CN108828946A - 一种用于火箭整流罩减震降噪的自适应控制方法 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种用于火箭整流罩减震降噪的自适应控制方法，包括步骤S1、建立控制器模型u(t)＝K1x(t)+K2(t)，S2、获得K1参数值和K2(t)的函数表达式，S3、建立线性时不变连续时间模型该发明的优点在于：自适应技术可以可确保系统在各种工作条件下具有令人满意的系统性能的稳定性和跟踪性。由于其自动调整控制参数或根据系统和目标状态的变化快速估计未知系统参数的优点，设计自适应控制器以消除不确定性，干扰，执行器故障和其他干扰因素，以保证系统的正常运行。
Description
技术领域
本发明涉及自适应控制的领域，尤其是一种用于火箭整流罩减震降噪的自适应控制方法。
背景技术
运载火箭起飞和飞行过程中，经历声振、气动力、气动热等复杂的力学环境，他们激起的结构和声场相应在整流罩内形成高声压级环境，可能引起航天器的有限荷载、太阳能电池板、控制电路、天线等结构的破坏，从而降低了整个系统的安全性和可靠性，甚至导致整个发射任务的失败，美国NASA的一项调查研究表明，近50％的发射后不久产生的航天器故障是由发射阶段的震动、冲击和噪声荷载引起的。因此，开展整流罩的隔声降噪设计显得尤为重要。
近些年来，各国都在加大整流罩内减震降噪研究的力度，出现了很多新的研究方法和成果。研究的焦点一般都在于声波传播途径的分析和以下因素的优化：吸声衬垫的设计(使用最小的重量达到最大的传声损失)；声学处理的位置：整流罩结构设计；主动振动和噪声控制方法：被动声学和振动吸声结构的置位和特性。主动控制涉及采用声波相消的理论来降低噪声。而类似于隔声罩、利用材料吸声、消声器等方式都被归于被动控制，如果主动控制中被动元件的阻尼特性被提高则称为半主动控制。
当今使用被动控制吸声方法对火箭整流罩进行减震降噪的是目前普遍的方式。比如在整流罩内壁粘贴具有高吸声系数的降噪材料，比如多孔吸声材料中的泡沫盒纤维材料，因为他们密度小、孔隙率高，而且在中高频有着很好的吸声降噪效果，但是在低频段的效果却很差，并且通常都具有吸收频带窄、密度大等缺点。因而可以通过控制器主动去消除噪声的干扰，在工业控制系统中， PID(比例-积分-微分)控制器仍然是首选控制器，有算法简单、鲁棒性强、可靠性高等特点，为当今工控行业的主导控制方式。但由于整流罩系统有高噪声干扰、以及复杂的信息结构等特点，使得被控量不能及时地反映系统所承受的变化，因此控制系统的稳定性变差，对系统的控制增加很大的困难，应用常规的PID控制不能达到理想的控制效果。
现有的学术成果不乏有高级控制策略在线实时补偿非理想因素带来的影响，例如自适应控制算法。该技术是一种针对时变状态相关干扰的鲁棒自适应抑制控制策略，这种方法对系统参数摄动不敏感，并有抗噪声能力，而且根据它的实时补偿功能，能保证较高的控制精度。但此类技术由于没有合适的物理实现方法，相应的控制模块较难开发，因此很少在工业生产过程有所应用。本专利利用理论分析结果，应用自适应技术来实时抵消噪声，使用一种方法实现自适应控制策略，以应用实际的火箭整流罩系统减震降噪中。
发明内容
为了克服上述现有技术存在的不足，为此，本发明提供一种用于火箭整流罩减震降噪的自适应控制方法。
一种用于火箭整流罩减震降噪的自适应控制方法，包括以下步骤：
S1、建立控制器模型，方程如下：
u(t)＝K1x(t)+K2(t) (1)
其中u(t)是m维输入向量，u(t)是控制器输入关于时间t的函数，x(t)是n维列向量，x(t)是系统状态关于时间t的函数，K1是m*n维向量矩阵，K2(t)为向量；
S2、获得K1参数值和K2(t)的函数表达式
K1通过下面的线性不等式矩阵获得：
AQ+QAT-ZTBT-BZ＜0 (2)
其中Q＝P-1，Z＝K1P-1；P-1是矩阵P的逆矩阵，P为n*n矩阵；T代表关于矩阵的转置，A、B均为系数矩阵；
K2(t)＝[K2,1(t),K2,2(t)...K2,m(t)]T，由下列函数提供的自适应抑制函数获得K2(t) 的函数表达式如下：
其中α≤β，α、β均是正常数，φ是足够大的常数；||x(t)TPB||是关于x(t)TPB 的2范数；是关于x(t)的变上限积分t的函数； 被赋值通过下面自适应律：
其中是对对于时间t的求导；γ是任意的正常数；
