闭环气动参数辨识的两步方法

第四章 系统辨识中的实际问题§4 —1 辨识的实验设计一、系统辨识的实验信号实验数据是辨识的基础，只有高质量的数据才能得出良好的数学模型，而且实验数据如果不能满足起码的要求，辨识根本得不出解。

系统辨识学科是在数理统计的时间序列分析的基础上发展起来的，两者的区别在于系统辨识的对象存在着人为的激励（控制）作用，而时序分析则没有。

因此，前者能通过施加激励信号u(k)达到获得较好辩识结果的目的（即实验信号的设计），而后者不能。

（一）系统辨识对实验信号的最起码的要求 为了辨识动态系统，激励信号u 必须在观测的周期内对系统的动态持续地激励。

满足辨识对激励信号最起码的要求的持续激励信号应具备的条件称“持续激励条件”，分以下四种情况讨论： 1． 连续的非参数模型辨识（辩识频率特性）如果系统通频带的上下限为 ωmin ≤ ω ≤ ωmax ,要求输入信号的功率密度谱在此范围内不等于零。

)()()}({)}({)(ωωωj U j Y t u F t y F j G ==2． 连续的参数模型辨识 被辩识的连续传函为，共包含(m+n+1)个参数对于u(t)的每一个频率成分ωi 的谐波，对应的频率响应有一个实部R(ωi )和一个虚部Im(ωi )，由此对应两个关系式（方程），能解出两个未知参数。

因此，为辩识(m+n+1)个参数，持续激励信号至少应包含：j ≥( m+n+1 )/2 个不同的频率成分。

3． 离散的脉冲响应 g(τ)的辨识g(τ) ;τ = 0,1,..m ，假设过程稳定，当 τ > m 时 g(τ)= 0 。

由维纳—何甫方程有：R uy (τ )=∑ g(σ)R uu (τ - σ) 式(4-1-1)由上式得出(m+1)个方程的方程组:上式表达成矩阵形式φuy = φuu G 式（4-1-2） 可解出 G = φuu -1 φuy 式（4-1-3）G s b b s b s a s a s m mn n ()=++++++0111R R R m R R R m R R R m R m R m R g g g m uy uy uy uu uu uu uu uu uu uuuu uu ()()()()()()()()()()()()()()()010******** ⎡⎣⎢⎢⎢⎢⎤⎦⎥⎥⎥⎥=----⎡⎣⎢⎢⎢⎢⎤⎦⎥⎥⎥⎥⋅⎡⎣⎢⎢⎢⎢⎤⎦⎥⎥⎥⎥G = [ g(0),…,g(m) ]T 有解的条件是:如果所有的输出自相关函数式(4-1-4)都存在,且方阵φuu 非奇异, 即det φuu ≠ 0 。

参数辨识引言系统辨识主要有两大部分组成，一个是系统模型的辨识，它主要解决在对某一系统的模型不确定或完全未知的情况下，如何根据该系统对特定输入的响应来得到一个数学模型，并用此模型代替这一真实系统的问题;另一个是参数辨识，它主要解决当系统模型己知的条件下，确定模型中的一些未知参数的问题。

参数辨识方法目前己经被用于飞行器气动参数辨识。

飞行器气动辨识是一个系统工程，包括四部分：①试验设计，使试验能为辨识提供含有足够信息量且信息分布均匀的试验数据；②气动模型结果确定，即从候选模型集中，根据一定的准则和经验，选出最优的气动模型构式；③气动参数辨识，根据辨识准则和数据求取模型中待定参数，这是气动辨识定量研究的核心阶段；④模型检验，确认所得气动模型是否确实反映了飞行器动力学系统中气动力的本质属性。

这四个部分环环相扣，缺一不可，要反复进行，直到对所得气动模型满意为止。

气动参数辨识，以飞机试验数据分析为例，目前在工程上通常采用近似方法，数据处理效率低、处理结果精度差。

在飞行试验测试手段日益发展的今天，从传感器信号调节、数据采集，到数据记录和处理，都已经具备了精度高、速度快的特点，如何准确、迅速地将真实的飞机气动特性从繁多地试验数据结果中分离出来，从而确定飞机的气动模型，已经成为从事飞行试验数据处理分析人员急需解决的问题。

