飛機(jī)試飛數(shù)據(jù)的參數(shù)辨識方法技術(shù)

本發(fā)明專利技術(shù)公開了一種飛機(jī)試飛數(shù)據(jù)的參數(shù)辨識方法。本發(fā)明專利技術(shù)的方法包括：獲取試飛數(shù)據(jù)；選取一個應(yīng)變量作為應(yīng)變量數(shù)據(jù)，選取若干自變量作為自變量數(shù)據(jù)，生成數(shù)據(jù)散點；對所有數(shù)據(jù)散點進(jìn)行幾何拓?fù)溥\算，映射到多維空間；計算多維空間中各個維度的線性無關(guān)基函數(shù)；將所有數(shù)據(jù)散點利用線性無關(guān)函數(shù)擬合為一個多維曲面；基于多維曲面，對應(yīng)變量數(shù)據(jù)和自變量數(shù)據(jù)中的單個自變量數(shù)據(jù)進(jìn)行曲線擬合，以得到應(yīng)變量數(shù)據(jù)與單個自變量數(shù)據(jù)的函數(shù)關(guān)系。本發(fā)明專利技術(shù)通過計算擬合多維曲面再解耦變量，無需根據(jù)飛行狀態(tài)的物理背景進(jìn)行物理建模和簡化，具有非常好的通用性，同時計算量相對較小，具備較高的計算效率和準(zhǔn)確性，有利于高效進(jìn)行飛機(jī)性能評估。

【技術(shù)實現(xiàn)步驟摘要】

本專利技術(shù)涉及飛機(jī)設(shè)計領(lǐng)域，尤其涉及一種飛機(jī)試飛數(shù)據(jù)的參數(shù)辨識方法。
技術(shù)介紹
根據(jù)飛機(jī)試飛數(shù)據(jù)評估飛機(jī)性能是飛機(jī)設(shè)計的重要環(huán)節(jié)。飛機(jī)試飛是對飛機(jī)氣動設(shè)計最直接也是最重要的測試，對于飛機(jī)試飛數(shù)據(jù)的深度挖掘是辨識飛機(jī)性能參數(shù)，評估飛機(jī)性能非常重要的一環(huán)，直接影響到飛機(jī)試飛與飛機(jī)氣動設(shè)計改進(jìn)工作的展開。目前，用于評估飛機(jī)性能的參數(shù)辨識通常采用的有以下幾種方法。一種是物理模型方法，其根據(jù)飛機(jī)運動方程，設(shè)計多項式物理模型進(jìn)行解耦，加入修正系數(shù)，然后根據(jù)試飛數(shù)據(jù)不斷去擬合這些修正系數(shù)，來得到飛機(jī)性能參數(shù)。一種則是在物理模型基礎(chǔ)上發(fā)展的泰勒級數(shù)變量解耦方法，即在每個試飛數(shù)據(jù)點鄰域展開多階的多變量的偏微分，根據(jù)附近一些點的數(shù)據(jù)計算偏導(dǎo)數(shù)，由高階的偏導(dǎo)數(shù)計算性能參數(shù)。另一種較復(fù)雜的參數(shù)辨識方法為神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)算法，其通過將參數(shù)關(guān)系列為黑箱，在自變量端排入多輸入端口，在數(shù)據(jù)關(guān)系配對中排列多層關(guān)系，根據(jù)應(yīng)變量數(shù)據(jù)來擬合它與各個自變量數(shù)據(jù)之間的關(guān)系，通過大量數(shù)據(jù)的運算，得到一個合適的多自變量函數(shù)，從而將多變量的試飛數(shù)據(jù)解耦。然而，上述三種方法各自都存在著明顯的缺陷。物理模型方法，僅僅適用于對物理狀態(tài)深刻理解的情形下，若對物理狀態(tài)理解有偏差，則必然導(dǎo)致利用物理模型進(jìn)行簡化的過程中產(chǎn)生錯誤，進(jìn)而無法得出正確的飛行參數(shù)。對于更多的對于物理狀態(tài)的理解存在不確定性的情形，這一方法完全不能適用。泰勒級數(shù)解耦方法同樣存在無法適用于普遍的情形而必須利用適當(dāng)?shù)奈锢砟Ｐ?，同時隨著階數(shù)增加或者自變量的增加，其計算量呈幾何級數(shù)增長。神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)方法，對于數(shù)據(jù)的數(shù)量要求極大，加之在同樣數(shù)據(jù)量的條件下其計算量極大，在自變量條件增多的情況下其計算量呈幾何級數(shù)增長，很多情況下不具備實際應(yīng)用條件。因此，亟需一種能夠不依賴于物理模型，在計算量上又能夠具備可用性和效率的方法，能夠準(zhǔn)確地實現(xiàn)對于飛機(jī)試飛數(shù)據(jù)的參數(shù)辨識，從而實現(xiàn)高效率的飛行性能評估。