S3、建立线性时不变连续时间模型，方程如下：
其中是x(t)关于时间t的导数。
详细的说，系数矩阵A和输入矩阵B分别为
求解公式(2)，根据李雅普诺夫方程得到
详细的说，在步骤S2中还包括外接的扰动函数w(t)；
扰动函数w(t)用状态的分段有界函数表示，即存在一个未知的正常数
其中||x(t)||、||w(t)||分别代表x(t)、w(t)的2范数；d≤2，是一个未知的正值对于||x(t)||的d次方。
详细的说，系统的状态x(t)是四维向量，控制输入u(t)是三维向量，扰动函数w(t)是三维向量；
通过公式(5)和公式(6)可得火箭整流罩结构模型模块的状态空间方程为：
通过公式(1)和公式(7)可得火箭整流罩结构模型的控制器模型为：
通过求解(3)可得火箭整流罩结构模型模块的自适应函数为：
其中α＝1，β＝3，通过求解(4)可得火箭整流罩结构模型的自适应律为：
其中
本发明的优点在于：
本发明基于自适应技术设计火箭整流罩减震降噪的自适应控制方法，自适应技术可以可确保系统在各种工作条件下具有令人满意的系统性能的稳定性和跟踪性。由于其自动调整控制参数或根据系统和目标状态的变化快速估计未知系统参数的优点，设计自适应控制器以消除不确定性，干扰，执行器故障和其他干扰因素，以保证系统的正常运行。
附图说明
图1为实施例2中反相运算放大单元的电路原理图。
图2为实施例2中反相加法运算单元的电路原理图。
图3为实施例2中同相加法运算单元的电路原理图。
图4为实施例2中除法运算放大单元的电路原理图。
图5为实施例2中平方根运算放大单元的电路原理图。
图6为实施例2中积分运算放大单元的电路原理图。
图7为实施例2中乘法器的电路原理图。
图8为本发明矢量信号模块中矢量信号子模块模块产生矢量信号(x(t)TPB)1的原理框图；
图9为本发明矢量信号模块中矢量信号子模块模块产生矢量信号(x(t)TPB)1的电路图；
图10为本发明控制增益模块的原理框图；
图11为本发明控制增益函数的电路图；
图12为本发明控制输入模块中控制输入子模块u1(t)的原理框图；
图13为本发明控制输入模块中控制输入子模块u1(t)的电路图；
图14为本发明结构模型模块的结构模型子模块的原理框图；
图15为本发明结构模型模块的结构模型子模块的电路图；
图16为本发明总电路的模块框图。
图17为本发明控制电路Multisim仿真的系统状态的响应曲线；
图18为本发明控制电路Multisim仿真的控制输入的响应曲线。
具体实施方式
实施例1
一种用于火箭整流罩减震降噪的自适应控制方法，包括以下步骤：
S1、建立控制器模型，方程如下：
u(t)＝K1x(t)+K2(t) (1)
其中u(t)是3维输入向量，u(t)是控制器输入关于时间t的函数，x(t)是4维列向量，x(t)是系统状态关于时间t的函数，K1是3*4维向量矩阵是系统状态的控制增益，K2(t)用于消除干扰的影响；
S2、获得K1参数值、K2(t)的函数表达式、系统外接扰动函数w(t)；
S21、K1通过下面的线性不等式矩阵获得：
AQ+QAT-ZTBT-BZ＜0 (2)
其中Q＝P-1，Z＝K1P-1；P-1是矩阵P的逆矩阵，P为4*4矩阵；T代表关于矩阵的转置；A为n*n矩阵，是系统的系数矩阵；B是n*m维矩阵，是系统的输入矩阵，在该实施例中，系数矩阵A和输入矩阵B分别为
求解公式(2)，根据李雅普诺夫方程得到
通过公式(1)和公式(7)可得火箭整流罩结构模型的控制器模型为：
S22、K2(t)＝[K2,1(t),K2,2(t)，K2,3(t)]T，由下列函数提供的自适应抑制函数获得K2(t)的函数表达式如下：
其中α≤β，α、β均是正常数，φ是足够大的常数；||x(t)TPB||是关于x(t)TPB 的2范数；是关于x(t)的变上限积分t的函数；在该实施例中，α＝1,β＝3,φ＝1,γ＝100， 被赋值通过下面自适应律：
其中是对对于时间t的求导，在该实施例中， x(0)＝[1,-2,3,-4]T,
通过求解(4)可得火箭整流罩结构模型的自适应律为：
其中
通过求解(3)可得火箭整流罩结构模型的自适应函数为：
S23、建立外接的扰动函数w(t)，扰动函数w(t)是三维向量
扰动函数w(t)用状态的分段有界函数表示，即存在一个未知的正常数
扰动函数w(t)是m维向量，是系统外界扰动关于时间t的函数；其中||x(t)||、||w(t) 分别代表x(t)、w(t)的2范数；d≤2，是一个未知的正值对于||x(t)||的d次方。
