直升机结构响应自适应控制的谐波识别修正法
【专利摘要】本发明公开了直升机结构响应自适应控制的谐波同步识别修正法，属于直升机振动主动控制领域。所述直升机结构响应自适应控制的谐波同步识别修正法针对直升机机体振动以旋翼通过频率及其高阶谐波的稳态谐波振动为主的振动特征，建立了直升机结构响应自适应控制的谐波同步识别修正法，实现了直升机结构响应自适应控制中控制误差响应谐波系数识别与控制输入谐波系数同步修正，达到降低机身控制点振动响应的目的，并具有跟踪振动环境变化的自适应振动控制能力。
【专利说明】直升机结构响应自适应控制的谐波识别修正法
【技术领域】
[0001]本发明涉及直升机结构响应自适应控制的谐波同步识别修正法，属于直升机振动主动控制的【技术领域】。
【背景技术】
[0002]直升机在飞行过程中，旋翼桨叶随方位角改变经历周期变化的非对称气动环境，需要通过桨叶的周期变距对非对称气动环境以补偿。周期变化的气动环境及周期变距使旋翼产生的桨毂六力素除了含拉力及操纵力矩等0阶载荷以外，还有与旋翼桨叶片数和转速相关的谐波激振力，频率为NQ (N是旋翼桨叶片数，Q为旋翼转速)及其高阶谐波的振动载荷通过旋翼轴激励机身结构，使得机身结构始终处于恶劣的激振环境。高振动水平严重影响驾驶员的工作效率、机载设备的可靠性及乘务人员的舒适性等，机身振动水平已成为评定直升机性能的一项重要指标。降低直升机的高振动水平、提高控制系统性能一直是直升机【技术领域】的重点和难点。直升机结构响应主动控制由于其适应性强、控制效果好、能耗低、无适航性问题等优点成为直升机振动主动控制的有效方法和重要发展方向。
[0003]直升机机体振动以旋翼通过频率及其高阶谐波的稳态谐波振动为主要特征，基于离散傅里叶变换(Discrete Fourier Transform, DFT)及其逆变换的频域控制方法已应用于直升机振动主动控制，由于DFT的块处理特性，使得控制输入修正与控制误差信号采样不同步，而是将一定时间周期内的采样误差响应信号进行DFT变换后，提取信号的复幅值来修正控制输入谐波；另外由于DFT的分辨率有限，要有效地提取采样信号的复幅值，采样频率通常需要设置为旋翼通过频率的整数倍，否则就需要大量的采样数据才能较精确地实现在某离散频率处提取采样信号的复幅值，从而造成控制输入修正的延迟，降低控制性
能。除了频域控制方法，时域反馈控制策略如Holi控制、基于内模原理的反馈控制、及频域
代价函数整形的线性二次型反馈控制已应用于直升机振动主动控制研究，但时域反馈控制器的设计通常需要直升机结构动力学的状态空间模型，得到的控制器阶数一般很高，且离散频率点处的振动抑制性能与反馈控制的动态性能需要平衡；另外，基于自适应滤波技术Fx-LMS的时域前馈控制方法也用于直升机振动主动控制，但在飞行实验过程中多次出现控制系统收敛后发散的情况，鲁棒性较差。
【发明内容】
[0004]本发明提供一种直升机结构响应自适应控制的谐波同步识别修正法，实现控制输入谐波在频域内与控制误差信号采样同步修正。
[0005]本发明采用如下技术方案:一种直升机结构响应自适应控制的谐波同步识别修正法，其包括如下步骤
步骤1，根据直升机旋翼特征，提取旋翼激励频率，确定需控制谐波阶数，初始化控制输入谐波信号；
步骤2，以当前时域控制输入谐波信号作为作动器控制输入驱动结构，同时在控制点处采集控制误差响应信号；
步骤3，利用步骤2得到的控制误差响应信号采样值修正控制误差响应谐波系数；
