专利名称：利用自适应参考模型算法的旋翼飞机中的振动控制系统和方法
技术领域：
本发明涉及一种旋翼飞机中的振动控制。
背景技术：
飞机，例如旋翼飞机，感觉到的振动部分地起因于一个或多个大型旋翼。旋翼为旋翼飞机机身振动的原始来源。较大的机身振动会导致飞行控制问题、材料疲劳、维修成本以及飞行员疲劳，等等。旋翼飞机产业中的大多时间和花费用于试图减少和取消旋翼飞机振动。惯常地是，旋翼飞机的振动通过例如振动隔离系统和动力吸收器的被动装置进行处理。 这些被动装置相对于飞机旋翼的工作频率而调谐，已证实对于传统的旋翼飞机而言是非常有效的。然而，旋翼速度(RPM)可变的旋翼飞机构型由于能够主动改善表现和减少噪声污染从而变得更有吸引力。因此，当被动振动解式在旋翼速度可变的旋翼飞机上执行时，原始的作用于单旋翼速度的旋翼飞机的被动振动解式变得有缺陷。因此，亟需一种旋翼飞机中的控制振动的改进的系统和方法。
本申请系统的新颖性特征在随附的权利要求书中得以阐述。然而，所述系统本身和优选的使用模式，以及另外的目的和优势，将通过参阅下述的细节描述并结合阅读随附的附图得以较好地理解，其中图1为根据优选实施方式的主动振动控制系统的方框图；图2为图1中所示系统中自适应参考模型算法的方框图；以及图3为根据本申请的具有主动振动控制系统的旋翼飞机的示意图。本申请的系统易于作出各种改变和可替换形式，特定的实施方式已通过实例的方式在附图中示出并在此详细描述。应当理解地是，特定实施方式的描述并不用于限制所揭露的特殊形式，与此相反地是，其目的是为了覆盖落入本申请随附权利要求书所限定的精神和保护范围中的所有改变、等同物以及替换物。
具体实施例方式本申请的系统的说明性的实施方式如下所述。为了清楚起见，实际装置的所有的特征并非都在说明书中得以描述。应当理解地是，任何此类实际的实施方式、众多特定实现的决定必须用于实现改进者的特定目标，例如遵守系统相关和业务相关的限制，将一种装置改变为另一种装置。此外，应当理解地是，这种发展努力可能是复杂和耗费时间的，但对于得益于本发明的本领域普通技术人员而言仍然是例行承诺。在说明书中，可参考位于多种组件之间的空间关系，以及如随附附图中描述的装置中组件的不同方面的空间定位。然而，正如由完全阅读过本申请的本领域普通技术人员认同地是，文中所描述的装置、元件、机构等等，可能采取任何预期的定位。因此，使用例如“上方”、“下方”、“顶部”、“底部”或其他类似的术语来描述多种组件间的空间关系，或描述这种组件方面的空间定位，将能够被理解以描述位于组件之间的相对关系或这种组件的方面的空间定位，正如此处描述的装置可能处于任何预期的方向。所揭露的系统和方法使用主动振动控制(AVC)系统，以用于减小旋翼飞机中的振动。本系统和方法的实施方式能够应用于旋翼飞机、固定翼飞机、倾转旋翼机以及部分为旋翼飞机且部分为公路车辆的混合动力飞机等等。本发明的AVC系统通过使用致动器，来产生可控动作以减小机身振动，即减少主旋翼系统产生的振动。致动器能够在旋翼系统或机身中运行。优选地是，AVC系统中所使用的致动器位于旋翼飞机机身内部；然而，可替换的实施方式能够将其作用的部件(effectors)设置在各种位置，包括机身的外部。致动器可为各种形式，例如连接到机身结构上的机电动力生成装置、连接到机身/旋翼接口处的装置、连接到每一旋翼叶片上的装置或以可控方式改变旋翼叶片的形状的装置。本申请的AVC系统特别适合于旋翼速度(RPM)可变的旋翼飞机配置；然而，甚至恒定的RPM旋翼飞机也能够有效地使用本发明的AVC系统。例如，在任何旋翼飞机中，旋翼飞机的动态响应能够极大地改变，正如旋翼飞机的毛重会因为油耗和货物量变化而改变。 旋翼飞机的机身振动特征也会因为时间、使用、和机身的老化，以及非标准装置的安装而改变。另外，单独的旋翼飞机的振动特征会因为制造和组装过程中的正常耐受力变化而变化， 因此使得每一旋翼飞机都具有特定的某种级数。本申请的AVC系统为稳固的，并具有适应性，其具有能够抑制机身振动特征中的预期振动的能力。另外，AVC系统的自适应特征对于飞机的乘客而言是显而易见的，以使得AVC系统的调节不会由旋翼飞机的占有者感知。进一步地，AVC系统的自适应机制为自动的，因此无需飞行员和乘务员的参与。现参阅附图中的图1，方框图示出了根据优选实施方式的与旋翼飞机相配合的 AVC系统101的功能。主旋翼系统103 (在图3中示出)，为旋翼飞机推进器系统的一部分， 影响直升机机身105(在图3中示出)的物理振动，所述直升机机身105处于基于旋翼叶片数量和旋转速度的谐频。AVC系统101进一步包括传感器107，例如用于测量机身振动105 的测振仪。AVC系统101还包括控制器115或计算机，用于处理来自传感器107的振动数据，以及向致动器113输出控制指令。致动器113产生可控的机身振动以取代由主旋翼系统103产生的振动。