CN112859589B - 旋翼变转速直升机振动主动控制的混合控制方法 - Google Patents

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CN112859589B CN202110046970.5A CN202110046970A CN112859589B CN 112859589 B CN112859589 B CN 112859589B CN 202110046970 A CN202110046970 A CN 202110046970A CN 112859589 B CN112859589 B CN 112859589B
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Abstract

本发明公开了旋翼变转速直升机振动主动控制的混合控制方法，该方法基于谐波同步识别修正算法和归一化步长方法，提出了归一化旋翼载荷频率跟踪算法；在此基础上基于归一化步长方法和滑模输出反馈算法，提出了旋翼变转速直升机振动主动控制的混合控制方法，以实现旋翼变转速直升机振动控制过程中旋翼载荷的实时跟踪和机体振动响应自适应控制的目的。本发明可精确跟踪旋翼载荷频率，根据载荷环境自适应调节控制系统参数，具备良好的控制效果和适应性，即使在旋翼载荷频率跨过直升机机体固有频率时也能对机体振动进行有效控制。

Description

旋翼变转速直升机振动主动控制的混合控制方法
技术领域
本发明属于直升机振动主动控制的技术领域。
背景技术
直升机采用旋翼变转速技术可提升不同飞行速度下的飞行性能，降低前行桨叶压缩性和后行桨叶动态失速以实现高速前飞。相对于旋翼转速固定的直升机，旋翼变转速直升机会带来更严重的振动问题。随着旋翼转速的变化，旋翼载荷的频率有可能逼近甚至跨过机体的固有频率，引起严重的共振问题，需采用振动控制方法抑制振动响应。传统的频域振动主动控制方法以固定的旋翼通过频率为控制目标频率，在固定旋翼转速直升机的振动主动控制中可取得良好的控制效果。但是对于旋翼变转速直升机，随着载荷和机体测点响应频率的变化，作动器至测点的频响函数也随之改变，传统的主动控制方法不具备根据载荷频率变化调整控制参数的能力，当载荷频率变化到一定程度后会导致控制发散。
谐波同步识别修正算法通过对控制系统误差响应进行谐波系数识别以及控制信号谐波系数修正，实现对稳态谐波响应的控制。但是该算法的实现依赖于载荷频率产生的谐波基函数。当旋翼转速变化时，载荷频率也随之改变，目标频率与载荷频率之间的频率差会引起谐波基函数的误差，继而引起控制误差响应谐波系数的识别误差，影响控制效果。同时，目标频率与载荷频率之间的频率差还会导致作动器至测点的频响函数误差，尤其在直升机机身固有频率附近，频响函数的变化率很大。频响函数误差达到一定程度后，就会引起振动控制的发散。
发明内容
发明目的：为了解决上述现有技术存在的问题，本发明提供了一种旋翼变转速直升机振动主动控制的混合控制方法。
技术方案：本发明提供了一种旋翼变转速直升机振动主动控制的混合控制方法，具体包括如下步骤：
S1：根据直升机的初始旋翼通过频率和控制目标在无振动控制状态下产生的响应的频域特征，确定输入至作动器的混合控制信号的谐波阶数IC；
S2：根据初始的旋翼载荷频率和谐波基函数的初始相位，得到初始的谐波基函数；初始化频响函数和输入至作动器的混合控制信号；
S3：将当前时刻的混合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，将当前时刻直升机在控制目标处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处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e(t)；
S4：对S3中的控制误差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整体谐波系数矢量θ(t)，并根据当前时刻的谐波基函数和θ(t)更新下一个时刻控制误差响应信号的整体谐波系数矢量θ(t+1)；
S5：根据θ(t+1)更新下一个时刻旋翼载荷频率和谐波基函数的相位，并根据下一个时刻的旋翼载荷频率，谐波基函数的相位和θ(t+1)，得到下一时刻自适应谐波前馈时域控制信号ua(t+1)；设计滑动模态反馈控制律，并根据S3中的e(t)，计算下一个时刻滑动模态反馈控制律反馈的时域控制信号us(t+1)；
S6：将ua(t+1)和us(t+1)叠加后的信号作为下一个时刻输入至作动器的混合控制信号，从而抑制控制目标的振动，并转S2。
