專利名稱：利用自適應(yīng)參考模型算法的旋翼飛機(jī)中的振動(dòng)控制系統(tǒng)和方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種旋翼飛機(jī)中的振動(dòng)控制。
背景技術(shù)：
飛機(jī)，例如旋翼飛機(jī)，感覺到的振動(dòng)部分地起因于一個(gè)或多個(gè)大型旋翼。旋翼為旋翼飛機(jī)機(jī)身振動(dòng)的原始來源。較大的機(jī)身振動(dòng)會(huì)導(dǎo)致飛行控制問題、材料疲勞、維修成本以及飛行員疲勞，等等。旋翼飛機(jī)產(chǎn)業(yè)中的大多時(shí)間和花費(fèi)用于試圖減少和取消旋翼飛機(jī)振動(dòng)。慣常地是，旋翼飛機(jī)的振動(dòng)通過例如振動(dòng)隔離系統(tǒng)和動(dòng)力吸收器的被動(dòng)裝置進(jìn)行處理。 這些被動(dòng)裝置相對(duì)于飛機(jī)旋翼的工作頻率而調(diào)諧，已證實(shí)對(duì)于傳統(tǒng)的旋翼飛機(jī)而言是非常有效的。然而，旋翼速度(RPM)可變的旋翼飛機(jī)構(gòu)型由于能夠主動(dòng)改善表現(xiàn)和減少噪聲污染從而變得更有吸引力。因此，當(dāng)被動(dòng)振動(dòng)解式在旋翼速度可變的旋翼飛機(jī)上執(zhí)行時(shí)，原始的作用于單旋翼速度的旋翼飛機(jī)的被動(dòng)振動(dòng)解式變得有缺陷。因此，亟需一種旋翼飛機(jī)中的控制振動(dòng)的改進(jìn)的系統(tǒng)和方法。


本申請(qǐng)系統(tǒng)的新穎性特征在隨附的權(quán)利要求書中得以闡述。然而，所述系統(tǒng)本身和優(yōu)選的使用模式，以及另外的目的和優(yōu)勢(shì)，將通過參閱下述的細(xì)節(jié)描述并結(jié)合閱讀隨附的附圖得以較好地理解，其中圖1為根據(jù)優(yōu)選實(shí)施方式的主動(dòng)振動(dòng)控制系統(tǒng)的方框圖；圖2為圖1中所示系統(tǒng)中自適應(yīng)參考模型算法的方框圖；以及圖3為根據(jù)本申請(qǐng)的具有主動(dòng)振動(dòng)控制系統(tǒng)的旋翼飛機(jī)的示意圖。本申請(qǐng)的系統(tǒng)易于作出各種改變和可替換形式，特定的實(shí)施方式已通過實(shí)例的方式在附圖中示出并在此詳細(xì)描述。應(yīng)當(dāng)理解地是，特定實(shí)施方式的描述并不用于限制所揭露的特殊形式，與此相反地是，其目的是為了覆蓋落入本申請(qǐng)隨附權(quán)利要求書所限定的精神和保護(hù)范圍中的所有改變、等同物以及替換物。
具體實(shí)施例方式本申請(qǐng)的系統(tǒng)的說明性的實(shí)施方式如下所述。為了清楚起見，實(shí)際裝置的所有的特征并非都在說明書中得以描述。應(yīng)當(dāng)理解地是，任何此類實(shí)際的實(shí)施方式、眾多特定實(shí)現(xiàn)的決定必須用于實(shí)現(xiàn)改進(jìn)者的特定目標(biāo)，例如遵守系統(tǒng)相關(guān)和業(yè)務(wù)相關(guān)的限制，將一種裝置改變?yōu)榱硪环N裝置。此外，應(yīng)當(dāng)理解地是，這種發(fā)展努力可能是復(fù)雜和耗費(fèi)時(shí)間的，但對(duì)于得益于本發(fā)明的本領(lǐng)域普通技術(shù)人員而言仍然是例行承諾。在說明書中，可參考位于多種組件之間的空間關(guān)系，以及如隨附附圖中描述的裝置中組件的不同方面的空間定位。然而，正如由完全閱讀過本申請(qǐng)的本領(lǐng)域普通技術(shù)人員認(rèn)同地是，文中所描述的裝置、元件、機(jī)構(gòu)等等，可能采取任何預(yù)期的定位。