1、飛行器氣動參數(shù)辨識研究的主題，是應(yīng)用系統(tǒng)辨識技術(shù)從飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)求取氣動力，從而建立飛行器動力學(xué)系統(tǒng)的數(shù)學(xué)模型。它研究的對象是飛行器，解決的是空氣動力學(xué)問題，采用的基本方程是飛行動力學(xué)的運(yùn)動方程組，應(yīng)用的研究手段是現(xiàn)代控制論中的濾波、預(yù)測和估計(jì)理論。
　　本文在縱向非線性動力學(xué)模型已知的情況下，用參數(shù)估計(jì)的方法，辨識飛行器運(yùn)動過程中未知的氣動力系數(shù)。首先，針對基于極大似然法和廣義卡爾曼濾波的參數(shù)辨識方法，研究了飛行器氣動參數(shù)辨識的一

2、般特性。
　　然后，從辨識的精確性和效率性出發(fā)，針對計(jì)算精度高、計(jì)算效率低的極大似然一般算法采用了極大似然近似算法降低了極大似然法在辨識過程中計(jì)算效率低的問題；給出更高的辨識效率算法增廣的廣義卡爾曼濾波算法，把狀態(tài)方程中的待辨識參數(shù)做為狀態(tài)量加入狀態(tài)方程中，利用廣義卡爾曼濾波進(jìn)行狀態(tài)估計(jì)求解待辨識參數(shù)；針對增廣的廣義卡爾曼濾波計(jì)算效率高計(jì)算精度差的情況，提出增廣的擬線性最優(yōu)平滑濾波法對狀態(tài)方程進(jìn)行高度線性化處理，從而減少卡爾曼濾波