直升機飛行動力學模型辨識與機動飛行研究.pdf

1、直升機的飛行品質是現(xiàn)代直升機的重要設計指標之一，而直升機飛行動力學模型是進行飛行品質研究的重要基礎，直升機飛行動力學模型的精度直接影響到飛行品質的評定準度。由于直升機旋翼的氣動現(xiàn)象復雜，旋翼、機身、尾槳、平尾等部件之間存在著氣動干擾，直升機各個運動自由度之間耦合嚴重，基于機理分析的傳統(tǒng)建模方式難以得到高置信度的模型，基于飛行試驗數(shù)據(jù)的系統(tǒng)辨識技術成為提高直升機飛行動力學模型精度的有效手段。
　　 時域辨識技術由于處理實信號方便，

2、是直升機飛行動力學模型系統(tǒng)辨識的主要方法之一。現(xiàn)有的時域辨識方法在進行縱橫向分離的飛行動力學模型辨識時，辨識精度都比較高，然而應用到縱橫向耦合飛行動力學模型的辨識時，效果則不夠理想。其主要原因是縱橫向耦合飛行動力學模型待辨識參數(shù)多，靈敏度差異大，耦合嚴重，這會導致Hessian信息矩陣的嚴重病態(tài)。針對此問題，本文通過構建多步辨識算法，同時在各辨識步驟中，采用不同的優(yōu)化指標函數(shù)，實現(xiàn)了對直升機縱橫向耦合飛行動力學模型的辨識。
　　

3、 隨著實際應用對直升機飛行品質提出越來越高的要求，6自由度的剛體飛行動力學模型已經不能滿足飛行品質的研究需要，含有旋翼揮舞自由度的高階飛行動力學模型應當成為進行飛行品質研究的基本模型。然而，時域辨識技術對于高階飛行動力學模型的辨識效果往往不夠理想，其主要原因是時域辨識技術對于低頻成分賦予了較高的權重，這導致對高頻成分的辨識精度很低，從而降低了高階飛行動力學模型的整體辨識精度。頻域辨識技術可以有效解決這個問題。據(jù)此，本文建立了直升機飛行動

4、力學模型的快速頻域辨識算法，該算法首先通過加Hanning窗的快速傅里葉變換將飛行試驗數(shù)據(jù)轉換到頻域，接著通過構建伯德靈敏度函數(shù)并結合理論分析確定合適的辨識模型結構，根據(jù)各個待辨識參數(shù)收斂速度不同的特點，設計了加速優(yōu)化算法，大大提高了整體辨識速度。推導了旋翼揮舞運動的辨識模型，將6自由度的低階飛行動力學模型擴展為9自由度高階飛行動力學模型，結合快速頻域辨識算法和時域多步法進行了高階飛行動力學模型的辨識并與6自由剛體飛行動力學模型進行了對

5、比研究。
　　 目前，在工程實踐中應用的各種辨識算法，無論是時域方法還是頻域方法，都是基于統(tǒng)計理論的方法，這些方法都需要關于噪聲和隨機誤差等的統(tǒng)計信息，如均值和方差等等。然而，對于直升機飛行試驗而言，這些統(tǒng)計量是難以得到的。本文基于集員辨識理論，創(chuàng)建了一種新的辨識方法，該方法不需要關于噪聲等的統(tǒng)計信息，只需要確定其邊界。針對直升機飛行動力學模型參數(shù)眾多，耦合嚴重，難以得到待辨識參數(shù)和輸出量之間的顯式關系，推導并創(chuàng)建了一種間接辨識

6、算法，解決了基于狀態(tài)空間微分方程形式描述的一類模型的集員辨識問題。引入了廣義噪聲的概念，通過靈活設置廣義噪聲的邊界，控制觀測量對待辨識參數(shù)的影響，解決了因各待辨識參數(shù)耦合嚴重且在不同通道下靈敏度差異大導致的辨識困難的問題。在此基礎上，建立了直升機飛行動力學模型集員辨識的二步法。
　　 直升機的機動飛行性能是飛行品質研究的重要內容之一，目前對直升機機動飛行的研究主要是通過逆解方法來求取實現(xiàn)機動飛行的操縱規(guī)律。逆解方法不足是：第一，

7、逆解方法通過設定固定的飛行軌跡來實現(xiàn)對某一機動科目的描述。這種描述方法的通用性不夠好，原因是有相當一部分機動科目是無法用固定的飛行軌跡來描述的；第二，逆解方法通過反求直升機飛行動力學方程組來獲得實現(xiàn)某一機動科目的操縱量，需要反復迭代，計算效率比較低。本文通過引入導航計算模塊和控制計算模塊，不僅可以方便描述各種機動科目，而且提高了求取實現(xiàn)機動飛行操縱規(guī)律的計算效率。導航律和控制律的設計主要通過線性二次型最優(yōu)調節(jié)器的設計方法進行初值計算，然