检索结果-内蒙古大学图书馆

作者：卢宝刚哈尔滨工业大学

学位级别：博士

射程远、机动性强、打击精度高等优点使助推-滑翔导弹成为各军事大国在全球进攻性武器上研究发展的热点,在新时期攻防对抗体系下,同样也成为导弹防御系统重点侦查的对象。为了降低敌方防御系统反应时间、增加导弹生存概率和突防概率,一... 详细信息

射程远、机动性强、打击精度高等优点使助推-滑翔导弹成为各军事大国在全球进攻性武器上研究发展的热点,在新时期攻防对抗体系下,同样也成为导弹防御系统重点侦查的对象。为了降低敌方防御系统反应时间、增加导弹生存概率和突防概率,一种始终处于大气层内飞行、可借助地球曲率进行掩护的低弹道模式逐渐成为助推-滑翔导弹的首选弹道模式。与此同时,为满足现阶段对飞行器的自主性、安全性和可靠性提出的更高的要求,本文针对助推-滑翔导弹大气层内上升段最优轨迹快速生成方法、大气层内上升段闭环制导算法以及再入滑翔制导算法等关键技术进行了深入研究。快速生成大气层内上升段最优飞行轨迹能够有效降低发射成本、减少地面准备时间、增加任务的灵活性,并且能够为制导技术提供服务,是飞行器总体设计中的关键技术之一。然而,由于飞行器上升段的运动数学模型存在的强非线性、耦合性及多种约束条件,导致直接轨迹优化算法的初值选取较难、求解速度较慢,而间接轨迹优化算法对约束条件的处理又较为困难。因此,本文采用有限元法快速获得无约束条件的大气层内上升段最优轨迹,再将该值作为直接法的初值获得满足约束条件的大气层内上升段最优轨迹。仿真结果表明了该混合优化算法的优势。传统的大气层上升段制导模式采用的是开环制导,这种制导方式具备成本低、稳定性好等优点,但是无法修正飞行过程中气动力或者推力造成的飞行轨迹偏差,这对交班点精度要求较为严格的助推-滑翔导弹而言,开环制导方式显然无法满足任务需求。本文结合助推-滑翔导弹上升段的飞行特点,一方面,采用反馈线性化技术设计了基于标称轨迹的闭环制导方法;令一方面,采用有限元数值轨迹优化算法在线生成新的参考轨迹,设计了实时预测修正的闭环制导方法。通过仿真对比分析,表明给出的两种闭环制导方法满足交班点精度需求,且基于有限元数值轨迹优化的闭环制导方法具有更高的制导精度。研究了一种具有较强在线轨迹规划能力的滑翔制导方法。针对纵向轨迹在线实时规划的问题,本文提出了一种基于拟平衡滑翔条件的数值预测再入轨迹规划方法,该方法以飞行高度作为积分自变量,通过设计飞行路径角剖面来满足再入航程约束,通过设计攻角剖面来满足终端速度约束,再借助拟平衡滑翔条件计算能够保持平衡滑翔飞行的倾侧角,同时将飞行过程约束转化为对倾侧角的约束。针对复杂的三维再入制导问题,本文将其转化为纵向制导和侧向控制两个问题,纵向制导采用模型预测静态规划技术得到制导指令,侧向控制采用航向误差走廊的反转策略控制飞行方向。仿真结果表明了该方法适用于助推-滑翔导弹滑翔段制导,蒙特卡洛打靶也表明了该制导方法对初始状态误差与气动参数的不确定性具有较强的鲁棒性。针对无动力滑翔再入飞行器实际气动特性与理论数据之间的差异造成的制导精度退化问题,本文采用收敛性好、计算效率高、占用资源少的卡尔曼滤波算法对气动参数进行在线辨识,提出了一种基于气动参数辨识的再入制导方法。为具有统计意义的描述待辨识气动参数的变化规律,采用了一阶高斯马尔科夫过程及噪声补偿技术。利用气动参数估值与标称值之间的偏差对攻角和倾斜角进行修正,并利用线性二次调节器原理跟踪纵向参考轨迹。仿真结果表明了给出的气动参数辨识算法能够快速收敛,且本文的再入制导算法对气动参数摄动具有更好的制导效果。