因此，使用例如“上方”、“下方”、“頂部”、“底部”或其他類似的術(shù)語來描述多種組件間的空間關(guān)系，或描述這種組件方面的空間定位，將能夠被理解以描述位于組件之間的相對(duì)關(guān)系或這種組件的方面的空間定位，正如此處描述的裝置可能處于任何預(yù)期的方向。所揭露的系統(tǒng)和方法使用主動(dòng)振動(dòng)控制(AVC)系統(tǒng)，以用于減小旋翼飛機(jī)中的振動(dòng)。本系統(tǒng)和方法的實(shí)施方式能夠應(yīng)用于旋翼飛機(jī)、固定翼飛機(jī)、傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)以及部分為旋翼飛機(jī)且部分為公路車輛的混合動(dòng)力飛機(jī)等等。本發(fā)明的AVC系統(tǒng)通過使用致動(dòng)器，來產(chǎn)生可控動(dòng)作以減小機(jī)身振動(dòng)，即減少主旋翼系統(tǒng)產(chǎn)生的振動(dòng)。致動(dòng)器能夠在旋翼系統(tǒng)或機(jī)身中運(yùn)行。優(yōu)選地是，AVC系統(tǒng)中所使用的致動(dòng)器位于旋翼飛機(jī)機(jī)身內(nèi)部；然而，可替換的實(shí)施方式能夠?qū)⑵渥饔玫牟考?effectors)設(shè)置在各種位置，包括機(jī)身的外部。致動(dòng)器可為各種形式，例如連接到機(jī)身結(jié)構(gòu)上的機(jī)電動(dòng)力生成裝置、連接到機(jī)身/旋翼接口處的裝置、連接到每一旋翼葉片上的裝置或以可控方式改變旋翼葉片的形狀的裝置。本申請(qǐng)的AVC系統(tǒng)特別適合于旋翼速度(RPM)可變的旋翼飛機(jī)配置；然而，甚至恒定的RPM旋翼飛機(jī)也能夠有效地使用本發(fā)明的AVC系統(tǒng)。例如，在任何旋翼飛機(jī)中，旋翼飛機(jī)的動(dòng)態(tài)響應(yīng)能夠極大地改變，正如旋翼飛機(jī)的毛重會(huì)因?yàn)橛秃暮拓浳锪孔兓淖儭?旋翼飛機(jī)的機(jī)身振動(dòng)特征也會(huì)因?yàn)闀r(shí)間、使用、和機(jī)身的老化，以及非標(biāo)準(zhǔn)裝置的安裝而改變。另外，單獨(dú)的旋翼飛機(jī)的振動(dòng)特征會(huì)因?yàn)橹圃旌徒M裝過程中的正常耐受力變化而變化， 因此使得每一旋翼飛機(jī)都具有特定的某種級(jí)數(shù)。本申請(qǐng)的AVC系統(tǒng)為穩(wěn)固的，并具有適應(yīng)性，其具有能夠抑制機(jī)身振動(dòng)特征中的預(yù)期振動(dòng)的能力。另外，AVC系統(tǒng)的自適應(yīng)特征對(duì)于飛機(jī)的乘客而言是顯而易見的，以使得AVC系統(tǒng)的調(diào)節(jié)不會(huì)由旋翼飛機(jī)的占有者感知。進(jìn)一步地，AVC系統(tǒng)的自適應(yīng)機(jī)制為自動(dòng)的，因此無需飛行員和乘務(wù)員的參與?，F(xiàn)參閱附圖中的圖1，方框圖示出了根據(jù)優(yōu)選實(shí)施方式的與旋翼飛機(jī)相配合的 AVC系統(tǒng)101的功能。主旋翼系統(tǒng)103 (在圖3中示出)，為旋翼飛機(jī)推進(jìn)器系統(tǒng)的一部分， 影響直升機(jī)機(jī)身105(在圖3中示出)的物理振動(dòng)，所述直升機(jī)機(jī)身105處于基于旋翼葉片數(shù)量和旋轉(zhuǎn)速度的諧頻。AVC系統(tǒng)101進(jìn)一步包括傳感器107，例如用于測(cè)量機(jī)身振動(dòng)105 的測(cè)振儀。AVC系統(tǒng)101還包括控制器115或計(jì)算機(jī)，用于處理來自傳感器107的振動(dòng)數(shù)據(jù)，以及向致動(dòng)器113輸出控制指令。