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龙图腾网获悉哈尔滨工业大学;北京电子工程总体研究所申请的专利直气复合飞行控制系统时变参数辨识方法获国家发明授权专利权，本发明授权专利权由国家知识产权局授予，授权公告号为：CN115169002B 。

龙图腾网通过国家知识产权局官网在2025-07-25发布的发明授权授权公告中获悉：该发明授权的专利申请号/专利号为：202210798609.2，技术领域涉及：G06F30/15；该发明授权直气复合飞行控制系统时变参数辨识方法是由周荻;袁宇祺;邹昕光;李君龙;张锐;楼朝飞设计研发完成，并于2022-07-06向国家知识产权局提交的专利申请。

本直气复合飞行控制系统时变参数辨识方法在说明书摘要公布了：直气复合飞行控制系统时变参数辨识方法，它属于飞行器飞行参数辨识领域。本发明解决了采用小扰动线性化方法得到的常值气动参数无法满足飞行器设计要求的问题。本发明方法采取的主要技术方案为：建立飞行器体坐标系和飞行器速度坐标系，基于坐标系建立俯仰通道姿态动力学方程，基于俯仰通道姿态动力学方程设计时变参数滤波器；再基于设计的滤波器系统对气动参数进行在线辨识。本发明依据魏尔斯特拉斯逼近定理，通过多项式拟合，将时变参数估计转化为非时变参数估计。本发明方法可以应用于飞行器飞行参数辨识。

本发明授权直气复合飞行控制系统时变参数辨识方法在权利要求书中公布了：1.直气复合飞行控制系统时变参数辨识方法，其特征在于，所述方法具体包括以下步骤： 步骤一、直气复合飞行控制时变参数滤波器系统设计 步骤一一、建立飞行器体坐标系ox1y1z1和飞行器速度坐标系ox3y3z3； 步骤一二、基于步骤一一的坐标系建立俯仰通道姿态动力学方程；所述俯仰通道姿态动力学方程为： 其中，ωz为俯仰角速率，为ωz的一阶导数，δz为舵偏角，Fz为直接力，α为攻角，气动参数a1、a2和a3分别定义为：直接力参数lz定义为：lz＝-lJz，Jz为飞行器绕坐标轴oz3的转动惯量，为俯仰力矩对俯仰角速率的偏导数，为俯仰力矩对攻角的偏导数，为俯仰力矩对舵偏角的偏导数，l是侧推发动机到飞行器质心的距离； 步骤一三、基于步骤一二的俯仰通道姿态动力学方程设计时变参数滤波器； 对于气动参数a2，利用关于α的一次多项式近似a2α，即： a2α≈a20+k21α3其中，a20和k21为常数； 将式3代入俯仰通道姿态动力学方程1得到： 滤波器系统状态变量x1、x2、x3、x4、x5和x6分别定义为：x1＝ωz，x2＝a1，x3＝a20，x4＝k21，x5＝lz，x6＝a3； 则滤波器系统状态向量X为： X＝[x1x2x3x4x5x6]T5 定义滤波器系统状态方程为： 其中，为X的一阶导数，fX为滤波器系统状态转移函数； 滤波器系统量测方程h为： h＝[100000]8 步骤二、基于步骤一中设计的滤波器系统对a20和k21进行在线辨识； 同理，对气动参数a1和a3进行辨识。

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