关键词：助推-滑翔导弹闭环制导再入制导轨迹优化气动参数辨识

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两种卡尔曼滤波辨识高速旋转弹丸阻力系数的对比

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兵器装备工程学报 2018年第7期39卷 45-49页

作者：郑宇程易文俊余春华管军南京理工大学瞬态物理国家重点实验室南京210094 南京理工大学理学院南京210094

为了获取高速旋转弹丸的阻力系数,本文利用扩展卡尔曼滤波(EKF)和无迹卡尔曼滤波(UKF)两种方法对弹丸阻力系数进行了辨识。分析了选取2D弹道模型作为系统模型的可行性和科学性,针对EKF和UKF分别设计了阻力系数辨识的滤波器,给出了仿真验... 详细信息

为了获取高速旋转弹丸的阻力系数,本文利用扩展卡尔曼滤波(EKF)和无迹卡尔曼滤波(UKF)两种方法对弹丸阻力系数进行了辨识。分析了选取2D弹道模型作为系统模型的可行性和科学性,针对EKF和UKF分别设计了阻力系数辨识的滤波器,给出了仿真验证,并对两种卡尔曼滤波的辨识结果进行了对比分析。仿真结果表明:EKF和UKF均能有效辨识阻力系数,但UKF较EKF具有更优的辨识性能。

关键词：旋转稳定弹丸气动参数辨识卡尔曼滤波阻力系数

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差分进化智能算法在高旋弹气动辨识中的应用

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弹箭与制导学报 2020年第3期40卷 103-107页

作者：侯现钦王良明傅健南京理工大学能源与动力工程学院南京210094

针对传统方法对初值选取敏感问题,将差分进化算法(DE)应用到气动参数辨识中,取代传统极大似然方法中的牛顿迭代梯度优化方法,对高旋弹的气动参数进行全弹道辨识。文中首先对可辨识性问题进行分析。通过仿真计算,证明该方法与传统极大似... 详细信息

针对传统方法对初值选取敏感问题,将差分进化算法(DE)应用到气动参数辨识中,取代传统极大似然方法中的牛顿迭代梯度优化方法,对高旋弹的气动参数进行全弹道辨识。文中首先对可辨识性问题进行分析。通过仿真计算,证明该方法与传统极大似然方法相比辨识结果更加稳定,并通过反算弹道的方法证明了该算法收敛速度快,全局寻优能力强,具有较高的精度,并且解决了传统方法对初值敏感问题。

关键词：高旋弹气动参数辨识最大似然估计差分进化算法

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考虑禁飞区的再入飞行器目标分配与制导方法

考虑禁飞区的再入飞行器目标分配与制导方法

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作者：胡敬哈尔滨工业大学

学位级别：硕士

再入滑翔飞行器以其精度高、射程远、突防能力强等巨大优势正成为未来战场空天力量的主角,飞行器再入滑翔过程中具有速度快、气动环境复杂、飞行时间长等特性,不仅要考虑飞行器自身材质结构受到动压、热流、过载等约束要求,还要考虑飞... 详细信息