S3、建立线性时不变连续时间模型，方程如下：
其中是关于x(t)时间t的导数；A为n*n矩阵，是系统的系数矩阵；B 是n*m维矩阵，是系统的输入矩阵。
通过公式(5)和公式(6)可得火箭整流罩结构模型的状态空间方程为：
实施例2
为了实现实施例1中的方法，本实施例提供了一种用于火箭整流罩减震降噪的自适应控制电路。
各模块连接说明
如图16所示，该电路包括火箭整流罩结构控制器和结构模型模块，所述火箭整流罩结构控制器包括依次设置的矢量信号模块、控制增益模块、控制输入模块，所述结构模型模块的输出端分别与矢量信号模块、控制增益模块、控制输入模块连接，所述控制输入模块的输出端与结构模型模块的输入端连接。在该实施例中，所述结构模型模块输出4路信号输入至矢量信号模块、控制增益模块、控制输入模块内，所述矢量信号模块输出3路信号到控制增益模块内，控制增益模块输出3路信号到控制输入模块内，控制输入模块输出3路信号至结构模型模块内。
为实现各模块电路，在该实施例中基础电路即反相运算放大单元、反相加法运算单元、同相加法运算单元、除法运算放大单元、平方根运算放大单元、积分运算放大单元做如下说明。
反相运算放大单元
如图1所示，反相运算放大单元包括电阻R1、电阻Rf、运算放大器，所述反相运算放大单元的输入端经过电阻R1连接在运算放大器的负输入端，运算放大器的正输入端经过电阻Rc与地连接，所述运算放大器的输出端作为反相运算放大单元的输出端。
R1、Rf为根据比例运算的要求而设定的阻值。应用运算放大器的虚短、虚断的知识可以知运放的反相输入端输入电压ui，可以得到输出端电压始终设置R1＝10kΩ，这样只要设置Rf的阻值就可以得到相应的比例。表一表示各反相运算放大单元中Rf的值对应的输入输出关系。
表一
反相加法运算单元
如图2所示，反相加法运算单元包括r+2个电阻Rc、运算放大器，运算放大器的正极经过其中一个电阻Rc与地连接，另一个电阻Rc连接在运算放大器的负输入端和输出端之间，r个输入端分别经过相应的电阻Rc与运算放大器的负输入端连接，所述运算放大器的输出端作为反相加法运算单元的输出端。r表示输入端个数。
运算放大器的反相输入端接入电压uo＝-(ui1+ui2+...+uir)，则可以在放大器的输出端可以得到电压uo＝-(ui1+ui2+...+uir)。
表二表示各反相加法运算单元对应的输入输出关系。
| 反相加法运算单元 | 输入输出关系 |
| 第一反相加法运算单元B1 | uo＝-(u1+u2+u3+u4) |
| 第二反相加法运算单元B2 | uo＝-(u1+u2+u3+u4) |
| 第三反相加法运算单元B3 | uo＝-(u1+u2+u3) |
| 第四反相加法运算单元B4 | uo＝-(u1+u2+u3) |
| 第五反相加法运算单元B5 | uo＝-(u1+u2+u3) |
表二
同相加法运算单元
如图3所示，同相加法运算单元包括电阻Rf、r+1个电阻Rc、运算放大器，运算放大器的负输入端经过其中一个电阻Rc与地连接，并接经过电阻Rf与运算放大器的输出端连接，r个输入端分别经过相应的电阻Rc与运算放大器的正输入端连接，所述运算放大器的输出端作为同相加法运算单元的输出端。
运算放大器的同相输入端接入电压ui1、ui2…uir，此时设置Rf＝r×10kΩ，则可以在放大器的输出端可以得到电压uo＝ui1+ui2+...+uir。
表三表示各同相加法运算单元对应的输入输出关系。
表三
除法运算放大单元
如图4所示，除法运算放大单元包括增益为1的乘法器、3个电阻Rc、运算放大器，一个输入端经过第一个电阻Rc与运算放大器的负输入端连接，另一个输入端与乘法器的一个输入端连接，乘法器的另一个输入端与运算放大器的输出端连接，乘法器的输出端经过第二个电阻Rc与运算放大器的负输入端连接，运算放大器的正输入端经过第三个电阻Rc与地连接，所述运算放大器的输出端作为除法运算放大单元的输出端。
在运算放大器的反相输入端接入电压ui1，在乘法器的输入端接入电压ui2，通过运算放大器的电路知识可以得到放大器的输出电压其中要保证 ui2＞0，否则不能实现除法运算。第一除法运算放大单元D1、第二除法运算放大单元D2、第三除法运算放大单元D3均实现该运算。
平方根运算放大单元
