一种直升机结构响应主动振动控制系统的控制方法技术方案

本发明专利技术公开一种直升机结构响应主动振动控制系统及其控制方法，其中控制系统包括上位计算机、主通道、次级通道、自适应滤波控制器、次级通道辨识控制器、比较模块Ⅰ、比较模块Ⅱ和次级通道辨识模型，所述自适应滤波控制器、次级通道辨识控制器、主通道及次级通道均连接上位计算机的输出，次级通道辨识控制器的输出分别接入自适应滤波控制器、比较模块Ⅰ，自适应滤波控制器的输出分别接入次级通道、次级通道辨识模型和比较模块Ⅱ，次级通道辨识模型的输出接入比较模块Ⅱ，比较模块Ⅰ的输出分别接入比较模块Ⅱ和次级通道辨识控制器，比较模块Ⅱ的输出接入自适应滤波控制器。

Helicopter structure response active vibration control system and control method thereof

The invention discloses a helicopter structure response system and control method of active vibration control, the control system includes a host computer, main channel and secondary channel, adaptive filter controller, identification of secondary path controller, comparison module and a comparison module I II and identification of secondary path model, output of the adaptive filter controller, main controller, secondary path identification channel and secondary channel are connected to the computer, the output controller is respectively connected to the secondary path identification and comparison module of adaptive filter controller, adaptive filter output controller is respectively connected to the secondary path, the secondary path identification model and comparison module II, output access secondary path identification model comparison module II, comparison module of output respectively. Access module II and identification of secondary path controller, comparison mode Block II output access adaptive filter controller.

