CN108443022A - 变旋翼转速飞行器发动机扭振抑制方法及装置 - Google Patents

变旋翼转速飞行器发动机扭振抑制方法及装置 Download PDF

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Abstract

本发明公开了一种变旋翼转速飞行器发动机扭振抑制方法。本发明在所述变旋翼转速飞行器的发动机闭环控制系统中的动力涡轮转速反馈通道中串接一个由最小均方差LMS自适应滤波器所构成的自适应扭振滤波器，利用该自适应扭振滤波器滤除动力涡轮转速反馈信号中的扭振信号。本发明还公开了一种变旋翼转速飞行器发动机扭振抑制装置。本发明能够有效解决变旋翼转速时针对单一扭振频率的常规线性时不变陷波滤波器不再适用的情况，很好地抑制变转速条件下所有扭振频率对应的扭振分量，具有显著的自适应扭振抑制能力。

Description

变旋翼转速飞行器发动机扭振抑制方法及装置
技术领域
本发明涉及航空宇航推进技术领域，尤其涉及一种变旋翼转速飞行器发动机扭振抑制方法。
背景技术
旋翼飞行器是一个多自由度、强耦合的复杂动力学系统，可将其划分为旋翼飞行器飞行力学系统、机械传动系统、发动机及其控制系统等等。自从20世纪50年代开始，涡轴发动机就凭借其重量轻、体积小、功重比大、振动小、容易操作等突出优点，成为旋翼飞行器主要的动力装置。涡轮轴发动机通过动力涡轮，并由减速器及传动轴等组成的传动系统驱动旋翼和尾桨，这些高速旋转的传动部件联系在一起形成了机械传动系统，称为旋翼飞行器动力传动链，或称扭矩传递系统。旋翼飞行器传动链的扭转弹性特性不仅影响到旋翼飞行器飞行品质，也对发动机稳定工作产生很大影响。其中旋翼飞行器传动链的扭振模态对系统影响最大，其大小主要是由旋翼转子摆振惯量以及发动机、传动系统转动惯量，并通过传动轴以及摆振铰处旋翼旋转当量阻尼、刚度的交互影响来决定。
为了达到优良的机动飞行品质，现代旋翼飞行器普遍采用响应更为迅捷的涡轴发动机，造成旋翼飞行器动力传动链的扭振频率往往落入发动机系统响应带宽内，因此，若控制系统设计不当，则易产生系统扭振不稳定问题，并有可能形成剧烈的自激振动，造成灾难性后果。为了适应现代旋翼飞行器发展的要求，其动力装置-涡轴发动机的控制目标一般是在抑制系统扭振(旋翼/传动/发动机的机械共振)的前提下，实现动态过程中输出扭矩的快速响应以及稳态运行的经济性。因此，作为抑制扭振耦合的环节，涡轴发动机控制系统中必备有扭振滤波器。
目前的旋翼飞行器基本采用定旋翼转速技术，定转速运行弱化了旋翼飞行器各系统间的耦合，使得与扭振相关的结构动力学方面的研究，或者偏重于旋翼本体气弹结构，或者单一地针对机械传动系统。由于定转速时动力传动链的扭振频率可离线确定，使得常系数扭振滤波器变得易于设计，此时在发动机燃油控制系统中串接陷波滤波器可以有效地滤除设计点的低阶扭振信号，但对高阶扭振频率作用有限，因此常规的陷波滤波器需和低通滤波器组合形成有效的扭振滤波器。
随着旋翼飞行器、发动机设计技术的迅速发展，以往制约变旋翼转速技术实施的技术瓶颈正在逐步消除。最新研究表明，变旋翼转速飞行器与发动机综合控制可以显著提高旋翼飞行器的机动性、灵活性，还可以降低噪声、减小发动机油耗等，变旋翼转速带来的工程收益是十分明显的。因此，变旋翼转速控制已经成为未来旋翼飞行器的必然发展方向。但是对于涡轴发动机而言，变旋翼转速也带来了亟需解决的控制问题：由于旋翼转速不再固定而是大范围变化，使得摆振当量阻尼和刚度均发生相应变动，带来系统机械扭振基频的显著改变。此时，针对单一扭振频率的常规线性时不变陷波滤波器不再适用。因此为了更有效地抑制系统扭振，需要设计具有自适应能力的高品质扭振滤波器。
发明内容
本发明所要解决的技术问题在于克服现有定旋翼转速飞行器扭振抑制技术的不足，提供一种变旋翼转速飞行器发动机扭振抑制方法及装置，能够有效解决变旋翼转速时针对单一扭振频率的常规线性时不变陷波滤波器不再适用的情况，很好地抑制变转速条件下所有扭振频率对应的扭振分量，具有显著的自适应扭振抑制能力。
本发明具体采用以下技术方案解决上述技术问题：
变旋翼转速飞行器发动机扭振抑制方法，在所述变旋翼转速飞行器的发动机闭环控制系统中的动力涡轮转速反馈通道中串接一个由最小均方差LMS自适应滤波器所构成的自适应扭振滤波器，利用该自适应扭振滤波器滤除动力涡轮转速反馈信号中的扭振信号。
进一步地，所述自适应扭振滤波器的输出表达式具体如下：
其中，
Np(n)是自适应扭振滤波器输出信号，代表滤波后的动力涡轮转速信号；
是掺杂扭振信号的动力涡轮转速反馈信号，
w(n)为按照下式进行迭代更新的权系数：
μ为步长因子；
