CN112613195A - 一种适用于大温变环境的弹性振动自适应滤波方法 - Google Patents

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CN112613195A CN202110022543.3A CN202110022543A CN112613195A CN 112613195 A CN112613195 A CN 112613195A CN 202110022543 A CN202110022543 A CN 202110022543A CN 112613195 A CN112613195 A CN 112613195A
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奚勇
叶赛仙
仲科伟
陈光山
郑子元
蒋虎超
陈亮
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Shanghai Aerospace Control Technology Institute
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Abstract

本发明公开了一种适用于大温变环境的弹性振动自适应滤波方法，在飞行器飞行过程中，实时测量或估计温度信息，并根据温度信息估计弹性模态频率，自适应调整滤波器中心频率。本发明要解决的技术问题是飞行器在飞行过程中，受到较大气动加热时，如何保证飞行器滤波效果。本发明通过自动驾驶仪滤波器参数随测量或估计的温度信息自适应调整，使滤波器适应气动加热下的模态频率变化，保证滤波效果满足要求。本发明的有益效果是：通过自适应调整滤波器，使滤波器中心频率与大温变环境下的模态频率相匹配，避免由气动加热导致模态频率变化后，引起的滤波效果下降问题。

Description

一种适用于大温变环境的弹性振动自适应滤波方法
技术领域
本发明属于飞行器弹性振动抑制领域，特别涉及一种适用于大温变环境的弹性振动自适应滤波方法。
背景技术
滤波器是飞行器自动驾驶仪的重要组成部分，其作用是抑制弹性体振动和高频噪声等，为自动驾驶仪所属分系统和单机提供良好的工作环境，保证系统可靠运行。
随着空天技术的快速进步，飞行器朝着速度高，空域广，飞行时间长的方向发展。飞行器在高速飞行过程中，结构表面受到气动加热使温度升高，产生力热耦合问题，导致飞行器模态频率发生变化。
目前在工程上，根据地面模态试验确定滤波器参数，忽略温度对模态的影响，设计一个固定中心频率的陷波滤波器。在飞行过程中，气动加热造成的温度变化，使模态频率偏离滤波器中心频率设计值，导致滤波效果大幅下降，无法有效抑制弹性振动。
发明内容
本发明要解决的技术问题是飞行器在飞行过程中，受到较大气动加热时，如何保证飞行器滤波效果。
本发明的目的在于提供一种适用于大温变环境的弹性振动自适应滤波方法，通过自动驾驶仪滤波器参数随测量或估计的温度信息自适应调整，使滤波器适应气动加热下的模态频率变化，保证滤波效果满足要求。
为了达到上述的目的，本发明提供一种适用于大温变环境的弹性振动自适应滤波方法，在飞行器飞行过程中，实时测量或估计温度信息，并根据温度信息估计弹性模态频率，自适应调整滤波器中心频率。
上述一种适用于大温变环境的弹性振动自适应滤波方法，其中，所述实时测量温度信息的方法：利用飞行器上安装的温度传感器测量温度信息。
上述一种适用于大温变环境的弹性振动自适应滤波方法，其中，所述实时估计温度信息的方法：利用温度随飞行器高度、速度和飞行时间变化的规律，得到温度的估计公式，通过捷联解算系统提供的飞行器高度、速度、飞行时间信息，实时估计飞行器温度信息。
上述一种适用于大温变环境的弹性振动自适应滤波方法，其中，所述温度的估计公式为：
Tem＝a0·H+a1·Vm+a2·t
式中，Tem为飞行器的温度，H、Vm、t分别为飞行器高度、速度和飞行时间，a0、a1、a2是估计温度用到的系数，利用温度随飞行器高度、速度和飞行时间变化的规律拟合得到。
上述一种适用于大温变环境的弹性振动自适应滤波方法，其中，所述根据温度信息估计弹性模态频率的方法：通过热模态仿真分析或热模态试验结果得到温度和模态频率的关系式，根据温度实时估计模态频率。
上述一种适用于大温变环境的弹性振动自适应滤波方法，其中，所述根据温度实时估计模态频率，公式为：
wn＝b0·Tem+b1
式中，wn是估计模态频率，单位rad/s，Tem为飞行器的温度，b0、b1是计算模态频率用到的系数，根据热模态仿真分析或热模态试验结果得到。
上述一种适用于大温变环境的弹性振动自适应滤波方法，其中，所述自适应调整滤波器中心频率的方法：
对于形式为
Figure BDA0002889157280000021
的陷波滤波器，在线调整滤波器参数Tn，使滤波器中心频率对准估计的模态频率；式中，Tn、Td是确定滤波器中心频率的参数,ξn、ξd是确定滤波器的陷波宽度和深度的参数。
上述一种适用于大温变环境的弹性振动自适应滤波方法，其中，所述滤波器参数Tn计算方法如下：
Figure BDA0002889157280000031
与现有技术相比，本发明的技术有益效果是：
通过自适应调整滤波器，使滤波器中心频率与大温变环境下的模态频率相匹配，避免由气动加热导致模态频率变化后，引起的滤波效果下降问题。
附图说明
本发明的一种适用于大温变环境的弹性振动自适应滤波方法由以下的实施例及附图给出。
图1为本发明实现方法流程图。
具体实施方式
以下将结合附图对本发明的一种适用于大温变环境的弹性振动自适应滤波方法作进一步的详细描述。
如果飞行器上安装温度传感器，在飞行器飞行过程中，利用飞行器上安装的温度传感器测量温度信息。
如果飞行器上未安装温度传感器，利用温度随飞行器高度、速度和飞行时间变化的规律，得到温度的估计公式，通过捷联解算系统提供的飞行器高度、速度、飞行时间信息，实时估计飞行器温度信息，例如温度估计公式如下：
Tem＝a0·H+a1·Vm+a2·t
式中，Tem为飞行器的温度，H、Vm、t分别为飞行器高度、速度和飞行时间，a0、a1、a2是估计温度用到的系数，利用温度随飞行器高度、速度和飞行时间变化的规律拟合得到。
根据热模态仿真分析或热模态试验结果得到温度和模态频率的关系式，根据温度实时估计模态频率，例如公式如下：
wn＝b0·Tem+b1
式中，wn是估计的模态频率，单位rad/s，b0、b1是计算模态频率用到的系数，根据热模态仿真分析或热模态试验结果得到。
在线调整滤波器参数，使滤波器中心频率对准估计的模态频率。例如形式为
Figure BDA0002889157280000041
的陷波滤波器。式中，Tn、Td是确定滤波器中心频率的参数,ξn、ξd是确定滤波器的陷波宽度和深度的参数。
滤波器参数Tn计算方法如下：
Figure BDA0002889157280000042
本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。
本发明虽然已以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以利用上述揭示的方法和技术内容对本发明技术方案做出可能的变动和修改，因此，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化及修饰，均属于本发明技术方案的保护范围。