致動(dòng)器113產(chǎn)生可控的機(jī)身振動(dòng)以取代由主旋翼系統(tǒng)103產(chǎn)生的振動(dòng)。放大器可用于放大來自控制器115的控制指令，以向致動(dòng)器113提供合適的驅(qū)動(dòng)信號(hào)。轉(zhuǎn)速計(jì)111用于可選擇地對(duì)控制器115提供來自主旋翼系統(tǒng)103的頻率和相位信息。飛機(jī)參數(shù)109被記錄并提供給控制器115，參數(shù)可包括旋翼飛機(jī)毛重、油量、 空氣速度、高度信息、對(duì)振動(dòng)控制而言較為重要的其他參數(shù)。應(yīng)當(dāng)理解地是，根據(jù)配置，其他飛機(jī)參數(shù)109能夠被記錄以提供給機(jī)身115另外的數(shù)據(jù)。為了使AVC系統(tǒng)101有效地運(yùn)行， 振幅、相位和由致動(dòng)器113產(chǎn)生的振動(dòng)頻率必須抵消不需要的振動(dòng)。傳感器107和致動(dòng)器 113之間的級(jí)數(shù)和相位關(guān)系也涉及轉(zhuǎn)移函數(shù)(G)，所述級(jí)數(shù)和相位關(guān)系必須為公知的，以使得AVC系統(tǒng)101能有效地抑制振動(dòng)。如果轉(zhuǎn)移函數(shù)(G)保持恒量或表現(xiàn)為線性，則頻率范圍最佳控制公式將會(huì)得以使用。如同1982年3月的Nasa技術(shù)論文1996中的Wayne Johnson(198 的名為“直升機(jī)振動(dòng)的多周波控制的自調(diào)諧調(diào)整器”，表達(dá)式( 為頻率范圍最佳控制公式，該控制公式呈現(xiàn)了位于合成振動(dòng)和從AVC致動(dòng)器輸出的振動(dòng)負(fù)荷之間的線性轉(zhuǎn)移函數(shù)(G)關(guān)系。表達(dá)式 (1)-(4)描述了表達(dá)式( 中的最佳控制公式的推導(dǎo)。在頻率范圍內(nèi)，由每一傳感器或測(cè)振儀測(cè)量到的處于葉片通過頻率(ΝΩ)的振動(dòng)可以表示為
權(quán)利要求
1.一種旋翼飛機(jī)中的控制振動(dòng)的方法，包括通過傳感器測(cè)量旋翼飛機(jī)中的機(jī)身振動(dòng)，該機(jī)身振動(dòng)來源于旋翼飛機(jī)的推進(jìn)器系統(tǒng)； 通過自適應(yīng)參考模型算法確定致動(dòng)器指令信號(hào)，其中，通過自適應(yīng)參考模型算法確定致動(dòng)器指令信號(hào)包括一個(gè)或多個(gè)迭代法通過最小平方法程序連續(xù)識(shí)別轉(zhuǎn)移函數(shù)參考模型，該轉(zhuǎn)移函數(shù)參考模型代表了位于傳感器和振動(dòng)控制致動(dòng)器之間的預(yù)測(cè)關(guān)系；計(jì)算來自閉環(huán)中的轉(zhuǎn)移函數(shù)參考模型的反饋控制增益； 每次新識(shí)別出真實(shí)的轉(zhuǎn)移函數(shù)時(shí)，更新反饋控制增益；以及其中通過最小平方法程序連續(xù)地識(shí)別轉(zhuǎn)移函數(shù)參考模型，所述連續(xù)地識(shí)別轉(zhuǎn)移函數(shù)參考模型發(fā)生在并不中斷確定致動(dòng)器指令信號(hào)的后臺(tái)進(jìn)程中；以及通過致動(dòng)器指令信號(hào)來控制振動(dòng)控制致動(dòng)器，以通過如下方式消除振動(dòng)，即至少部分地抵消來自于推進(jìn)器系統(tǒng)的振動(dòng)。
2.如權(quán)利要求1所述的方法，其中，轉(zhuǎn)移函數(shù)參考模型為數(shù)學(xué)矩陣。
