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应用最大似然法对反坦克导弹气动参数进行辩识,建立用最大似然法辨识某反坦克导弹气动参数的基本方程;用仿真数据进行气动参数辨识,以验证数学模型及辨识方法应用的正确性;然后,对实测飞行试验数据进行气动参数辨识并对辨识结果进行分析、比较。 相似文献
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文中讨论了用微分动态规划法辩识反坦克导弹的气动参数,以某旋转反坦克导弹为例,对其飞行试验实测数据进行气动参数辨识,并对辨识结果与风洞试验结果进行了比较。 相似文献
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本文主要讨论"爱国者"导弹六自由度(6一DOF)模拟程序所采用的精确气动力模拟模型的设计和使用。该程序保证"爱国者"导弹系统的6一DOF模拟,其中包括弹体结构和有关空气动力学问题、自动驾驶仪、惯性基准部件、控制作动系统加上陀螺和加速度表传感器等的详细的非线性模型。6一DOF模拟程序通过数字模拟和混合模拟就作为进行导弹特性飞行试验计划、飞行后数据分析及飞行前理论计算的主要工具。广泛的风洞实验为基本气动力模型的设计提供了输入数据。模拟程序曾在"爱国者"控制系统试验弹飞行期间使用,结果表明飞行前理论计算结果和飞行结果相当吻合山。对实际性能和理论计算结果之间的微小差别的观察结果,可作为进一步改善气动力模型的指针。气动力模型估算要求编制两种模拟程序。一种模拟程序是应用飞行试验中所有有关的遥测技术和雷达的测量结果,求解某些空气动力特性的方程式;另一种模拟程序则是应用完全一35一的线性导数模型,它应用的是气动力导数而不是普通气动力系数。这种线性模型通过匹配飞行试验响应来确定正确的祸合飞行瞬变过程,然后这些结果再用来修改普通气动力模型。本篇论文描述了用来估算和改善"爱国者"地对空导弹气动力模型的方法和模拟技术,也介绍了一些模拟结果,这些模拟结果利用飞行试验数据使模拟得到了改进。 相似文献
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导弹气动耦合分析与解耦算法研究 总被引:3,自引:0,他引:3
介绍导弹在飞行过程中对控制系统设计影响较大的几个气动耦合因素,并对其影响程度进行了分析。考虑这些耦合因素的影响,建立了气动力和力矩的数学模型以及弹体的动力学模型。在分析气动交叉耦合对导弹飞行特性影响的基础上,构造了导弹的偏航/滚动通道解耦算法。 相似文献
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基于气动参数辨识的飞控系统传感器故障估计 总被引:1,自引:1,他引:0
气动参数的不确定性使得飞行器表现出明显的模型时变特点,此类系统的故障诊断问题是一个难点。以无人机纵向运动为研究对象,提出一种基于气动参数辨识和迭代学习的传感器故障估计方案。将增广容积卡尔曼滤波(ACKF)算法用于气动参数估计,实现飞机模型的在线辨识。故障一旦发生,将辨识得到的气动参数用于局部包络建模,并利用迭代学习算法构造传感器故障估计器。此外,为提高故障的迭代收敛速度,提出一种基于扩张状态观测器(ESO)思想的迭代学习算法。故障仿真实验表明了所提方法的可行性和有效性。 相似文献
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导弹气动力参数辨识中的一种鲁棒算法 总被引:1,自引:0,他引:1
王晓鹏 《导弹与航天运载技术》2003,(1):8-11
传统的气动力参数辨识算法存在着一些问题,使辨识的准确性和可靠性受到较大的影响。为解决传统算法所存在的问题,以最大似然准则作为辨识准则,应用自适应遗传算法进行导弹的非线性气动力参数仿真辨识。气动力参数辨识的结果比较满意,表明遗传算法具有良好的优化性能,是进行气动力参数辨识的一种鲁棒算法。 相似文献
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针对高超声速边界层转捩飞行试验研究的需要,通过一体化的变厚度薄壁测温和热流辨识方法,利用测量薄壁内壁温度辨识表面热流可实现飞行器表面转捩位置的测量。考虑到飞行器高速飞行过程中表面气动加热和振动环境要求,对测量结构和机体结构开展了一体化模块设计,提高了测量结构的整体承载抗热振能力;利用热振联合地面试验系统,在飞行状态地面模拟条件下,对测热部件进行了热振联合试验考核,验证了测量结构的安全性和可靠性。地面热振联合试验和飞行试验结果表明,该型转捩测量结构可承受飞行条件气动加热和振动环境,能迅速地响应和准确地反映气动加热环境热流的变化,可准确捕捉飞行条件下高超声速边界层转捩现象。获取的热流转捩测量数据,可为高超声速转捩预测计算模型提供校准数据。 相似文献
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利用局部优化算法对多发弹测量数据进行气动参数辨识,可能存在局部最优解,且同一气动参数多发弹的辨识结果有时差异较大。为提高弹丸气动参数辨识的准确性与合理性,提出一种同时 利用多发弹测量数据进行联合辨识的全局优化策略。该策略采用局部优化算法获得搜索空间,将弹丸飞行的稳定性条件作为约束条件,利用最小二乘准则构建准则函数,应用差分进化算法对多发弹数据同步全局寻优,从而获得唯一的全局最优解。以某大口径榴弹纸靶试验数据为例对所提方法进行了验证,结果表明:相比于现有的辨识策略,所提策略计算出的准则函数值更小,重构弹道结果与测量值更接近,且计算稳定性较好。 相似文献