进一步的，所述S4中采用最小均方误差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S5中采用最小均方误差算法和归一化步长法更新下一个时刻旋翼载荷频率：
Figure BDA0002897678950000021
Figure BDA0002897678950000022
其中，ωi(t+1)为下一个时刻旋翼载荷频率ωi的值，ωi(t)为当前时刻旋翼载荷频率ωi的值，ωi为第i阶旋翼载荷频率，i＝1，2，…IC，τ为采样时间间隔，aki(t+1)和bki(t+1)均表示下一个时刻第k个传感器采集的控制误差响应信号的第i阶谐波系数，k＝1，…，K，K为传感器的总个数；
Figure BDA0002897678950000023
为
Figure BDA0002897678950000024
的收敛系数；eki(t)＝θki(t)T·zi(t)，T为矩阵转置，zi(t)为当前时刻旋翼通过频率ωi处的谐波基函数，
Figure BDA0002897678950000026
为zi(t)的相位；θki(t)＝[aki(t) bki(t)]T；
Figure BDA0002897678950000025
θi(t+1)＝[θ1i(t+1) θ2i(t+1)…θKi(t+1)]T；
更新下一个时刻的谐波基函数的相位：
Figure BDA0002897678950000031
其中
Figure BDA0002897678950000032
为下一个时刻旋翼载荷频率ωi处的谐波基函数的相位。
进一步的，所述S5中计算下一时刻自适应谐波前馈控制时域信号包括如下步骤：
S51：计算下一时刻自适应谐波前馈控制信号的谐波系数γ(t+1)：
Figure BDA0002897678950000033
Figure BDA0002897678950000034
Figure BDA0002897678950000035
其中，
Figure BDA0002897678950000036
为在旋翼载荷频率ωi处的控制误差响应信号的加权矩阵，
Figure BDA0002897678950000037
Wu为输入至作动器的混合控制信号的加权矩阵；Tω(t)为当前时刻的频响函数矩阵，
Figure BDA00028976789500000312
为下一个时刻在旋翼载荷频率ωi处的频响函数矩阵；
Figure BDA0002897678950000038
为自适应谐波前馈控制步长，
Figure BDA0002897678950000039
为
Figure BDA00028976789500000310
的收敛系数，I为单位矩阵；
S52：根据下一个时刻的旋翼通过频和谐波基函数的相位计算下一个时刻的谐波基函数z(t+1)，
Figure BDA00028976789500000311
S53：ua(t+1)＝z(t+1)·γ(t+1)。
进一步的，所述S5中得到下一时刻滑动模态反馈的时域控制信号具体为：采用线性矩阵不等式方法设计滑动模态反馈控制律，根据S3中e(t)计算滑动模态切换函数s(t)，并将s(t)代入至滑动模态反馈控制律中，从而得到下一时刻滑动模态反馈控制律反馈的时域控制信号。
有益效果：
(1)本发明采用归一化步长和最小均方误差方法，实现了旋翼变转速直升机旋翼载荷频率的实时跟踪，在旋翼载荷频率变化的振动环境中精确提取载荷频率，从而消除了目标频率误差引起的谐波基函数和控制误差响应谐波系数识别的误差；
(2)本发明结合归一化步长法，谐波识别同步修正算法和滑模输出反馈控制算法提出了旋翼变转速直升机振动主动控制的混合控制算法，通过引入滑模反馈降低了机体结构自然频率附近频响函数的变化率，实现了在不同旋翼转速下以及旋翼转换变化过程中的振动主动控制。
附图说明
图1为本发明的系统框图；
图2为变频载荷激励下直升机机体结构的旋翼载荷频率跟踪过程示意图；
图3为变频载荷激励下直升机机体结构测点响应的谐波系数识别过程示意图；其中a)为测点1的响应识别过程图，b)为测点2的响应识别过程图，c)为测点3的响应识别过程图，d)为测点4的响应识别过程图；
图4为变频载荷激励下直升机机体结构四个测点响应的控制效果对比图；a)为测点1的控制效果对比图，b)为测点2的控制效果对比图，c)为测点3的控制效果对比图，d)为测点4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，本实施例提供了一种旋翼变转速直升机振动主动控制的混合控制方法，包括步骤如下：
S1、根据直升机初始旋翼通过频率和控制目标在无振动控制状态下产生的响应的频域特征，确定输入至作动器的混合控制信号的谐波阶数IC，初始化旋翼载荷频率和输入至作动器的混合控制信号；