如图5所示，平方根运算放大单元包括增益为1的乘法器、3个电阻Rc、运算放大器，乘法器的两个输入端均与运算放大器的输出端连接，乘法器的输出端经过第一个电阻Rc与运算放大器的负输入端连接，平方根运算放大单元的输出端经过第二个电阻Rc与运算放大器的负输入端连接，运算放大器的正输入端经过第三个电阻Rc与地连接，所述运算放大器的输出端作为平方根运算放大单元的输出端。
在放大器的反相输入端接入电压ui，可以再输出端得到电压其中ui＜0，否则不能实现平方根运算。第一平方根运算放大单元E1、第二平方根运算放大单元E2均实现该运算。
积分运算放大单元
如图6所示，积分运算放大单元包括电阻R2、电容Cf、电阻Rc、运算放大器，积分运算放大单元的输入端经过电阻R2与运算放大器的负输入端连接，运算放大器的负输入端经过电容Cf与运算放大器的输出端连接，运算放大器的正输入端经过电阻Rc与地连接，所述运算放大器的输出端作为积分运算放大单元的输出端。
在输入端接入电压ui,则在放大器的输出端可获得电压在设计控制器是一般令R1＝100kΩ、Cf＝10uF，则uo＝-∫uidt。在该实施例中第一积分运算放大单元F1、第二积分运算放大单元F2、第三积分运算放大单元F3均试下该运算。
乘法器
如图7所示，乘法器的输出增益为k，在乘法器的输入端接入电压ui1和电压 ui2，在乘法器的输出端可得到电压uo＝k×ui1×ui2。分别对应结构模型模块输出的 4路信号连接的第一乘法器G1、第二乘法器G2、第三乘法器G3、第四乘法器G4、分别对应矢量信号模块输出的3路信号连接的第五乘法器G5、第六乘法器G6、第七乘法器G7的输出增益k为1，则可以得到uo＝ui1×ui2的输入输出关系；在第一除法运算放大单元D1、第二除法运算放大单元D2、第三除法运算放大单元D3 输入端对应连接的第八乘法器G8、第九乘法器G9、第十乘法器G10的输出增益 k为10，则可以得到uo＝10×ui1×ui2的输入输出关系。
在该实施例中，所述运算放大器运算放大器的型号为LM741AH/883。所述电阻Rc的阻值为10KΩ。
矢量信号模块
如图8所示，所述包括三个矢量信号子模块，每个矢量信号子模块包括运算放大器实现的反相运算放大单元和反相加法运算单元，矢量信号模块包括第一反相运算放大单元A1、第二反相运算放大单元A2、第三反相运算放大单元A3、第四反相运算放大单元A4、第五反相运算放大单元A5、第一反相加法运算单元 B1，所述结构模型模块的第一路输出端与第二反相运算放大单元A2的输入端连接，第二路输出端与第三反相运算放大单元A3的输入端连接，第三路输出端经过第一反相运算放大单元A1与第四反相运算放大单元A4的输入端连接，第四路输出端与第五反相运算放大单元A5的输入端连接，第二反相运算放大单元A2、第三反相运算放大单元A3、第四反相运算放大单元A4、第五反相运算放大单元 A5的输出端分别对应与第一反相加法运算单元B1的四个输入端连接。根据相同的方式可以得到另外的两个矢量信号子模块，在此不再赘述。
为了实现控制器模型u(t)，首先需要实现K2(t)中的矢量信号x(t)TPB，通过计算可得矢量信号即
(x(t)TPB)1＝0.0299x1(t)+0.0128x2(t)-0.002x3(t)+0.0055x4(t)；
(x(t)TPB)2＝0.0471x1(t)+0.0098x2(t)-0.0038x3(t)+0.0001x4(t)；
(x(t)TPB)3＝0.0223x1(t)+0.0113x2(t)-0.0014x3(t)+0.0055x4(t)。
如图9所示，以(x(t)TPB)1的实现电路为例，结构模型模块输出的4路信号x1(t)、x2(t)、x3(t)、x4(t)为火箭整流罩的结构模型模块得到，分别输入到图2的反相加法运算单元并根据要求设定的电阻阻值可以得到-0.0299x1(t)、-0.0128x2(t)、 -0.002x3(t)、-0.0055x4(t)，对-0.002x3(t)通过比例为1反相比例运算得到0.002 x3(t)；再对-0.0299x1(t)、-0.0128x2(t)、0.002x3(t)、-0.0055x4(t)输入到图2的四个输入的反相加法运算单元则可以到(x(t)TPB)1、(x(t)TPB)2、(x(t)TPB)3的电路可以通过相同的方式得到，在此省略。
控制增益模块
