直升機(jī)飛行動(dòng)力學(xué)模型辨識(shí)與機(jī)動(dòng)飛行研究.pdf

1、直升機(jī)的飛行品質(zhì)是現(xiàn)代直升機(jī)的重要設(shè)計(jì)指標(biāo)之一，而直升機(jī)飛行動(dòng)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(jī)飛行動(dòng)力學(xué)模型的精度直接影響到飛行品質(zhì)的評(píng)定準(zhǔn)度。由于直升機(jī)旋翼的氣動(dòng)現(xiàn)象復(fù)雜，旋翼、機(jī)身、尾槳、平尾等部件之間存在著氣動(dòng)干擾，直升機(jī)各個(gè)運(yùn)動(dòng)自由度之間耦合嚴(yán)重，基于機(jī)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(yàn)數(shù)據(jù)的系統(tǒng)辨識(shí)技術(shù)成為提高直升機(jī)飛行動(dòng)力學(xué)模型精度的有效手段。
　　 時(shí)域辨識(shí)技術(shù)由于處理實(shí)信號(hào)方便，

2、是直升機(jī)飛行動(dòng)力學(xué)模型系統(tǒng)辨識(shí)的主要方法之一?，F(xiàn)有的時(shí)域辨識(shí)方法在進(jìn)行縱橫向分離的飛行動(dòng)力學(xué)模型辨識(shí)時(shí)，辨識(shí)精度都比較高，然而應(yīng)用到縱橫向耦合飛行動(dòng)力學(xué)模型的辨識(shí)時(shí)，效果則不夠理想。其主要原因是縱橫向耦合飛行動(dòng)力學(xué)模型待辨識(shí)參數(shù)多，靈敏度差異大，耦合嚴(yán)重，這會(huì)導(dǎo)致Hessian信息矩陣的嚴(yán)重病態(tài)。針對(duì)此問題，本文通過(guò)構(gòu)建多步辨識(shí)算法，同時(shí)在各辨識(shí)步驟中，采用不同的優(yōu)化指標(biāo)函數(shù)，實(shí)現(xiàn)了對(duì)直升機(jī)縱橫向耦合飛行動(dòng)力學(xué)模型的辨識(shí)。
　　

3、 隨著實(shí)際應(yīng)用對(duì)直升機(jī)飛行品質(zhì)提出越來(lái)越高的要求，6自由度的剛體飛行動(dòng)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?yè)]舞自由度的高階飛行動(dòng)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(shí)域辨識(shí)技術(shù)對(duì)于高階飛行動(dòng)力學(xué)模型的辨識(shí)效果往往不夠理想，其主要原因是時(shí)域辨識(shí)技術(shù)對(duì)于低頻成分賦予了較高的權(quán)重，這導(dǎo)致對(duì)高頻成分的辨識(shí)精度很低，從而降低了高階飛行動(dòng)力學(xué)模型的整體辨識(shí)精度。頻域辨識(shí)技術(shù)可以有效解決這個(gè)問題。據(jù)此，本文建立了直升機(jī)飛行動(dòng)

4、力學(xué)模型的快速頻域辨識(shí)算法，該算法首先通過(guò)加Hanning窗的快速傅里葉變換將飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)轉(zhuǎn)換到頻域，接著通過(guò)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(shí)模型結(jié)構(gòu)，根據(jù)各個(gè)待辨識(shí)參數(shù)收斂速度不同的特點(diǎn)，設(shè)計(jì)了加速優(yōu)化算法，大大提高了整體辨識(shí)速度。推導(dǎo)了旋翼?yè)]舞運(yùn)動(dòng)的辨識(shí)模型，將6自由度的低階飛行動(dòng)力學(xué)模型擴(kuò)展為9自由度高階飛行動(dòng)力學(xué)模型，結(jié)合快速頻域辨識(shí)算法和時(shí)域多步法進(jìn)行了高階飛行動(dòng)力學(xué)模型的辨識(shí)并與6自由剛體飛行動(dòng)力學(xué)模型進(jìn)行了對(duì)

5、比研究。
　　 目前，在工程實(shí)踐中應(yīng)用的各種辨識(shí)算法，無(wú)論是時(shí)域方法還是頻域方法，都是基于統(tǒng)計(jì)理論的方法，這些方法都需要關(guān)于噪聲和隨機(jī)誤差等的統(tǒng)計(jì)信息，如均值和方差等等。然而，對(duì)于直升機(jī)飛行試驗(yàn)而言，這些統(tǒng)計(jì)量是難以得到的。本文基于集員辨識(shí)理論，創(chuàng)建了一種新的辨識(shí)方法，該方法不需要關(guān)于噪聲等的統(tǒng)計(jì)信息，只需要確定其邊界。針對(duì)直升機(jī)飛行動(dòng)力學(xué)模型參數(shù)眾多，耦合嚴(yán)重，難以得到待辨識(shí)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(shí)

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(shí)問題。引入了廣義噪聲的概念，通過(guò)靈活設(shè)置廣義噪聲的邊界，控制觀測(cè)量對(duì)待辨識(shí)參數(shù)的影響，解決了因各待辨識(shí)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(shí)困難的問題。在此基礎(chǔ)上，建立了直升機(jī)飛行動(dòng)力學(xué)模型集員辨識(shí)的二步法。
　　 直升機(jī)的機(jī)動(dòng)飛行性能是飛行品質(zhì)研究的重要內(nèi)容之一，目前對(duì)直升機(jī)機(jī)動(dòng)飛行的研究主要是通過(guò)逆解方法來(lái)求取實(shí)現(xiàn)機(jī)動(dòng)飛行的操縱規(guī)律。逆解方法不足是：第一，

7、逆解方法通過(guò)設(shè)定固定的飛行軌跡來(lái)實(shí)現(xiàn)對(duì)某一機(jī)動(dòng)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(jī)動(dòng)科目是無(wú)法用固定的飛行軌跡來(lái)描述的；第二，逆解方法通過(guò)反求直升機(jī)飛行動(dòng)力學(xué)方程組來(lái)獲得實(shí)現(xiàn)某一機(jī)動(dòng)科目的操縱量，需要反復(fù)迭代，計(jì)算效率比較低。本文通過(guò)引入導(dǎo)航計(jì)算模塊和控制計(jì)算模塊，不僅可以方便描述各種機(jī)動(dòng)科目，而且提高了求取實(shí)現(xiàn)機(jī)動(dòng)飛行操縱規(guī)律的計(jì)算效率。導(dǎo)航律和控制律的設(shè)計(jì)主要通過(guò)線性二次型最優(yōu)調(diào)節(jié)器的設(shè)計(jì)方法進(jìn)行初值計(jì)算，然