[发明专利]直升机动力学模态分割传递函数模型

说明书

技术领域

本发明是用于直升机动力学辨识建模的模态分割传递函数模型，能够在辨识过程中精确、方便地对直升机的动力学进行建模。主要应用在直升机、倾转旋翼机和飞机等飞行器的动力学建模技术领域。

背景技术

直升机动力学模型用于反映直升机的动力学特性。以往用于表述直升机动力学特性的普通传递函数模型多采用两种形式：多项式形式和零极点形式。

对于多项式形式的模型，很难精确确定模型参数。原因如下：由于动力学的特点，直升机动力学模型的每个参数依次递增，其增幅通常在10-100倍之间。而由于直升机结构复杂、非线性、强耦合的特点，其线性动力学模型通常为高阶模型。因此，直升机动力学模型的阶次通常在5阶以上，其动力学模型的参数分布范围在[1，10⁸)的巨大范围内。所以，在如此巨大的分布范围内确定动力学模型的参数相当困难，更难以保证精度。此外，由于模型参数的数值随阶次增加而迅速增加。因此，多项式模型阶次越高，模型越复杂，模型的参数越难以辨识。

对于零极点形式的模型，其亦难于确定模型的零极点。原因如下：由于动力学的特点，直升机动力学模型的每个参数依次递增，其增幅通常在10-100倍之间。由此对应的零极点分布在一个相当大的复数点集内。而在如此大的复数点集内同时确定诸多零极点相当困难，更难以保证精度。此外，由于复数点集的范围随阶次增加而迅速增加。因此，零极点模型阶次越高，模型越复杂，模型的参数越难以辨识。

以偏航通道的一个简单5阶模型为例，其多项式模型为：

rδped=(77450s2+1288000s+33770000)e-0.0169ss5+102.6s4+4932s3+143300s2+2918000s+27190000]]>

其分母和分子的参数分布范围分别为[1，2.7×10⁷]，[7.745×10⁴，3.377×10⁷]。在如此大的范围内很难同时确定各个参数，更难以保证精度。

该模型对应的零极点模型为：