再入滑翔飞行器以其精度高、射程远、突防能力强等巨大优势正成为未来战场空天力量的主角,飞行器再入滑翔过程中具有速度快、气动环境复杂、飞行时间长等特性,不仅要考虑飞行器自身材质结构受到动压、热流、过载等约束要求,还要考虑飞行过程中面临的禁飞区的规避问题。本文以再入滑翔飞行器为研究对象,重点考虑在禁飞区影响下的目标分配问题和再入规避制导问题。首先,建立再入飞行器三自由度数学模型,介绍大气模型与地球模型,分析并建立两类禁飞区模型,为后续研究提供基础。其次,对考虑禁飞区影响的再入飞行器目标分配问题进行研究。提出了基于动力学模型的规避禁飞区稀疏A*算法,为量化禁飞区对飞行器的影响提供理论基础。在此基础上,建立了以目标生存价值最小、分配成本最小为指标的多约束非线性整数多目标优化模型,提出自然数编码方式和种群修复策略对模型中的约束问题进行处理,然后基于切比雪夫分解的方法,提出具有决策者偏好倾向的多目标优化算法。通过仿真,验证提出的考虑禁飞区影响的目标分配算法的有效性。然后,对考虑禁飞区规避的再入问题进行研究。通过分析再入过程中的约束得到再入走廊,在再入走廊内部设计满足各种约束的制导剖面,设计滑模制导律实现对标准制导剖面的跟踪,实现纵向上的平衡滑翔。考虑到规避禁飞区的需求,提出了基于改进人工势场法的侧向制导策略,通过禁飞区的斥力场和目标区域的引力场共同作用形成一个虚拟的人工势场,从而将禁飞区规避问题转化为动态参考航向角的确定问题。最后通过仿真验证提出的规避禁飞区制导方法的可行性。最后,针对再入过程中存在气动参数偏差导致制导性能下降的问题进行研究。建立了气动参数偏差的辨识模型,基于扩展卡尔曼滤波和无迹卡尔曼滤波方法,实现对气动参数偏差的在线估计,并将估计结果反馈给制导系统进行在线指令修正,通过蒙特卡洛打靶仿真验证此方法可有效改善制导性能。最后将本文所研究的目标分配与再入规避制导综合到一起进行仿真验证。

关键词：再入滑翔禁飞区影响目标分配规避禁飞区制导气动参数辨识

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折叠式高超声速变体滑翔飞行器再入姿态控制方法研究

折叠式高超声速变体滑翔飞行器再入姿态控制方法研究

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作者：曹承钰中南大学

学位级别：硕士

高超声速滑翔飞行器具备在临近空间大空域滑翔和大范围机动的能力,具有重要的战略价值和意义。为进一步提高飞行器的环境适应能力和突防生存能力,高超声速变体滑翔飞行器应运而生。本文以一种折叠式高超声速变体滑翔飞行器为研究对象,... 详细信息

高超声速滑翔飞行器具备在临近空间大空域滑翔和大范围机动的能力,具有重要的战略价值和意义。为进一步提高飞行器的环境适应能力和突防生存能力,高超声速变体滑翔飞行器应运而生。本文以一种折叠式高超声速变体滑翔飞行器为研究对象,综合考虑变形引起的气动特性、动力学特性的动态变化和模型不确定性、外部干扰的影响,开展飞行器运动建模、气动特性分析、气动参数辨识和再入姿态控制方法研究。主要的研究工作包括:首先,建立了高超声速变体滑翔飞行器再入运动模型。采用多刚体动力学建模方法对高超声速变体滑翔飞行器再入段进行了六自由度运动学和动力学建模,重点研究了变形过程中由机翼折叠引起的附加力及附加力矩的具体形式;进一步简化模型,建立了面向高超声速变体滑翔飞行器再入姿态控制的数学模型。其次,建立了高超声速变体滑翔飞行器气动模型,并进行了特性分析。基于气动数据拟合得到了不同变形条件下的高超声速变体滑翔飞行器完整气动模型;对飞行器静态气动特性进行了研究,分析了折叠变形对飞行器静态气动特性的影响;对飞行器开环动态特性和闭环动态特性进行了研究,探索了变形对飞行器再入姿态运动特性的影响。然后,研究了一种基于扰动补偿的再入姿态保性能控制方法。基于多变量超螺旋算法设计了有限时间干扰观测器,精确估计由扰动及不确定性构成的复合干扰;在预设性能控制框架下,设计了一种新型约定时间预设性能函数以定量描述期望的性能约束,并基于动态面控制技术设计了保性能姿态控制器;分别进行了全弹道仿真和测试工况仿真,充分验证了所提出方法的有效性和鲁棒性。最后,研究了一种基于气动参数在线辨识的再入姿态自适应控制方法。基于高超声速变体滑翔飞行器再入运动模型建立了气动参数辨识模型;基于扩展卡尔曼滤波算法设计了一种气动参数辨识方法以实现对未知气动参数的在线辨识,并进一步结合辨识所得气动参数与基于滑模控制和干扰观测器的控制方案,提出了一种再入姿态自适应控制方法;通过数值仿真验证了所提出方法的有效性和适应性。图67幅,表4个,参考文献150篇