【技术实现步骤摘要】
一种直升机结构响应主动振动控制系统及其控制方法
：本专利技术涉及一种直升机结构响应主动振动控制系统及其控制方法，可用于降低直升机机身或者汽车等的振动水平，其属于振动控制领域。
技术介绍
：振动问题一直是直升机研制过程中最为关键的问题之一。已有研究表明，直升机飞行时，由桨叶周期性气动载荷所引起的频率为NΩ(N为桨叶片数，Ω为旋翼转速)及其整数倍的旋翼振动载荷，是直升机振动的主要振源。振动水平过高不但会降低结构的疲劳寿命，影响部件和机载设备的功能，使得直升机可靠性降低，维护费用增加。同时还会影响驾驶员正常工作及乘员的舒适性。因此根据直升机振动特点进行减振，一直是直升机动力学领域中值得研究的重要课题。直升机的减振，最初主要依靠旋翼和机身合理的动力学设计，之后发展出了安装各种附加式减振装置的技术。其中被动式减振技术(如主减隔振等)已经得到了较为成熟的发展，可使巡航状态下直升机振动水平降低至0.1g左右。但其依然有着减振频带较窄、不能同时适应多种飞行状态以及重量代偿高等缺点，已渐渐不能满足新型直升机研制中对振动水平的更加严格的要求。目前受到国内外广泛关注的是主动式直升机振动控制技术。近一二十年来，高阶谐波控制(HHC)、独立桨叶控制(IBC)、主动副翼控制(ACF)、主动扭转旋翼(ATR)等技术都有了一定程度的发展，但由于各种不同的因素，离实际应用还有着不小的距离。传统的控制律设计方法中，频域法是建立在“静态”线性模型的假定基础之上，必须于控制修正后等待至少一个周期的时域信号的采样完成；需对信号进行FFT变换和逆变换；计算最优控制输出时需要做矩阵求逆运算。完成这三个步骤所带来的时间间隔，制约了频域法的修正速率，限制了其适应能力。而时域法是以时域响应最优化为性能指标的最优控制方法，现有的时域法(杨铁军，顾仲权，等,基于误差通道在线辨识的直升机结构振动主动控制研究[J].航空学报,2004,25(1):36-40)滤波器数量多致使其计算量大，收敛过程中主动控制环节和误差通道辨识环节的相互影响无法消除，导致算法运行缓慢，且无法解决附加随机信号在残余振动表现出来的问题。
技术实现思路
：本专利技术为了解决传统直升机减振方法的不足，提出了一种计算量小、收敛速度快、残余振动小的直升机结构响应主动振动控制系统及其控制方法。针对现有的主、被动控制方法的不足，构造了基于误差通道优先辨识策略的自适应控制系统，在避免使用第三个自适应滤波器的前提下，减弱了主动控制环节和次级通道辨识环节相互影响，加快了系统的收敛速度，且有效降低了附加随机信号对被控点残余振动的影响。本专利技术采用如下技术方案：一种直升机结构响应主动振动控制系统，包括上位计算机、主通道、次级通道、自适应滤波控制器、次级通道辨识控制器、比较模块Ⅰ、比较模块Ⅱ和次级通道辨识模型，所述自适应滤波控制器、次级通道辨识控制器、主通道及次级通道均连接上位计算机的输出，次级通道辨识控制器的输出分别接入自适应滤波控制器、比较模块Ⅰ，自适应滤波控制器的输出分别接入次级通道、次级通道辨识模型和比较模块Ⅱ，次级通道辨识模型的输出接入比较模块Ⅱ，比较模块Ⅰ的输出分别接入比较模块Ⅱ和次级通道辨识控制器，比较模块Ⅱ的输出接入自适应滤波控制器。本专利技术还采用如下技术方案：一种直升机结构响应主动振动控制系统的控制方法，步骤如下：(1)上位计算机输出随机扰动信号，随机扰动信号进入次级通道辨识控制器和次级通道；次级通道辨识控制器计算得出初始次级通道模型辨识参数以及由该参数计算得出的扰动振动值；次级通道辨识控制器根据比较差值Ⅰ进行滤波器权系数更新，使比较差值Ⅰ逐渐逼近最小值；待系统稳定后，记录此时的次级通道模型辨识参数；(2)上位计算机输出参考信号和随机扰动信号，参考信号其中一路经过主通道进入比较模块Ⅰ，另一路进入自适应滤波控制器，随机扰动信号进入次级通道辨识控制器和次级通道；(3)设定自适应滤波控制器和次级通道辨识控制器的滤波权值系数初值，其中自适应滤波控制器权系数初值取零，次级通道辨识控制器权系数初值取(1)中所记录值，自适应滤波控制器得出一个初始的控制输出信号，该信号与随机扰动信号相减后进入次级通道；(4)次级通道辨识控制器计算得出次级通道模型辨识参数以及由该参数计算得出的扰动振动值，次级通道模型辨识参数代入次级通道辨识模型得到次级通道的抽象数学模型，控制输出信号Ⅰ经过该数学模型之后进入比较模块Ⅱ，次级通道模型辨识参数同时还进入自适应滤波控制器；(5)自适应滤波控制器和次级通道辨识控制器根据反馈值进行滤波权值系数更新，使比较差值逐渐逼近最小值。本专利技术具有如下有益效果：(1)避免前人算法中第三个自适应滤波器的引入，降低了算法的复杂度及计算量。(2)采用误差通道优先辨识策略，避免算法运行初期主动控制环节与误差通道辨识环节的相互影响，加快了算法的收敛速度。从图5、图6中可以看出，前人算法需要10s才能达到稳态，而本专利技术算法只需7s即可达到稳态。(3)采用误差通道优先辨识策略，有效降低了附加随机信号对残余振动的影响。从图5、图6中可以看出：前人稳态被控点加速度响应约为0.1m/s2，而本专利技术算法稳态被控点加速度响应仅为0.01m/s2。附图说明：图1本专利技术直升机结构响应主动振动控制系统结构示意图。图2自适应滤波控制器的工作结构原理图。图3次级通道辨识控制器的工作结构原理图。图4本专利技术数字滤波器工作结构原理图。图5前人算法被控点加速度响应。图6本专利技术算法被控点加速度响应。具体实施方式：请参照图1所示，上位计算机、主通道及次级通道为本专利技术方法所需硬件。对于直升机结构响应主动振动控制系统而言，主通道为旋翼桨毂激振力至被控点的传递函数；次级通道则为控制器输出至被控点的传递函数，其一般包含D/A模块、低通滤波器、功率放大器、控制用的执行器(作动器)及其与误差传感器之间的物理传递通道、误差传感器、信号放大器、低通滤波器、A/D模块。本专利技术直升机结构响应主动振动控制系统包括上位计算机、主通道、次级通道、自适应滤波控制器、次级通道辨识控制器、比较模块Ⅰ、比较模块Ⅱ和次级通道辨识模型，其中：自适应滤波控制器、次级通道辨识控制器、主通道及次级通道均连接上位计算机的输出，次级通道辨识控制器的输出分别接入自适应滤波控制器、比较模块Ⅰ，自适应滤波控制器的输出分别接入次级通道、次级通道辨识模型和比较模块Ⅱ，次级通道辨识模型的输出接入比较模块Ⅱ，比较模块Ⅰ的输出分别接入比较模块Ⅱ和次级通道辨识控制器，比较模块Ⅱ的输出接入自适应滤波控制器。自适应滤波控制器为主模块，参考输入信号经过次级通道辨识模型与比较差值Ⅱ在LMS算法模块中进行计算，得出滤波器的权值系数进入数字滤波器与参考输入信号相乘，从而得出控制输出信号Ⅰ。参考输入信号经过次级通道辨识模型后与滤波器的权值系数相乘及得出控制输出信号Ⅱ。自适应滤波控制器的工作原理如图2所示，图中的次级通道模型辨识参数由次级通道辨识控制器给出。次级通道辨识控制器中，随机信号与比较差值Ⅰ通过LMS算法模块计算得出的权值即为次级通道辨识参数，该参数再与随机信号进入数字滤波器计算得出扰动振动值。次级通道辨识控制器的工作原理结构如图3所示，其中的数字滤波器相当于一个次级通道辨识模型。上述两个控制器均采用最小均方误差(LM本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种直升机结构响应主动振动控制系统，其特征在于：包括上位计算机、主通道、次级通道、自适应滤波控制器、次级通道辨识控制器、比较模块Ⅰ、比较模块Ⅱ和次级通道辨识模型，所述自适应滤波控制器、次级通道辨识控制器、主通道及次级通道均连接上位计算机的输出，次级通道辨识控制器的输出分别接入自适应滤波控制器、比较模块Ⅰ，自适应滤波控制器的输出分别接入次级通道、次级通道辨识模型和比较模块Ⅱ，次级通道辨识模型的输出接入比较模块Ⅱ，比较模块Ⅰ的输出分别接入比较模块Ⅱ和次级通道辨识控制器，比较模块Ⅱ的输出接入自适应滤波控制器。