S2、将当前时刻的混合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，将当前时刻直升机在控制目标处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处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e(t)；
S3、根据当前载荷频率和谐波基函数相位生成谐波基函数向量；利用S2中采集的控制误差响应信号进行控制误差响应谐波系数识别，根据归一化载荷频率跟踪算法更新下一时刻旋翼载荷频率和谐波基函数相位；
S4、利用S3中更新的载荷频率更新作动器至测点之间的频响函数矩阵；
S5、根据旋翼变转速直升机振动主动控制的混合控制算法，利用S3中识别的控制误差响应谐波系数和S4中更新的频响函数矩阵计算自适应谐波的前馈时域控制信号，设计滑动模态反馈控制律，并根据S2中采集的控制误差响应信号，计算下一个时刻滑动模态反馈控制律反馈的时域控制信号us(t+1)。
在本实施例中，S1根据直升机初始旋翼通过频率和响应的频域特征，确定需控制的谐波阶数Ic，将直升机变转速前的旋翼通过频率设置为初始旋翼载荷频率跟踪值ωi(0)，初始化谐波基函数的相位
Figure BDA0002897678950000051
初始化谐波基函数
Figure BDA0002897678950000052
i表示第i阶谐波，i＝1，2，…IC，初始化混合控制信号uh(0)：
uh(0)＝ua(0)+us(0) (1)
式中ua(0)＝0表示自适应谐波的前馈时域控制信号在初始时刻的值，T为矩阵转置。
在本实施例中，S2：将当前时刻的混合控制信号uh(t)输入至作动器，并采集目标点处的控制误差响应信号e(t)，t表示当前时刻；
在本实施例中其中S3可以分为两个步骤，其中
步骤A：根据当前旋翼载荷频率ωi的值ωi(t)和谐波基函数相位
Figure BDA0002897678950000053
生成当前时刻谐波基函数向量
Figure BDA0002897678950000054
在当前采样时刻由传感器测得K个控制目标点的控制误差响应，将第k个控制目标的控制误差响应ek(t)转换为如下形式：
Figure BDA0002897678950000055
式中，θki(t)＝[aki(t) bki(t)]T，aki(t)和bki(t)均表示当前时刻第k个传感器采集的控制误差响应信号的第i阶谐波系数，τ为采样间隔时间，εk是第k个测点的控制误差响应的识别误差。令θi(t)＝[θ1i(t) θ2i(t)…θKi(t)]T，为当前时刻在旋翼载荷频率ωi处的谐波系数矢量，采用最小均方误差方法更新下一时刻的控制误差响应的整体谐波系数矢量：
θ(t+1)＝θ(t)+μhiz(t)(e(t)-zT(t)θ(t)) (3)
式中，μhi为控制误差响应谐波系数识别步长，e(t)＝[e1(t) e2(t)…eK(t)]T，
Figure BDA0002897678950000056
为当前时刻的整体谐波系数矢量，ε(t)＝[ε1(t) ε2(t)…εK(t)]T。
步骤B：根据步骤A获取的θ(t+1)，提取的下一时刻的控制误差响应谐波系数aki(t+1)和bki(t+1)，对旋翼载荷频率跟踪步长进行归一化处理：
Figure BDA0002897678950000061
式中，
Figure BDA0002897678950000062
为旋翼载荷频率跟踪步长的收敛系数，
Figure BDA0002897678950000063
为当前时刻归一化旋翼载荷频率跟踪步长。
将
Figure BDA0002897678950000064
代入归一化载荷频率跟踪算法中，更新下一时刻的载荷频率跟踪值和谐波基函数相位：
Figure BDA0002897678950000065
式中，ωi(t+1)为下一个时刻旋翼载荷频率ωi的值，
Figure BDA0002897678950000066
为下一个时刻旋翼载荷频率ωi处的谐波基函数的相位，eki(t)＝θki(t)T·zi(t)。
S4、利用S3中更新的载荷频率ωi(t+1)，更新下一时刻控的频响函数，下一个时刻旋翼载荷频率ωi(t+1)处的频响函数矩阵
Figure BDA0002897678950000067
为：
Figure BDA0002897678950000068
Figure BDA0002897678950000069
式中，M为作动器的个数，K为传感器的个数也即控制目标的个数，Hmk(ωi(t+1))是输入至第m个作动器的混合控制信号和第k个传感器输出信号之间在频率ωi(t+1)处的频响函数，Re和Im分别表示取复数的实部和虚部。
