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申请/专利权人：西安现代控制技术研究所

摘要：本发明公开了一种远程制导火箭在线气动系数辨识方法，首先根据三自由度制导火箭质点动力学模型，将气动加速度视为新的状态变量，建立制导火箭扩张状态动力学模型；其次，基于已建立的扩张状态动力学模型，设计扩张状态观测器，对实时气动加速度进行辨识；然后，针对测量噪声问题，设计了一种非线性微分跟踪器，对辨识结果进行平滑处理；最后，基于标准大气模型，建立实时气动系数辨识公式。本发明方法结构通用，工程实践能力强。

主权项：1.一种远程制导火箭在线气动系数辨识方法，其特征在于，包括如下步骤：步骤1：建立远程制导火箭扩张状态动力学模型；以远程制导火箭三自由度质心动力学模型为基础，考虑气动系数扰动偏差和大气密度扰动偏差，将气动加速度视为新的状态变量，建立远程制导火箭扩张状态动力学模型；制导火箭三自由度质心动力学模型如下所示： 其中：vx、vy和vz分别表示制导火箭在发射系x向、y向和z向的速度分量；和分别表示vx、vy和vz关于时间的导数；m表示制导火箭的质量；FX、FY和FZ分别表示弹体系下的轴向气动力、法向气动力和侧向气动力；表示弹体系到发射系的坐标转换矩阵；x、y和z分别表示制导火箭在发射系x向、y向和z向的位置分量；R0x、R0y和R0z分别表示发射点地心矢径在发射系x向、y向和z向的位置分量；gr和gω分别表示重力在弹地矢径和地球自转方向的分量；r和ωe分别表示制导火箭距地心的距离和地球自转角速度；ωex、ωey和ωez分别表示地球自转角速度在发射系x向、y向和z向的分量；A和B分别表示离心惯性力矩阵和哥氏惯性力矩阵，具体定义如下： FX，FY和FZ的具体表达式如下：FX＝Cx1+ΔCxq′Sref2FY＝Cy1+ΔCyq′Sref3FZ＝Cz1+ΔCzq′Sref4其中：Cx、Cy和Cz分别表示理论轴向力系数、法向力系数和侧向力系数；ΔCx、ΔCy和ΔCz分别表示实飞条件下的轴向力系数、法向力系数和侧向力系数的扰动量；q′表示实时动压，表达式为q′＝0.5ρ′v2，v表示导弹实时合速度，表达式为ρ′表示实时大气密度；Sref表示参考面积；定义如下新状态变量： 其中：x2表示发射系下的气动加速度矢量；得到如下的扩张状态动力学模型： 其中：x1＝[vx；vy；vz]，δt表示x2的导数；f的表达式具体如下： 步骤2：基于扩张状态观测器的气动加速度在线辨识；基于步骤1构建的远程制导火箭扩张状态动力学模型，设计扩张状态观测器，在线辨识扰动作用下的实时气动加速度，并给出气动加速度辨识误差的最终收敛范围；根据远程制导火箭扩张状态动力学模型，设计如下线性扩张状态观测器： 其中：和分别表示x1和x2的实时辨识值；和分别表示和关于时间的导数；e1表示x1的辨识误差，定义为b1和b2表示两个正实数；根据公式8，得到如下的辨识误差方程： 其中：e2表示x2的辨识误差，定义为和分别表示e1和e2关于时间的导数；根据公式9，得到辨识误差的最终收敛范围如下： 其中：e表示辨识误差矢量，定义为e＝[e1；e2]；||e||表示e的二范数；表示δt的二范数上界，即P是一个正定矩阵，定义如下： 其中：λminP表示矩阵P的最小特征值；I3和O3分别表示3乘3的单位对角矩阵和零矩阵；通过对公式8进行在线实时积分，得到气动加速度x2的实时辨识值且辨识误差最终收敛；步骤3：基于微分跟踪器的气动加速度辨识结果平滑处理；设计非线性微分跟踪器，对步骤2中的实时气动加速度辨识结果进行平滑处理，从而降低测量噪声对辨识结果的影响；对辨识结果进行平滑处理，设计如下的微分跟踪器： 其中：R表示正实数；a和n表示两个正整数，且满足an；ζ2表示微分跟踪器的中间变量；ζ1表示微分跟踪器对气动加速度辨识结果的平滑输出；和分别表示ζ1和ζ2关于时间的导数；和函数的定义分别如下： 其中：ζ1，1、ζ1，2和ζ1，3分别表示ζ1的三个分量；和分别表示的三个分量；表示绝对值的a次方，sign·表示标准符号函数，ζ2，1、ζ2，2和ζ2，3分别表示ζ2的三个分量；步骤4：建立气动系数计算公式；以标准大气模型为基准，建立在线气动系数计算公式；根据公式5和公式12，得到如下公式： 其中：表示发射系到弹体系的坐标转换矩阵；和分别表示轴向气动力、法向气动力和侧向气动力的辨识值；根据公式15，设计气动力系数计算公式，如下所示： 其中：和表示实飞轴向力系数、法向力系数和侧向力系数的辨识值；qs表示实时标准大气密度。

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