CN112731814A - 基于自适应谐波识别频响修正的直升机振动主动控制方法 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了基于自适应谐波识别频响修正的直升机振动主动控制方法,该方法针对直升机振动控制过程中直升机的机体动力学建模误差和直升机飞行中机体频响函数的变化导致直升机振动主动控制效果下降甚至控制发散等问题,提出了通过根据控制误差响应信号的谐波系数对控制系统的频响函数的参数进行实时修正的自适应谐波识别识别算法,以实现在直升机建模误差较大的情况下对直升机振动进行主动控制的目的。本方法具备频响估测精度高、控制收敛快、计算量小以及无需额外激励等优势,在建模误差较大时可实现高效、自适应性强且收敛快的控制效果。
Description
技术领域
本发明属于直升机振动控制技术领域。
背景技术
振动主动控制技术广泛应用于直升机的振动控制领域以满足对直升机低振动水平的严格要求。传统振动主动控制算法的实现都依赖于对直升机振动主动控制系统动力学模型参数的精确获取。直升机振动主动控制系统的动力学模型通常在离线的情况下通过动力学测试或者风洞实验建立,因此不可避免地存在建模误差。同时直升机飞行状态的改变,负载质量和重心的变化等因素也会引起控制系统的动力学模型的变化。此外,对于变转速直升机,旋翼转速的变化引起的旋翼载荷频率的变化同样会改变振动主动控制系统的频响,引起建模误差。因此基于离线建模的传统振动主动控制方法在存在较大建模误差时会出现控制效果下降,甚至控制发散的情况。
基于次级通道在线识别的滤波x-最小平均二次型(Fx-LMS)控制算法是基于LMS算法的改进算法,通过引入次级通道在线识别算法在控制过程中对作动器至控制误差输出点的传递函数(即次级通道)进行识别,实现高鲁棒性的控制效果。然而这类算法的实现往往需要引入额外的白噪声激励以实现次级通道的识别,因此会降低控制效果。此外,基于高阶谐波控制的自适应谐波稳态(Adaptive Harmonic Steady State,AHSS)控制算法可在频域内实现控制系统频响识别,但是此类算法依赖于测量响应的离散傅里叶变换数据,且需要足够大的时间间隔以保证系统响应达到谐波稳态。对于阻尼低且自然频率较低的直升机机体结构来说,此类控制算法过长的谐波稳态时间间隔会导致控制收敛时间过长,无法满足高标准的直升机振动水平要求。同时,为了实现对频响函数的精确识别,这类算法需要持续施加额外的连续激励,同样会引起控制效果下降。另外,这些算法通常需要进行矩阵求逆或矩阵特征值计算,当系统控制输入和测点响应的数量较多时,会大大增加算法的计算量。
发明内容
发明目的:为了解决上述背景技术存在的问题,本发明提供了一种基于自适应谐波识别频响修正的直升机振动主动控制方法。
技术方案:本发明提供了一种基于自适应谐波识别频响修正的直升机振动主动控制方法,具体包括如下步骤:
S1:根据直升机处于无振动控制下的振动响应在旋翼通过频率处的幅值大小,确定输入至作动器的控制信号的谐波阶数Ic;对频响函数增广得到增广频响函数对频响函数,增广频响函数和输入至作动器的控制信号进行初始化;
S2:根据当前输入至作动器的控制信号的谐波系数,计算控制信号,并将该控制信号输入至作动器,使得作动器驱动直升机产生作动响应,将当前时刻直升机控制目标上产生的作动响应信号和当前时刻旋翼载荷在控制目标处产生的激励响应信号叠加作为当前时刻该控制目标的控制误差响应信号,安装在对应控制目标上的传感器实时采集该控制目标上的控制误差响应信号,从而得到当前时刻的控制误差响应信号;
