倾转旋翼飞行器在线辨识模型研究

南京航空航天大学
硕士学位论文
倾转旋翼飞行器在线辨识模型研究
姓名：余璘
申请学位级别：硕士
专业：测试计量技术及仪器
指导教师：徐锦法
20070301
南京航空航天大学硕士学位论文日 期：


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第一章 绪论
1.1 引言
在所有航空飞行器中，固定翼飞机是人们最为熟悉的飞行器，它具有速度快、
载重量大、航程长等优点，然而因其不能实现垂直起降和空中悬停，限制了其应
用范围和领域。直升机与固定翼飞机相比，采用了不同的飞行机理，以旋翼作为
主要升力来源，能够很好地实现垂直起降和空中悬停，能够抵达世界的任何地方，
因而它的应用已经遍及军用和民用的各个领域。但直升机也有其自身的弱点，如
飞行速度慢、载重量小、航程短等。因此，多年以来，人们一直在寻求一种既快
速飞行又能垂直起降的飞行器。倾转旋翼机，顾名思义，具有直升机和螺旋桨飞
机两种飞行模式。它结合了两者的优点，又弥补了各自的缺点。图1 . 1 为美军 22 - V
机群。

图1.1 美军V-22 机群
倾转旋翼机是一种介于直升机、固定翼飞机之间的一种新概念新构型飞行器。
在结构、性能等方面有着与其他飞行器不同的特点。在结构方面，倾转旋翼飞行
器在机翼的端部各安装了一个能倾转的旋翼组件，起飞和降落可以像双旋翼横列
式直升机那样实现。前飞时，旋翼轴相对于机体向前倾转，过渡到平飞时，飞行
器就类同于螺旋桨飞机，由机翼产生升力，旋翼产生向前的推力。在性能方面，
倾转旋翼飞行器既有普通直升机的垂直起降和空中悬停的能力，又有一般螺旋桨
飞机的巡航飞行能力。所以，倾转旋翼飞行器兼具了直升机的灵活性以及固定翼
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飞机的快速性和航程远的特点，扩大了飞行包线（图1 . 2 ）。

图1.2 V-22 倾转旋翼飞行器飞行包线
当旋翼倾转系统组件处于垂直位置时，倾转旋翼机类似于双旋翼横列式直升
机，可悬停、侧飞、后飞、垂直起降，可免去起降跑道；当旋翼倾转系统组件处
于水平位置时，倾转旋翼机就相当于固定翼飞机，它的单位功率起降重量与最大
飞行速度介于典型直升机和能垂直起降的鹞式飞机之间。因此，航空界预计倾转
旋翼机将是未来2 0 年的主要航空飞行器，在军事和民用领域具有广泛应用前景。
在军用方面，由于军方在重视直升机垂直起降，悬停等特殊飞行性能的同时，也
希望进一步提高直升机的飞行速度。由于传统直升机构型的特点，直升机速度在
当前的技术条件下很难提高，而倾转旋翼机飞行特点恰好填补了在速度方面的弱
势。在现代战争中对陆军来说，快速及时的后勤补给是赢得胜利的关键，而倾转
旋翼机独特的性能特点恰好能满足这一点；倾转旋翼机的特点同样也非常适合特
种部队和海军使用，倾转旋翼机快速、机动性强的特点有助于特种部队执行特殊
任务；此外，对海军来说，倾转旋翼机可作为舰载机，它不需要大型航空母舰，
可在常规的舰艇，如驱逐舰、护卫舰等上起飞、降落，又可执行远程、快速的战
斗任务。在民用方面，倾转旋翼机的上述特点在空中运输方面同样显示出其它类
型的飞机无法比拟的优势。例如，当前，人们乘坐民航班机时必须花很长一部分
时间往返于城市和机场之间，虽然直升机可在城市内起飞、降落，可它的速度慢、
航程短、可容纳乘员数少。而倾转旋翼机对机场的要求不高，它可在城市内实现
悬停起降，且速度快、航程远。所以，倾转旋翼机可以方便地实现各个城市之间
快速的空中交通。
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1.2 倾转旋翼飞行器的发展概述
倾转旋翼飞行器的概念出现在二战期间，首先由贝尔公司的工程师提出。1 9 5 5