如10所示，所述控制增益模块包括10个乘法器、第六反相运算放大单元 A6、第七反相运算放大单元A7、第二反相加法运算单元B2、第三反相加法运算单元B3、第一同相加法运算单元C1、第二同相加法运算单元C2、第一除法运算放大单元D1、第二除法运算放大单元D2、第三除法运算放大单元D3、第一平方根运算放大单元E1、第二平方根运算放大单元E2、第一积分运算放大单元F1、第二积分运算放大单元F2。10个乘法器分别为第一乘法器G1、第二乘法器G2、第三乘法器G3、第四乘法器G4、第五乘法器G5、第六乘法器G6、第七乘法器 G7、第八乘法器G8、第九乘法器G9、第十乘法器G10。结构模型模块输出的4 路信号分别经过相应的第一乘法器G1、第二乘法器G2、第三乘法器G3、第四乘法器G4与第二反相加法运算单元B2的四个输入端对应连接，第二反相加法运算单元B2输出端的信号依次经过第一平方根运算放大单元E1、第一积分运算放大单元F1、第六反相运算放大单元A6后作为第一同相加法运算单元C1的一个输入信号，矢量信号模块输出的3路信号分别经过相应的第五乘法器G5、第六乘法器G6、第七乘法器G7与第三反相加法运算单元的3个输入端对应连接，第三反相加法运算单元B3输出端的信号依次经过第二平方根运算放大单元E2、第二积分运算放大单元F2、第七反相运算放大单元A7后作为第一同相加法运算单元C1的另一个输入信号，第一同相加法运算单元C1的输出端分成3路经过相应的第八乘法器G8、第九乘法器G9、第十乘法器G10的其中一个输入端连接后分别对应连接在第一除法运算放大单元D1、第二除法运算放大单元D2、第三除法运算放大单元D3的另一个输入端，三个乘法器的另一个输入端分别对应连接三个矢量信号子模块输出端；第二平方根运算放大单元E2的输出端与第二同相加法运算单元C2的其中一个输入端连接，另一输入端与一低压电源的正极连接，第二同相加法运算单元C2的输出端分别与第一除法运算放大单元D1、第二除法运算放大单元D2、第三除法运算放大单元D3的一个输入端连接，第一除法运算放大单元D1、第二除法运算放大单元D2、第三除法运算放大单元D3的输出端作为控制增益模块的三个输出端。在该实施例中低压电源为0.001V的直流电源。直流电源的正极与第二同相加法运算单元C2的输出端连接，负极与地连接。
来自K2(t)的控制信号是消除干扰的关键点。图11是对公式(3)的电路实现。如图11所示，通过图9得到的矢量信号(x(t)TPB)1、(x(t)TPB)2、(x(t)TPB)3分别通过输出比例为1乘法器得到矢量信号的平方(x(t)TPB)1 2、(x(t)TPB)2 2、 (x(t)TPB)3 2，输入到图2的反相加法运算单元中得到 -(x(t)TPB)1 2-(x(t)TPB)2 2-(x(t)TPB)3 2，对该信号输入到图5的平方根运算放大单元则可以得到信号值对于电路图的左下角，通过相同的方式可以得到电压||x(t)||。对于得到的||x(t)TPB||信号输入图6的积分运算放大单元可以得到信号值为在公式(3)和公式(4) 中我们设定γ＝10，所以通过比例为10的反相运算放大单元则可以实现电压值另一反面对||x(t)||输入到积分运算放大单元总得到电压为在公式(3)中我们设定φ＝10，所以通过比例为10的第六反向运算放大单元A6可以实现值为电压。对上面的到两个电压信号通过图3的同相加法运算单元则在输出端可以得到值为的电压，在对该电压分别于图9得到的矢量信号电压(x(t)TPB)1、 (x(t)TPB)2、(x(t)TPB)3输入到乘法器的两个输入端，则可以在乘法器的输出端得到电压值为公式(11)的被除数其中i＝1,2,3。因为除数不能为0，所以在公式(11)中除数||x(t)TPB||加上0.001V的电压使除数不为0，如电路图所示对于已经得到的电压信号||x(t)TPB||和0.001V的直流电压源接入图3的同相加法运算单元，得到电压为||x(t)TPB||+0.001V。对电压信号其中i＝1,2,3，接入图4的除法运算放大单元的相应被除数的输入端，把电压信号||x(t)TPB||+0.001V接入到上述除法电路的相应除数的输入端，则可以得到公式(11)的K2.1(t)、K2.2(t)、K2.3(t)。
控制输入模块
