直升机机体振动自适应谐波前馈-滑模反馈混合控制方法技术

本发明专利技术公开了一种直升机机体振动自适应谐波前馈‑滑模反馈混合控制方法，属于直升机振动主动控制领域。所述方法针对直升机振动以旋翼振动载荷激励引起的低频、稳态、谐波振动为主要特征以及直升机工作状态变化引起的振动幅值、频率、相位的变化，提出了直升机机体振动自适应谐波前馈‑滑模反馈混合控制方法，以达到降低旋翼振动载荷激励下直升机机体振动的目的。提出的混合控制方法具备快速的振动控制收敛速度，并对直升机振动的变化具有优异的自适应性和鲁棒性。

【技术实现步骤摘要】
直升机机体振动自适应谐波前馈-滑模反馈混合控制方法
本专利技术属于直升机振动主动控制的
，具体指代一种直升机机体振动自适应谐波前馈-滑模反馈混合控制方法。
技术介绍
直升机在飞行过程中，桨叶始终处在非对称、非定常的气动环境中，桨叶在不同的方位角和不同的桨叶半径处的相对气流速度不对称，导致对应的气动力随方位角改变而周期变化，合成到旋翼桨毂中心形成旋翼振动载荷，包括三个方向的力和三个方向的力矩。旋翼振动载荷的主要频率成分为kNΩ(k＝1,2,3…,N为桨叶片数，Ω为旋翼转速)，称其为旋翼的通过频率。旋翼振动载荷经过旋翼轴传到机体，导致直升机机体产生以低阶频率振动为主的强烈振动，严重影响直升机的任务执行、座舱的驾驶环境以及机载设备和直升机结构的寿命等。因此，要对直升机的振动进行控制，这也是直升机
的重点和难点。一些振动控制方法已经成功应用于直升机，包括被动控制和主动控制，其中直升机机体振动主动控制具有不影响适航性、控制效果好、适应性强等优势，具有很高的应用价值，成为直升机振动控制领域的研究重点。直升机机体振动以低频、稳态、谐波振动为主，频域自适应前馈控制可针对旋翼通过频率实现良好的振动控制效果，目前基于离散傅里叶变换及其逆变换的频域控制方法已经应用于直升机振动控制，但此类方法受采样分辨率的限制，容易造成控制输入信号延迟、控制效果下降等问题。FX-LMS等时域前馈控制方法尽管可以有效抑制目标频域的稳态振动，但针对瞬态激励或振动载荷突变引起的振动控制延迟较大，且对参考信号的要求较高。H∞控制、滑动模态控制和线性二次型控制等时域反馈控制方法能够控制目标结构振动的快速收敛，且无需参考输入信号，但针对稳态谐波响应的控制效果较差。
技术实现思路
针对于上述现有技术的不足，本专利技术的目的在于提供一种直升机机体振动自适应谐波前馈-滑模反馈混合控制方法，以克服现有技术对直升机振动控制的缺陷问题；本专利技术实现旋翼振动载荷激励下直升机机体振动的高效控制。为达到上述目的，本专利技术采用的技术方案如下：本专利技术的一种直升机机体振动自适应谐波前馈-滑模反馈混合控制方法，包括步骤如下：S1、根据直升机旋翼特征生成旋翼的通过频率，确定需控制的谐波阶数，基于通过频率和谐波阶数生成谐波基函数向量；S2、设计切换函数和滑动模态反馈控制律，使控制点的误差响应在滑动模态区上的运动渐进稳定；S3、通过传感器采集控制点处的误差响应信号，所述传感器根据减振要求布置在直升机机身上；S4、利用S3中采集到的误差响应信号，根据滑动模态反馈控制律计算反馈控制时域信号；S5、利用S3中采集到的误差响应信号，通过谐波系数识别算法修正误差响应谐波系数；S6、利用S5中得到的误差响应谐波系数，对控制输入谐波系数进行修正，生成下一时刻的前馈控制时域信号，与S4中计算的反馈控制时域信号叠加，生成下一时刻混合控制时域信号；S7、将S6中得到的混合控制时域信号经过模/数变换和功率放大器处理，作为作动器的输入驱动所述作动器产生作动力，所述作动力经过控制通道传递，在所述直升机机体上产生作动响应，其中模/数变换的作用是将离散的信号转化为连续信号，功率放大器的作用是为作动器提供驱动功率。