技術(shù)實現(xiàn)思路
本專利技術(shù)要解決的技術(shù)問題是為了克服現(xiàn)有技術(shù)中用于評估飛機(jī)性能的參數(shù)辨識方法，或存在依賴于對飛機(jī)的物理狀態(tài)的深刻理解及物理模型的建立因而適用范圍較小的缺陷，或存在計算量極大而效率低下甚至難以實際應(yīng)用的缺陷，提出一種使用張量解耦的飛機(jī)試飛數(shù)據(jù)的參數(shù)辨識方法。本專利技術(shù)是通過下述技術(shù)方案來解決上述技術(shù)問題的：本專利技術(shù)提供了一種飛機(jī)試飛數(shù)據(jù)的參數(shù)辨識方法，其特點在于，包括以下步驟：步驟一、獲取試飛數(shù)據(jù)，所述試飛數(shù)據(jù)包括飛機(jī)的多個飛行變量；步驟二、選取所述飛行變量中用于表征飛機(jī)的飛行性能的一個應(yīng)變量作為應(yīng)變量數(shù)據(jù)，選取所述飛行變量中的若干自變量作為自變量數(shù)據(jù)，根據(jù)所述試飛數(shù)據(jù)生成數(shù)據(jù)散點，每個數(shù)據(jù)散點由所述應(yīng)變量數(shù)據(jù)和所述自變量數(shù)據(jù)構(gòu)成；步驟三、對所有數(shù)據(jù)散點進(jìn)行幾何拓?fù)溥\算，映射到一個多維空間，所述多維空間的維數(shù)至少為三維；步驟四、計算所述多維空間中各個維度的線性無關(guān)基函數(shù)；步驟五、將所有數(shù)據(jù)散點利用各個維度的線性無關(guān)基函數(shù)擬合為一個多維曲面；步驟六、基于所述多維曲面，對所述應(yīng)變量數(shù)據(jù)和所述自變量數(shù)據(jù)中的單個自變量數(shù)據(jù)進(jìn)行曲線擬合，以得到所述應(yīng)變量數(shù)據(jù)與單個自變量數(shù)據(jù)的函數(shù)關(guān)系。較佳地，所述飛行變量包括飛行控制參數(shù)和飛行狀態(tài)參數(shù)，步驟二中選取所述飛行狀態(tài)參數(shù)中的一個作為應(yīng)變量數(shù)據(jù)，選取所述飛行控制參數(shù)中的多個作為自變量數(shù)據(jù)。較佳地，所述飛行狀態(tài)參數(shù)包括升力系數(shù)，所述飛行控制參數(shù)包括飛機(jī)的迎角、側(cè)滑角、升降舵偏角、方向舵偏角中的一個或多個。較佳地，步驟二中選取升力系數(shù)作為應(yīng)變量數(shù)據(jù)，選取飛機(jī)的迎角、側(cè)滑角、升降舵偏角作為自變量數(shù)據(jù)。較佳地，所述線性無關(guān)基函數(shù)為Legendre函數(shù)。在符合本領(lǐng)域常識的基礎(chǔ)上，上述各優(yōu)選條件，可任意組合，即得本專利技術(shù)各較佳實例。本專利技術(shù)的積極進(jìn)步效果在于：本專利技術(shù)的飛機(jī)試飛數(shù)據(jù)的參數(shù)辨識方法，通過計算擬合多維曲面再解耦變量，無需根據(jù)飛行狀態(tài)的物理背景進(jìn)行物理建模和簡化，具有非常好的通用性。并且，飛機(jī)試飛數(shù)據(jù)本身非常龐大，其中有效數(shù)據(jù)占全部數(shù)據(jù)比例非常低，這是由于飛機(jī)必須要做出一些特定的動作，比如只有飛機(jī)攻角變化的運動，而可以排除其他自變量的影響。通過本專利技術(shù)的使用張量解耦的飛機(jī)試飛數(shù)據(jù)的參數(shù)辨識方法，可以使飛機(jī)試飛數(shù)據(jù)的被利用的比例增加。因而本專利技術(shù)還具有計算量相對較小，計算效率較高和準(zhǔn)確性好的優(yōu)點，能用于高效地進(jìn)行飛機(jī)性能評估，幫助提高了飛機(jī)設(shè)計改進(jìn)的效率。附圖說明圖1為本專利技術(shù)一較佳實施例的飛機(jī)試飛數(shù)據(jù)的參數(shù)辨識方法的流程圖。圖2為本專利技術(shù)一較佳實施例的飛機(jī)試飛數(shù)據(jù)的參數(shù)辨識方法的一個示例中的散點的示意圖。