大攻角下基于信息融合的攻角/侧滑角估计方法

攻角和侧滑角是飞控系统和导航系统的重要参数。针对高性能飞行器在大攻角飞行时攻角和侧滑角不能精确测量问题,引入飞行动力学模型,选取姿态、姿态角速率、气流角和速度等飞行参数作为状态向量,以惯性导航系统提供的姿态、姿态角速率、加速度组成观测向量,构建扩展卡尔曼滤波器,融飞行动力学模型求解和状态估计的过程为一体,实现攻角和侧滑角实时精确估计。利用X-Plane系统的飞行仿真数据对攻角/侧滑角估计方法的可行性和有效性进行了验证。仿真结果表明,该方法不仅具有较高的精度、良好的稳定性和鲁棒性,而且可提高大气数据系统的测量范围和可靠性,能够有效地适用于大攻角飞行环境下攻角和侧滑角的测量。