年原形样机 XV- 3 （图 1 . 3 a ）问世。在 1 9 6 8 年，贝尔公司又推出了一种比 XV- 3
更为庞大的倾转翼运输机 Mo d e l 3 0 0 ，它是由涡轮发动机驱动的。该机独特的性
能引起了美国军方和政府研究机构的强烈兴趣，陆军和国家航空航天局于1 9 7 2 年
决定对倾转旋翼飞行器研究计划共同投资。1 9 7 7 年美国航空航天局对重1 3 0 0 0 磅
的倾转旋翼机——XV- 1 5 （图1 . 3 b ）进行了吹风试验。以后，贝尔公司在 XV- 3 、
XV- 1 5 的基础上，成功地研制出美国海军陆战队的 V- 2 2 倾转旋翼飞行器。在 1 9 9 9
年 5 月首架生产型 MV—2 2 交付美国海军陆战队使用。随着倾转旋翼飞行器技术
的发展，贝尔及其它公司开始将注意力转到民用与军用倾转旋翼飞行器的研制上。
贝尔公司与阿古斯塔公司合作研制民用倾转旋翼飞行器 BA6 0 9 （图 1 . 3 c ）；目前
正在研制的倾转旋翼无人机“Ea g l e Ey e ”（图 1 . 3 d ）可能在不久的将来装备部
队。
a . XV- 3 b . XV- 1 5
c . BA- 6 0 9 d . Ea g l e e y e
图1.3 倾转旋翼飞行器
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目前，第二代倾转旋翼飞行器也已初步完成试验研究，开始进入产品设计阶
段。与第一代倾转旋翼飞行器相比，第二代在三个方面进行了改进，一是把旋翼
直径改进成可变化的，在起飞时，用大直径的旋翼，在巡航时，用小直径的旋翼。
二是在旋翼直径一定的情况下，适当增加起落架的高度，使得当旋翼轴水平时，
旋翼叶尖也不致和地面相碰。类似的另一做法是用四个直径较小的旋翼（机身两
侧各两个），也可保证桨尖不碰地面。这样做的优点是，在有机场的情况下，可
直接在跑道上滑跑起降，而不必把旋翼轴转到垂直位置起降。三是把机翼设计成
与旋翼轴平行并同步旋转的翼面，这样，可有效地减小旋翼对翼面的下洗载荷，
即减小旋翼与机翼之间的气动干扰，提高全机的气动效率，较大幅度的提高起飞
重量和机动能力。
1.3 研究目的与意义
倾转旋翼飞行器在提高飞行性能的同时，也带来了许多新的问题和技术难点，
特别是过渡飞行状态时的飞行力学和飞行控制问题。在解决飞行器飞行控制系统
的控制律问题时，需要一个能客观反映飞行器运动的数学模型，为控制系统设计
服务。该模型的正确程度对控制律的设计有直接的影响。
设计性能优良的飞行控制系统需要对倾转旋翼机数学模型有很好的把握，如
何建立倾转旋翼机的数学模型是倾转旋翼机飞行控制系统设计成功的关键。目前
可用的建模方法有两种：第一种方法是机理建模，使用空气动力学和动力学飞行
力学原理建立符合飞行器运动的多自由度非线性微分方程，能有效用于动力响应
分析。采用该方法建立数学模型对空气动力学和飞行动力学知识要求较高，而且
在旋翼倾转过渡过程中，有些运动机理或干扰无法用数学方程精确描述，或相当
困难。当精确度要求增加时，复杂程度会成倍增加。必然促使科技人员想其他办
法建立数学模型，应用系统辨识技术建立数学模型则是另一种建模方法，利用试
验中采集到的实测输入输出数据，运用辨识方法和算法，建立符合倾转旋翼机动
力学特性的辨识模型。二种方法相比，建立辨识模型对空气动力学和动力学知识
的要求相对降低，更为重要的是辨识模型算法快速在线计算，有适于飞行控制系
统实时仿真。由此可见使用系统辨识方法建立倾转旋翼机模型是一种值得探讨的
建模方法。
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1.4 飞行器飞行参数辨识发展现状