e(n)为Npr(n)与Np(n)的误差，
Npr(n)为参考信号；
M为自适应扭振滤波器的阶数；
n代表采样时刻。
优选地，阶数M为6，步长因子μ为0.01。
优选地，所述变旋翼转速飞行器通过设置在定转速发动机与飞行器之间的无级变速传动机构来实现变旋翼转速。
根据相同的发明思路还可以得到以下技术方案：
变旋翼转速飞行器发动机扭振抑制装置，所述装置包括串接在所述变旋翼转速飞行器的发动机闭环控制系统中的动力涡轮转速反馈通道中的一个由最小均方差LMS自适应滤波器所构成的自适应扭振滤波器，用于滤除动力涡轮转速反馈信号中的扭振信号。
进一步地，所述自适应扭振滤波器的输出表达式具体如下：
其中，
Np(n)是自适应扭振滤波器输出信号，代表滤波后的动力涡轮转速信号；
是掺杂扭振信号的动力涡轮转速反馈信号，
w(n)为按照下式进行迭代更新的权系数：
μ为步长因子；
e(n)为Npr(n)与Np(n)的误差，
Npr(n)为参考信号；
M为自适应扭振滤波器的阶数；
n代表采样时刻。
优选地，阶数M为6，步长因子μ为0.01。
优选地，所述变旋翼转速飞行器通过设置在定转速发动机与飞行器之间的无级变速传动机构来实现变旋翼转速。
相比现有技术，本发明技术方案具有以下有益效果：
针对单一扭振频率的常规线性时不变陷波滤波器无法适用于变旋翼转速飞行器扭振抑制的问题，本发明利用最小均方差(LMS)自适应滤波器构建了自适应扭振滤波器，可很好地抑制变转速条件下所有扭振频率对应的扭振分量，具有显著的自适应扭振抑制能力。
附图说明
图1是常规直升机/涡轴发动机控制结构图；
图2是变传动比直升机/涡轴发动机综合控制结构图；
图3是LMS自适应滤波器原理图；
图4是定旋翼转速下，LMS自适应滤波前后Np响应曲线；
图5是定旋翼转速下，LMS自适应滤波前后Wfb变化曲线；
图6是定旋翼转速下，LMS自适应滤波前后ΩMR变化曲线；
图7是定旋翼转速下，LMS自适应滤波前后Np离散傅里叶变化幅频变化曲线；
图8是无级变速传动指令；
图9是变旋翼转速下，LMS自适应滤波前后Np响应曲线；
图10是变旋翼转速下，LMS自适应滤波前后Wfb响应曲线；
图11是变旋翼转速下，LMS自适应滤波前后ΩMR响应曲线；
图12是变旋翼转速下，LMS自适应滤波前后Np离散傅里叶变化幅频变化曲线。
具体实施方式
针对变旋翼转速情况下单一扭振频率的常规线性时不变陷波滤波器不再适用的问题，本发明的思路是利用最小均方差(LMS)自适应滤波器构建适用于变旋翼转速飞行器的自适应扭振滤波器，从而有效抑制变旋翼转速下，涡轴发动机端扭振基频发生飘移的扭振分量。具体而言，本发明在所述变旋翼转速飞行器的发动机闭环控制系统中的动力涡轮转速反馈通道中串接一个由最小均方差LMS自适应滤波器所构成的自适应扭振滤波器，利用该自适应扭振滤波器滤除动力涡轮转速反馈信号中的扭振信号。
为了简化抑制扭振耦合环节的设计复杂性，以及避免非设计转速下涡轴发动机运行效率恶化的问题，常规旋翼飞行器均采用定旋翼转速控制，即动力传动链传动比为定值，且涡轴发动机动力涡轮/输出轴工作在设计转速下。为了抑制扭振耦合，涡轴发动机控制系统中必须串接扭振滤波器，如图1所示，动力涡轮转速信号首先通过扭振滤波器衰减扭振分量，而后再进行转速闭环控制。
不同于一般的定旋翼转速技术，变旋翼转速技术通过调整主旋翼转速以适应各种飞行条件，能够显著提高直升机的操作性能和效率，延长航空发动机、传动系统和主减速器等部件的寿命。图2显示了一种变旋翼转速的直升机/涡轴发动机综合控制结构，其通过设置在定转速发动机与飞行器之间的无级变速传动机构来实现变旋翼转速。如图2所示，涡轴发动机模型使用恒转速控制器来保证输出轴转速与参考转速相同，相对参考转速一般取100％；飞控系统中加入桨距控制器，跟踪飞行指令；为实现变旋翼转速，加入传动指令以控制无级变速传动机构的传动比，以实现变旋翼转速目标。在综合模型中，由飞控系统根据系统状态给出传动指令实现控制目标。如图2所示，自适应扭振滤波器接入动力涡轮转速反馈通道，在控制器之前滤除扭振信号，控制器因此可选择更高的增益，获得更好、更快速的控制性能。
本发明采用LMS自适应滤波器构建自适应扭振滤波器。与常规滤波器不同，LMS自适应滤波器以输入和输出信号的统计特性的估计为依据，如果输入信号发生变化，滤波器会追踪这一变化，并利用特定的算法自动调节滤波器系数，使滤波效果达到最优；它既可以是连续域也可以是离散域，离散域自适应滤波器由可变加权系数和自动调整系数的机构组成。离散域自适应滤波器的输入信号经过滤波器处理后产生输出信号，然后与参考信号进行对比，产生误差，通过设计的自适应算法反馈调节滤波器的参数，最终使误差的均方差取得最小值。其原理如图3所示。
