[發明專利]直升機機體振動自適應諧波前饋-滑模反饋混合控制方法

有效

• 申請號: 201810365853.3
• 申請日: 2018-04-23
• 公開（公告）號: CN108945405B
• 公開（公告）日: 2021-08-06
• 發明（設計）人: 郎凱;夏品奇
• 申請（專利權）人: 南京航空航天大學
• 主分類號: B64C27/04
• 分類號: B64C27/04;B64C27/00
• 代理公司: 江蘇圣典律師事務所 32237
• 代理人: 賀翔

1.一種直升機機體振動自適應諧波前饋-滑模反饋混合控制方法，其特征在于，包括步驟如下：

S1、根據直升機旋翼特征生成旋翼的通過頻率，確定需控制的諧波階數，基于通過頻率和諧波階數生成諧波基函數向量；

S2、設計切換函數和滑動模態反饋控制律，使控制點的誤差響應在滑動模態區上的運動漸進穩定；

S3、通過傳感器采集控制點處的誤差響應信號，所述傳感器根據減振要求布置在直升機機身上；

S4、利用S3中采集到的誤差響應信號，根據滑動模態反饋控制律計算反饋控制時域信號；

S5、利用S3中采集到的誤差響應信號，通過諧波系數識別算法修正誤差響應諧波系數；

S6、利用S5中得到的誤差響應諧波系數，對控制輸入諧波系數進行修正，生成下一時刻的前饋控制時域信號，與S4中計算的反饋控制時域信號疊加，生成下一時刻混合控制時域信號；

S7、將S6中得到的混合控制時域信號經過模/數變換和功率放大器處理，作為作動器的輸入驅動所述作動器產生作動力，所述作動力經過控制通道傳遞，在所述直升機機體上產生作動響應；

所述步驟S2分為兩個步驟，如下：

S21：設計滑動模態反饋控制的切換函數，將直升機機體結構振動控制系統離散化：

式中，x(n)為系統的狀態向量，u_s(n)為滑動模態反饋控制信號，e(n)＝[e⁽¹⁾(n) e⁽²⁾(n)... e^(K)(n)]^T，e^(k)(n)為第k個控制點的誤差響應信號，k＝1,2,3...,K，K為控制點數量；A為系統狀態矩陣，B為系統控制轉換矩陣，C為系統輸出矩陣；設計切換函數，使控制點的誤差響應能夠在滑動模態區上的運動漸進穩定，切換函數如下：

S^(k)(n)＝G^(k)e^(k)(n)＝G^(k)C^(k)x(n) (4)

式中，S^(k)(n)為第k個控制點的誤差響應的切換函數，矩陣G^(k)滿足以下條件：G^(k)C^(k)B可逆，由(A,B,G^(k)C^(k))定義的系統滿足可控可觀性，滿足滑動模態的全局穩定性；

S22：基于趨近律設計滑動模態反饋控制律，滑動模態反饋控制信號的表達式為：

式中，u^(m)(n+1)為下一采樣時刻的第m個作動器的滑動模態反饋控制信號，q和ε為常數，sat(S_k(n))為飽和函數，由公式(5)得到滑動模態反饋控制時域信號

u_s(n)＝[u⁽¹⁾(n) u⁽²⁾(n) ... u^(M)(n)]^T；

所述步驟S4具體為：利用多重速率采樣輸出反饋算法實時計算系統狀態：構造一個輸出反饋比控制輸入擁有高采樣率的系統，設置輸出反饋采樣周期Δ＝T/N，N為滿足系統可觀性的正整數，根據響應誤差信號和滑動模態反饋控制信號實時計算系統狀態：

x(n)＝A(C₀^TC₀)^-1C₀^Te(n)+(B-A(C₀^TC₀)^-1C₀^TD₀)u_s(n-1) (6)

式中，C₀＝[C CA_Δ … CA_Δ^N-1]^T，A_Δ和B_Δ分別為采樣周期為Δ時的離散系統狀態矩陣和控制轉換矩陣；

利用S3中得到的控制點的誤差響應信號計算切換函數S^(k)(n)，將S^(k)(n)和系統狀態代入S2中所述的滑動模態反饋控制律中計算滑動模態反饋控制時域信號u_s(n+1)；

所述步驟S6分為兩個步驟：

S61：利用步驟S5中識別的誤差響應諧波系數，采用最陡梯度下降算法實時更新前饋自適應控制的諧波系數，遞推方程為：

式中，γ^(j)(n)為對應第j階諧波的自適應前饋控制諧波系數，θ^(j)(n)為對應第j階控制諧波的誤差響應諧波系數的識別值，和分別為誤差響應和控制輸入的加權矩陣，I為與和階數相同的單位矩陣，T^(j)為作動器作動輸入點至機身結構響應控制點在第j階諧波處的傳遞矩陣；

利用實時更新的前饋自適應控制的諧波系數γ^(j)(n+1)和第n+1個采樣點處的諧波基函數向量，計算下一采樣時刻的前饋自適應控制時域信號：

式中，為下一采樣時刻的第m個作動器的前饋自適應控制時域信號，由公式(9)得到前饋自適應控制時域信號

S62：由步驟S61取得的前饋自適應控制時域信號和步驟S4取得的滑動模態反饋控制時域信號，疊加得到下一采樣時刻的混合控制時域信號u_h(n+1)：

u_h(n+1)＝u_a(n+1)+u_s(n+1) (10)。