直升机机体振动多谐波多输入多输出前馈自适应控制方法

摘要

本发明公开了直升机机体振动多谐波多输入多输出前馈自适应控制方法，属于直升机振动主动控制领域。所述方法针对具有多阶谐波频率和多个方向的旋翼振动载荷的激励下直升机机体振动的特征，基于最小均方误差法和谐波系数识别，提出了多谐波多载荷激励下直升机机体振动的多输入多输出前馈自适应控制方法，以达到降低直升机机体振动的目的，并当振动相位、幅值和频率变化时具有良好的自适应控制性能。

说明书

技术领域

本发明属于直升机振动主动控制的技术领域，公开了直升机机体振动多谐波多输入多输出前馈自适应控制方法。

背景技术

直升机在飞行过程中，桨叶一直处在非定常的气动环境中。前飞时，桨叶在不同的方位角和不同的桨叶半径处都对应着不同的气动力，产生了很大的振动载荷，这些振动载荷在直升机机体产生强烈的激励响应。传递到机体上的旋翼振动载荷主要频率成分为rNΩ，其中r为谐波数，r＝1，2，3，…，N为桨叶片数，Ω为旋翼转速，这些频率称为旋翼的通过频率，其中低阶部分对直升机振动起主要作用。为了有效降低直升机的振动，现有技术已采用了许多振动控制方法，包括被动控制和主动控制，其中，直升机结构响应主动控制具有减振效果好、适应性强等特点，已成为直升机振动控制的关注重点。

直升机结构响应主动控制的控制算法需要能够满足直升机复杂的振动环境，并能跟踪振动载荷的变化，即具有良好的自适应性能。目前采用的算法有基于频域的DFT法和基于时域的H∞控制、Fx-LMS法等，然而这些算法仅对主通过频率的振动或单个载荷的振动进行控制，不能针对机体振动的多谐波做出控制。

发明内容

本发明所要解决的技术问题是针对上述现有技术的不足，提供一种直升机机体振动多谐波多输入多输出前馈自适应控制方法，基于谐波系数识别和前馈自适应控制，实现多谐波多载荷激励下直升机机体振动的有效控制。

本发明为实现上述目的采用如下技术方案：

直升机机体振动多谐波多输入多输出前馈自适应控制方法，包括如下步骤：

S1、根据直升机旋翼的通过频率，根据直升机机体实测的振动频谱确定需控制的谐波阶数，由通过频率和谐波阶数共同设置谐波基函数向量；

S2、通过第一传感器采集旋翼传递到机体上的激励信号，通过第二传感器采集减振点处的误差响应信号，其中，所述第一传感器安装在机体和旋翼轴的连接处的激励作用点，所述第二传感器安装在所述减振点处，所述减振点根据减振需求设置在所述机体上，减振需求是指对振动剧烈的位置加强保护，即布置在乘员座椅位置、重要机载设备安装位置和振动剧烈位置；

S3、利用S2采样到的激励信号和误差响应信号，通过谐波系数识别，识别后得到激励谐波信号和误差响应谐波信号；

S4、利用S3中得到的激励谐波信号作为自适应滤波器的输入，以S3得到的误差响应谐波信号、激励谐波信号及控制通道频响函数估计值修正滤波器的权系数，权系数乘以前L个时刻的被输入所述自适应滤波器的所述激励谐波信号构成的向量，得到自适应滤波器的的输出信号，其中，L为所述自适应滤波器的阶数；

S5、将S4中得到的所述自适应滤波器的输出信号经过模/数变换和功率放大器处理后，作为作动器的输入驱动作动器产生作动力，所述作动力经过控制通道传递，在所述机体上产生作动响应，其中模/数变换相当于采样的逆过程，目的是将离散的信号转化为连续的信号；功率放大器的作用是提供驱动作动器所需要的功率；

在所述作动器产生作动力的过程中，循环执行S2-S5的流程。

进一步的，S3中利用激励信号、误差响应信号、谐波基函数向量,采用最小均方误差算法识别每一采样时刻激励谐波信号的激励谐波信号正弦系数、激励谐波信号余弦系数和误差响应谐波信号的误差响应谐波正弦系数、误差响应谐波余弦系数,将激励谐波正弦系数和激励谐波余弦谐波系数乘以谐波基函数向量，得到识别的所述激励谐波信号；将误差响应谐波正弦系数和误差响应谐波余弦系数乘以谐波基函数向量，得到识别的误差响应谐波信号。