因此，研究飞机参数辨识方法来确定飞机气动参数，寻求一种准确、迅速的将真实的飞机气动特性从试验结果中分离出来的方法，对缩短数据处理时间和减少飞行试验周期等具有较大的应用价值。

参数辨识的方法参数辨识方法主要有最小二乘算法、极大似然法、集员辨识法、贝叶斯法、岭估计法、超椭球法和鲁棒辨识法等多种辨识方法。

虽然目前参数辨识的领域己经发展了多种算法，但是用于气动参数估计的算法主要有：极大似然法(ML)，广义Kalman滤波(EKF)法，模型估计法(EBM )、分割及多分割算法(PIA及MPIA)、最小二乘法，微分动态规划法等。

基于相关分析的汽轮机调节系统参数辨识研究机组运行工况的变化将导致调节对象运行特性和参数的变化,要保持良好的响应特性,必须采用自适应控制,在线调整控制器的参数。

在运行过程中,调节系统性能的退化和故障的发生,首先反映在系统各组成环节参数和时间常数的变化上,可以通过在线连续监测系统参数的变化来判断系统性能的退化和故障。

因此汽轮机调节系统的参数辨识是实现自适应优化控制和系统状态监测和故障诊断的重要手段之一。

为了探索汽轮机调节系统的自适应优化控制方法和在线状态监测与故障诊断途径,本文以线性系统作为主要的研究对象,选择相关辨识作为基本方法,通过仿真试验对汽轮机调节系统的参数进行了辨识,给出了机组不同运行方式时的激励信号,提出了利用机组正常调整信号或同步器给定信号进行参数辨识的途径,避免了输入外部激励信号对系统正常工作的影响,为系统的在线辨识和诊断提供了可行的方法。

1 线性系统相关辨识的基本原理实现系统参数辨识的方法很多,包括最小二乘、频率特性、相关分析、卡尔曼滤波、人工神经网络、最大似然法等,这些辨识方法在透平机械的故障诊断和自适应优化控制中均有使用[1～4 ] ,它们都有自己的优缺点和适应范围。

相关辨识是基于维纳———何甫(Wiener - Hopf) 方程的传统辨识方法,计算工作量比较小,有较强的抗干扰性,但不能很好地实现非线性系统的辨识,也不适用于闭环控制系统的参数辨识。

机组运行工况改变和部件故障导致性能恶化时,描述调节系统运动特性的数学模型的时间常数和参数将发生变化,这种变化也可以通过相关辨识获得,据此调整控制器的控制规律,实现自适应控制,实现状态监测与诊断。

因此本文选用相关辨识作为基本辨识方法。

1. 1 线性系统及其响应单输入单输出的线性系统如图1 所示,可以通过传递函数、脉冲响应函数、频率响应来描述系统的特性。

当线性系统的输入为平稳遍历,且数学期望为mx 的随机过程X ( t) 时,输出可表示为Y( t) 为随机过程,其自相关函数和互相关函数分别为:在输入信号X ( t) 的作用下,能够测量得到的是已被噪声污染过的输出Y( t) ,其中噪声为v ( t) ,均值为零,且与输入信号X ( t) 不相关。

民用飞机纵向气动参数辨识汇报人：2023-12-15•引言•纵向气动参数辨识方法•纵向气动参数对飞行性能的影响目录•纵向气动参数辨识的挑战与解决方案•案例分析：某型民用飞机纵向气动参数辨识•结论与展望目录01引言通过辨识民用飞机纵向气动参数，提高飞行器的性能和稳定性。

