In this study, aerodynamic parameter identification problem of a supersonic missile, which has large and rapid Mach variations throughout its limited flight duration, is solved by using the Kalman filter algorithm together with measurements and flight path reconstruction outputs modified by the Wiener filter and a complementary filter. First, the mathematical structure of the nonlinear aerodynamic model in the identification region is obtained and the aerodynamic identification problem is simplified to a classical, time-invariant aerodynamic derivative identification problem. Then, Mach derivatives of aerodynamic terms are added into the simplified aerodynamic model to take into account the dependency of the aerodynamic parameters on Mach number. The resulting parameter identification problem is solved by using an adaptive Kalman filter algorithm. Finally, the suggested method is tested against a set of uncertainties by using simulated data generated from a high fidelity six degree of freedom missile flight simulation model. Since estimation method is vulnerable to drift in angle of attack, a first order complementary filter which is designed using a predefined but uncertain aerodynamic model is utilized to remedy angle of attack reconstruction problems due to instrumentation errors.

Bu çalışmada, kısıtlı uçuş zarfında fazla ve hızlı Mach değişimine sahip olan süpersonik füzelerde aerodinamik parametre kestirim problemi Kalman filtreleme algoritması ile birlikte ölçümlerin ve Wiener ve complementary filtreleme ile yeniden oluşturulmuş uçuş parametrelerinin kullanılmasıyla çözülmüştür. İlk olarak, tahmin yapılacak bölgede doğrusal olmayan aerodinamik modelin matematiksel yapısı elde edilmiş ve aerodinamik kestirim problemi klasik, zamanla değişmeyen aerodinamik türev kestirim problemine basitleştirilmiştir. Sonra aerodinamik parametrelerin Mach sayısına bağlı değişimini ele alabilmek için, aerodinamik terimlerin Mach türevleri basitleştirilmiş modele ilave edilmiştir. Elde edilen parametre tahmini problemi adaptif Kalman filtresi kullanılarak çözülmüştür. Son olarak, önerilen yöntem yüksek sadakat seviyeli altı serbestlik derecesine sahip füze uçuş benzetim modelinden elde edilen simüle verileri kullanarak bir dizi belirsizliklere karşı test edilmiştir. Tahmin algoritması hücum açısında oluşan kaymalara karşı hassas olduğu için, önceden tanımlanmış ama belirsiz aerodinamik model kullanarak tasarlanan birinci dereceden complementary filtre, enstrümantasyon hataları nedeniyle oluşan hücum açısı tahmini problemlerini düzeltmek amacı ile kullanılmıştır.