从现有的文献资料看，作为倾转旋翼飞行器的研究工作中一项关键的技术，
倾转旋翼飞行器飞行动力学模型的研究工作过去主要集中在美国。但是，自倾转
旋翼飞行器技术的发展受到航空界的认可后，许多国家也陆续开展了倾转旋翼飞
行器的研究工作。
五十年代初期，Greenburg
[ 1 9 ]
提出了一种确定飞机稳定性与操纵性系数的方
法，该方法以飞机的小扰动线性化模型为基础，用最小二乘法处理飞行试验数据。
这一方法的出现，标志着现代飞行试验数据处理技术的诞生。两年后，Shinbrot 提
出了一种广义的最小二乘法，使得对飞行实验数据的处理在非线性情况下也有了
可能。但是，这两种方法在当时都有很大的局限性。主要表现在: （1 ) 飞行试验要
求测量的参数较多，为了保证一定的精度，需要较高的采样率，这在当时主要依
靠手工操作为主的条件下难以实现; （2 ) 即使获得了数据，数据的处理也缺乏快速
有效的计算工具. 所以，自此以后直到六十年代末，从试飞数据中进行状态重构提
取气动参数的方法研究无任何实质性进展。
六十年代末以后，随着科学技术的发展，在飞行试验中，人们不仅有了高度
自动化的数据采集系统，还装备了大容量高速度的电子计算机，为现代估算理论
在飞行力学领域里深入广泛的应用提供了强有力的工具。与此同时，估算理论最
优化技术等的研究也取得了长足的进步。一些古老的算法( 如广义最小二乘法，辅
助变量法和极大似然法等) 经推广改造成为可靠的实用算法。飞行器的状态估计和
参数辨识从理论上也得到了保证。
先进发达国家对飞行器状态估计和参数辨识的研究己发展到了较高的水平。
美国海军空军发展中心( NADC) 采用EBM方法对飞机的状态估计和参数辨识问
题进行了研究。 d H.L.Stafor 采用EBM法同时进行飞机状态的估计和参数辨识
[ 1 6 ]
。
E.Hall W 和N.K.Gupta 联合应用卡尔曼滤波器递推公式( Kalman 法) 和极大似然
法( ML 法) 来辨识大攻角时的气动参数
[ 2 1 ]
。Bruce.P.B. 和 t M.G.Kellet 使用极大似然
法完成了模型直升机在盘旋条件下纵向动力学模型的辨识。R.E.Maine 和K.Wlliff
等在基本方法是极大似然估计的基础上，对递推优化法( R - N , R - N - M 和DFP )
和直接搜索法（Powell 法和Extrem法) 进行了深入细致的研究
[ 2 3 ]
。R.K.Mehra 等对
V- 2 2 倾转旋翼机进行了辨识方法和算法研究。这些方法都取得了比较满意的结果。
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中国飞行试验研究院从事的气动参数辨识技术研究，大致可分为“古典参数
辨识方法应用研究”、“线性系统现代参数辨识方法应用研究”和“大迎角非线
性和高阶系统参数辨识方法应用研究”三个阶段
[ 3 4 ]
。（1 ) 1 9 6 6 年至1 9 7 2 年，全
昌业等开展了从飞行试验数据中用最小二乘法、方法函数法( Shibrot ) 提取飞机气
动导数的研究。但由于当时测试设备和数字计算机条件的限制，其研究成果未应
用于工程实践
[ 3 4 ]
。（2 ) 1 9 7 3 年至1 9 7 8 年，全昌业等结合型号任务完成了“利用
Raphson - Newton 方法从飞行试验数据提取气动导数方法应用研究”
[ 3 7 ]
。（3 ) 1 9 7 8
年至1 9 9 0 年，全昌业等人先后将卡尔曼滤波技术、改进的卡尔曼滤波技术和极大
似然法用于直升机参数辨识研究和求取直升机气动导数的拉格朗日方法研究，并
将这些成果应用到了Z6, Z8 , Z9和Z11等直升机的气动参数辨识。1 9 9 4 年，西
北工业大学的陈立怡、陈新海将参数辨识法用于实现系统的自适应控制，改进了