Claims (8)

1.一种适用于大温变环境的弹性振动自适应滤波方法，其特征在于，在飞行器飞行过程中，实时测量或估计温度信息，并根据温度信息估计弹性模态频率，自适应调整滤波器中心频率。
2.如权利要求1所述的一种适用于大温变环境的弹性振动自适应滤波方法，其特征在于，所述实时测量温度信息的方法：利用飞行器上安装的温度传感器测量温度信息。
3.如权利要求1所述的一种适用于大温变环境的弹性振动自适应滤波方法，其特征在于，所述实时估计温度信息的方法：利用温度随飞行器高度、速度和飞行时间变化的规律，得到温度的估计公式，通过捷联解算系统提供的飞行器高度、速度、飞行时间信息，实时估计飞行器温度信息。
4.如权利要求1所述的一种适用于大温变环境的弹性振动自适应滤波方法，其特征在于，所述温度的估计公式为：
Tem＝a0·H+a1·Vm+a2·t
式中，Tem为飞行器的温度，H、Vm、t分别为飞行器高度、速度和飞行时间，a0、a1、a2是估计温度用到的系数，利用温度随飞行器高度、速度和飞行时间变化的规律拟合得到。
5.如权利要求1所述的一种适用于大温变环境的弹性振动自适应滤波方法，其特征在于，所述根据温度信息估计弹性模态频率的方法：通过热模态仿真分析或热模态试验结果得到温度和模态频率的关系式，根据温度实时估计模态频率。
6.如权利要求1所述的一种适用于大温变环境的弹性振动自适应滤波方法，其特征在于，所述根据温度实时估计模态频率，公式为：
wn＝b0·Tem+b1
式中，wn是估计模态频率，单位rad/s，Tem为飞行器的温度，b0、b1是计算模态频率用到的系数，根据热模态仿真分析或热模态试验结果得到。
7.如权利要求1所述的一种适用于大温变环境的弹性振动自适应滤波方法，其特征在于，所述自适应调整滤波器中心频率的方法：
对于形式为
Figure FDA0002889157270000021
的陷波滤波器，在线调整滤波器参数Tn，使滤波器中心频率对准估计的模态频率；
式中，Tn、Td是确定滤波器中心频率的参数，ξn、ξd是确定滤波器的陷波宽度和深度的参数。
8.如权利要求1所述的一种适用于大温变环境的弹性振动自适应滤波方法，其特征在于，所述滤波器参数Tn计算方法如下：
Figure FDA0002889157270000022
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Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
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CN107272420A (zh) * 2017-08-07 2017-10-20 上海航天控制技术研究所 一种应用于电动舵机的高频噪声主动抑制方法
CN108958038A (zh) * 2018-08-16 2018-12-07 上海航天控制技术研究所 一种适应飞行器推力离散特性的控制参数调整方法
CN110498038A (zh) * 2018-05-16 2019-11-26 贝尔直升机德事隆公司 旋翼飞行器及其控制方法
CN111541437A (zh) * 2020-05-13 2020-08-14 上海航天控制技术研究所 一种适用弹性频率时变特性的滤波器算法

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