用于直升机旋翼振动控制的压电驱动器迟滞补偿方法技术

本发明专利技术公开了一种用于直升机旋翼振动控制的压电驱动器迟滞补偿方法，将用于直升机旋翼振动控制的压电驱动器安装在直升机旋翼，压电驱动器迟滞补偿方法与直升机旋翼的振动控制器相结合，补偿压电驱动器的迟滞非线性效应；通过将振动控制器输出的期望襟翼偏转角度输入给迟滞补偿器得到驱动电压，再通过压电驱动器得到襟翼偏转角度和相应的桨毂载荷以完成输入输出的控制，实现直升机旋翼的振动控制。本发明专利技术实现了直升机旋翼振动控制的压电驱动器的迟滞补偿，提升了直升机旋翼振动控制系统的性能，具有重要的理论价值和实用价值。

【技术实现步骤摘要】
用于直升机旋翼振动控制的压电驱动器迟滞补偿方法
本专利技术涉及一种压电驱动器迟滞补偿方法，具体涉及一种用于直升机旋翼振动控制的压电驱动器迟滞补偿方法。
技术介绍
直升机因其具有垂直起降与空中悬停等飞行能力而在军用和民用领域得到了广泛的关注与应用。随着航空工业的发展，为直升机提供主要动力的旋翼系统也在不断推陈出新。直升机在飞行时始终承受着周期性的振动载荷，主要来源于旋翼的振动。由旋翼振动引起的机体振动不仅影响了驾乘舒适度，有时也会造成严重的振动问题，比如结构疲劳寿命降低及设备可靠性不足等。一般而言，直升机旋翼振动控制系统对驱动器的要求比较高，驱动器要具有大推力、大位移、小尺寸和高响应频率的特性。压电陶瓷驱动器基于压电陶瓷材料的逆压电效应，实现电能与机械能的转换。它具有体积小、质量轻、响应快、频带宽等优点，被广泛地应用于振动控制领域中。采用压电陶瓷材料的主动控制后缘襟翼方法由于能够适应不同的操作条件而在直升机旋翼振动控制方面有着良好的表现。压电驱动器可以在一定程度上为后缘襟翼的偏转提供输出力和输出位移，然而压电陶瓷驱动器具有驱动力较大而驱动位移小的特点，驱动位移必须放大才能满足需要的位移。由于摩擦损耗，放大机构中的迟滞效应可以与压电材料的迟滞效应强烈耦合。然而大多数直升机旋翼振动控制研究忽略了压电驱动器迟滞效应对振动控制系统产生的不利影响，材料迟滞以及机械迟滞效应会在输出端产生幅度相关的相移，从而导致开环控制不准确，甚至可能导致闭环控制失稳。因此专利技术一种压电驱动器迟滞补偿算法并完全补偿压电驱动器的迟滞效应，对提高直升机旋翼振动控制系统的性能从而减弱直升机旋翼的振动具有重要意义。
技术实现思路
本专利技术的目的在于提供一种用于直升机旋翼振动控制的压电驱动器迟滞补偿方法。实现本专利技术目的的技术方案为：一种用于直升机旋翼振动控制的压电驱动器迟滞补偿方法，将用于直升机旋翼振动控制的压电驱动器安装在直升机旋翼，压电驱动器迟滞补偿方法与直升机旋翼的振动控制器相结合，补偿压电驱动器的迟滞非线性效应。与现有技术相比，本专利技术的显著优点为：本专利技术实现了直升机旋翼振动控制系统中压电驱动器的迟滞补偿，提升了直升机旋翼振动控制系统的性能，具有重要的理论价值和实用价值。附图说明图1为本专利技术实施例的位置示意图。图2为本专利技术实施例涉及的各模块示意图。具体实施方式一种用于直升机旋翼振动控制的压电驱动器迟滞补偿方法，将用于直升机旋翼振动控制的压电驱动器安装在直升机旋翼，压电驱动器迟滞补偿方法与直升机旋翼的振动控制器相结合，补偿压电驱动器的迟滞非线性效应。通过将振动控制器输出的期望襟翼偏转角度输入给迟滞补偿器得到驱动电压，再通过压电驱动器得到襟翼偏转角度和相应的桨毂载荷以完成输入输出的控制，实现直升机旋翼的振动控制。迟滞补偿算法采用最接近匹配算法，通过不断迭代计算以寻找最接近期望的输出所对应的输入；最接近匹配算法包括以下步骤：步骤1，测试压电驱动器的输入输出特性，用经典Preisach模型描述压电驱动器的迟滞非线性过程，并将辨识完参数的Preisach模型离散化，其中Preisach模型表示为：δ＝Γ(u)，式中u为驱动器输入电压，δ为驱动器输出襟翼偏转角度，Γ为Preisach算子；Preisach模型离散化之后，电压输入u只能从有限集合U＝{u,1≤l≤L}中取值，其中L是离散化的电压下标上限；步骤2，实时振动控制系统在某一采样时刻首先令n＝0，比较δ(0)和δ*：若δ(0)＝δ*，则令u*＝u(0)，φ*＝φ(0)，转到步骤9；若δ(0)<δ*，转到步骤3，否则转到步骤6；其中，n为计数变量，φ(0)为初始迟滞曲线，u(0)为初始电压输入，δ(0)为初始输出，φ*为期望迟滞曲线，u*为期望电压输入，δ*为期望输出；步骤3，若u(n)＝uL，则令u*＝u(n)，φ*＝φ(n)，转到步骤9；否则令u(n+1)＝u(n)+△u，保存迟滞曲线，n＝n+1，转到步骤4；其中，为单位电压增量，u(n)为第n次的电压输入，φ(n)为第n次的迟滞曲线，u1为离散化的电压下限，uL为离散化的电压上限；步骤4，计算δ(n)＝Γ(u(n)；φ(n-1))并实时更新迟滞曲线φ(n)，比较δ(n)和δ*：若δ(n)＝δ*，令u*＝u(n)，φ*＝φ(n)，转到步骤9；若δ(n)<δ*，转到步骤3；否则，转到步骤5；其中，δ(n)为第n次的输出；步骤5，若|δ(n)-δ*|≤|δ(n-1)-δ*|，令u*＝u(n)，φ*＝φ(n)，转到步骤9；否则令u*＝u(n-1)，保存迟滞曲线，转到步骤9；步骤6，若u(n)＝u1，令u*＝u(n)，φ*＝φ(n)，转到步骤9；否则令u(n+1)＝u(n)-△u，保存迟滞曲线，n＝n+1，转到步骤7；步骤7，计算δ(n)＝Γ(u(n)；φ(n-1))并实时更新迟滞曲线φ(n)，比较δ(n)和δ*：若δ(n)＝δ*，令u*＝u(n)，φ*＝φ(n)，转到步骤9；若δ(n)>δ*，转到步骤6；否则，转到步骤8；步骤8，若|δ(n)-δ*|≤|δ(n-1)-δ*|，令u*＝u(n)，φ*＝φ(n)，转到步骤9；否则令u*＝u(n-1)，重新保存迟滞曲线，转到步骤9；步骤9，算法结束。下面结合附图和实施例对本专利技术进行详细说明。实施例结合图1，一种用于直升机旋翼振动控制的压电驱动器迟滞补偿方法，旋翼的振动通过振动控制器来控制，其中压电驱动器安装在直升机旋翼，压电驱动器迟滞补偿方法与直升机旋翼的振动控制器相结合，补偿压电驱动器的迟滞非线性效应。通过将振动控制器输出的期望襟翼偏转角度输入给迟滞补偿器得到驱动电压，再通过驱动器得到襟翼偏转角度和相应的桨毂载荷以完成输入输出的控制，从而实现直升机旋翼的振动控制。结合图2，压电驱动器的迟滞特性用经典Preisach模型描述，并将辨识完参数的Preisach模型离散化，迟滞补偿算法采用最接近匹配算法，通过不断迭代计算以寻找最接近期望的输出所对应的输入。采用气动弹性分析直升机旋翼振动计算模型。考虑两种压电驱动器迟滞补偿的情形：情况(1)：补偿器是基于完整的压电驱动器非线性设计的；情况(2)：对驱动器没有进行迟滞补偿，输出电压经过放大电路后，直接作用于压电驱动器，不考虑迟滞非线性的影响；情况(1)相比于情况(2)，桨毂振动从基准状态最大程度地减少，振动控制器精度更高，振动控制效果更好。压电驱动器迟滞效应的部分补偿或不补偿不能最大程度地减弱直升机旋翼的振动。因此完全补偿驱动器材料迟滞和机械迟滞效应对提高直升机旋翼振动控制系统的性能从而减轻桨毂的振动有着至关重要的作用。本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种用于直升机旋翼振动控制的压电驱动器迟滞补偿方法，其特征在于，将用于直升机旋翼振动控制的压电驱动器安装在直升机旋翼，压电驱动器迟滞补偿方法与直升机旋翼的振动控制器相结合，补偿压电驱动器的迟滞非线性效应。