圖3為本專利技術(shù)一較佳實施例的飛機(jī)試飛數(shù)據(jù)的參數(shù)辨識方法的一個示例中的擬合得到的曲面的示意圖。圖4為本專利技術(shù)一較佳實施例的飛機(jī)試飛數(shù)據(jù)的參數(shù)辨識方法的一個示例中的擬合曲線的示意圖。具體實施方式下面結(jié)合說明書附圖，進(jìn)一步對本專利技術(shù)的優(yōu)選實施例進(jìn)行詳細(xì)描述，以下的描述為示例性的，并非對本專利技術(shù)的限制，任何的其他類似情形也都落入本專利技術(shù)的保護(hù)范圍之中。在以下的具體描述中，方向性的術(shù)語，例如“左”、“右”、“上”、“下”、“前”、“后”、等，參考附圖中描述的方向使用。本專利技術(shù)的實施例的部件可被置于多種不同的方向，方向性的術(shù)語是用于示例的目的而非限制性的。參考圖1所示，本專利技術(shù)一較佳實施例的飛機(jī)試飛數(shù)據(jù)的參數(shù)辨識方法包括以下步驟：獲取試飛數(shù)據(jù)，試飛數(shù)據(jù)包括飛機(jī)的多個飛行變量；選取飛行變量中用于表征飛機(jī)的飛行性能的一個應(yīng)變量作為應(yīng)變量數(shù)據(jù)，選取飛行變量中的若干自變量作為自變量數(shù)據(jù)，根據(jù)試飛數(shù)據(jù)生成數(shù)據(jù)散點，每個數(shù)據(jù)散點由應(yīng)變量數(shù)據(jù)和自變量數(shù)據(jù)構(gòu)成；對所有數(shù)據(jù)散點進(jìn)行幾何拓?fù)溥\算，映射到一個多維空間，多維空間的維數(shù)至少為三維；計算多維空間中各個維度的線性無關(guān)基函數(shù)，線性無關(guān)基函數(shù)例如可以是Legendre函數(shù)(勒讓德函數(shù))，其中可根據(jù)試飛數(shù)據(jù)的性質(zhì)確認(rèn)各個維度上的基函數(shù)的階數(shù)；將所有數(shù)據(jù)散點利用各個維度的線性無關(guān)基函數(shù)擬合為一個多維曲面；基于多維曲面，對應(yīng)變量數(shù)據(jù)和自變量數(shù)據(jù)中的單個自變量數(shù)據(jù)進(jìn)行曲線擬合，以得到應(yīng)變量數(shù)據(jù)與單個自變量數(shù)據(jù)的函數(shù)關(guān)系。其中，根據(jù)期望辨識的飛機(jī)飛行的某一應(yīng)變量，選取相應(yīng)的應(yīng)變量數(shù)據(jù)。然后，通?？蛇x取多個自變量作為自變量數(shù)據(jù)。在一種優(yōu)選的實施方式中，在選取應(yīng)變量數(shù)據(jù)后，可首先根據(jù)可以確定的變量的物理背景和物理含義，從試飛數(shù)據(jù)中包含的所有飛行自變量中，排除可以確定對這一應(yīng)變量數(shù)據(jù)不會產(chǎn)生影響或是影響完全已知的飛行自變量，而將剩余的自變量作為自變量數(shù)據(jù)，進(jìn)行后續(xù)運算。由此，這一優(yōu)選的實施方式得以在不犧牲準(zhǔn)確性的前提下進(jìn)一步提高其效率。在本專利技術(shù)的一個例子中，飛行變量包括飛行控制參數(shù)和飛行狀態(tài)參數(shù)，其中飛行狀態(tài)參數(shù)包括升力系數(shù)，飛行控制參數(shù)包括飛機(jī)的迎角、側(cè)滑角、升降舵偏角、方向舵偏角，而期望辨識的應(yīng)變量為升力系數(shù)。根據(jù)方向舵偏角和升力系數(shù)的物理含義，可以確定飛機(jī)的方向舵偏角并不會對飛機(jī)的升力系數(shù)產(chǎn)生明顯的影響。鑒于此，在選取升力系數(shù)作為應(yīng)變量數(shù)據(jù)時，僅選取飛機(jī)的迎角、側(cè)滑角、升降舵偏角這幾個至少可能會對飛機(jī)的升力系數(shù)產(chǎn)生明顯影響的參數(shù)作為自變量數(shù)據(jù)，而將方向舵偏角從自變量數(shù)據(jù)中排除。在此基礎(chǔ)上，執(zhí)行如上的計算過程，通過將數(shù)據(jù)散點在四維空間中擬合得到四維超曲面?；谒鏊木S超曲面，對升力系數(shù)對應(yīng)的維度和飛機(jī)的迎本文檔來自技高網(wǎng)...

