一種基于參數(shù)辨識的直升機(jī)飛行動力學(xué)建模方法研究.pdf

1、現(xiàn)代直升機(jī)廣泛采用飛行控制系統(tǒng)提高飛行品質(zhì)，高精度的飛行動力學(xué)模型是設(shè)計飛行控制系統(tǒng)的基礎(chǔ)。由于直升機(jī)的氣動環(huán)境復(fù)雜、操縱耦合效應(yīng)強(qiáng)，完全通過理論分析建立的直升機(jī)飛行動力學(xué)模型適用范圍較窄。隨著系統(tǒng)辨識理論的不斷完善，采用參數(shù)辨識的方法建立直升機(jī)飛行動力學(xué)模型已成為一個重要的研究方向，并極大地促進(jìn)了無人直升機(jī)技術(shù)的發(fā)展。
　　本文對直升機(jī)飛行動力學(xué)參數(shù)辨識建模方法進(jìn)行了研究。首先建立了一四旋翼直升機(jī)的全量運(yùn)動方程，推導(dǎo)了在懸停狀態(tài)

2、下旋翼和機(jī)身的氣動力計算公式，考慮動力系統(tǒng)的延時特性，建立了懸停狀態(tài)下各姿態(tài)通道的參數(shù)化模型，在MATLAB/simulink仿真平臺中進(jìn)行了懸停配平計算；然后在最小二乘法中引入考慮有色噪聲的輔助變量，對四旋翼直升機(jī)進(jìn)行參數(shù)辨識建模。以一四旋翼航模直升機(jī)為實(shí)驗(yàn)平臺，設(shè)計了數(shù)據(jù)采集模塊和試驗(yàn)方案，分別對直升機(jī)俯仰、滾轉(zhuǎn)、航向三個通道施加隨機(jī)激勵，采集直升機(jī)的響應(yīng)信號，建立四旋翼直升機(jī)飛行動力學(xué)模型，并對辨識得到的模型進(jìn)行了實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證。在此基