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公开(公告)号：CN119760893B
公开(公告)日：2025-05-20
申请号：CN202510259277.4
申请日：2025-03-06
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
IPC: G06F30/15 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明提供了一种基于推力偏差修正的飞行器气动参数在线估计方法、设备和介质，涉及飞行器参数在线辨识技术领域。方法包括：采用扩展卡尔曼滤波器逐步迭代预测飞行器系统增广状态；采用遗忘递推最小二乘估计器估计给定时间窗口内的轴向气动力和法向气动力系数以及推力偏差比例系数，进而计算得到气动升、阻力系数和修正后的推力估计结果；对推力偏差比例系数估计结果的收敛性进行判断；若未收敛，则基于未修正的推力和升阻力气动系数开展气动导数估计；若已收敛，则将修正后的推力、修正后的升阻力气动系数带入一般递推最小二乘估计器，开展气动导数估计。本发明提出的在线估计方法能够有效提升推力测量偏差下的纵向气动导数估计精准度。
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公开(公告)号：CN119760893A
公开(公告)日：2025-04-04
申请号：CN202510259277.4
申请日：2025-03-06
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
IPC: G06F30/15 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明提供了一种基于推力偏差修正的飞行器气动参数在线估计方法、设备和介质，涉及飞行器参数在线辨识技术领域。方法包括：采用扩展卡尔曼滤波器逐步迭代预测飞行器系统增广状态；采用遗忘递推最小二乘估计器估计给定时间窗口内的轴向气动力和法向气动力系数以及推力偏差比例系数，进而计算得到气动升、阻力系数和修正后的推力估计结果；对推力偏差比例系数估计结果的收敛性进行判断；若未收敛，则基于未修正的推力和升阻力气动系数开展气动导数估计；若已收敛，则将修正后的推力、修正后的升阻力气动系数带入一般递推最小二乘估计器，开展气动导数估计。本发明提出的在线估计方法能够有效提升推力测量偏差下的纵向气动导数估计精准度。
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公开(公告)号：CN114896830A
公开(公告)日：2022-08-12
申请号：CN202210825423.1
申请日：2022-07-14
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
IPC: G06F30/20 , G06F17/13 , G06F119/14
Abstract: 本发明提供了一种导弹非线性非定常气动力微分方程模型辨识方法，包括：S1：数据准备：利用风洞试验或CFD计算得到导弹静态气动力和力矩系数、大振幅俯仰振荡气动力和力矩系数时间历程的动态数据表，并经过数据处理后生成气动建模的输入数据文件；S2：将气动力分解为静态气动力、俯仰阻尼和下洗迟滞增量、非定常增量，采用一阶微分方程描述非定常增量，构建气动力微分方程模型；S3：将气动力微分方程模型辨识问题转化为动态系统的参数辨识问题；S4：利用所述气动数据，基于最小二乘准则，采用Gauss‑Newton优化算法辨识获取模型参数的估计值。本发明适用于全攻角范围，模型泛化性能强。
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公开(公告)号：CN114611416B
公开(公告)日：2022-08-02
申请号：CN202210511409.4
申请日：2022-05-12
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
IPC: G06F30/27 , G06F17/12 , G06N20/10 , G06F119/14
Abstract: 本发明涉及导弹非线性非定常气动特性LS‑SVM建模方法，该方法将导弹气动力分解为静态气动力与动态运动产生的气动力增量之和，采用LS‑SVM建模方法建立动态气动力增量模型，其中用有限采样点近似描述运动历程，以反映运动历程对气动特性的影响；采用奇异值分解方法求解LS‑SVM的线性方程组，进行模型训练；采用训练‑校验方法确定罚因子和核宽度，以提高LS‑SVM模型的泛化性能。目的在于提供一种基于机器学习的导弹大攻角机动气动力建模方法。
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公开(公告)号：CN112046761B
公开(公告)日：2021-10-15
申请号：CN202010771628.7
申请日：2020-08-04
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
IPC: B64D15/20
Abstract: 本发明公开了一种基于统计检验和滤波的飞机结冰在线探测方法，所述飞机结冰在线探测方法至少包括如下步骤：S1：采集飞行过程中的飞行状态测量数据、发动机推力数据和舵偏输入数据；S2：利用广义似然比检验方法探测结冰开始时刻；S3：生成扰动信号叠加到舵偏输入数据上，同时利用H∞滤波方法对飞行状态测量数据进行联合状态估计和受结冰影响气动导数辨识；S4：利用广义似然比检验方法探测结冰结束时刻；S5：停止生成和叠加舵偏扰动信号，继续利用H∞滤波对测量数据进行联合状态估计和受结冰影响气动导数辨识直至飞行结束。通过将结冰快速检测与参数估计方法相结合，获得一种功能更强的飞机结冰探测算法。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN112046761A
