飛行器隨機(jī)控制系統(tǒng)參數(shù)辨識估計(jì)方法.pdf

1、為了使飛行器能夠準(zhǔn)確的進(jìn)入預(yù)定軌道運(yùn)行，在飛行器的方案設(shè)計(jì)階段，迫切需要我們對飛行器隨機(jī)控制系統(tǒng)應(yīng)用系統(tǒng)參數(shù)辨識估計(jì)。飛行器飛行試驗(yàn)實(shí)測數(shù)據(jù)估算及飛行器軌道參數(shù)的軌跡參數(shù)辨識技術(shù)已越來越為人們所接受和重視，并已成為確定飛行器飛行軌道特性的一個(gè)重要手段。它不僅能為飛行器設(shè)計(jì)提供反映實(shí)際飛行特性和外部環(huán)境的軌道數(shù)學(xué)模型，且可以驗(yàn)證理論計(jì)算結(jié)果并修正地面試驗(yàn)數(shù)據(jù)結(jié)果。因此，對飛行器軌道參數(shù)辨識方法的探討有著重大的理論意義和實(shí)際價(jià)值。本文主要研

2、究兩方面內(nèi)容，其一，基于最小二乘法在航天器隨機(jī)控制系統(tǒng)軌道運(yùn)行過程中進(jìn)行參數(shù)辨識，其二，基于卡爾曼濾波理論在多管火箭彈導(dǎo)航隨機(jī)控制系統(tǒng)進(jìn)行參數(shù)辨識，基本步驟如下：
　　(1)基于最小二乘法精確先驗(yàn)參數(shù)估計(jì)方法研究
　　(2)建立航天器隨機(jī)控制系統(tǒng)質(zhì)心模型；
　　(3)最小二乘法在隨機(jī)控制系統(tǒng)參數(shù)辨識的應(yīng)用；
　　(4)基于卡爾曼濾波連續(xù)線性、非線性擴(kuò)展的濾波理論研究；
　　(5)建立多管火箭彈隨機(jī)控制系統(tǒng)模