直升機飛行力學(xué)模型系統(tǒng)辨識技術(shù)研究.pdf

1、直升機飛行動力學(xué)系統(tǒng)辨識建模與機理建模相比，模型置信度高，適用于直升機飛行品質(zhì)評估與設(shè)計、飛行控制律仿真與驗證，對直升機總體以及飛控系統(tǒng)設(shè)計具有重要意義。論文以直升機為研究對象，開展直升機試飛試驗數(shù)據(jù)處理、非參數(shù)化系統(tǒng)辨識與參數(shù)化系統(tǒng)辨識技術(shù)研究，得到了某直升機飛行動力學(xué)辨識模型，并以此方法為基礎(chǔ)開發(fā)了一套實用的直升機飛行動力學(xué)系統(tǒng)辨識軟件。
　　論文首先針對直升機飛行試驗數(shù)據(jù)信噪比低、軸間耦合強等特點，研究了飛行試驗數(shù)據(jù)相容性檢

2、測、重構(gòu)和濾波等預(yù)處理技術(shù)，有效消除了試驗數(shù)據(jù)誤差，提高了飛行試驗數(shù)據(jù)的質(zhì)量；其次，采用線性調(diào)頻變換技術(shù)以及改進的譜估計技術(shù)，實現(xiàn)飛行試驗數(shù)據(jù)的軸間解耦，并提出復(fù)合分窗方法提高了頻率響應(yīng)精度，然后，辨識得到了非參數(shù)化系統(tǒng)辨識模型；再次，基于最小二乘法和預(yù)報誤差法辨識了直升機飛行動力學(xué)模型傳遞函數(shù)陣，以此為基礎(chǔ)結(jié)合狀態(tài)子空間法、預(yù)報誤差法和機理建模先驗知識得到了物理意義明確的直升機狀態(tài)空間飛行力學(xué)模型，并用UH60仿真數(shù)據(jù)對辨識方法進行了