[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

本發明公開了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，屬于直升機振動主動控制領域。所述方法針對直升機振動以旋翼振動載荷激勵引起的低頻、穩態、諧波振動為主要特征以及直升機工作狀態變化引起的振動幅值、頻率、相位的變化，提出了直升機機體振動自適應諧波前饋?滑模反饋混合控制方法，以達到降低旋翼振動載荷激勵下直升機機體振動的目的。提出的混合控制方法具備快速的振動控制收斂速度，并對直升機振動的變化具有優異的自適應性和魯棒性。

技術領域

本發明屬于直升機振動主動控制的技術領域，具體指代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。

背景技術

直升機在飛行過程中，槳葉始終處在非對稱、非定常的氣動環境中，槳葉在不同的方位 角和不同的槳葉半徑處的相對氣流速度不對稱，導致對應的氣動力隨方位角改變而周期變化， 合成到旋翼槳轂中心形成旋翼振動載荷，包括三個方向的力和三個方向的力矩。旋翼振動載 荷的主要頻率成分為kNΩ(k＝1,2,3…,N為槳葉片數，Ω為旋翼轉速)，稱其為旋翼的通過頻率。 旋翼振動載荷經過旋翼軸傳到機體，導致直升機機體產生以低階頻率振動為主的強烈振動， 嚴重影響直升機的任務執行、座艙的駕駛環境以及機載設備和直升機結構的壽命等。因此， 要對直升機的振動進行控制，這也是直升機技術領域的重點和難點。一些振動控制方法已經 成功應用于直升機，包括被動控制和主動控制，其中直升機機體振動主動控制具有不影響適 航性、控制效果好、適應性強等優勢，具有很高的應用價值，成為直升機振動控制領域的研 究重點。

直升機機體振動以低頻、穩態、諧波振動為主，頻域自適應前饋控制可針對旋翼通過頻 率實現良好的振動控制效果，目前基于離散傅里葉變換及其逆變換的頻域控制方法已經應用 于直升機振動控制，但此類方法受采樣分辨率的限制，容易造成控制輸入信號延遲、控制效 果下降等問題。FX-LMS等時域前饋控制方法盡管可以有效抑制目標頻域的穩態振動，但針對 瞬態激勵或振動載荷突變引起的振動控制延遲較大，且對參考信號的要求較高。H_∞控制、滑 動模態控制和線性二次型控制等時域反饋控制方法能夠控制目標結構振動的快速收斂，且無 需參考輸入信號，但針對穩態諧波響應的控制效果較差。

發明內容

針對于上述現有技術的不足，本發明的目的在于提供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，以克服現有技術對直升機振動控制的缺陷問題；本發明實現旋翼 振動載荷激勵下直升機機體振動的高效控制。

為達到上述目的，本發明采用的技術方案如下：

本發明的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，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，其中模/數變換的作用是將離散的信號轉化為連續信號，功率放大器的作用是為作 動器提供驅動功率。

優選地，所述的S4包括：