S3:根据S2得到的控制误差响应信号,对该响应信号的谐波系数进行识别,根据识别到的谐波系数得到控制误差响应信号的谐波系数矢量;根据控制误差响应信号的谐波系数矢量,当前输入至作动器的控制信号的谐波系数以及上一个时刻修正的增广频响函数,对当前时刻的增广频响函数进行修正,从而对当前时刻的频响函数进行修正;
S4:根据S3中的控制误差响应信号的谐波系数矢量和当前时刻修正后的频响函数,计算下一个时刻输入至作动器的控制信号的谐波系数,并转S2。
进一步的,所述S1中对增广频响函数进行初始化具体为:
其中,为在旋翼通过频率ωi处的增广频响函数的初始值,ωi为第i阶旋翼通过频率,i=1,2,…Ic,其中为初始化后的增广频响函数,其中为初始化后的频响函数,为直升机旋翼载荷在控制目标处产生的激励响应的第i阶谐波系数的初始值,且使得下式成立:
式中,矩阵Λ:
进一步的,所述S3中采用递归最小二乘法对当前时刻的增广频响函数进行修正:
P(t)=λ-1P(t-1){I-ψi(t)K(t)}
其中,λ为遗忘因子,1<λ≤1,γi(t)表示当前时刻输入至作动器的控制信号的第i阶谐波系数矢量,该谐波系数矢量根据当前时刻输入至作动器的控制信号的第i阶谐波系数得到;θi(t)为当前控制误差响应信号的第i阶谐波系数矢量,为当前时刻修正后的在旋翼通过频率ωi处的增广频响函数,为上一个时刻修正后的在旋翼通过频率ωi处的增广频响函数,I为单位矩阵;
进一步的,所述S3中采用LMS算法对控制误差响应信号的谐波系数进行识别。
进一步的,所述S4具体为:
S41:采用动态谐波控制权矩阵法实时设置输入至作动器的控制信号的谐波系数的动态权矩阵和控制误差响应信号的谐波系数的动态权矩阵;
S42:根据S41设置的两个动态权矩阵,当前时刻控制误差响应信号的谐波系数矢量和当前时刻修正后的频响函数,采用最速下降法实时更新输入至作动器的控制信号的谐波系数。
有益效果:
(1)本发明实现了直升机机体振动控制过程中频响的自适应修正,避免了因离线建模误差引起的控制效果下降,甚至控制发散等问题;
(2)本发明采用动态谐波控制权矩阵方法,通过动态调整控制误差响应和控制输入谐波系数权矩阵的方式,使控制输入满足持续激励条件,从而增强了控制系统频响矩阵的识别精度,避免了引入额外激励信号带来的控制效果下降的问题。
附图说明
图1是本发明的系统框图;
图2是当某直升机结构的建模误差为各频率处频响函数相位差180°时,控制目标的误差响应示意图;其中(a)为控制目标1的误差响应示意图,(b)为控制目标2的误差响应示意图;
图3是输入至第一个作动器的控制信号与第一个传感器输出信号之间的频响函数的估计过程;其中(a)为0-30秒时频响函数的估计过程,(b)为0-1000秒时频响函数的估计过程;
图4是当某直升机结构的建模误差为各频率处频响函数相位相差180°时,分别采用本控制法和自适应谐波稳态控制算法时控制目标1的控制效果对比图。
具体实施方式
构成本发明的一部分的附图用来提供对本发明的进一步理解,本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明,并不构成对本发明的不当限定。
如图1所示本是实施例提供了一种基于自适应谐波识别频响修正的直升机振动主动控制方法,具体为:
S1、将作动器安装于直升机机体结构上以驱动机体生成控制响应,将传感器布置于振动控制目标点处用于采集控制目标点的振动响应;根据直升机处于无振动控制下的振动响应在旋翼通过频率处的幅值大小,确定输入至作动器的控制信号的谐波阶数Ic,初始化频响函数。
S2、根据当前输入至作动器的控制信号的的谐波系数计算输入至作动器的时域控制信号,使得作动器驱动直升机产生响应,将当前时刻直升机控制目标上产生的作动响应信号和当前时刻旋翼载荷在控制目标处产生的激励响应信号叠加作为当前时刻该控制目标的控制误差响应信号,安装在对应控制目标上的传感器实时采集该控制目标上的控制误差响应信号,从而得到当前时刻的控制误差响应信号;