如图12所示，控制输入模块包括三个控制输入子模块，三个控制输入子模块分别输出一路信号于结构模型模块内，所述控制输入子模块包括第八反相运算放大单元A8、第九反相运算放大单元A9、第十反相运算放大单元A10、第十一反相运算放大单元A11、第十二反相运算放大单元A12、第三同相加法运算单元C3、第四同相加法运算单元C4，结构模型模块输出的4路信号中的第一路输出端的信号依次经过第八反相运算放大单元A8、第九反相运算放大单元A9后与第三同相加法运算单元C3的一个输入端连接，第二路输出端的信号经过第十反相运算放大单元A10、第三路输出端的信号经过第十一反相运算放大单元A11、第四路输出端的信号经过第十二反相运算放大单元A12分别对应连接在第三同相加法运算单元C3的另外三个输入端，第三同相加法运算单元C3的输出端和控制增益模块的三个输出端中的一个输出端分别与第四同相加法运算单元C4的两个输入端连接，第四同相加法运算单元C4的输出端与结构模型模块连接。
图12和图13是对公式(10)控制输入的实现，我们以u1(t)的电路实现为例，算出u1(t)＝1.7576x1(t)-1.4055x2(t)-1.4698x3(t)-1.6681x4(t)+K2.1(t)。如图15所示 x1(t)、x2(t)、x3(t)、x4(t)分别通过图1的反相运算放大单元并根据要求设定的电阻阻值可以分别得到电压值-1.7576x1(t)、-1.4055x2(t)、-1.4698x3(t)、-1.6681x4(t)，把电压-1.7576x1(t)输出到比例为1反相比例运算得到1.7576x1(t)；再对电压信号 1.7576x1(t)、-1.4055x2(t)、-1.4698x3(t)、-1.6681x4(t)输入到图3的四个输入的同相加法运算单元则可以得到电压值为1.7576x1(t)-1.4055x2(t)-1.4698x3(t) -1.6681x4(t)信号，把此电压与10电路得到的K2.1(t)电压输入到图3的两个输入端的同相加法运算单元则可以在输出端得到电压信号u1(t)。同样的u2(t)、u3(t)的实现电路可以通过相同的方式得到，在此省略。
结构模型模块
如图14所示，所述结构模型模块包括四个结构模型子模块，每个结构模型子模块包括第十三反相运算放大单元A13、第十四反相运算放大单元A14、第十五反相运算放大单元A15、第十六反相运算放大单元A16、第十七反相运算放大单元A17、第十八反相运算放大单元A18、第四反相加法运算单元B4、第五反相加法运算单元B5、第五同相加法运算单元C5、第六同相加法运算单元C6、第七同相加法运算单元C7、第八同相加法运算单元C8、第三积分运算放大单元F3，结构模型模块其中输出的三路信号分别对应输入到第十三反相运算放大单元 A13、第十四反相运算放大单元A14、第十五反相运算放大单元A15内后与第四反相加法运算单元B4的三个输入端连接，控制输入模块的三个输出信号和扰动模块的三个信号一一对应并作为第五同相加法运算单元C5、第六同相加法运算单元C6、第七同相加法运算单元C7的两个输入端，第五同相加法运算单元C5、第六同相加法运算单元C6、第七同相加法运算单元C7的输出端分别对应连接第十六反相运算放大单元A16、第十七反相运算放大单元A17、第十八反相运算放大单元A18的后作为第五反相加法运算单元B5的输入端，第四反相加法运算单元B4的输出端和第五反相加法运算单元B5的输处端作为第八同相加法运算单元C8的两个输入端，第八同相加法运算单元C8经过第三积分运算放大单元F3 后输出结构模型模块另外一路信号。
此电路是实现对应公式(9)的火箭整流罩的结构模型的电路，上述用到的状态信号都是从此电路获得的系统状态信号。以实现x1(t)电路为例，经计算可以得到如图15所示，把系统状态x2(t)、x3(t)、x4(t)分别输入到图1的反相运算放大单元并根据要求设定的电阻阻值可以分别得到电压值-x2(t)、-0.0802x3(t)、 -1.0415x4(t)，再对这三个信号输入到图3的三个输入的同相加法运算单元则可以得到电压值为x2(t)+0.0802x3(t)+1.0415x4(t)信号。另一方面把图15得到的u1(t)、 u2(t)、u3(t)于外界对控制信号的扰动w1(t)、w2(t)、w3(t)，分别的输入到图3的两个输入的同相加法运算单元得到带有扰动的控制输入u1(t)+w1(t)、u2(t)+w2(t)、 u3(t)+w3(t)。