进一步的，S4包括：

S41、根据S3得到的识别的激励谐波信号、误差响应谐波信号以及控制通道频响函数的估计值，采用梯度下降法，修正上一时刻自适应滤波器权系数，得到当前时刻自适应滤波器的权系数。

进一步的，S4还包括：

S42、根据S41得到的当前时刻自适应滤波器权系数，乘以前L个时刻的激励谐波信号组成的向量，得到当前时刻所述自适应滤波器的输出信号，L为自适应滤波器的阶数。

进一步的，所述谐波基函数向量的产生公式(1)、所述误差响应谐波系数的识别公式(2)-公式(4)、所述激励谐波系数的识别公式(5)-公式(7)、所述自适应滤波信号处理公式(8)-公式(10)，都由控制器的数字信号处理器完成

进一步的，谐波基函数向量是：

式中，z(n)是所述谐波基函数向量，ω_r是所述通过频率，R是机体的振动频谱确定需控制的所述谐波阶数，r为1至R中的一个整数，f_s是采样频率，n代表第n个采样点，矩阵右上角的T表示矩阵转置。

进一步的，误差响应谐波信号是：

式中，是误差响应谐波信号，ω_r是通过频率，f_s是采样频率，是误差响应谐波信号的正弦谐波系数，是误差响应谐波信号的余弦谐波系数，n代表第n个采样点，k表示第k个减振点。

进一步的，激励响应谐波信号是：

式中，激励响应谐波信号，ω_r是通过频率，f_s是采样频率，是激励谐波信号的正弦谐波系数，是激励谐波信号的余弦谐波系数，n表示第n个采样点，i表示第i个激励作用点。

本发明采用上述技术方案，具有以下有益效果：实现了多谐波多载荷激励下直升机机体振动的前馈自适应控制，解决了传统振动主动控制仅对主通过频率的振动或单个载荷的振动进行控制时控制效果不足的问题。

附图说明

图1是直升机机体振动多谐波多输入多输出前馈自适应控制方法的系统框图；

图2是直升机机体模型结构在三个载荷(每个载荷含三阶谐波)激励下两个减振点在两个方向的加速度响应时振动控制的效果图；

图3是激励信号改变相位、幅值和频率时的加速度响应时振动自适应控制效果图；

图4激励信号频率和谐波基数频率存在3％误差时加速度响应的振动控制效果图。

具体实施方式

下面结合附图和实施例对本发明作进一步的详细说明。可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅仅用于解释本发明，而非对本发明的限定。另外还需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本发明相关的部分而非全部结构。

下面结合附图对发明的技术方案进行详细说明，直升机机体振动多谐波多输入多输出前馈自适应控制方法的系统框图如图1所示，具体步骤包括：

S1、根据直升机旋翼的通过频率ω_r，由直升机机体实测的振动频谱确定控制谐波阶数R，设置谐波基函数向量：

式中，z(n)是谐波基函数向量，f_s是采样频率。n表示第n个采样点.矩阵右上的T表示矩阵转置。

S2、第n个采样点处，通过传感器采集旋翼传递到机体上的激励信号x⁽ⁱ⁾(n)(上标i表示第i个激励作用点)，同时在机体上的减振点处采集误差响应信号e^(k)(n)(上标k表示第k个减振点)，e^(k)(n)反映的是控制点处的时域控制误差响应。

S3、误差响应信号谐波系数识别过程如下：对误差响应信号进行谐波系数识别，得到误差响应谐波信号，其中，首先应用最小均方误差算法实时识别误差响应信号中需控制谐波系数

修正公式为:

式中，μ_i是参数识别收敛因子，0<μ_i<1，为第n个采样点误差响应信号的谐波系数估计值和分别为误差响应信号第ω_r阶谐波的正弦和余弦系数。

通过修正后的误差响应谐波系数和得到时识别后的误差响应谐波信号：

激励信号谐波系数识别过程如下：修正公式为:

式中，μ_i是参数识别收敛因子，0<μ_i<1，为第n个采样周期激励信号的谐波系数估计值。

和分别为激励信号第ω_r阶谐波的正弦和余弦系数。

通过修正后的激励信号谐波系数和得到时识别后的激励谐波信号：

S4、利用S3中得到的激励谐波信号作为自适应滤波器的输入，以S3得到的误差响应谐波信号、激励谐波信号及控制通道频响函数估计值修正滤波器的权系数，权系数乘以前L个时刻的被输入所述自适应滤波器的所述激励谐波信号构成的向量，得到自适应滤波器的的输出信号，其中，权系数乘以前L个激励谐波信号组成的向量相当于自适应滤波器的系统函数，L为所述自适应滤波器的阶数。