关键词：高超声速变体滑翔飞行器运动模型有限时间控制预设性能控制气动参数辨识自适应控制

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变体固定翼无人机动力学建模与飞行控制研究

变体固定翼无人机动力学建模与飞行控制研究

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作者：张泽鹏沈阳航空航天大学

学位级别：硕士

变体飞行器能够根据复杂的任务、环境等信息自适应地改变本体气动布局,以达到不同飞行状态下的最优性能,因此得到了各国学者的关注。当变形机构执行变形指令时,飞行器的重心位置、机翼面积、气动布局等发生改变,随之引起气动参数发生改... 详细信息

变体飞行器能够根据复杂的任务、环境等信息自适应地改变本体气动布局,以达到不同飞行状态下的最优性能,因此得到了各国学者的关注。当变形机构执行变形指令时,飞行器的重心位置、机翼面积、气动布局等发生改变,随之引起气动参数发生改变,所以相比于传统飞行器,这将给飞行器的整体建模与控制器的设计带来极大挑战。为明确结构变形对飞行器气动特性的影响,实现飞行器在形变过程中飞行稳定,本文以变翼展飞行器为研究对象,围绕其动力学与飞行控制问题展开研究。主要内容如下:首先,采用多刚体建模法推导了变翼展飞行器纵向非线性动力学方程,并基于DATCOM软件建立了飞行器纵向气动参数与翼展变形率之间的函数关系,分析了不同翼展状态下气动参数的变化特性,表明了变翼展飞行器具备调节气动性能的能力,最后分析了结构变形对飞行器动态特性的影响。然后,针对巡航阶段变翼展飞行器的飞行控制问题,提出了基于线性变参数(LPV)模型的变体飞行器内外环鲁棒控制策略。采用Jacobian线性化方法建立了变翼展飞行器LPV模型,并基于LPV模型设计了内外环鲁棒控制器。内环采用线性二次型控制理论,并引入粒子群优化算法进行权值矩阵的整定,在保证飞行器速度、高度稳定的基础上,有效降低了系统的超调量,提高了控制器的收敛速度。外环加入鲁棒H_∞状态反馈控制器,并将输入变量扩展到系统状态中,进一步解决了变体过程中舵偏指令过大的问题,保证了飞行器在变形过程中能够平稳过渡,最后证明该控制器满足二次Lyapunov稳定的线性矩阵不等式条件。仿真结果表明:该控制器具备良好的鲁棒性和抗干扰能力。最后,研究了变翼展飞行器飞行协调跟踪控制问题。将翼展变形率由外部输入转变为系统内部输入,建立了变体飞行器变形辅助机动纵向非线性模型,并基于输入输出反馈线性化方法对该模型进行解耦,分别得到飞行速度、姿态和高度三个子系统模型,随之提出了基于气动参数在线辨识的RBF网络自适应鲁棒滑模控制策略。该方法对于动力学未建模部分,采用RBF对未知项进行网络补偿,从而抑制系统抖振现象;同时采用指数收敛干扰观测器对外部扰动进行估计修正,以降低滑模切换增益项;并基于差分进化算法对飞行器气动参数进行系统辨识,将辨识结果用于控制器的更新。仿真结果表明:差分进化算法辨识精度高,所设计的控制策略具备较强的鲁棒性和全局稳定性。

关键词：变体飞行器线性二次型控制 H_∞状态反馈控制滑模控制气动参数辨识

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高速制导炮弹弹道设计与弹道控制研究

高速制导炮弹弹道设计与弹道控制研究

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作者：严浩南京理工大学

学位级别：硕士

制导炮弹具有成本较低、高精度、杀伤力强等特点,因此世界各国军队都在大力研制制导弹药。本文针对远程精确打击需求,以高速制导炮弹为研究对象,开展高速制导炮弹的总体方案、气动参数辨识、方案弹道设计与优化、高速制导炮弹的弹道控... 详细信息

