气动力响应。     

飞机大迎角机动非线性气动力模型的辨识

给出一种基于最大似然辨识的方法,用以分析飞机模型的大迎角大幅强迫简谐振动获得的气动力和力矩数据,在泛函分析和非定常气动力线性理论的基础上,通过合理的简化建立了能够包括气动力动态失速和涡流破裂及显著气动迟滞效应的大线性气动力模型表达式,并应用飞机模型的试验数据验证了该方法的计算结果,实际计算结果表明该非线性气动力模型能够较为精确地计算飞机模型大幅度迎角简谐振动产生的气动力响应。     

涡流检波器动态参数辨识算法研究

通过对涡流检波器 (EDDY -SEIS) (简称ES)工作机理的研究 ,建立了ES的数学物理模型 ;在总结了前人经验的基础上 ,提出一种ES动态特性参数辨识的新方法 ,并设计了一种ES动态参数测试系统。最后进行了系统实验 ,结果表明该系统所采用的辨识算法是可行的 ,所设计的测试系统是可靠的。该系统具有重复性好、精度高、测试速度快等优点。