刘 鹏 蒙志君 武 哲

(北京航空航天大学 航空科学与工程学院，北京100191)

近年来，由于共轴直升机具有机身结构紧凑、适合在小场地起降、不存在尾桨事故等特点，共轴式双旋翼布局在轻型无人直升机中应用比较广泛.共轴直升机飞行动力学模型是开展操稳特性分析、飞行实时仿真、飞行控制系统设计等研究的基础［1］.

目前，关于单旋翼带尾桨直升机的建模研究非常多，也比较成熟［2－3］.然而由于共轴直升机特有的旋翼布局，引发了上下旋翼之间强烈的气动干扰，使得共轴式双旋翼空气动力学问题较单旋翼而言更加复杂和困难.国内外关于共轴式直升机的研究主要集中在双旋翼气动特性的理论分析和风洞试验方面［4－7］，而对共轴直升机飞行动力学建模的研究非常少.

本文运用一种基于微分进化算法的频域系统辨识方法得到了共轴直升机悬停状态下状态空间模型中的气动参数，并利用Cramer-Rao(CR)边界和不灵敏度的有关理论对辨识参数进行分析计算，说明辨识得到的参数具有较高的精度和可信度，辨识得到的模型的时域验证结果说明了辨识得到的模型是非常精确的.

1 机理模型建立

利用小扰动理论，得到了共轴直升机悬停状态下含有气动导数和控制导数的六自由度线性化状态空间模型如下［1，8］:

式中

x表示状态向量;u表示控制输入向量;τ为控制量的延迟时间，具体如下:

状态矩阵A由气动导数组成，控制矩阵B由控制输入导数组成……