S5、其中S5又可以分为两个步骤，其中：
步骤A：根据S3中识别的控制误差响应整体谐波系数向量θ(t)和S4中更新的频响函数矩阵
Figure BDA00028976789500000610
对自适应谐波前馈的控制步长进行归一化：
Figure BDA0002897678950000071
式中，
Figure BDA0002897678950000072
为自适应谐波控制步长收敛系数，
Figure BDA0002897678950000073
为在旋翼载荷频率ωi处的控制误差响应信号的加权矩阵。
利用最速下降法，将
Figure BDA0002897678950000074
代入自适应谐波前馈控制算法，更新下一时刻作动器的混合控制信号中自适应谐波的前馈时域控制信号的谐波系数：
Figure BDA0002897678950000075
式中，
Figure BDA0002897678950000076
Wu为输入至作动器的混合控制信号的加权矩阵，
Figure BDA0002897678950000077
更新下一时刻自适应谐波的前馈时域控制信号ua(t+1)＝z(t+1)·γ(t+1)。
步骤B：利用S2中采集的控制误差响应信号e(t)，计算滑动模态切换函数s(t)，
s(t)＝S·e(t) (9)
式中，S为滑模切换函数矩阵，利用线性矩阵不等式方法和李雅普诺夫方程的稳定性判据计算得到。
将滑模切换函数值代入滑动模态反馈控制律中，计算下一时刻滑模反馈的时域控制信号：
us(t+1)＝-Ge(t)-v(t)
Figure BDA0002897678950000078
式中，G为滑动模态输出反馈矩阵，利用线性矩阵不等式方法和李雅普诺夫方程的稳定性判据计算得到，v(t)表示饱和函数，ρ＞0和δ＞0为饱和函数的调整参数，sgn表示取数字的符号。
将下一个时刻自适应谐波前馈控制时域信号自适应谐波前馈控制时域信号和下一时刻滑动模态反馈控制律反馈的时域控制信号叠加，得到下一时刻的混合时域控制信号uh(t+1)＝ua(t+1)+us(t+1)。进入下一采样时刻，返回S2。
图2给出了双频谐波旋翼变频振动载荷激励下，直升机机体结构的旋翼载荷频率跟踪过程。旋翼载荷加载的同时开启归一化旋翼载荷频率跟踪和控制响应误差谐波系数识别过程，在20s至25s时使旋翼载荷频率线性下降至初始频率的70％，旋翼载荷幅值保持不变，之后旋翼载荷频率保持稳定。开启归一化旋翼载荷跟踪后，旋翼载荷的两个谐波频率可全程保持高跟踪精度，即使在旋翼载荷频率变化的阶段也能获取高精度的跟踪效果。
图3给出了双频谐波旋翼变频振动载荷激励下，直升机机体结构四个测点的响应谐波系数识别过程。其中识别误差为测点频响函数的差值。由于载荷频率在23s左右跨过机体的固有频率，测点响应在载荷频率变化过程中迅速增大后减小，最终衰减至稳态。整个识别过程控制误差响应谐波系数识别算法都可精确提取响应的谐波系数，在所有测点都能达到很好的识别精度，即使在共振点处识别误差也能保持在待识别响应的2％以下，可实现98％以上的识别精度。
图4展示了双频谐波旋翼变频振动载荷激励下，直升机机体结构四个测点响应的控制效果。待测点响应达到稳态后，第10s开启混合控制。在第20s至25s，载荷频率线性下降至初始频率的70％，载荷幅值保持不变，之后载荷频率保持稳定。在初始载荷激励下，开启混合控制可以使测点响应迅速下降，在四个测点处都可达到96％以上的控制效果。在20s至25s之间，由于载荷频率跨过机体固有频率，引起测点响应迅速上升后下降，此时混合控制算法配合载荷频率跟踪算法以及误差响应识别算法，对这一阶段的响应产生了一定的抑制。由于在机体固有频率附近，频响函数关于载荷频率的变化率很大，很小的载荷频率跟踪误差都会导致控制效果的下降。因此相比于固定频率载荷激励的振动主动控制，载荷频率变化阶段的振动主动控制效果有所下降，但是在共振点处仍可实现60％以上的控制效果。当载荷频率稳定在初始频率的70％以后，混合控制算法能够迅速调整控制信号的谐波系数，实现四个测点92％以上的控制效果。表明针对旋翼转速连续变化的直升机振动主动控制，本发明的控制方法可同时精确跟踪载荷频率并调整控制系统参数，可有效实现多个载荷频率处和载荷频率变化阶段的振动主动控制。
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 (2)

1.旋翼变转速直升机振动主动控制的混合控制方法，其特征在于，具体包括如下步骤：
S1：根据直升机的初始旋翼通过频率和控制目标在无振动控制状态下产生的响应的频域特征，确定输入至作动器的混合控制信号的谐波阶数IC；
