随着社会的进步，无人直升机越来越广泛地应用于社会各领域。研制高性能的无人直升机需要建立其精确、实际的动力学模型。本文设计实现了飞行数据实时采集装置，并依据所采集的数据针对纵向通道辨识其模型。 采集装置以GPS定位时间作为地面和空中采集数据的时间同步标准，用F2812的CAP单元捕获发射机PWM信号的上升下降沿，采用双积分电路将PWM信号转化成电压信号，用芯片上AD采集功能检测飞行模态，外扩ADS8364用以采集飞机姿态信号。采用FIFO单工、半双工配合和中断、查询结合的方式保证F2812串口信号的可靠接收和发送。 获得完整而有用的飞行数据后，采取七点二阶平滑滤波器和拉格朗日插值算法剔除操纵数据野值并修正。然后，挑选适合纵向通道辨识的数据，并进行零均值化，量纲和符号验证及相容性检验。用统计回归方法搜寻纵向周期位移和俯仰舵机输出量构成纵向周期变距所占比例，确定了作为模型辨识的实际输入信号。采用传统小扰动线性化飞机状态方程确定模型结构。采用递推最小二乘算法，结合独立辨识子系统参数和依子系统递推辨识的方法，获得了飞机纵向通道差分方程。把差分方程转换成脉冲传递函数，将其连续化并进行状态方程实现。最后利用其它数据段对模型加以验证。 实践表明，采集装置采集精度足够，实时性达到要求，效果良好。用辨识得到的状态方程模型产生的输出曲线与实测信号的变化趋势基本一致，说明该模型有一定参考价值。