[發(fā)明專利]一種直升機(jī)結(jié)構(gòu)響應(yīng)主動(dòng)振動(dòng)控制系統(tǒng)的控制方法

有效

• 申請(qǐng)?zhí)枺?/td>: 201610819113.3
• 申請(qǐng)日: 2016-09-12
• 公開（公告）號(hào): CN106628132B
• 公開（公告）日: 2019-04-09
• 發(fā)明（設(shè)計(jì)）人: 陸洋;馮劍波
• 申請(qǐng)（專利權(quán)）人: 南京航空航天大學(xué)
• 主分類號(hào): B64C27/04
• 分類號(hào): B64C27/04;B64C27/51;G06K9/00
• 代理公司: 江蘇圣典律師事務(wù)所 32237
• 代理人: 賀翔

本發(fā)明公開一種直升機(jī)結(jié)構(gòu)響應(yīng)主動(dòng)振動(dòng)控制系統(tǒng)及其控制方法，其中控制系統(tǒng)包括上位計(jì)算機(jī)、主通道、次級(jí)通道、自適應(yīng)濾波控制器、次級(jí)通道辨識(shí)控制器、比較模塊Ⅰ、比較模塊Ⅱ和次級(jí)通道辨識(shí)模型，所述自適應(yīng)濾波控制器、次級(jí)通道辨識(shí)控制器、主通道及次級(jí)通道均連接上位計(jì)算機(jī)的輸出，次級(jí)通道辨識(shí)控制器的輸出分別接入自適應(yīng)濾波控制器、比較模塊Ⅰ，自適應(yīng)濾波控制器的輸出分別接入次級(jí)通道、次級(jí)通道辨識(shí)模型和比較模塊Ⅱ，次級(jí)通道辨識(shí)模型的輸出接入比較模塊Ⅱ，比較模塊Ⅰ的輸出分別接入比較模塊Ⅱ和次級(jí)通道辨識(shí)控制器，比較模塊Ⅱ的輸出接入自適應(yīng)濾波控制器。

技術(shù)領(lǐng)域：

本發(fā)明涉及一種直升機(jī)結(jié)構(gòu)響應(yīng)主動(dòng)振動(dòng)控制系統(tǒng)的控制方法，可用于降低直升機(jī)機(jī)身或者汽車等的振動(dòng)水平，其屬于振動(dòng)控制領(lǐng)域。

背景技術(shù)：

振動(dòng)問題一直是直升機(jī)研制過程中最為關(guān)鍵的問題之一。已有研究表明，直升機(jī)飛行時(shí)，由槳葉周期性氣動(dòng)載荷所引起的頻率為NΩ(N為槳葉片數(shù)，Ω為旋翼轉(zhuǎn)速)及其整數(shù)倍的旋翼振動(dòng)載荷，是直升機(jī)振動(dòng)的主要振源。振動(dòng)水平過高不但會(huì)降低結(jié)構(gòu)的疲勞壽命，影響部件和機(jī)載設(shè)備的功能，使得直升機(jī)可靠性降低，維護(hù)費(fèi)用增加。同時(shí)還會(huì)影響駕駛員正常工作及乘員的舒適性。因此根據(jù)直升機(jī)振動(dòng)特點(diǎn)進(jìn)行減振，一直是直升機(jī)動(dòng)力學(xué)領(lǐng)域中值得研究的重要課題。

直升機(jī)的減振，最初主要依靠旋翼和機(jī)身合理的動(dòng)力學(xué)設(shè)計(jì)，之后發(fā)展出了安裝各種附加式減振裝置的技術(shù)。其中被動(dòng)式減振技術(shù)(如主減隔振等)已經(jīng)得到了較為成熟的發(fā)展，可使巡航狀態(tài)下直升機(jī)振動(dòng)水平降低至0.1g左右。但其依然有著減振頻帶較窄、不能同時(shí)適應(yīng)多種飛行狀態(tài)以及重量代償高等缺點(diǎn)，已漸漸不能滿足新型直升機(jī)研制中對(duì)振動(dòng)水平的更加嚴(yán)格的要求。目前受到國(guó)內(nèi)外廣泛關(guān)注的是主動(dòng)式直升機(jī)振動(dòng)控制技術(shù)。近一二十年來，高階諧波控制(HHC)、獨(dú)立槳葉控制(IBC)、主動(dòng)副翼控制(ACF)、主動(dòng)扭轉(zhuǎn)旋翼(ATR)等技術(shù)都有了一定程度的發(fā)展，但由于各種不同的因素，離實(shí)際應(yīng)用還有著不小的距離。