制导炮弹具有成本较低、高精度、杀伤力强等特点,因此世界各国军队都在大力研制制导弹药。本文针对远程精确打击需求,以高速制导炮弹为研究对象,开展高速制导炮弹的总体方案、气动参数辨识、方案弹道设计与优化、高速制导炮弹的弹道控制等研究工作。主要研究工作如下: 该制导炮弹采用鸭式气动布局、北斗卫星定位+惯导组合导航和电动舵机控制方案,制导控制系统采用中段方案制导+末段比例导引体制。根据高速制导炮弹的飞行过程,基于常用的坐标系、坐标系的转换关系式,对制导弹丸所受的力与力矩进行分析,建立了高速制导弹丸六自由度(6-DOF)的弹道模型。采用基于自适应粒子群优化极限学习机的方法对高速制导弹丸的相关气动力参数以及气动力矩参数进行参数辨识,与直接采用ELM方法、实际值进行对比,说明了此气动参数辨识方法的有效性和正确性。根据不同的初始发射条件、发动机点火时刻对其弹道特性进行对比分析,对制导弹丸上升过程能控制的参数进行优化,完成了高速制导弹丸的弹道设计,其弹道的射程满足要求。针对高速制导炮弹控制系统方案,基于建立的运动模型、方案弹道、导引律模块、控制算法模块、舵混合模块、舵机模型等模块的高速制导炮弹动力学与控制仿真系统,开展动力学与控制一体化仿真及分析,分析目前制导控制部件精度误差对控制系统精度的影响,针对高速制导炮弹的不同弹道条件,仿真分析了75km射程条件和20km射程条件的控制弹道特性。仿真结果表明,在20～75公里的射程范围内,高速制导炮弹能够稳定地实现方案弹道跟踪和末端导引,完成滑翔增程和精确打击的组合制导,满足射程和精度要求。

关键词：高速制导弹丸气动参数辨识弹道特性控制弹道

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基于Prepar3D的飞行气动数据的获取与验证

基于Prepar3D的飞行气动数据的获取与验证

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作者：宗奕彤南京航空航天大学

学位级别：硕士

飞行数据的获取、飞行器系统的建模在飞机总体设计、飞行品质评估、事故调查等研究中具有重要的意义。传统的飞行器建模一般采用地面风洞试验、空中飞行试验等,研究成本较高。为保证实验便捷高效且低成本,本文利用塞斯纳172型飞行模拟... 详细信息

飞行数据的获取、飞行器系统的建模在飞机总体设计、飞行品质评估、事故调查等研究中具有重要的意义。传统的飞行器建模一般采用地面风洞试验、空中飞行试验等,研究成本较高。为保证实验便捷高效且低成本,本文利用塞斯纳172型飞行模拟器结合飞行模拟软件Prepar3D进行飞行仿真试验,进而提取飞行试验数据。为得到空气动力学模型,本文基于机器学习思想,运用人工神经网络技术处理多维度非线性的飞行试验数据,并对辨识结果进行验证。本文首先确定了合适的建模方法,气动参数辨识问题往往选择飞行器刚体六自由度动力学方程组作为系统的状态方程,经坐标转换后得到体轴系六自由度运动方程如姿态角方程组、质心和绕质心转动的动力学方程组等,在此基础上,介绍了建模中常用的几种传统数学表达式与典型的神经网络方法;其次,基于Prepar3D获取气动数据,并进行了可辨识性分析;对比飞行器参数辨识常用方法及其各自的适用情景,考虑到飞行器系统模型具有动态非线性特征,相比而言,循环神经网络具有反馈结构且能储存信息,能够很好地将气动模型的特性表征出来;最后,本文对所获取的气动数据进行处理,用以神经网络气动参数的辨识,从而建立飞行器气动模型,并验证其拟合效果。通过实验验证及分析可以知道,运用飞行仿真试验获取的气动数据对其模型的参数辨识有很好的实用性,并且基于本文提出的循环神经网络能够针对空气动力完成精准建模。