S3、对S2中采集的控制误差响应信号进行谐波系数识别,得到控制误差响应谐波系数矢量,根据控制误差响应谐波系数矢量和当前输入至作动器的控制信号的谐波系数,以及上一时刻修正的频响函数,对当前时刻的频响函数进行修正;
S4、利用S3中得到的控制误差响应谐波系数矢量和修正的频响函数,计算下一时刻的控制输入谐波系数,返回S2;
本实施例中,S1具体为:根据直升机旋翼转速确定传感器振动响应的控制目标频率,并初始化频响函数(所述频响函数为输入至作动器的控制信号与传感器输出的信号之间的频响函数)其中为旋翼通过频率ωi处的频响函数初始值,具备如下形式:
式中,矩阵Λ具备如下形式:
初始化递归最小二乘矩阵P(0),使P(0)=ΛM+1 TP(0)ΛM+1成立。
初始化输入至第m个作动器的控制信号的第i阶谐波系数矢量γmi(0)
γmi(0)=[cmi(0) dmi(0)]T (4)
式中,m=1,2,...,M,i=1,2,...,Ic,Ic为输入至作动器的控制信号谐波阶数,cmi(0)和dmi(0)分别是输入至第m个作动器的控制信号的谐波系数cmi和dmi的初始。
S3、根据S2中采集的控制误差响应信号和谐波基函数的采样值,采用LMS算法识别当前时刻传感器的控制误差响应信号的谐波系数,从而得到控制误差响应信号的谐波系数矢量。
P(t)=λ-1P(t-1){I-ψi(t)K(t)} (8)
式中,为当前控制误差响应信号的第i阶谐波系数矢量,I为单位矩阵,0<λ≤1为递归最小二乘遗忘因子,为上一个时刻修正后的在旋翼通过频率ωi处的增广频响函数,为频率ωi处的当前频响函数值。根据提取频率ωi处的当前频响函数值整合得到当前频响函数值为当前时刻直升机旋翼载荷在控制目标处产生的激励响应的第i阶谐波系数的初始值。
本实施例中S4具体为;
步骤A:设置输入至作动器的控制信号的第i阶谐波系数动态权矩阵设置控制误差响应信号的第i阶谐波系数动态权矩阵其中Wui和Wei分别是控制信号和控制误差响应信号的加权矩阵,Wui=diag{Wui,1,Wui,1,Wui,2,Wui,2,...,Wui,M,Wui,M},Wei=diag{Wei,1,Wei,1,Wei,2,Wei,2,...,Wei,K,Wei,K},Wui,m表示输入至第m个作动器的控制信号的第i阶控制谐波系数的权系数,Wei,k表示第k个传感器采集到的控制误差响应信号的谐波系数的权系数,和满足以下形式
式中,εui<1和εei<1分别为控制信号的第i阶谐波系数动态权矩阵和控制误差响应信号的谐波系数动态权矩阵的浮动系数,为输入至第m个作动器的控制信号的谐波系数权系数的相位,为第k个控制误差响应信号谐波系数权系数的相位,p=1,2,...M,q=1,2,...K。设置好各阶动态权矩阵后,整合成整体动态权矩阵:
式中,μ为谐波修正步长,θ(t)=[θ1(t) θ2(t) … θI(t)]T,根据γ(t)得到输入至作动器的控制信号的谐波系数。返回S2。
图2中的(a)(b)分别给出了当某直升机结构的建模误差为各频率处频响函数相位差180°时,直升机机体结构两个控制目标的控制误差响应。在开启控制后,由于离线建模得到的频响与真实频响完全反向,在控制开始的前2秒,两个测点的响应都有所增加,但是随后各个测点的响应都迅速降低,在7s后收敛至0.003g以下。表明直升机振动主动控制的自适应频响修正-谐波识别算法能够在较大建模误差的情况下快速降低机体振动响应,具备很强的鲁棒性。