【技术特征摘要】
1.一种用于直升机旋翼振动控制的压电驱动器迟滞补偿方法，其特征在于，将用于直升机旋翼振动控制的压电驱动器安装在直升机旋翼，压电驱动器迟滞补偿方法与直升机旋翼的振动控制器相结合，补偿压电驱动器的迟滞非线性效应。2.根据权利要求1所述的用于直升机旋翼振动控制的压电驱动器迟滞补偿方法，其特征在于，通过将振动控制器输出的期望襟翼偏转角度输入给迟滞补偿器得到驱动电压，再通过压电驱动器得到襟翼偏转角度和相应的桨毂载荷以完成输入输出的控制，实现直升机旋翼的振动控制。3.根据权利要求1或2所述的用于直升机旋翼振动控制的压电驱动器迟滞补偿方法，其特征在于，迟滞补偿算法采用最接近匹配算法，通过不断迭代计算以寻找最接近期望的输出所对应的输入；最接近匹配算法包括以下步骤：步骤1，测试压电驱动器的输入输出特性，用经典Preisach模型描述压电驱动器的迟滞非线性过程，并将辨识完参数的Preisach模型离散化，其中Preisach模型表示为：δ＝Γ(u)，式中u为驱动器输入电压，δ为驱动器输出襟翼偏转角度，Γ为Preisach算子；Preisach模型离散化之后，电压输入u只能从有限集合U＝{u,1≤l≤L}中取值，其中L是离散化的电压下标上限；步骤2，实时振动控制系统在某一采样时刻首先令n＝0，比较δ(0)和δ*：若δ(0)＝δ*，则令u*＝u(0)，φ*＝φ(0)，转到步骤9；若δ(0)<δ*，转到步骤3，否则转到步骤6；其中，n为计数变量，φ(0)为初始迟滞曲线，u(0)为初始电压输入...

【专利技术属性】
技术研发人员：陈远晟，石泽轩，裘进浩，应展烽，张旭东，徐冰，董妍男，赵荪翀，杨国文，
申请(专利权)人：南京理工大学，南京浩之德智能科技有限公司，
类型：发明
国别省市：江苏,32