專利名稱：一種飛船返回艙氣動(dòng)與噴流控制力矩參數(shù)辨識(shí)方法
技術(shù)領(lǐng)域：
一種飛船返回艙氣動(dòng)與噴流控制力矩參數(shù)辨識(shí)方法，屬于飛行器系統(tǒng)辨識(shí)領(lǐng)域。
背景技術(shù)：
利用系統(tǒng)辨識(shí)理論和技術(shù)，對(duì)飛行試驗(yàn)測(cè)量數(shù)據(jù)進(jìn)行氣動(dòng)參數(shù)辨識(shí)，是空氣動(dòng)力學(xué)研究的一個(gè)重要手段，在國(guó)內(nèi)外都受到了廣泛的重視。由于辨識(shí)得到的是飛船返回艙在真實(shí)飛行過(guò)程中的氣動(dòng)參數(shù)，這對(duì)于檢驗(yàn)地面試驗(yàn)及理論計(jì)算結(jié)果，為飛船返回艙控制系統(tǒng)提供正確的氣動(dòng)數(shù)學(xué)模型，分析飛船返回艙氣動(dòng)特性和飛行品質(zhì)，具有重要的意義。采用噴流控制返回艙的姿態(tài)運(yùn)動(dòng)是一種十分敏捷和有效的方法，特別是在高空，由于大氣密度的降低，噴流控制更具有其獨(dú)特的優(yōu)勢(shì)。在很高的高空，噴流推力基本上是牛頓力學(xué)意義上的反作用力。在較低的高度，噴流與外流場(chǎng)之間會(huì)產(chǎn)生相互干擾，這種干擾可以產(chǎn)生作用在返回艙上的另一種力，即干擾氣動(dòng)力。如果能更精確地知道噴流干擾氣動(dòng)力以及與噴流環(huán)境因子之間的關(guān)系，那么噴流控制精度會(huì)更高。對(duì)于噴流的干擾效應(yīng)，過(guò)去主要采用理論計(jì)算和風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)的手段，并輔有少量的飛行試驗(yàn)。對(duì)于飛行試驗(yàn)，可以通過(guò)兩種方法研究噴流干擾效應(yīng)一是通過(guò)測(cè)量噴流附近的壓力，來(lái)分析噴流干擾效應(yīng)，這是過(guò)去主要采用的方法；二是利用飛行試驗(yàn)測(cè)量數(shù)據(jù)，通過(guò)辨識(shí)計(jì)算獲得噴流干擾引起的氣動(dòng)力，這方面的工作開(kāi)展的還很少。美國(guó)航天飛機(jī)是目前唯一利用飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)，通過(guò)氣動(dòng)辨識(shí)獲得噴流控制力矩的飛行器，但其將噴流控制力矩視為常數(shù)，模型過(guò)于簡(jiǎn)單，且沒(méi)有考慮噴流控制力矩的時(shí)間滯后，以及力矩從零到峰值的過(guò)渡過(guò)程，因此結(jié)果是不準(zhǔn)確的，參見(jiàn)《利用飛行測(cè)量數(shù)據(jù)提取控制導(dǎo)數(shù)》(《Control Derivatives Extraction From FlightMeasurementData))), Compton H. R. , Scallion ff. J. , AIAA 82-1317。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明所要解決的技術(shù)問(wèn)題是提出了一種準(zhǔn)確地并能夠同時(shí)辨識(shí)出飛船返回艙噴流控制力矩參數(shù)和氣動(dòng)力矩參數(shù)的方法。本發(fā)明的技術(shù)方案如下一種飛船返回艙氣動(dòng)與噴流控制力矩參數(shù)辨識(shí)方法，包括以下步驟建立飛船返回艙氣動(dòng)力矩?cái)?shù)學(xué)模型,該氣動(dòng)力矩模型將氣動(dòng)力矩描述為飛行狀態(tài)的函數(shù)；建立噴流控制力矩模型，該噴流控制力矩模型將噴流控制力矩描述為一個(gè)考慮時(shí)間滯后的梯形時(shí)間歷程；通過(guò)飛船返回艙飛行試驗(yàn)獲取飛行狀態(tài)參數(shù)測(cè)量數(shù)據(jù)；利用所述飛行狀態(tài)參數(shù)測(cè)量數(shù)據(jù)，采用極大似然方法對(duì)噴流控制力矩模型和氣動(dòng)力矩模型中的未知參數(shù)進(jìn)行辨識(shí)。所述返回艙氣動(dòng)力矩模型為
權(quán)利要求
1.一種飛船返回艙氣動(dòng)與噴流控制力矩參數(shù)辨識(shí)方法，其特征在于，包括以下步驟 建立飛船返回艙氣動(dòng)力矩?cái)?shù)學(xué)模型，該氣動(dòng)力矩模型將氣動(dòng)力矩描述為飛行狀態(tài)的函數(shù)； 建立噴流控制力矩模型，該噴流控制力矩模型將噴流控制力矩描述為一個(gè)考慮時(shí)間滯后的梯形時(shí)間歷程； 通過(guò)飛船返回艙飛行試驗(yàn)獲取飛行狀態(tài)參數(shù)測(cè)量數(shù)據(jù)； 利用所述飛行狀態(tài)參數(shù)測(cè)量數(shù)據(jù)，采用極大似然方法對(duì)噴流控制力矩模型和氣動(dòng)力矩模型中的未知參數(shù)進(jìn)行辨識(shí)。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的方法，其特征在于，所述返回艙氣動(dòng)力矩模型為
3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的方法，其特征在于，所述返回艙噴流控制力矩模型為
4.根據(jù)權(quán)利要求1所述的方法，其特征在于，對(duì)噴流控制力矩模型和氣動(dòng)力矩模型中的未知參數(shù)進(jìn)行辨識(shí)的過(guò)程中，采用了將時(shí)間參數(shù)歸整為時(shí)間步長(zhǎng)的整數(shù)倍的處理方法。
全文摘要
本發(fā)明公開(kāi)了一種飛船返回艙氣動(dòng)與噴流控制力矩參數(shù)辨識(shí)方法，用于利用飛船返回艙的飛行試驗(yàn)測(cè)量數(shù)據(jù)，辨識(shí)氣動(dòng)力矩參數(shù)與噴流控制力矩參數(shù)。本發(fā)明首先提出了飛船返回艙的氣動(dòng)與噴流控制力矩?cái)?shù)學(xué)模型，所述數(shù)學(xué)模型將氣動(dòng)力矩描述為飛行狀態(tài)參數(shù)的函數(shù)，同時(shí)將噴流控制力矩描述為一種考慮時(shí)間滯后的梯形時(shí)間歷程。進(jìn)而提出了一種同時(shí)辨識(shí)氣動(dòng)與噴流控制力矩模型未知參數(shù)的方法，并利用某飛船返回艙飛行試驗(yàn)測(cè)量數(shù)據(jù)，辨識(shí)了返回艙的氣動(dòng)與噴流控制力矩參數(shù)。
文檔編號(hào)G05B13/04GK103034125SQ20121054818
公開(kāi)日2013年4月10日 申請(qǐng)日期2012年12月11日 優(yōu)先權(quán)日2012年12月11日
發(fā)明者王貴東 申請(qǐng)人:中國(guó)航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院