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技术
Multi harmonic multi input multi output adaptive control method for helicopter airframe vibration
The invention discloses a helicopter body vibration multi harmonic and multi input and multi output feedforward adaptive control method, belonging to the field of helicopter vibration active control. The characteristics of the method for helicopter vibration rotor vibration loads with multi harmonic frequency and multi direction under the excitation of the minimum mean square error method and harmonic coefficient identification based on proposed multi input multi harmonic vibration of helicopter body under multi load and multi output feedforward adaptive control method to reduce the vibration of the body the purpose of the helicopter, and when the vibration phase, amplitude and frequency change with good performance of adaptive control.
【技术实现步骤摘要】
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
本专利技术属于直升机振动主动控制的
，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。
技术介绍
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...
【技术保护点】
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，其特征在于，包括如下步骤：S1、根据直升机旋翼的通过频率，确定需控制的谐波阶数，由所述通过频率和所述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，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；S3、利用S2中采集到的所述激励信号和所述误差响应信号，通过谐波系数识别算法，得到激励谐波信号和误差响应谐波信号；S4、利用S3中得到的所述激励谐波信号作为自适应滤波器的输入，以S...
【技术特征摘要】
1.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，其特征在于，包括如下步骤：S1、根据直升机旋翼的通过频率，确定需控制的谐波阶数，由所述通过频率和所述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，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；S3、利用S2中采集到的所述激励信号和所述误差响应信号，通过谐波系数识别算法，得到激励谐波信号和误差响应谐波信号；S4、利用S3中得到的所述激励谐波信号作为自适应滤波器的输入，以S3得到的所述误差响应谐波信号、所述激励谐波信号及控制通道频响函数估计值修正所述自适应滤波器的权系数，所述权系数乘以前L个激励谐波信号组成的向量，得到自适应滤波器的输出信号，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，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，在所述机体上产生作动响应；在所述作动器产生作动力的过程中，循环执行S2-S5的流程。2.根据权利要求1所述的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，其特征在于，所述S3中利用所述激励信号、所述误差响应信号、所述谐波基函数向量,采用最小均方误差算法识别每一采样时刻所述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所述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,将所述激励谐波正弦系数和所述激励谐波余弦谐波系数乘以所述谐波基函数向量，得到识别的所述激励谐波信号，将所述误差响应谐波正弦系数和所述误差响应谐波余弦系数乘以所述谐波基函数向量，得到识别的所述误差响应谐波信号。3.根据权利要求1所述的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，其特征在于，所述S4包括：S41、根据S3得到的识别的所述激励谐波信号和所述误差响应谐波信号、所述控制通道频响函数的估计值，采用梯度下降法，修正上一时刻所述自适应滤波器的权系数，得到当前时刻的自适应滤波器的权系数。4.根据权利要求3所述的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，其特征在于，还包括：S42、根据S41中所述当前时刻自适应...
还没有人留言评论。发表了对其他浏览者有用的留言会获得科技券。