Как видно
,
в этом алгоритме обратная матрица
,
процедура нахождения
которой существенно ограничивает применимость канонической схе
-
мы
,
отсутствует
.
В результате получаем оценку параметров состояния
.
На втором
шаге по полученным оценкам состояния аэродинамические параметры
или моменты инерции ЛА идентифицируются методом итераций
.
Предположим
,
что постоянный на данномшаге идентификации
(
ин
-
тервал времени
[
t
k
−
1
;
t
k
]
)
параметр системы удовлетворяет уравнению
¯
y
(
t
k
) = Φ(
t
k
) ¯Θ + ¯
e
(
t
k
)
,
(16)
где
¯
e
(
t
k
)
—
суммарная ошибка измерений и моделирования
.
Элементы
матрицы
Φ
вычисляются по формуле
Φ(
i, j
) =
s
∂
i
∂
Θ
j
t
ˆ
x
(
t
k
)
, y
(
t
k
)
,
(17)
тогда вектор параметров
Θ(
t
k
)
итерационно вычисляется по следую
-
щим зависимостям
:
¯Θ
k
j
+1
= ¯Θ
k
j
+
K
(
k
)
c
y
(
k
)
−
Φ(
k
) ¯Θ
k
j
d
;
K
(
k
) =
P
k
j
Φ
T
(
k
)
c
Φ(
k
)
P
k
j
Φ
T
(
k
) +
e
d
;
p
k
j
+1
=
c
I
−
K
(
k
)Φ
T
(
k
)
d
p
a
j
.
(18)
Начальные значения матрицы
p
p
k
+1
0
=
p
k
M
,
где
М
—
число итераций по
j
,
т
.
е
.
p
0
0
=
εI,
ε
—
некоторое малое
,
но не равное нулю число
.
В настоящей работе
рекомендуется использовать значение
ε
= 0
,
01
.
Итерационный процесс организуется таким образом
,
чтобы
Θ
k
+1
0
= Θ
k
M
.
Затем вычисляется функция штрафа и сравнивается с
ε
1
Θ
k
j
+1
−
Θ
k
j
Θ
k
j
↔
ε
1
.
38 ISSN 0236-3941.
Вестник МГТУ им
.
Н
.
Э
.
Баумана
.
Сер
. “
Машиностроение
”. 2004.
№
4