S2：根据初始的旋翼载荷频率和谐波基函数的初始相位，得到初始的谐波基函数；初始化频响函数和输入至作动器的混合控制信号；
S3：将当前时刻的混合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，将当前时刻直升机在控制目标处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处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e(t)；
S4：对S3中的控制误差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整体谐波系数矢量θ(t)，并根据当前时刻的谐波基函数和θ(t)更新下一个时刻控制误差响应信号的整体谐波系数矢量θ(t+1)；
S5：根据θ(t+1)更新下一个时刻旋翼载荷频率和谐波基函数的相位，并根据下一个时刻的旋翼载荷频率，谐波基函数的相位和θ(t+1)，得到下一时刻自适应谐波前馈时域控制信号ua(t+1)；设计滑动模态反馈控制律，并根据S3中的e(t)，计算下一个时刻滑动模态反馈控制律反馈的时域控制信号us(t+1)；
S6：将ua(t+1)和us(t+1)叠加后的信号作为下一个时刻输入至作动器的混合控制信号，从而抑制控制目标的振动，并转S2；
所述S4中采用最小均方误差算法对控制误差响应信号的谐波系数进行识别；
所述S5中采用最小均方误差算法和归一化步长法更新下一个时刻旋翼载荷频率：
Figure FDA0003494116880000011
Figure FDA0003494116880000012
其中，ωi(t+1)为下一个时刻旋翼载荷频率ωi的值，ωi(t)为当前时刻旋翼载荷频率ωi的值，ωi为第i阶旋翼载荷频率，i＝1,2,…IC，τ为采样时间间隔，aki(t+1)和bki(t+1)均表示下一个时刻第k个传感器采集的控制误差响应信号的第i阶谐波系数，k＝1,…,K，K为传感器的总个数；
Figure FDA0003494116880000021
为
Figure FDA0003494116880000022
的收敛系数；eki(t)＝θki(t)T·zi(t)，T为矩阵转置，zi(t)为当前时刻旋翼通过频率ωi处的谐波基函数，
Figure FDA0003494116880000023
为zi(t)的相位；θki(t)＝[aki(t) bki(t)]T；θ(t+1)＝[θ1(t+1) θ2(t+1)…θI(t+1)]T，θi(t+1)＝[θ1i(t+1) θ2i(t+1)…θKi(t+1)]T；
更新下一个时刻的谐波基函数的相位：
Figure FDA0003494116880000024
其中
Figure FDA0003494116880000025
为下一个时刻旋翼载荷频率ωi处的谐波基函数的相位；
所述S5中计算下一时刻自适应谐波前馈控制时域信号包括如下步骤：
S51：计算下一时刻自适应谐波前馈控制信号的谐波系数γ(t+1)：
Figure FDA0003494116880000026
Figure FDA0003494116880000027
Figure FDA0003494116880000028
其中，
Figure FDA0003494116880000029
为在旋翼载荷频率ωi处的控制误差响应信号的加权矩阵，
Figure FDA00034941168800000210
Wu为输入至作动器的混合控制信号的加权矩阵；Tω(t)为当前时刻的频响函数矩阵，
Figure FDA00034941168800000211
为下一个时刻在旋翼载荷频率ωi处的频响函数矩阵；
Figure FDA00034941168800000212
为自适应谐波前馈控制步长，
Figure FDA00034941168800000213
为
Figure FDA00034941168800000214
的收敛系数，I为单位矩阵；
S52：根据下一个时刻的旋翼通过频和谐波基函数的相位计算下一个时刻的谐波基函数z(t+1)，
Figure FDA00034941168800000215
S53：ua(t+1)＝z(t+1)·γ(t+1)。
2.根据权利要求1所述的旋翼变转速直升机振动主动控制的混合控制方法，其特征在于，所述S5中得到下一时刻滑动模态反馈的时域控制信号具体为：采用线性矩阵不等式方法设计滑动模态反馈控制律，根据S3中e(t)计算滑动模态切换函数s(t)，并将s(t)代入至滑动模态反馈控制律中，从而得到下一时刻滑动模态反馈控制律反馈的时域控制信号。
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