再对三个带有扰动的控制信号分别输入到图1的反相运算放大单元并根据要求设定的电阻阻值可以分别得到电压值为-u1(t)-w1(t)、 -0.0802(u2(t)+w2(t))、-1.0415(u3(t)+w3(t))，在对这三个电压输入到图2的三个输入的反相加法运算单元则可以得到电压值为 u1(t)+w1(t)+1.55(u2(t)+w2(t))+0.75(u3(t)+w3(t))信号，此信号与得到的电压值为 x2(t)+0.0802x3(t)+1.0415x4(t)的信号输入到图3两个输入的同相加法运算单元得到 x2(t)+0.0802x3(t)+1.0415x4(t)+u1(t)+w1(t)+1.55(u2(t)+w2(t))+0.75(u3(t)+w3(t))，再对此信号输入到图6的积分运算放大单元可以使实现公式(9)中x1(t)的系统状态。同样的系统状态x2(t)、x3(t)、x4(t)的实现电路可以通过相同的方式得到，在此省略。
由此就设计出了对于整流罩减震降噪的自适应控制电路。通过电路仿真软件Multisim仿真出来波形图17系统状态相应曲线和图18控制输入响应曲线可以看出自适应控制电路对整流罩降噪有很好的效果。
以上仅为本发明创造的较佳实施例而已，并不用以限制本发明创造，凡在本发明创造的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本发明创造的保护范围之内。
Claims (4)
1.一种用于火箭整流罩减震降噪的自适应控制方法，其特征在于，包括以下步骤：
S1、建立控制器模型，方程如下：
u(t)＝K1x(t)+K2(t) (1)
其中u(t)是m维输入向量，u(t)是控制器输入关于时间t的函数，x(t)是n维列向量，x(t)是系统状态关于时间t的函数，K1是m*n维向量矩阵，K2(t)为向量；
S2、获得K1参数值和K2(t)的函数表达式
K1通过下面的线性不等式矩阵获得：
AQ+QAT-ZTBT-BZ＜0 (2)
其中Q＝P-1，Z＝K1P-1；P-1是矩阵P的逆矩阵，P为n*n矩阵；T代表关于矩阵的转置，A、B均为系数矩阵；
K2(t)＝[K2,1(t),K2,2(t)...K2,m(t)]T，由下列函数提供的自适应抑制函数获得K2(t)的函数表达式如下：
其中α≤β，α、β均是正常数，φ是足够大的常数；||x(t)TPB||是关于x(t)TPB的2范数；是关于x(t)的变上限积分t的函数；被赋值通过下面自适应律：
其中是对对于时间t的求导；γ是任意的正常数；
S3、建立线性时不变连续时间模型，方程如下：
其中是x(t)关于时间t的导数。
2.根据权利要求1所述的一种用于火箭整流罩减震降噪的自适应控制方法，其特征在于，系数矩阵A和输入矩阵B分别为
求解公式(2)，根据李雅普诺夫方程得到
3.根据权利要求2所述的一种用于火箭整流罩减震降噪的自适应控制方法，其特征在于，在步骤S2中还包括外接的扰动函数w(t)；
扰动函数w(t)用状态的分段有界函数表示，即存在一个未知的正常数
其中||x(t)||、||w(t)||分别代表x(t)、w(t)的2范数；d≤2，是一个未知的正值对于||x(t)||的d次方。
4.根据权利要求2所述的一种用于火箭整流罩减震降噪的自适应控制方法，其特征在于，系统的状态x(t)是四维向量，控制输入u(t)是三维向量，扰动函数w(t)是三维向量；
通过公式(5)和公式(6)可得火箭整流罩结构模型模块的状态空间方程为：
通过公式(1)和公式(7)可得火箭整流罩结构模型的控制器模型为：
通过求解(3)可得火箭整流罩结构模型模块的自适应函数为：
其中α＝1，β＝3，通过求解(4)可得火箭整流罩结构模型的自适应律为：
其中
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Citations (8)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO1990013077A1 (fr) * | 1989-04-18 | 1990-11-01 | Aerospatiale Societe Nationale Industrielle | Procede auto-adaptatif de commande en pilotage d'un systeme physique |