【技術(shù)保護(hù)點】
一種飛機(jī)試飛數(shù)據(jù)的參數(shù)辨識方法，其特征在于，包括以下步驟：步驟一、獲取試飛數(shù)據(jù)，所述試飛數(shù)據(jù)包括飛機(jī)的多個飛行變量；步驟二、選取所述飛行變量中用于表征飛機(jī)的飛行性能的一個應(yīng)變量作為應(yīng)變量數(shù)據(jù)，選取所述飛行變量中的若干自變量作為自變量數(shù)據(jù)，根據(jù)所述試飛數(shù)據(jù)生成數(shù)據(jù)散點，每個數(shù)據(jù)散點由所述應(yīng)變量數(shù)據(jù)和所述自變量數(shù)據(jù)構(gòu)成；步驟三、對所有數(shù)據(jù)散點進(jìn)行幾何拓?fù)溥\算，映射到一個多維空間，所述多維空間的維數(shù)至少為三維；步驟四、計算所述多維空間中各個維度的線性無關(guān)基函數(shù)；步驟五、將所有數(shù)據(jù)散點利用各個維度的線性無關(guān)基函數(shù)擬合為一個多維曲面；步驟六、基于所述多維曲面，對所述應(yīng)變量數(shù)據(jù)和所述自變量數(shù)據(jù)中的單個自變量數(shù)據(jù)進(jìn)行曲線擬合，以得到所述應(yīng)變量數(shù)據(jù)與單個自變量數(shù)據(jù)的函數(shù)關(guān)系。

【技術(shù)特征摘要】
1.一種飛機(jī)試飛數(shù)據(jù)的參數(shù)辨識方法，其特征在于，包括以下步驟：步驟一、獲取試飛數(shù)據(jù)，所述試飛數(shù)據(jù)包括飛機(jī)的多個飛行變量；步驟二、選取所述飛行變量中用于表征飛機(jī)的飛行性能的一個應(yīng)變量作為應(yīng)變量數(shù)據(jù)，選取所述飛行變量中的若干自變量作為自變量數(shù)據(jù)，根據(jù)所述試飛數(shù)據(jù)生成數(shù)據(jù)散點，每個數(shù)據(jù)散點由所述應(yīng)變量數(shù)據(jù)和所述自變量數(shù)據(jù)構(gòu)成；步驟三、對所有數(shù)據(jù)散點進(jìn)行幾何拓?fù)溥\算，映射到一個多維空間，所述多維空間的維數(shù)至少為三維；步驟四、計算所述多維空間中各個維度的線性無關(guān)基函數(shù)；步驟五、將所有數(shù)據(jù)散點利用各個維度的線性無關(guān)基函數(shù)擬合為一個多維曲面；步驟六、基于所述多維曲面，對所述應(yīng)變量數(shù)據(jù)和所述自變量數(shù)據(jù)中的單個自變量數(shù)據(jù)進(jìn)行曲線擬...

【專利技術(shù)屬性】
技術(shù)研發(fā)人員：趙旸，薛飛，程攀，張美紅，
申請(專利權(quán))人：中國商用飛機(jī)有限責(zé)任公司，中國商用飛機(jī)有限責(zé)任公司上海飛機(jī)設(shè)計研究院，
類型：發(fā)明
國別省市：上海;31