LMS算法是自适应滤波器的基础，是一种随机性递推算法。由图3知，自适应滤波器主要由滤波器和自适应算法两个部分组成，两者组成反馈环节。图3标注的是掺杂扭振信号的动力涡轮转速反馈信号，作为滤波器输入信号，Np(n)是滤波器输出信号，代表滤波后的动力涡轮转速信号，Npr(n)为参考信号，e(n)为Npr(n)与Np(n)的误差，用于不断迭代更新滤波器的权系数，n代表采样时刻。具体算法如下：
设滤波器输入信号和权系数w(n)是阶数为M的序列，表示如下：
w(n)＝[w1(n),w2(n),......,wM(n)]T
输出信号的表达式为：
权系数表达式：
其中μ为步长因子，μ的大小会影响输出信号的响应快慢与收敛情况，μ增大，响应加快，滤波效果变差；反之亦然。因此，需权衡滤波的要求，选择合适的步长因子，以获得最优的滤波效果。
误差表达式为：
则误差的均方差为：
由上式可知，给定输入信号和参考信号，则误差的均方差只与权系数有关，并且是关于权系数的一元二次函数，必存在一个最小值。因此自适应滤波器工作原理就是：系统可以根据LMS算法自动调节权系数，使误差的均方差达到最小值，实现滤波最优化。
经验证发现，当LMS自适应滤波器阶数设置为6，步长因子取0.01时，可获得理想的直升机/发动机自适应扭振抑制效果。
为了验证本发明技术方案的效果，在飞行高度H＝1.0km、前飞速度Vx＝10m/s、旋翼转速ΩMR＝27rad/s的飞行条件下进行了仿真验证。
将LMS自适应滤波器和常规的陷波滤波器分别接入动力涡轮转速反馈通道中，模拟真实的直升机综合扭振模型，动力涡轮转速Np与燃油量Wfb的变化曲线分别如图4、图5所示。
图4-图6分别表示定旋翼转速下，动力涡轮转速Np、燃油量Wfb、旋翼转速ΩMR随时间的变化曲线，图7为对Np进行离散傅里叶变换的幅频变化曲线，采样频率为25Hz。为了比较两种扭振滤波器的优劣，在t＝7s时，加载幅值为1％、持续时间1s的扰动信号激励扭振。从图4-图6可以看出，定旋翼转速条件下，Np与ΩMR曲线变化情况一致。由图4可知，未接入扭振滤波器时，5s后Np基本稳定在100％左右，但由于扭振信号中存在高频分量，所以曲线出现了严重的高频脉动。当给系统施加扰动信号时，Np快速响应激励，曲线出现低频波动。Wfb的变化情况与Np基本类似，这严重影响了系统的稳定性，极大地降低了系统的操作品质。从图7可以更直观地看出，未接入扭振滤波器时，Np中掺混着频率1.8Hz、幅值0.18的一阶扭振分量和频率20Hz、幅值0.12的二阶扭振分量。因此，为滤除掺混在Np中的一阶扭振信号，陷波滤波器的设计点频率设置为1.8Hz。
系统接入陷波滤波器后，Np、Wfb变化曲线趋于平滑，但受扰动激励的影响仍很明显；相反，LMS自适应滤波器不仅能达到同样的滤波效果，而且抗干扰能力优于陷波滤波器。
从图7的Np幅频变化曲线也可看出，接入陷波滤波器和LMS自适应滤波器，都可以抑制掺混在Np中的扭振分量，但后者能使扭振幅值降至15％以下，滤除能力优于前者。从频域的角度进一步证实了LMS自适应滤波器的优越性。
在飞行高度H＝1.0km、前飞速度Vx＝10m/s，变旋翼转速指令ncvt如图8所示的飞行条件下，模拟直升机变旋翼转速过程，由图9可知，20～25s时，变旋翼指令ncvt由1.4减小至1.2，旋翼转速ΩMR相应地由37.8rad/s减小到32.4rad/s；35～40s时，ncvt由1.2减小至0.8；60～80s间，ncvt线性增至1.0，其后保持不变。Np、Wfb变化曲线如图10所示。
与定旋翼转速一样，在7～8s间，受方波激励作用，为方便比较陷波滤波器与LMS自适应滤波器在变旋翼转速下的滤波效果，只绘制5～30s内Np、Wfb随时间变化情况，如图9、10所示。变旋翼转速时，扭振滤波器的参数设置同定转速情形。由图12可知，变旋翼转速下，在1.3～3Hz范围内，Np存在连续的谐振峰值，使用陷波滤波器只能对设计点带宽内的扭振频率起到滤波效果，一旦扭振频率超出了带宽范围，陷波滤波器作用就很局限。在前20s内，旋翼转速ΩMR为37.8rad/s，对应的一阶扭振频率为2.8Hz，而陷波滤波器的设计点频率为1.8Hz，所以如图9所示，陷波滤波器对扰动信号激励的低频扭振分量基本无滤波作用；相反，如图11所示，LMS自适应滤波器仍然可以滤除ΩMR为37.8rad/s对应的扭振信号，因为LMS自适应滤波器的滤波效果只与参考信号、步长因子μ有关，而并不受输入信号的影响。从图12可以看出，它甚至可以滤除1.3～3Hz对应的所有扭振分量。
综上可知，基于LMS自适应滤波器的自适应扭振滤波器可有效抑制变旋翼转速条件下所有扭振频率对应的扭振分量，具有良好的扭振抑制性能。