| US5347190A (en) * | 1988-09-09 | 1994-09-13 | University Of Virginia Patent Foundation | Magnetic bearing systems |
| CN102661759A (zh) * | 2012-05-11 | 2012-09-12 | 西安科技大学 | 循环流化床锅炉非线性多变量关键参数的辨识及预测方法 |
| CN104483832A (zh) * | 2014-08-07 | 2015-04-01 | 上海科系思工业设备有限公司 | 基于t-s模型的气动比例阀模糊滑模自适应控制方法 |
| CN106910606A (zh) * | 2017-04-18 | 2017-06-30 | 江西明正变电设备有限公司 | 一种变压器有源噪声降噪装置及控制方法 |
| CN206477803U (zh) * | 2017-02-07 | 2017-09-08 | 西南石油大学 | 一种整流罩和主动抑制结合的隔水管涡激振动抑制装置 |
| CN107491358A (zh) * | 2017-09-04 | 2017-12-19 | 上海航天控制技术研究所 | 基于运载火箭地测微机大数据量的快速容错处理方法 |
| CN107544262A (zh) * | 2017-10-27 | 2018-01-05 | 南京工业大学 | 一种运载火箭自适应精确回收控制方法 |
-
2018
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Patent Citations (8)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5347190A (en) * | 1988-09-09 | 1994-09-13 | University Of Virginia Patent Foundation | Magnetic bearing systems |
| WO1990013077A1 (fr) * | 1989-04-18 | 1990-11-01 | Aerospatiale Societe Nationale Industrielle | Procede auto-adaptatif de commande en pilotage d'un systeme physique |
| CN102661759A (zh) * | 2012-05-11 | 2012-09-12 | 西安科技大学 | 循环流化床锅炉非线性多变量关键参数的辨识及预测方法 |
| CN104483832A (zh) * | 2014-08-07 | 2015-04-01 | 上海科系思工业设备有限公司 | 基于t-s模型的气动比例阀模糊滑模自适应控制方法 |
| CN206477803U (zh) * | 2017-02-07 | 2017-09-08 | 西南石油大学 | 一种整流罩和主动抑制结合的隔水管涡激振动抑制装置 |
| CN106910606A (zh) * | 2017-04-18 | 2017-06-30 | 江西明正变电设备有限公司 | 一种变压器有源噪声降噪装置及控制方法 |
| CN107491358A (zh) * | 2017-09-04 | 2017-12-19 | 上海航天控制技术研究所 | 基于运载火箭地测微机大数据量的快速容错处理方法 |
| CN107544262A (zh) * | 2017-10-27 | 2018-01-05 | 南京工业大学 | 一种运载火箭自适应精确回收控制方法 |
Non-Patent Citations (2)
| Title |
|---|
| 金小峥等: "Adaptive tracking and disturbance rejection for a class of distributed systems", 《自动化学报》 * |
| 金小峥等: "Robust adaptive fault-tolerant compensation control with actuator failures and bounded disturbance", 《自动化学报》 * |
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