專利名稱：基于最大信息量-可信度準則的飛行器建模方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種飛行器建模方法，特別是涉及一種基于最大信息量-可信度準則的飛行器建模方法。
背景技術(shù)：
根據(jù)飛機氣動模型和參數(shù)不僅可以確定飛機的操縱穩(wěn)定性，還可為地面和空中仿真器提供正確的數(shù)學模型；驗證飛機氣動參數(shù)的風洞實驗和理論計算結(jié)果；為飛機控制系統(tǒng)的設(shè)計和改進提供基本數(shù)據(jù)；鑒定定型飛機的飛行品質(zhì)；研究高性能飛機的飛行品質(zhì)；進行飛機失事的事故分析等等；準確地建立飛機數(shù)學模型問題與通過基本定律、定理等機理建模的理論方法截然不同，主栩根據(jù)實驗所得的輸入和輸出數(shù)據(jù)建立模型，其基本理論依據(jù)為非線性系統(tǒng)辨識學和非線性飛行動力學；當飛機作小迎角小擾動飛行時，氣動力和力矩?？梢杂门_勞級數(shù)展開取一次項，即Bryan模型表示。當馬赫數(shù)、高度一定時，這一模 型是線性定常模型，此模型因為形式簡單而一直沿用至今，成為氣動數(shù)學模型的基石；采用這種模型，飛行器系統(tǒng)辨識就成了對已知數(shù)學模型的系統(tǒng)參數(shù)估計了 ；現(xiàn)代戰(zhàn)斗機、戰(zhàn)術(shù)導彈在作戰(zhàn)時需地較大機動、過失速甚至尾旋，其迎角可以從十幾度、幾十度直至一百多度，已不能采用線性模型；飛機大迎角形成的脫體渦、分離渦所引起的非定常下洗流場、使得定常模型也不能再適用了。研究在大迎角下飛行器的非定常、非線性氣動模型已成為當前飛機研制的迫切需要的問題。然而，非線性氣動力的辨識異常復雜，它是一般的非線性系統(tǒng)辨識問題，輸入量與狀態(tài)之間的函數(shù)關(guān)系很難確定，需要對模型進行辨識；模型辨識的關(guān)鍵是建模判據(jù)和優(yōu)選算法，對于給定的結(jié)構(gòu)形式，應用建模判據(jù)來確定模型的最優(yōu)階數(shù)并從侯選模型中選出最優(yōu)模型；由于實測數(shù)據(jù)含有噪聲，建模判據(jù)不能僅僅考察對現(xiàn)有數(shù)據(jù)的擬合誤差大小，而且綜合考慮其它因素，否則將會使模型不正確；通常，建模判據(jù)應能使優(yōu)選出的模型具有以下特點1.模型很好地擬合現(xiàn)有飛行數(shù)據(jù)；2.模型各項有明顯的物理意義；3.模型能預測類似條件下的實測數(shù)據(jù)；4.在性能相當?shù)臈l件下階次最低；最常用的模型辨識方法是逐步回歸法，其原理是逐項將影響顯著性的預報因子選入，并將影響小的因子剔除，建立回歸方程的方法；這一方法計算簡單、比較實用；但這一方法有兩個明顯的缺點一是選擇標準由人而定，而且沒有給出結(jié)果的可信度；二是誤差積累大，容易漏選和誤選；為此，人們對要求較高的飛行器模型辨識問題常常采用最大信息量準則AIC方法，但是該方法處理速度慢，信噪比較小時模型辨識精度差；由于在非線性情況下，只能對飛機非線性方程進行數(shù)值積分，進行靈敏度矩陣計算和迭代計算，從而使計算的復雜程度和計算量比線性估計高得多，同時也使模型輸出與實驗數(shù)據(jù)之間的擬合變得更加困難，固定參數(shù)個數(shù)增量的最大信息量準則常常會導致飛行試驗給出的氣動模型和參數(shù)不正確。

發(fā)明內(nèi)容
為了克服現(xiàn)有最大信息量準則導致飛行試驗給出的氣動模型和參數(shù)正確性差的不足，本發(fā)明提供一種基于最大信息量-可信度準則的飛行器建模方法。該方法通過引入可信度參數(shù)對最大信息量準則進行修正，得到了新的模型辨識判據(jù)，由新判據(jù)建立了指數(shù)建模，直接可以用于飛行器的飛行試驗建模，可以避免根據(jù)飛行試驗建立和驗證飛行器大迎角模型存在的技術(shù)問題。本發(fā)明解決其技術(shù)問題所采用的技術(shù)方案是一種基于最大信息量-可信度準則的飛行器建模方法，其特點是包括以下步驟步驟一、飛行試驗待確定的飛行器候選模型的狀態(tài)方程為
權(quán)利要求
1.一種基于最大信息量-可信度準則的飛行器建模方法，其特征在于包括以下步驟 步驟一、飛行試驗待確定的飛行器候選模型的狀態(tài)方程為
全文摘要
本發(fā)明公開了一種基于最大信息量-可信度準則的飛行器建模方法，用于解決現(xiàn)有的最大信息量準則導致飛行試驗給出的氣動模型和參數(shù)正確性差的技術(shù)問題。技術(shù)方案是通過在最大信息量準則引入可信度參數(shù)，可以根據(jù)不同飛行器的飛行試驗因素修正建模準則；對測量方差估計Rj和Rj+1的U-D分解，得到了標量模型選擇判別式。便于直接根據(jù)飛行試驗數(shù)據(jù)建立飛行器氣動力、力矩模型，避免了最大信息量準則由于固定參數(shù)個數(shù)增量導致飛行試驗得到氣動模型和參數(shù)不正確的技術(shù)問題。
文檔編號G06F17/50GK102867102SQ20121038438
公開日2013年1月9日 申請日期2012年10月11日 優(yōu)先權(quán)日2012年10月11日
發(fā)明者史忠科 申請人:西北工業(yè)大學