公开(公告)日：2020-12-08
申请号：CN202010771628.7
申请日：2020-08-04
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
IPC: B64D15/20
Abstract: 本发明公开了一种基于统计检验和滤波的飞机结冰在线探测方法，所述飞机结冰在线探测方法至少包括如下步骤：S1：采集飞行过程中的飞行状态测量数据、发动机推力数据和舵偏输入数据；S2：利用广义似然比检验方法探测结冰开始时刻；S3：生成扰动信号叠加到舵偏输入数据上，同时利用H∞滤波方法对飞行状态测量数据进行联合状态估计和受结冰影响气动导数辨识；S4：利用广义似然比检验方法探测结冰结束时刻；S5：停止生成和叠加舵偏扰动信号，继续利用H∞滤波对测量数据进行联合状态估计和受结冰影响气动导数辨识直至飞行结束。通过将结冰快速检测与参数估计方法相结合，获得一种功能更强的飞机结冰探测算法。
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公开(公告)号：CN114266103B
公开(公告)日：2023-05-19
申请号：CN202111085526.0
申请日：2021-09-16
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
IPC: G06F30/15 , G06F119/10
Abstract: 本发明涉及飞行器参数在线估计技术领域，公开了一种飞行器参数和噪声特性在线估计方法及存储介质。本方法通过在无迹卡尔曼滤波方法的预测和校正步之间加入基于贝叶斯推理和高斯‑牛顿方法推导的噪声特性参数优化步骤，能够在保证算法具有较高计算效率的同时，获得更准确的参数估计结果。
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公开(公告)号：CN113919194B
公开(公告)日：2023-05-02
申请号：CN202111040968.3
申请日：2021-09-07
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
IPC: G06F30/23 , G06F119/10 , G06F119/14
Abstract: 本发明提供一种基于滤波误差法的非线性飞行动力学系统辨识方法，包括如下步骤：步骤S100，将飞行动力学方程转换为含有加性过程噪声和测量噪声的非线性动力学系统，待辨识的模型参数θ由系统参数、初始状态和滤波增益参数构成；步骤S200，对于给定的测量噪声协方差矩阵R，采用Gauss‑Newton法最小化负对数似然函数，获得参数θ的最大似然估计，其中状态估计采用线性化Kalman滤波器；步骤S300，估计测量噪声协方差矩阵R；步骤S400，重复执行步骤S200～S300，直至收敛，得到非线性飞行动力学系统辨识结果；步骤S500，计算非线性飞行动力学系统辨识结果的不确定度。本发明适用范围更广、实用性更强。
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公开(公告)号：CN114611416A
公开(公告)日：2022-06-10
申请号：CN202210511409.4
申请日：2022-05-12
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
IPC: G06F30/27 , G06F17/12 , G06N20/10 , G06F119/14
Abstract: 本发明涉及导弹非线性非定常气动特性LS‑SVM建模方法，该方法将导弹气动力分解为静态气动力与动态运动产生的气动力增量之和，采用LS‑SVM建模方法建立动态气动力增量模型，其中用有限采样点近似描述运动历程，以反映运动历程对气动特性的影响；采用奇异值分解方法求解LS‑SVM的线性方程组，进行模型训练；采用训练‑校验方法确定罚因子和核宽度，以提高LS‑SVM模型的泛化性能。目的在于提供一种基于机器学习的导弹大攻角机动气动力建模方法。
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公开(公告)号：CN113919194A
公开(公告)日：2022-01-11
申请号：CN202111040968.3
申请日：2021-09-07
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
IPC: G06F30/23 , G06F119/10 , G06F119/14
Abstract: 本发明提供一种基于滤波误差法的非线性飞行动力学系统辨识方法，包括如下步骤：步骤S100，将飞行动力学方程转换为含有加性过程噪声和测量噪声的非线性动力学系统，待辨识的模型参数θ由系统参数、初始状态和滤波增益参数构成；步骤S200，对于给定的测量噪声协方差矩阵R，采用Gauss‑Newton法最小化负对数似然函数，获得参数θ的最大似然估计，其中状态估计采用线性化Kalman滤波器；步骤S300，估计测量噪声协方差矩阵R；步骤S400，重复执行步骤S200～S300，直至收敛，得到非线性飞行动力学系统辨识结果；步骤S500，计算非线性飞行动力学系统辨识结果的不确定度。本发明适用范围更广、实用性更强。
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