Claims (8)

1.变旋翼转速飞行器发动机扭振抑制方法，其特征在于，在所述变旋翼转速飞行器的发动机闭环控制系统中的动力涡轮转速反馈通道中串接一个由最小均方差LMS自适应滤波器所构成的自适应扭振滤波器，利用该自适应扭振滤波器滤除动力涡轮转速反馈信号中的扭振信号。
2.如权利要求1所述方法，其特征在于，所述自适应扭振滤波器的输出表达式具体如下：
其中，
Np(n)是自适应扭振滤波器输出信号，代表滤波后的动力涡轮转速信号；
是掺杂扭振信号的动力涡轮转速反馈信号，
w(n)为按照下式进行迭代更新的权系数：
μ为步长因子；
e(n)为Npr(n)与Np(n)的误差，
Npr(n)为参考信号；
M为自适应扭振滤波器的阶数；
n代表采样时刻。
3.如权利要求2所述方法，其特征在于，阶数M为6，步长因子μ为0.01。
4.如权利要求1所述方法，其特征在于，所述变旋翼转速飞行器通过设置在定转速发动机与飞行器之间的无级变速传动机构来实现变旋翼转速。
5.变旋翼转速飞行器发动机扭振抑制装置，其特征在于，所述装置包括串接在所述变旋翼转速飞行器的发动机闭环控制系统中的动力涡轮转速反馈通道中的一个由最小均方差LMS自适应滤波器所构成的自适应扭振滤波器，用于滤除动力涡轮转速反馈信号中的扭振信号。
6.如权利要求5所述装置，其特征在于，所述自适应扭振滤波器的输出表达式具体如下：
其中，
Np(n)是自适应扭振滤波器输出信号，代表滤波后的动力涡轮转速信号；
是掺杂扭振信号的动力涡轮转速反馈信号，
w(n)为按照下式进行迭代更新的权系数：
μ为步长因子；
e(n)为Npr(n)与Np(n)的误差，
Npr(n)为参考信号；
M为自适应扭振滤波器的阶数；
n代表采样时刻。
7.如权利要求6所述装置，其特征在于，阶数M为6，步长因子μ为0.01。
8.如权利要求5所述装置，其特征在于，所述变旋翼转速飞行器通过设置在定转速发动机与飞行器之间的无级变速传动机构来实现变旋翼转速。
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Cited By (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN109508025A (zh) * 2018-11-23 2019-03-22 中国科学院数学与系统科学研究院 一种弹性飞行器的自抗扰姿态控制方法
CN109896026A (zh) * 2019-03-21 2019-06-18 南京航空航天大学 变旋翼转速直升机-涡轴发动机综合控制方法及装置
CN110895198A (zh) * 2019-12-04 2020-03-20 中国直升机设计研究所 一种超临界传动轴动力失稳的识别方法
CN112016158A (zh) * 2020-07-20 2020-12-01 南京航空航天大学 一种航空发动机高空小表速抖振抑制方法
CN112859589A (zh) * 2021-01-14 2021-05-28 南京航空航天大学 旋翼变转速直升机振动主动控制的混合控制方法