【技术特征摘要】
1.一种直升机结构响应主动振动控制系统，其特征在于：包括上位计算机、主通道、次级通道、自适应滤波控制器、次级通道辨识控制器、比较模块Ⅰ、比较模块Ⅱ和次级通道辨识模型，所述自适应滤波控制器、次级通道辨识控制器、主通道及次级通道均连接上位计算机的输出，次级通道辨识控制器的输出分别接入自适应滤波控制器、比较模块Ⅰ，自适应滤波控制器的输出分别接入次级通道、次级通道辨识模型和比较模块Ⅱ，次级通道辨识模型的输出接入比较模块Ⅱ，比较模块Ⅰ的输出分别接入比较模块Ⅱ和次级通道辨识控制器，比较模块Ⅱ的输出接入自适应滤波控制器。2.一种如权利要求1所述的直升机结构响应主动振动控制系统的控制方法，其特征在于：步骤如下(1)上位计算机输出随机扰动信号，随机扰动信号进入次级通道辨识控制器和次级通道；次级通道辨识控制器计算得出初始次级通道模型辨识参数以及由该参数计算得出的扰动振动值；次级通道辨识控制器根据比较差值Ⅰ进行滤波器权系数更新，...

【专利技术属性】
技术研发人员：陆洋，冯剑波，
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