面向直升機(jī)飛行品質(zhì)設(shè)計的自適應(yīng)控制方法研究.pdf

1、隨著直升機(jī)飛行品質(zhì)規(guī)范的不斷發(fā)展和完善，直升機(jī)飛行品質(zhì)規(guī)范成為了指導(dǎo)當(dāng)代直升機(jī)設(shè)計的重要依據(jù)之一。ADS-33E-PRF是美國陸軍航空部頒布的最新的旋翼飛行器駕駛品質(zhì)規(guī)范，本文通過結(jié)合該規(guī)范里的指標(biāo)要求，對直升機(jī)的飛行控制律進(jìn)行了設(shè)計，進(jìn)而實現(xiàn)了飛行品質(zhì)的優(yōu)化。
　　首先，本文針對有非理想噪聲干擾的直升機(jī)飛行動力學(xué)模型問題，利用MAT-LAB/SIMULINK平臺，搭建了直升機(jī)仿真試驗系統(tǒng)并以UH-60直升機(jī)為對象，實現(xiàn)了考慮非理

2、想噪聲干擾的仿真飛行試驗。建立了非理想噪聲模型，基于增廣最小二乘法設(shè)計了能夠同時辨識模型參數(shù)和噪聲參數(shù)的綜合辨識算法并利用仿真試驗數(shù)據(jù)進(jìn)行了模型辨識與驗證。最后，將本文方法與最小二乘法進(jìn)行了對比研究。
　　然后，本文根據(jù)飛行品質(zhì)規(guī)范ADS-33E-PRF里的指標(biāo)要求，通過建立理想模型的方法，將飛行品質(zhì)里的指標(biāo)要求轉(zhuǎn)化為飛行控制律設(shè)計所需的理想極點(diǎn)并對所設(shè)計的極點(diǎn)的合理性進(jìn)行了驗證分析。
　　在求解出了飛行動力學(xué)模型和理想極點(diǎn)