航天飞机再入段的飞行控制。随后，参数辨识技术在直升机飞行控制和气动建模
上也获得了广泛的应用。2 0 0 1 年北京航空航天大学的代翼阳和毛剑琴利用遗传算
法优化加权阵参数，以 60A - UH 直升机为对象，设计直升机低速飞行时的鲁棒控
制器，获得了满意的操稳品质。2 0 0 2 年，中国直升机设计研究所的倪先平、朱国
民利用参数辨识法研究了直升机飞行动力学建模问题，利用飞行试验数据对飞行
动力学理论模型进行改进和完善。
1.5 本文研究工作
本文的主要内容为利用系统辨识方法对倾转旋翼机进行在线辨识，作者使用
三种方法进行辨识研究，前两种方法在在已知旋翼机结构模型的条件下进行辨识，
分别采用最小二乘法和基于无迹卡尔曼滤波在线辨识算法进行在线辨识。第三种
方法是在倾转旋翼机结构模型未知的条件下进行辨识，利用神经网络进行在线辨
识。研究内容安排如下：
第一章介绍了倾转旋翼机的发展历程，选题意义、研究背景、飞行器飞行参
数辨识的发展现状以及本论文的主要工作。
第二章简要叙述了倾转旋翼机的空气动力学相关内容翼机操纵系统，给出了
较完整的倾转旋翼机飞行动力学数学模型结构，为模型的辨识提供了模型结构。
第三章介绍了系统辨识原理以及三种用于系统辨识的方法，即递推最小二乘
算法、基于无迹卡尔曼滤波算法和基于神经网络辨识算法。
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第四章介绍了在进行系统辨识前的预备工作，即数据预处理。包括野值的识
别、剔除和补正，低通数字滤波器的设计，数据平滑等。最后将采集到的数据进
行处理。
第五章使用三种系统辨识算法对倾转旋翼机的纵向模型进行在线辨识，并对
三种辨识方法做一定的比较。
第六章对全文的工作进行总结以及对未来工作的展望。
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第二章 倾转旋翼机模型结构
2.1 机体运动方程
机体的六自由度动力学方程建立在机体轴系上，如图 2 . 1 所示，体轴系原点
位于机体的质心，轴X 沿机体纵轴指向前方，轴Z 垂直轴X 向下，轴Y 与轴X 和
轴Z 构成右手系。
图2.1 六自由度机体
在建立动力学方程前，对机体作如下假设
[ 5 3 ]
：
（1 ）采用刚体动力学模型，且假定重量恒定。
（2 ）惯性参考系建立在地面上。
（3 ）忽略地球曲率，即地球看成平面。
（4 ）仿真中飞行高度变化范围不大，假定重力加速度和空气密度不随高度变化。
（5 ）机体坐标系XOZ 平面为飞行器的对称平面，惯性积
xz
I 和
zy
I 等于0 。
基于上述假设，在机体轴系下所建立倾转旋翼机的运动方程为：
m F g qw rv u
x
/ sin + ? ? ? = θ  （2 . 1 ）
m F g ru pw v
y
/ sin cos + ? ? + ? = φ θ  （2 . 2 ）
m F g pv qu w
z
/ cos cos + ? ? + ? = φ θ  （2 . 3 ）
( ) ( ) ( ) ( ) rq I pq I I M
I I I
I
pq I qr I I M
I I I
I
p
xz x y z
xz z x
xz
xz y z x
xz z x
z
? ? ?
?
+ + ? ?
?
=
2 2

（2 . 4 ）
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( ) ( ) ( ) ( ) pq I pq I I M
I I I
I
rq I pq I I M
I I I
I
r
xz y z z
xz z x
z
xz x y x
xz z x
x
+ ? ?
?
+ ? ? ?
?
=
2 2