自适应滤波器权系数W^(i,j)(n)的迭代方程为：

式中，为第j个作动器作用点到第k个响应测量点间的控制通道频响函数估计值，为调节算法收敛速度的参数，如取值过大，会使控制发散，若取值过小，又会导致收敛速度过慢。因此，采用归一化最小均方误差算法(LMS)修正，修正公式为：

式中，0<μ₀<1为收敛系数，α是个很小的常数，使得分母始终不为0。

上标j表示第j个所述自适应滤波器的输出值，对应第j个作动器的驱动电压，自适应滤波器的第j个输出值为：

式中，X⁽ⁱ⁾(n)为第i个旋翼激励构成的向量，W^(i,j)(n)为权系数构成的向量，其构成分别为：

其中，是前L个采样点的激励信号组成的向量，L是自适应滤波器的阶数。

S5、以S4中得到的自适应滤波器输出信号经过模/数变换和功率放大器处理后，驱动作动器产生作动力，作动力经过控制通道传递，在机体上产生作动响应。作动响应与激励响应大小相近，相位相反，频率相同。从而达到降低直升机机体振动水平的目的。

在所述作动器产生作动力的过程中，循环执行S2-S5的流程，实现实时的自适应控制。

图2是直升机机体模型结构在三个载荷(每个载荷含三阶谐波)激励下两个减振点在两个方向的加速度响应时振动控制的效果图。该模型中给出了三个载荷(每个载荷取前三阶谐波)，在三个载荷的激励下，直升机机体模型结构的两个减振点在两个方向的加速度响应。图中深色曲线为控制三阶谐波的加速度响应曲线，浅色曲线为仅控制第一阶NΩ谐波的加速度响应曲线。当控制系统开启后，减振点处的振动水平在2秒内快速衰减。控制第一阶NΩ谐波，两个减振测量点的四个加速度响应分别降低了86％、72％、67％和67％，控制三阶谐波时，减振点处的振动水平降低了99％以上，相比控制第一阶NΩ谐波效果提升显著。

图3是激励信号改变相位、幅值和频率时的加速度响应时振动自适应控制效果图，给出了分别在6、9、12秒时改变激励信号的相位、幅值和频率时的加速度响应，第3秒时，控制系统开启；第6秒时，激励信号的相位发生改变，三个的信号相位都同时变化180°；第9秒时，激励信号的幅值变成原先的两倍；第12秒时，激励信号的频率减小5％。在控制开启时，随着激励的相位、幅值和频率改变，结构在短时间内振动水平增大，但是很快振动响应又衰减到很小的稳定状态。本发明算法对激励信号的变化具有很强的自适应跟踪控制能力。

图4是激励信号频率和谐波基数频率存在3％误差时加速度响应的振动控制效果图，给出了激励频率和谐波基数频率存在3％误差时的加速度响应。现有广泛使用的基于最小均方误差法的离散傅里叶变换(DFT)法要求谐波基数的频率与激励信号的频率一致，否则导致控制效果变差，甚至振动变大。图4中深色和浅色曲线分别是本控制方法和DFT控制法下的振动。由图可知，频率有3％误差时，采用DFT控制法的振动出现了不同程度的增大，而本控制方法可以使系统收敛并且稳定后的振动和不存在频率误差时相同，仅收敛速度降低。

综上所述，本发明具有以下有益效果：

实现了直升机机体振动多谐波多输入多输出的前馈主动控制，与仅控制主通过频率相比，控制效果提升了14％～33％，并且对直升机振动环境变化具有较强的自适应振动控制能力。当谐波基数的频率与激励频率存在3％误差时，振动控制效果与不存在频率误差时的控制效果相同，仅控制速度稍有降低。而在DFT控制方法下，当两个频率存在3％误差时，振动不仅没有得到控制，反而增大了。

因此，本发明对结构振动的幅值、相位和频率的改变具有良好的自适应性能，并且在谐波基函数向量的频率与激励频率存在一定误差时仍有很好的控制效果。

本发明方法的具体应用途径很多，以上所述仅是本发明的优选实施方式。应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进，这些改进也应视为本发明的保护范围。