无人直升机飞行性能主要取决于飞控系统性能,获取无人直升机精确动力学模型是设计飞控系统的基础。为了有效辨识无人机模型参数,本文建立了小型无人直升机动力学模型,设计了一套实用的小型无人机实时测试系统,该系统包括一个六自由度转台,一组机载传感器,以及一套上位机监视软件,进而进行了参数辨识。主要工作如下:1)无人直升机动力学模型及其线性化处理。根据无副翼无人直升机的结构,从基本动力学原理出发,建立了相应的六自由度动力学模型,并进行相应的线性化处理。2)无人直升机动力学测试平台建立。根据模型辨识的要求,设计了一个六自由度转台。转台包括一个固定底座,六个活动关节以及无人机随动部分,活动关节保证无人机在转台限定范围内具有完全的自由度,允许参数辨识过程中无人机执行所需的任何动作,随动部分关节进行了限位设计,确保了实验过程机体和人员的安全性。3)用于参数辨识的机载传感器选取及相应处理,包括陀螺仪,电子罗盘,加速度计,气压计和GPS模块。可以实时感应无人机的姿态角速度,方位角,三轴加速度及无人机位置信息。上位机软件通过RS232与机载传感器进行通讯,实时采集无人机各个运动参数,通过所得数据对无人机姿态及位置、速度进行解算,并实时输出无人机的飞行状态等信息。4)基于实时测试系统,对小型无人机动力学模型进行了参数辨识。最后在相同输入条件下,对动力学模型得到的响应与无人机实测的响应进行对比试验。结果表明,仿真数据与实测数据基本吻合,说明测试系统所辨识的参数是准确的,达到了预期设计目标。