步骤4，利用步骤3中得到的控制误差响应谐波系数修正控制输入谐波系数，由修正后的控制输入谐波系数确定下一时刻时域控制输入，返回步骤2。
[0006]所述步骤3中由控制误差响应信号采样值和该时刻的谐波基函数采样值采用递推最小二乘算法在每一采样时刻实时识别控制误差响应谐波系数。
[0007]所述步骤4包括步骤A和步骤B，其中
步骤A:根据步骤3得到的控制误差响应谐波系数，采用最陡梯度算法与采样频率同步实时修正控制输入谐波系数，
步骤B:由步骤A得到的控制输入谐波系数和该时刻的谐波基函数采样值得到下一采样时刻的时域控制输入信号。
[0008]所述步骤3中控制 误差响应谐波系数的识别和步骤B中控制输入信号的实时输出需要的谐波基函数采样值由控制模块的数字信号处理器内部的函数实时产生。
[0009]本发明具有如下有益效果:
(1)实现了控制输入谐波在频域内与控制误差响应信号采样同步实时修正，避免了采样频率需要设置为扰动频率整数倍的限制及不为整数倍时造成的控制输入修正时滞；
(2)利用直升机结构响应自适应控制的谐波同步识别修正法实现了对多阶旋翼激励下谐波振动控制，且该方法对直升机振动环境变化具有较强的自适应振动控制能力。
【专利附图】
【附图说明】
[0010]图1是本发明直升机结构响应自适应控制的谐波同步识别修正法框图。
[0011]图2是双频稳态谐波振动的控制误差响应。
[0012]图3是某直升机上实测单频振动控制误差响应。
[0013]图4是某直升机上实测双频振动控制误差响应。
【具体实施方式】
[0014]下面结合附图对本发明的技术方案进行详细说明。
[0015]请参照图1所示，本发明直升机结构响应自适应控制的谐波同步识别修正法，包括如下步骤:
步骤1，根据直升机旋翼特征，提取旋翼激励频率确定控制谐波阶数A得到当前时刻的控制输入谐波信号Iil (0),
【权利要求】
1.一种直升机结构响应自适应控制的谐波同步识别修正法，其特征在于:包括如下步骤 步骤1，根据直升机旋翼特征，提取旋翼激励频率，确定需控制谐波阶数，初始化控制输入谐波信号； 步骤2，以当前时域控制输入谐波信号作为作动器控制输入驱动结构，同时在控制点处采集控制误差响应信号； 步骤3，利用步骤2得到的控制误差响应信号采样值修正控制误差响应谐波系数； 步骤4，利用步骤3中得到的控制误差响应谐波系数修正控制输入谐波系数，由修正后的控制输入谐波系数确定下一时刻时域控制输入，返回步骤2。
2.如权利要求1所述的直升机结构响应自适应控制的谐波同步识别修正法，其特征在于:所述步骤3中由控制误差响应信号采样值和该时刻的谐波基函数采样值采用递推最小二乘算法在每一采样时刻实时识别控制误差响应谐波系数。
3.如权利要求1所述的直升机结构响应自适应控制的谐波同步识别修正法，其特征在于:所述步骤4包括步骤A和步骤B，其中 步骤A:根据步骤3得到的控制误差响应谐波系数，采用最陡梯度算法与采样频率同步实时修正控制输入谐波系数， 步骤B:由步骤A得到的控制输入谐波系数和该时刻的谐波基函数采样值得到下一采样时刻的时域控制输入信号。
4.如权利要求3所述的直升机结构响应自适应控制的谐波同步识别修正法，其特征在于:所述步骤3中控制误差响应谐波系数的识别和步骤B中控制输入信号的实时输出需要的谐波基函数采样值由控制模块的数字信号处理器内部的函数实时产生。
【文档编号】B64C27/51GK103482061SQ201310406632
【公开日】2014年1月1日 申请日期:2013年9月10日 优先权日:2013年9月10日
【发明者】宋来收, 夏品奇 申请人:南京航空航天大学