优选地，所述的S4包括：S41：根据S3所得到的误差响应信号和上一采样时刻的滑动模态反馈控制信号，利用多重速率采样输出反馈算法计算该时刻的系统状态值。优选地，所述的S4还包括：S42：由S3所得到的误差响应信号和S41所得到的该时刻系统状态值，以及S2所述切换函数和滑动模态反馈控制律，得到下一采样时刻的滑动模态反馈控制时域信号。优选地，所述的S5中利用所述误差响应信号和该时刻的谐波基函数向量采样值采用最小均方误差算法识别该时刻的误差响应谐波系数。优选地，所述的S6包括：S61、根据S5得到的所述误差响应谐波系数，采用梯度下降法，修正上一时刻的控制输入谐波系数，与该时刻的谐波基函数向量得到下一采样时刻的前馈控制时域信号。优选地，所述的S6还包括：S62、由S61得到的前馈控制时域信号和S4得到的反馈控制时域信号叠加得到下一采样时刻的混合控制时域信号。优选地，所述的谐波基函数向量的生成公式为：式中，z(n)为谐波基函数向量，n为第n个采样点，T为采样频率，ωj为第j阶控制谐波频率，j＝1,2,3...,J，J为控制谐波阶数。优选地，所述的误差响应谐波系数为：式中，θ(k)(n)为误差响应谐波系数，和分别为误差响应信号对应第j阶谐波的正弦系数和余弦系数，k为第k个控制点，k＝1,2,3...,K，K为控制点数量。本专利技术的有益效果：本专利技术实现了旋翼振动载荷激励下直升机机体振动的自适应谐波前馈-滑模反馈混合控制，避免了控制频率采样分辨率受限导致的控制输入信号延迟、控制效果下降问题，对直升机振动环境变化具有较强的自适应性和鲁棒性，解决了现有自适应前馈控制收敛慢、对瞬态振动控制效果不好的问题。附图说明图1为本专利技术直升机机体振动自适应谐波前馈-滑模反馈混合控制方法的系统框图。图2a为前三阶旋翼振动载荷激励下直升机机体模型控制点航向的控制误差响应示意图。图2b为前三阶旋翼振动载荷激励下直升机机体模型控制点侧向的控制误差响应示意图。图2c为前三阶旋翼振动载荷激励下直升机机体模型控制点垂向的控制误差响应示意图。图3a为激励的相位、幅值和频率信号分别发生变化时控制点航向的控制误差响应示意图。图3b为激励的相位、幅值和频率信号分别发生变化时控制点侧向的控制误差响应示意图。图3c为激励的相位、幅值和频率信号分别发生变化时控制点垂向的控制误差响应示意图。图4a为激励的相位、幅值和频率信号分别发生变化时分别采用自适应谐波前馈法和混合控制法时控制点航向的控制效果对比图。图4b为激励的相位、幅值和频率信号分别发生变化时分别采用自适应谐波前馈法和混合控制法时控制点侧向的控制效果对比图。图4c为激励的相位、幅值和频率信号分别发生变化时分别采用自适应谐波前馈法和混合控制法时控制点垂向的控制效果对比图。具体实施方式为了便于本领域技术人员的理解，下面结合实施例与附图对本专利技术作进一步的说明，实施方式提及的内容并非对本专利技术的限定。参照图1所示，本专利技术的一种直升机机体振动自适应谐波前馈-滑模反馈混合控制方法，包括步骤如下：S1、根据直升机旋翼特征生成旋翼的通过频率，确定需控制的谐波阶数J，基于通过频率和谐波阶数生成谐波基函数向量：式中，z(n)为谐波基函数向量，n为第n个采样点，T为采样频率，ωj为第j阶控制谐波频率，j＝1,2,3...,J，J为控制谐波阶数。