[發明專利]旋翼變轉速直升機振動主動控制的混合控制方法

有效

• 申請號: 202110046970.5
• 申請日: 2021-01-14
• 公開（公告）號: CN112859589B
• 公開（公告）日: 2022-04-15
• 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: G05B13/02
• 分類號: G05B13/02
• 代理公司: 南京經緯專利商標代理有限公司 32200
• 代理人: 陸燁

1.旋翼變轉速直升機振動主動控制的混合控制方法，其特征在于，具體包括如下步驟：

S1：根據直升機的初始旋翼通過頻率和控制目標在無振動控制狀態下產生的響應的頻域特征，確定輸入至作動器的混合控制信號的諧波階數I_C；

S2：根據初始的旋翼載荷頻率和諧波基函數的初始相位，得到初始的諧波基函數；初始化頻響函數和輸入至作動器的混合控制信號；

S3：將當前時刻的混合控制信號輸入至作動器，使得作動器驅動直升機產生作動響應，將當前時刻直升機在控制目標處產生的作動響應信號和當前時刻旋翼載荷在控制目標處產生的激勵響應信號疊加作為當前時刻該控制目標處的控制誤差響應信號，安裝在對應控制目標上的傳感器實時采集該控制目標上的控制誤差響應信號，從而得到當前時刻的控制誤差響應信號e(t)；

S4：對S3中的控制誤差響應信號的諧波系數進行識別，從而得到控制誤差響應信號的整體諧波系數矢量θ(t)，并根據當前時刻的諧波基函數和θ(t)更新下一個時刻控制誤差響應信號的整體諧波系數矢量θ(t+1)；

S5：根據θ(t+1)更新下一個時刻旋翼載荷頻率和諧波基函數的相位，并根據下一個時刻的旋翼載荷頻率，諧波基函數的相位和θ(t+1)，得到下一時刻自適應諧波前饋時域控制信號u_a(t+1)；設計滑動模態反饋控制律，并根據S3中的e(t)，計算下一個時刻滑動模態反饋控制律反饋的時域控制信號u_s(t+1)；

S6：將u_a(t+1)和u_s(t+1)疊加后的信號作為下一個時刻輸入至作動器的混合控制信號，從而抑制控制目標的振動，并轉S2；

所述S4中采用最小均方誤差算法對控制誤差響應信號的諧波系數進行識別；

所述S5中采用最小均方誤差算法和歸一化步長法更新下一個時刻旋翼載荷頻率：

其中，ω_i(t+1)為下一個時刻旋翼載荷頻率ω_i的值，ω_i(t)為當前時刻旋翼載荷頻率ω_i的值，ω_i為第i階旋翼載荷頻率，i＝1,2,…I_C，τ為采樣時間間隔，a_ki(t+1)和b_ki(t+1)均表示下一個時刻第k個傳感器采集的控制誤差響應信號的第i階諧波系數，k＝1,…,K，K為傳感器的總個數；為的收斂系數；e_ki(t)＝θ_ki(t)^T·z_i(t)，T為矩陣轉置，z_i(t)為當前時刻旋翼通過頻率ω_i處的諧波基函數，為z_i(t)的相位；θ_ki(t)＝[a_ki(t) b_ki(t)]^T；θ(t+1)＝[θ₁(t+1) θ₂(t+1)…θ_I(t+1)]^T，θ_i(t+1)＝[θ_1i(t+1) θ_2i(t+1)…θ_Ki(t+1)]^T；

更新下一個時刻的諧波基函數的相位：

其中為下一個時刻旋翼載荷頻率ω_i處的諧波基函數的相位；

所述S5中計算下一時刻自適應諧波前饋控制時域信號包括如下步驟：

S51：計算下一時刻自適應諧波前饋控制信號的諧波系數γ(t+1)：

其中，為在旋翼載荷頻率ω_i處的控制誤差響應信號的加權矩陣，W_u為輸入至作動器的混合控制信號的加權矩陣；T_ω(t)為當前時刻的頻響函數矩陣，為下一個時刻在旋翼載荷頻率ω_i處的頻響函數矩陣；為自適應諧波前饋控制步長，為的收斂系數，I為單位矩陣；

S52：根據下一個時刻的旋翼通過頻和諧波基函數的相位計算下一個時刻的諧波基函數z(t+1)，

S53：u_a(t+1)＝z(t+1)·γ(t+1)。

2.根據權利要求1所述的旋翼變轉速直升機振動主動控制的混合控制方法，其特征在于，所述S5中得到下一時刻滑動模態反饋的時域控制信號具體為：采用線性矩陣不等式方法設計滑動模態反饋控制律，根據S3中e(t)計算滑動模態切換函數s(t)，并將s(t)代入至滑動模態反饋控制律中，從而得到下一時刻滑動模態反饋控制律反饋的時域控制信號。