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS58191698A (ja) * 1982-04-19 1983-11-08 ユナイテッド・テクノロジイズ・コ−ポレ−ション ねじりモ−ド抑制器
US6986641B1 (en) * 2001-09-26 2006-01-17 Goodrich Pump & Engine Control Systems, Inc. Engine control system
US20070153927A1 (en) * 2005-12-09 2007-07-05 Samsung Electronics Co., Ltd. Receiver apparatus of the adaptive ICI cancellation iterative receiver in wireless communication system and ICI cancellation method
CN101749220A (zh) * 2008-12-04 2010-06-23 诺沃皮尼奥内有限公司 扭转模式阻尼装置
CN105098769A (zh) * 2015-06-19 2015-11-25 浙江大学 一种能够抑制次同步谐振的发电系统中旁路阻尼滤波器的参数整定方法

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS58191698A (ja) * 1982-04-19 1983-11-08 ユナイテッド・テクノロジイズ・コ−ポレ−ション ねじりモ−ド抑制器
US6986641B1 (en) * 2001-09-26 2006-01-17 Goodrich Pump & Engine Control Systems, Inc. Engine control system
US20070153927A1 (en) * 2005-12-09 2007-07-05 Samsung Electronics Co., Ltd. Receiver apparatus of the adaptive ICI cancellation iterative receiver in wireless communication system and ICI cancellation method
CN101749220A (zh) * 2008-12-04 2010-06-23 诺沃皮尼奥内有限公司 扭转模式阻尼装置
CN105098769A (zh) * 2015-06-19 2015-11-25 浙江大学 一种能够抑制次同步谐振的发电系统中旁路阻尼滤波器的参数整定方法

Cited By (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN109508025A (zh) * 2018-11-23 2019-03-22 中国科学院数学与系统科学研究院 一种弹性飞行器的自抗扰姿态控制方法
CN109896026A (zh) * 2019-03-21 2019-06-18 南京航空航天大学 变旋翼转速直升机-涡轴发动机综合控制方法及装置
CN109896026B (zh) * 2019-03-21 2020-08-07 南京航空航天大学 变旋翼转速直升机-涡轴发动机综合控制方法及装置
CN110895198A (zh) * 2019-12-04 2020-03-20 中国直升机设计研究所 一种超临界传动轴动力失稳的识别方法
CN110895198B (zh) * 2019-12-04 2021-09-17 中国直升机设计研究所 一种超临界传动轴动力失稳的识别方法
CN112016158A (zh) * 2020-07-20 2020-12-01 南京航空航天大学 一种航空发动机高空小表速抖振抑制方法
CN112859589A (zh) * 2021-01-14 2021-05-28 南京航空航天大学 旋翼变转速直升机振动主动控制的混合控制方法

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