目的随着航空技术的不断发展，对飞行器的气动性能要求越来越高，气动参数辨识成为研究热点。

背景目的和背景准确的气动参数辨识有助于优化飞行器的设计和控制，提高其性能和稳定性。

提高飞行器性能降低能耗增强安全性通过辨识气动参数，可以优化飞行器的气动外形和飞行姿态，降低能耗和排放。

准确的气动参数辨识有助于提高飞行器的安全性和可靠性，减少事故风险。

030201气动参数辨识的意义国内在气动参数辨识方面取得了一定的进展，但仍存在一些挑战和问题需要解决。

国外在气动参数辨识方面已经取得了一定的成果，但仍存在一些问题和挑战需要进一步研究和探索。

国内外研究现状国外研究现状国内研究现状02纵向气动参数辨识方法根据飞机模型和目标飞行状态，制定详细的飞行试验方案，包括试验点选择、数据采集方式等。

试验设计在真实的飞行环境中，对飞机进行测试，获取纵向气动参数的数据。

飞行测试对采集到的数据进行处理和分析，提取出纵向气动参数。

数据处理基于飞行试验的方法03参数识别通过比较模拟计算结果与实际飞行数据，识别出最佳的纵向气动参数。

01建立模型利用CFD（Computational Fluid Dynamics）等技术，建立飞机的数值模型。

02模拟计算在数值模型中输入不同的纵向气动参数，通过模拟计算得到相应的飞行状态。

基于数值模拟的方法根据已有的飞机模型和气动数据，建立纵向气动参数的数学模型。

建立模型利用实际飞行数据对数学模型进行修正，以减小模型预测误差。

模型修正利用修正后的模型，估计出最佳的纵向气动参数。

参数估计基于模型修正的方法03纵向气动参数对飞行性能的影响1 2 3升力系数随着飞行高度的增加而减小，随着飞行速度的增加而增大。

参数辨识引言系统辨识主要有两大部分组成，一个是系统模型的辨识，它主要解决在对某一系统的模型不确定或完全未知的情况下，如何根据该系统对特定输入的响应来得到一个数学模型，并用此模型代替这一真实系统的问题;另一个是参数辨识，它主要解决当系统模型己知的条件下，确定模型中的一些未知参数的问题。

参数辨识方法目前己经被用于飞行器气动参数辨识。

飞行器气动辨识是一个系统工程，包括四部分：①试验设计，使试验能为辨识提供含有足够信息量且信息分布均匀的试验数据；②气动模型结果确定，即从候选模型集中，根据一定的准则和经验，选出最优的气动模型构式；③气动参数辨识，根据辨识准则和数据求取模型中待定参数，这是气动辨识定量研究的核心阶段；④模型检验，确认所得气动模型是否确实反映了飞行器动力学系统中气动力的本质属性。

这四个部分环环相扣，缺一不可，要反复进行，直到对所得气动模型满意为止。

气动参数辨识，以飞机试验数据分析为例，目前在工程上通常采用近似方法，数据处理效率低、处理结果精度差。

在飞行试验测试手段日益发展的今天，从传感器信号调节、数据采集，到数据记录和处理，都已经具备了精度高、速度快的特点，如何准确、迅速地将真实的飞机气动特性从繁多地试验数据结果中分离出来，从而确定飞机的气动模型，已经成为从事飞行试验数据处理分析人员急需解决的问题。

因此，研究飞机参数辨识方法来确定飞机气动参数，寻求一种准确、迅速的将真实的飞机气动特性从试验结果中分离出来的方法，对缩短数据处理时间和减少飞行试验周期等具有较大的应用价值。

参数辨识的方法参数辨识方法主要有最小二乘算法、极大似然法、集员辨识法、贝叶斯法、岭估计法、超椭球法和鲁棒辨识法等多种辨识方法。

虽然目前参数辨识的领域己经发展了多种算法，但是用于气动参数估计的算法主要有：极大似然法(ML)，广义Kalman滤波(EKF)法，模型估计法(EBM )、分割及多分割算法(PIA及MPIA)、最小二乘法，微分动态规划法等。