关键词：飞行模拟软件气动建模方法六自由度气动模型气动参数辨识人工神经网络

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结冰飞行动力学特性与包线保护控制律研究

结冰飞行动力学特性与包线保护控制律研究

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作者：张智勇南京航空航天大学

学位级别：硕士

本文对结冰飞行动力学特性及智能防冰系统中的包线保护控制律设计问题进行了研究。首先,回顾了国内外在飞机结冰方面的研究情况,对飞机在飞行中的结冰条件、结冰类型、结冰参数以及结冰对气动特性的影响进行了分析讨论。其次,介绍了飞... 详细信息

本文对结冰飞行动力学特性及智能防冰系统中的包线保护控制律设计问题进行了研究。首先,回顾了国内外在飞机结冰方面的研究情况,对飞机在飞行中的结冰条件、结冰类型、结冰参数以及结冰对气动特性的影响进行了分析讨论。其次,介绍了飞机容冰技术的发展方向,即智能防冰系统的设计思想、组成及功能。在此基础上,建立了简化的飞机结冰气动模型,以描述结冰对气动参数的影响;给出了结冰飞行包线保护系统的基本原理及实现方法,在计算确定结冰飞行包线后,对于人工驾驶、自动驾驶飞行两种情况,分别设计了开环、闭环飞行包线保护控制律,保证飞机在安全飞行包线内沿着预定的航线飞行。最后,建立了结冰飞行仿真模型及软件,并进行飞行包线保护的仿真计算。为了实现结冰飞行包线保护,本文还对结冰飞机气动参数的辨识方法进行了初步探讨。研究结果表明,结冰飞行包线保护系统将极大增强飞机容冰能力,保证飞机在各种结冰情况下的飞行安全,在下一代民机的研制中起到一定的作用。

关键词：飞机容冰技术智能防冰系统结冰气动模型结冰飞行包线保护结冰飞行仿真气动参数辨识

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A320飞机运动仿真模型研究

A320飞机运动仿真模型研究

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作者：潘增帅中国民航大学

学位级别：硕士

论文研究了利用参数辨识的方法确定飞机运动模型中气动导数的问题。在一些精度要求不高的飞行器仿真系统中,或在研制低档飞行训练模拟器或飞行训练器时,飞机运动数学模型中的气动系数模型不一定使用复杂的非线性模型,可以采用简单的线... 详细信息

论文研究了利用参数辨识的方法确定飞机运动模型中气动导数的问题。在一些精度要求不高的飞行器仿真系统中,或在研制低档飞行训练模拟器或飞行训练器时,飞机运动数学模型中的气动系数模型不一定使用复杂的非线性模型,可以采用简单的线性模型。因此本文以飞行力学为理论基础建立了A320飞机运动数学模型,飞机模型中的气动系数模型采用了简单的线性模型,以A320飞机的QAR数据为依据,首先对其进行数据的预先处理;然后辨识气动系数模型中的气动导数,将辨识的气动导数代入到设计的飞机飞行仿真实验的飞机模型中,对仿真结果进行分析,并总结辨识过程中发现的问题。论文所作的工作主要有以下几个方面:1、根据飞行力学原理建立A320飞机运动数学模型,其中的气动系数模型经过分析处理形成简单的线性模型,即本文建立的气动力系数和气动力矩系数的数学模型。2、根据飞机的QAR数据的特点和参数辨识的需要,对数据进行滤波。选取辨识所用的参数。3、采用最小二乘法对飞机运动模型中的气动力系数和气动力矩系数模型进行参数辨识,然后将飞机模型用于飞行仿真实验,验证辨识方法和辨识结果的可靠性。通过对比A320飞机纵向运动的仿真结果与真实QAR数据中高度、俯仰角、垂直速度,得出采用本文的辨识方法得到的气动导数能够在一定程度上实现A320飞机纵向运动的仿真。

关键词：气动模型气动参数辨识数据预处理最小二乘法 A320

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