图3中的(a)(b)分别给出了0-30秒和0-1000秒控制信号1与第一个传感器输出信号之间的频响函数的估计过程。在控制开启的4秒内,频响函数的修正值收敛于真实频响附近,且随着时间的增加修正误差最终趋向于0。表明本发明的控制算法可根据控制误差响应和控制输入的谐波系数使频响函数快速向真实频响矩阵附近收敛,并最终收敛于真实频响函数。
图4给出了当某直升机结构的建模误差为各频率处频响函数相位相差180°时,分别采用本控制法和自适应谐波稳态控制算法时控制目标1的控制效果对比图相比于自适应谐波稳态控制算法,本发明的控制算法能够以更快的速度降低控制点的振动响应,表明本发明的控制算法具备更快的频响修正速度,使控制输入的谐波系数迅速收敛至最优值,在较大建模误差下实现更快速的控制效果。
上面结合附图对本发明的实施方式作了详细说明,但是本发明并不限于上述实施方式,在本领域普通技术人员所具备的知识范围内,还可以在不脱离本发明宗旨的前提下做出各种变化。
Claims (5)
1.基于自适应谐波识别频响修正的直升机振动主动控制方法,其特征在于,具体包括如下步骤:
S1:根据直升机处于无振动控制下的振动响应在旋翼通过频率处的幅值大小,确定输入至作动器的控制信号的谐波阶数Ic;对频响函数增广得到增广频响函数对频响函数,增广频响函数和输入至作动器的控制信号进行初始化;
S2:根据当前输入至作动器的控制信号的谐波系数,计算控制信号,并将该控制信号输入至作动器,使得作动器驱动直升机产生作动响应,将当前时刻直升机控制目标上产生的作动响应信号和当前时刻旋翼载荷在控制目标处产生的激励响应信号叠加作为当前时刻该控制目标的控制误差响应信号,安装在对应控制目标上的传感器实时采集该控制目标上的控制误差响应信号,从而得到当前时刻的控制误差响应信号;
S3:根据S2得到的当前时刻的控制误差响应信号,对该响应信号的谐波系数进行识别,从而得到控制误差响应信号的谐波系数矢量;根据控制误差响应信号的谐波系数矢量,当前输入至作动器的控制信号的谐波系数以及上一个时刻修正的增广频响函数,对当前时刻的增广频响函数进行修正,从而对当前时刻的频响函数进行修正;
S4:根据S3中的控制误差响应信号的谐波系数矢量和当前时刻修正后的频响函数,计算下一个时刻输入至作动器的控制信号的谐波系数,并转S2。
3.根据权利要求2所述的基于自适应谐波识别频响修正的直升机振动主动控制方法,其特征在于,所述S3中采用递归最小二乘法对当前时刻的增广频响函数进行修正:
P(t)=λ-1P(t-1){I-ψi(t)K(t)}
其中,λ为遗忘因子,1<λ≤P,γi(t)表示当前时刻输入至作动器的控制信号的第i阶谐波系数矢量,该谐波系数矢量根据当前时刻输入至作动器的控制信号的第i阶谐波系数得到;θi(t)为当前控制误差响应信号的第i阶谐波系数矢量,为当前时刻修正后的在旋翼通过频率ωi处的增广频响函数,为上一个时刻修正后的在旋翼通过频率ωi处的增广频响函数,I为单位矩阵;
根据如下公式得到当前时刻修正后的频响函数:
4.根据权利要求1所述的基于自适应谐波识别频响修正的直升机振动主动控制方法,其特征在于,所述S3中采用LMS算法对控制误差响应信号的谐波系数进行识别。
5.根据权利要求1所述的基于自适应谐波识别频响修正的直升机振动主动控制方法,其特征在于,所述S4具体为:
S41:采用动态谐波控制权矩阵法实时设置输入至作动器的控制信号的谐波系数的动态权矩阵和控制误差响应信号的谐波系数的动态权矩阵;
S42:根据S41设置的两个动态权矩阵,当前时刻控制误差响应信号的谐波系数矢量和当前时刻修正后的频响函数,采用最速下降法实时更新输入至作动器的控制信号的谐波系数。
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