【气动阀门】气动执行机构检验标准和方法天津市一标阀门厂是专业的阀门设计、研发、生产、销售厂家，天津一标阀门了解到，随着气动阀门的广泛应用，气动执行器的技术也在越来越好，国产气动执行器与进口气动执行器的差距也越来越小，种类也越来越多，现在一标小编就气动执行机构检验方法做如下介绍：一）校验准备及外观检查1 所有测试用仪器均须提前30分钟通电预热；2 试验气源压力要满足0.6±0.1Mpa ；3 执行机构外观无明显损伤，导气铜管无明显瘪痕且装配牢固；4 位置变送器连接螺杆长度必须符合被检执行机构型号的技术要求；紧固在变送器轴上的连杆与连接螺杆所构成的平面应垂直于水平面；二）检验标准和方法1 将气动执行机构固定于校验台上，分别接好气源、控制气源和位移检测连杆；将校验台上仪表调校准确；2机械零点校准：输入4mA电流信号（0%），控制气信号应为0.02Mpa，此时气缸活塞行程应为零；如果不为零，可通过调整调零螺杆上的螺帽调整零点（零点高了紧螺帽）；零点和量程需要反复调整；零点误差要≤1%；3 机械满量程校准：输入20mA电流信号（100%），控制气信号应为0.10Mpa，此时气缸活塞行程应为上限值；如果不为上限值，可通过调整量程拉簧的松紧来调整量程（量程小了松拉簧，量程大了紧拉簧）；零点和量程需要反复调整；满量程误差要≤1%；展开剩余66%4 机械量程中点定位：零点和量程调准后，输入12mA电流信号（50%，0.06Mpa），调整位置变送器连接杆的位置，使其在该点要保持与水平面垂直；5 全行程偏差校准：输入控制气信号0.02Mpa（0%），然后逐渐增加输入信号0.036 Mpa（20%）、0.052 Mpa（20%）、0.068Mpa（60%）、0.084 Mpa（80%）、0.1 Mpa（100%），使气缸活塞走完全行程，各点偏差均要≤1.5%；6，非线性偏差测试：输入控制气信号0.02Mpa（0%），然后逐渐增加输入信号直至0.10Mpa（100%），再将信号降至为0.02Mpa （0%），使执行机构走完全行程，并记录下每增减0.008Mpa信号压力对应的行程值，其实际压力━行程关系与理论值之间的非线性偏差要≤1%；※7 正反行程变差测试：与非线性偏差测试方法相同，实际正反压力━行程关系中，同一气压值下的气缸活塞正反行程值的最大差值要≤1%；8 灵敏度测试：分别在信号压力0.03、0.06、0.09Mpa的行程处，增加和降低气压，测试在气缸活塞杆开始移动0.1mm时所需要的信号压力变化值，其最大变化要≤0.2%；9，活塞气缸的密封性测试：将0.5 Mpa的压力接入气缸的任一气室中，然后切断气源，在分10钟内，气缸内压力的下降值不应超过0.01 Mpa；10 位置变送器电气零点检测：打开位置变送器上盖，接好电线；输入12mA电流信号（0.06 Mpa），此时调整变送器内圆形偏心轮，使其上面的黑线与线路板上面的白线对齐；然后再输入4mA电流（0.02 Mpa），此时可调整变送器内调零电位器使输出电流为4mA；电气零点误差应≤1%；11 位置变送器电气满量程检测：输入20mA电流信号（0.1 Mpa），此时可调整变送器内调量程电位器使输出电流为20mA；电气满量程误差应≤1%；12 位置反馈电流全行程偏差校准：输入4mA电流（0%），然后逐渐增加输入信号8mA电流（25%）、12mA电流（50%）、16mA 电流（75%）、20mA电流（100%），考虑到直线位移转换成角度变化的非线性误差，0%、50%、100%点反馈电流误差应≤1%，25%、75%点反馈电流误差应≤2%；13 位置反馈电流正反行程变差测试：同气缸正活塞反行程变差测试方法相同，实际正反位置反馈电流━行程关系中，同一反馈电流值下的气缸活塞正反行程值的最大差值要≤1%；14 作好校验记录，按校验记录表上的内容逐项认真填写，检验人员必须签字；15 上述各项测试做完合格后，应将位置变送器内接线端子插好，拧紧后盖，然后将阀门定位器气源入口用塑料堵头堵好；。