傳統(tǒng)的控制律設(shè)計(jì)方法中，頻域法是建立在“靜態(tài)”線性模型的假定基礎(chǔ)之上，必須于控制修正后等待至少一個(gè)周期的時(shí)域信號(hào)的采樣完成；需對(duì)信號(hào)進(jìn)行FFT變換和逆變換；計(jì)算最優(yōu)控制輸出時(shí)需要做矩陣求逆運(yùn)算。完成這三個(gè)步驟所帶來的時(shí)間間隔，制約了頻域法的修正速率，限制了其適應(yīng)能力。而時(shí)域法是以時(shí)域響應(yīng)最優(yōu)化為性能指標(biāo)的最優(yōu)控制方法，現(xiàn)有的時(shí)域法(楊鐵軍，顧仲權(quán)，等,基于誤差通道在線辨識(shí)的直升機(jī)結(jié)構(gòu)振動(dòng)主動(dòng)控制研究[J].航空學(xué)報(bào),2004,25(1):36-40)濾波器數(shù)量多致使其計(jì)算量大，收斂過程中主動(dòng)控制環(huán)節(jié)和誤差通道辨識(shí)環(huán)節(jié)的相互影響無法消除，導(dǎo)致算法運(yùn)行緩慢，且無法解決附加隨機(jī)信號(hào)在殘余振動(dòng)表現(xiàn)出來的問題。

發(fā)明內(nèi)容：

本發(fā)明為了解決傳統(tǒng)直升機(jī)減振方法的不足，提出了一種計(jì)算量小、收斂速度快、殘余振動(dòng)小的直升機(jī)結(jié)構(gòu)響應(yīng)主動(dòng)振動(dòng)控制系統(tǒng)及其控制方法。針對(duì)現(xiàn)有的主、被動(dòng)控制方法的不足，構(gòu)造了基于誤差通道優(yōu)先辨識(shí)策略的自適應(yīng)控制系統(tǒng)，在避免使用第三個(gè)自適應(yīng)濾波器的前提下，減弱了主動(dòng)控制環(huán)節(jié)和次級(jí)通道辨識(shí)環(huán)節(jié)相互影響，加快了系統(tǒng)的收斂速度，且有效降低了附加隨機(jī)信號(hào)對(duì)被控點(diǎn)殘余振動(dòng)的影響。

本發(fā)明采用如下技術(shù)方案：一種直升機(jī)結(jié)構(gòu)響應(yīng)主動(dòng)振動(dòng)控制系統(tǒng)，包括上位計(jì)算機(jī)、主通道、次級(jí)通道、自適應(yīng)濾波控制器、次級(jí)通道辨識(shí)控制器、比較模塊Ⅰ、比較模塊Ⅱ和次級(jí)通道辨識(shí)模型，所述自適應(yīng)濾波控制器、次級(jí)通道辨識(shí)控制器、主通道及次級(jí)通道均連接上位計(jì)算機(jī)的輸出，次級(jí)通道辨識(shí)控制器的輸出分別接入自適應(yīng)濾波控制器、比較模塊Ⅰ，自適應(yīng)濾波控制器的輸出分別接入次級(jí)通道、次級(jí)通道辨識(shí)模型和比較模塊Ⅱ，次級(jí)通道辨識(shí)模型的輸出接入比較模塊Ⅱ，比較模塊Ⅰ的輸出分別接入比較模塊Ⅱ和次級(jí)通道辨識(shí)控制器，比較模塊Ⅱ的輸出接入自適應(yīng)濾波控制器。

本發(fā)明還采用如下技術(shù)方案：一種直升機(jī)結(jié)構(gòu)響應(yīng)主動(dòng)振動(dòng)控制系統(tǒng)的控制方法，步驟如下：