设置第m个作动器(m＝1,2,3...,M，M是作动器数量)的前馈自适应控制谐波系数γ(m)(n)：式中，和分别为自适应前馈控制信号对应第j阶谐波的正弦系数和余弦系数，m为第m个作动器，m＝1,2,3...,M，M为作动器数量。S2、其可分为两个步骤，如下：S21：设计滑动模态反馈控制的切换函数，将直升机机体结构振动控制系统离散化：式中，x(n)为系统的状态向量，us(n)为滑动模态反馈控制信号，e(n)＝[e(1)(n)e(2)(n)...e(K)(n)]T，e(k)(n)为第k个控制点的误差响应信号，k＝1,2,3...,K，K为控制点数量。A为系统状态矩阵，B为系统控制转换矩阵，C为本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种直升机机体振动自适应谐波前馈‑滑模反馈混合控制方法，其特征在于，包括步骤如下：S1、根据直升机旋翼特征生成旋翼的通过频率，确定需控制的谐波阶数，基于通过频率和谐波阶数生成谐波基函数向量；S2、设计切换函数和滑动模态反馈控制律，使控制点的误差响应在滑动模态区上的运动渐进稳定；S3、通过传感器采集控制点处的误差响应信号，所述传感器根据减振要求布置在直升机机身上；S4、利用S3中采集到的误差响应信号，根据滑动模态反馈控制律计算反馈控制时域信号；S5、利用S3中采集到的误差响应信号，通过谐波系数识别算法修正误差响应谐波系数；S6、利用S5中得到的误差响应谐波系数，对控制输入谐波系数进行修正，生成下一时刻的前馈控制时域信号，与S4中计算的反馈控制时域信号叠加，生成下一时刻混合控制时域信号；S7、将S6中得到的混合控制时域信号经过模/数变换和功率放大器处理，作为作动器的输入驱动所述作动器产生作动力，所述作动力经过控制通道传递，在所述直升机机体上产生作动响应。

【技术特征摘要】
1.一种直升机机体振动自适应谐波前馈-滑模反馈混合控制方法，其特征在于，包括步骤如下：S1、根据直升机旋翼特征生成旋翼的通过频率，确定需控制的谐波阶数，基于通过频率和谐波阶数生成谐波基函数向量；S2、设计切换函数和滑动模态反馈控制律，使控制点的误差响应在滑动模态区上的运动渐进稳定；S3、通过传感器采集控制点处的误差响应信号，所述传感器根据减振要求布置在直升机机身上；S4、利用S3中采集到的误差响应信号，根据滑动模态反馈控制律计算反馈控制时域信号；S5、利用S3中采集到的误差响应信号，通过谐波系数识别算法修正误差响应谐波系数；S6、利用S5中得到的误差响应谐波系数，对控制输入谐波系数进行修正，生成下一时刻的前馈控制时域信号，与S4中计算的反馈控制时域信号叠加，生成下一时刻混合控制时域信号；S7、将S6中得到的混合控制时域信号经过模/数变换和功率放大器处理，作为作动器的输入驱动所述作动器产生作动力，所述作动力经过控制通道传递，在所述直升机机体上产生作动响应。2.根据权利要求1所述的直升机机体振动自适应谐波前馈-滑模反馈混合控制方法，其特征在于，所述的S4包括：S41：根据S3所得到的误差响应信号和上一采样时刻的滑动模态反馈控制信号，利用多重速率采样输出反馈算法计算该时刻的系统状态值。3.根据权利要求2所述的直升机机体振动自适应谐波前馈-滑模反馈混合控制方法，其特征在于，所述的S4还包括：S42：由S3所得到的误差响应信号和S41所得到的该时刻系统状态值，以及...

【专利技术属性】
技术研发人员：郎凯，夏品奇，
申请(专利权)人：南京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：江苏,32