闭环系统辨识气动参数辨识在导弹研发中的作用气动力参数辨识是飞行器系统辨识中发展最为成熟的一个领域。

对于导弹而言，采用系统辨识技术从飞行试验数据获取导弹空气动力特性，已经成为导弹研制和评估程序的重要组成部分。

导弹气动参数辨识的作用主要体现在以下几个方面：(1)验证气动力数值计算和风洞试验结果。

如前所述，数值计算和风洞试验各有其优点，也各有其局限性，必须通过飞行试验进行验证。

如果飞行试验气动参数辨识结果与数值计算和风洞试验结果一致，则说明数值计算和风洞试验结果是正确的；如果不一致，就要找出产生不一致的原因，通过相尖性分析，将地面试验结果换算到真实飞行状态下。

(2)为导弹系统仿真提供准确的气动参数。

在导弹打靶仿真中，控制系统的执行元件、旋转台、控制系统、目标源等都可以采用实物，但导弹所受外作用力，特别是空气动力是飞行状态参数的函数，无法用实物实现，应代之以数学模型。

该数学模型是否正确决定了系统仿真的置信度，因此，采用系统辨识技术，辨识出导弹的外作用力数学模型，特别是气动力数学模型，是导弹系统仿真技术的尖键环节之(3)为导弹飞行控制系统设计提供准确的气动参数。

控制律设计取决于导弹的气动特性。

如果控制律设计所依赖的气动数据误差过大，可能会导致控制失效；如果气动数据误差带很大,为了满足控制系统鲁棒性要求,或者控制精度降低,或者对指令的响应时间加长。

利用飞行试验气动参数辨识结果，经过相尖性分析给出的导弹气动特性,其可信度可望显著提高，用于飞行控制律设计，可以大大提高控制系统的性能。

(4)自适应控制。

自适应控制系统能根据系统的状态和环境参数变化，自动调节控制系统的相应系数，以达到最佳控制状态。

系统实时辨识是自适应控制系统的重要组成部分。

对于导弹，机动性与导弹的静稳定裕度和动压矣系很大，实时辨识导弹动力学系统与静稳定裕度和动压密切相尖的参数，并据之实时改变控制系统的增益系数，可提高导弹的可控性和机动性。

(5)飞行试验故障分析。

月地高速再入返回器气动辨识数据偏差分析王贵东;李齐;王超【摘要】飞行试验是获取返回器在真实飞行条件下气动力参数的重要途径,气动辨识结果对于评估理论计算和风洞实验气动数据,改进气动设计具有重要意义.月地高速再入气动环境复杂,气动力预测困难,结果具有很大不确定性,因此给出气动辨识结果的偏差是十分必要的.本文针对月地高速再入飞行试验,发展了返回器气动力参数辨识方法,并利用返回器飞行试验数据提取到了关键气动力参数.研究了返回器气动辨识数据偏差分析技术,剖析了各误差因素产生的气动偏差,并分析了产生气动参数辨识偏差的主要因素.在此基础上利用蒙特卡洛分析方法,计算得到了所有误差综合影响条件下返回器气动辨识结果的偏差区间.结果表明,大气密度、加速度、姿态角、高度、速度等参数的测量误差是产生辨识偏差的主要因素,全程配平迎角的估计结果精度很高,高空稀薄大气段气动力系数和升阻比等参数偏差较大,利用修正克拉马-罗界作为准则计算俯仰力矩导数和喷流推力辨识偏差是可行的.本文获取的月地高速再入返回器气动辨识偏差结果,可以为返回器设计分析提供依据.【期刊名称】《空气动力学学报》【年(卷),期】2018(036)005【总页数】7页(P871-877)【关键词】飞船返回器;月地高速再入;偏差分析;飞行试验;气动参数辨识【作者】王贵东;李齐;王超【作者单位】中国航天空气动力技术研究院,北京 100074;中国空间技术研究院,北京 100094;中国航天空气动力技术研究院,北京 100074【正文语种】中文【中图分类】V4120 引言返回器再入过程中具有大空域、宽速域的特点，准确预测其气动力特性十分困难，必须综合利用理论计算、风洞实验、飞行试验等多种手段。

无论哪一种气动预测手段，得到的气动数据都不可能绝对准确，都有一定的偏差。

因此，气动偏差分析是空气动力学研究的重要课题。

月地高速再入返回飞行以11 km/s左右的高速半弹道跳跃式再入大气层，在我国航天领域尚属首次[1]。