CAJ | 학술논문

由于飞行过程中飞行环境与自身特性的大幅度变化,导弹的飞行动力学特性和结构模态参数变化范围很大,难以精确建模,对导弹的气动伺服弹性稳定性带来潜在危险,传统结构滤波器的适用性也难以保证.提出一种自适应结构滤波器的设计方法,利用导弹输入指令和传感器输出的采样信号,建立导弹的自回归滑动平均(ARMA)模型;采用递归最小二乘算法,在线辨识飞行器的结构模态参数并用于实时更新滤波器的中心频率.仿真结果表明:相对于传统设计方法,自适应结构滤波器在较大参数摄动范围内都可明显提高导弹的气动伺服弹性稳定裕度,对于导弹飞行环境和结构特性的变化都有较强的鲁棒性.
유우비행과정중비행배경여자신특성적대폭도변화,도탄적비행동역학특성화결구모태삼수변화범위흔대,난이정학건모,대도탄적기동사복탄성은정성대래잠재위험,전통결구려파기적괄용성야난이보증.제출일충자괄응결구려파기적설계방법,이용도탄수입지령화전감기수출적채양신호,건립도탄적자회귀활동평균(ARMA)모형;채용체귀최소이승산법,재선변식비행기적결구모태삼수병용우실시경신려파기적중심빈솔.방진결과표명:상대우전통설계방법,자괄응결구려파기재교대삼수섭동범위내도가명현제고도탄적기동사복탄성은정유도,대우도탄비행배경화결구특성적변화도유교강적로봉성.