直升機飛行動力學(xué)模型辨識與機動飛行研究.pdf

1、直升機的飛行品質(zhì)是現(xiàn)代直升機的重要設(shè)計指標(biāo)之一，而直升機飛行動力學(xué)模型是進(jìn)行飛行品質(zhì)研究的重要基礎(chǔ)，直升機飛行動力學(xué)模型的精度直接影響到飛行品質(zhì)的評定準(zhǔn)度。由于直升機旋翼的氣動現(xiàn)象復(fù)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(yán)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(shù)成為提高直升機飛行動力學(xué)模型精度的有效手段。
　　 時域辨識技術(shù)由于處理實信號方便，

2、是直升機飛行動力學(xué)模型系統(tǒng)辨識的主要方法之一?，F(xiàn)有的時域辨識方法在進(jìn)行縱橫向分離的飛行動力學(xué)模型辨識時，辨識精度都比較高，然而應(yīng)用到縱橫向耦合飛行動力學(xué)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(xué)模型待辨識參數(shù)多，靈敏度差異大，耦合嚴(yán)重，這會導(dǎo)致Hessian信息矩陣的嚴(yán)重病態(tài)。針對此問題，本文通過構(gòu)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(biāo)函數(shù)，實現(xiàn)了對直升機縱橫向耦合飛行動力學(xué)模型的辨識。
　　

3、 隨著實際應(yīng)用對直升機飛行品質(zhì)提出越來越高的要求，6自由度的剛體飛行動力學(xué)模型已經(jīng)不能滿足飛行品質(zhì)的研究需要，含有旋翼揮舞自由度的高階飛行動力學(xué)模型應(yīng)當(dāng)成為進(jìn)行飛行品質(zhì)研究的基本模型。然而，時域辨識技術(shù)對于高階飛行動力學(xué)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(shù)對于低頻成分賦予了較高的權(quán)重，這導(dǎo)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(xué)模型的整體辨識精度。頻域辨識技術(shù)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(xué)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(zhuǎn)換到頻域，接著通過構(gòu)建伯德靈敏度函數(shù)并結(jié)合理論分析確定合適的辨識模型結(jié)構(gòu)，根據(jù)各個待辨識參數(shù)收斂速度不同的特點，設(shè)計了加速優(yōu)化算法，大大提高了整體辨識速度。推導(dǎo)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(xué)模型擴展為9自由度高階飛行動力學(xué)模型，結(jié)合快速頻域辨識算法和時域多步法進(jìn)行了高階飛行動力學(xué)模型的辨識并與6自由剛體飛行動力學(xué)模型進(jìn)行了對

5、比研究。
　　 目前，在工程實踐中應(yīng)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(guān)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(guān)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(xué)模型參數(shù)眾多，耦合嚴(yán)重，難以得到待辨識參數(shù)和輸出量之間的顯式關(guān)系，推導(dǎo)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(shè)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(yán)重且在不同通道下靈敏度差異大導(dǎo)致的辨識困難的問題。在此基礎(chǔ)上，建立了直升機飛行動力學(xué)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(zhì)研究的重要內(nèi)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(shè)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(dāng)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(xué)方程組來獲得實現(xiàn)某一機動科目的操縱量，需要反復(fù)迭代，計算效率比較低。本文通過引入導(dǎo)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(dǎo)航律和控制律的設(shè)計主要通過線性二次型最優(yōu)調(diào)節(jié)器的設(shè)計方法進(jìn)行初值計算，然