放大器可用于放大来自控制器115的控制指令，以向致动器113提供合适的驱动信号。转速计111用于可选择地对控制器115提供来自主旋翼系统103的频率和相位信息。飞机参数109被记录并提供给控制器115，参数可包括旋翼飞机毛重、油量、 空气速度、高度信息、对振动控制而言较为重要的其他参数。应当理解地是，根据配置，其他飞机参数109能够被记录以提供给机身115另外的数据。为了使AVC系统101有效地运行， 振幅、相位和由致动器113产生的振动频率必须抵消不需要的振动。传感器107和致动器 113之间的级数和相位关系也涉及转移函数(G)，所述级数和相位关系必须为公知的，以使得AVC系统101能有效地抑制振动。如果转移函数(G)保持恒量或表现为线性，则频率范围最佳控制公式将会得以使用。如同1982年3月的Nasa技术论文1996中的Wayne Johnson(198 的名为“直升机振动的多周波控制的自调谐调整器”，表达式( 为频率范围最佳控制公式，该控制公式呈现了位于合成振动和从AVC致动器输出的振动负荷之间的线性转移函数(G)关系。表达式 (1)-(4)描述了表达式( 中的最佳控制公式的推导。在频率范围内，由每一传感器或测振仪测量到的处于叶片通过频率(ΝΩ)的振动可以表示为
权利要求
1.一种旋翼飞机中的控制振动的方法，包括通过传感器测量旋翼飞机中的机身振动，该机身振动来源于旋翼飞机的推进器系统； 通过自适应参考模型算法确定致动器指令信号，其中，通过自适应参考模型算法确定致动器指令信号包括一个或多个迭代法通过最小平方法程序连续识别转移函数参考模型，该转移函数参考模型代表了位于传感器和振动控制致动器之间的预测关系；计算来自闭环中的转移函数参考模型的反馈控制增益； 每次新识别出真实的转移函数时，更新反馈控制增益；以及其中通过最小平方法程序连续地识别转移函数参考模型，所述连续地识别转移函数参考模型发生在并不中断确定致动器指令信号的后台进程中；以及通过致动器指令信号来控制振动控制致动器，以通过如下方式消除振动，即至少部分地抵消来自于推进器系统的振动。
2.如权利要求1所述的方法，其中，转移函数参考模型为数学矩阵。
3.如权利要求1所述的方法，其中，通过最小平方法程序连续地识别转移函数参考模型的完成，无需询问振动控制致动器。
4.如权利要求1所述的方法，其中，通过自适应参考模型算法确定致动器指令信号进一步包括通过最小平方法程序减小误差函数，误差函数为传感器测量到的机身振动和转移函数参考模型计算的预测振动响应之间的差异；其中，减少误差函数使得转移函数参考模型类似于真实的转移函数，从而使得旋翼飞机中的振动衰减得以优化；以及其中真实的转移函数代表了传感器和振动控制致动器之间的实际的动态关系。
5.如权利要求4所述的方法，其中，真实的转移函数由转移函数参考模型、测量振动响应和致动器指令信号得以计算。
6.如权利要求1所述的方法，进一步包括测量用于控制旋翼飞机振动和转移函数参考模型的旋翼飞机参数，该参数包括旋翼飞机毛重、旋翼飞机油量、旋翼飞机空气速度和旋翼飞机高度中的至少一个，以及将测量到的旋翼飞机参数变化提供给自适应参考模型算法的闭环部分中的反馈控制逻辑。
7.如权利要求1所述的方法，进一步包括 测量旋翼的每分钟转速(RPM)；以及将测量到的旋翼飞机参数提供给所述闭环中的反馈控制逻辑。
8.如权利要求1所述的方法，其中，所述闭环包括获取进度数据库，该获取进度数据库用于在快速转移函数变化的时期提供数据给转移函数参考模型。
9.如权利要求8所述的方法，其中，获取进度数据库一直伴随旋翼飞机并可自动地更新。
10.如权利要求1所述的方法，其中，最小平方法程序配置用于在缓慢改变真实的转移函数的时期中识别转移函数参考模型，识别转移函数参考模型无需从获取进度数据库中获得信息。
全文摘要
本发明公开了一种利用自适应参考模型算法的旋翼飞机中的振动控制系统和方法。自适应参考模型算法使用结合有定制的最小平方法程序的获取进度特征，作为自适应方法用于调节反馈控制，从而说明了转移函数(G)中的振动，因此使AVC系统的有效性得以优化。最小平方法程序能识别位于后台进程中的转移函数，并无需中断闭环振动控制。这种识别方法的完成无需AVC致动器的有意询问，也无需有意的振动水平的改变。对于这种自适应控制逻辑，位于AVC致动器和传感器之间的动态关系通过转移函数(G)的数学模型所表达。转移函数(G)的数学模型通过最小平方法程序连续地更新。反馈增益(H)从转移函数(G)数学模型中计算，反馈增益(H)通过转移函数(G)的数学模型的每一次更新而更新。
文档编号B64C27/00GK102369140SQ201080009801
公开日2012年3月7日 申请日期2010年3月1日 优先权日2009年2月27日
发明者D·E·赫夫利二世, J·帕帕斯, R·辛 申请人:贝尔直升机泰克斯特龙公司