3.如權(quán)利要求1所述的方法，其中，通過最小平方法程序連續(xù)地識(shí)別轉(zhuǎn)移函數(shù)參考模型的完成，無需詢問振動(dòng)控制致動(dòng)器。
4.如權(quán)利要求1所述的方法，其中，通過自適應(yīng)參考模型算法確定致動(dòng)器指令信號(hào)進(jìn)一步包括通過最小平方法程序減小誤差函數(shù)，誤差函數(shù)為傳感器測(cè)量到的機(jī)身振動(dòng)和轉(zhuǎn)移函數(shù)參考模型計(jì)算的預(yù)測(cè)振動(dòng)響應(yīng)之間的差異；其中，減少誤差函數(shù)使得轉(zhuǎn)移函數(shù)參考模型類似于真實(shí)的轉(zhuǎn)移函數(shù)，從而使得旋翼飛機(jī)中的振動(dòng)衰減得以優(yōu)化；以及其中真實(shí)的轉(zhuǎn)移函數(shù)代表了傳感器和振動(dòng)控制致動(dòng)器之間的實(shí)際的動(dòng)態(tài)關(guān)系。
5.如權(quán)利要求4所述的方法，其中，真實(shí)的轉(zhuǎn)移函數(shù)由轉(zhuǎn)移函數(shù)參考模型、測(cè)量振動(dòng)響應(yīng)和致動(dòng)器指令信號(hào)得以計(jì)算。
6.如權(quán)利要求1所述的方法，進(jìn)一步包括測(cè)量用于控制旋翼飛機(jī)振動(dòng)和轉(zhuǎn)移函數(shù)參考模型的旋翼飛機(jī)參數(shù)，該參數(shù)包括旋翼飛機(jī)毛重、旋翼飛機(jī)油量、旋翼飛機(jī)空氣速度和旋翼飛機(jī)高度中的至少一個(gè)，以及將測(cè)量到的旋翼飛機(jī)參數(shù)變化提供給自適應(yīng)參考模型算法的閉環(huán)部分中的反饋控制邏輯。
7.如權(quán)利要求1所述的方法，進(jìn)一步包括 測(cè)量旋翼的每分鐘轉(zhuǎn)速(RPM)；以及將測(cè)量到的旋翼飛機(jī)參數(shù)提供給所述閉環(huán)中的反饋控制邏輯。
8.如權(quán)利要求1所述的方法，其中，所述閉環(huán)包括獲取進(jìn)度數(shù)據(jù)庫，該獲取進(jìn)度數(shù)據(jù)庫用于在快速轉(zhuǎn)移函數(shù)變化的時(shí)期提供數(shù)據(jù)給轉(zhuǎn)移函數(shù)參考模型。
9.如權(quán)利要求8所述的方法，其中，獲取進(jìn)度數(shù)據(jù)庫一直伴隨旋翼飛機(jī)并可自動(dòng)地更新。
10.如權(quán)利要求1所述的方法，其中，最小平方法程序配置用于在緩慢改變真實(shí)的轉(zhuǎn)移函數(shù)的時(shí)期中識(shí)別轉(zhuǎn)移函數(shù)參考模型，識(shí)別轉(zhuǎn)移函數(shù)參考模型無需從獲取進(jìn)度數(shù)據(jù)庫中獲得信息。
全文摘要
本發(fā)明公開了一種利用自適應(yīng)參考模型算法的旋翼飛機(jī)中的振動(dòng)控制系統(tǒng)和方法。自適應(yīng)參考模型算法使用結(jié)合有定制的最小平方法程序的獲取進(jìn)度特征，作為自適應(yīng)方法用于調(diào)節(jié)反饋控制，從而說明了轉(zhuǎn)移函數(shù)(G)中的振動(dòng)，因此使AVC系統(tǒng)的有效性得以優(yōu)化。最小平方法程序能識(shí)別位于后臺(tái)進(jìn)程中的轉(zhuǎn)移函數(shù)，并無需中斷閉環(huán)振動(dòng)控制。這種識(shí)別方法的完成無需AVC致動(dòng)器的有意詢問，也無需有意的振動(dòng)水平的改變。對(duì)于這種自適應(yīng)控制邏輯，位于AVC致動(dòng)器和傳感器之間的動(dòng)態(tài)關(guān)系通過轉(zhuǎn)移函數(shù)(G)的數(shù)學(xué)模型所表達(dá)。轉(zhuǎn)移函數(shù)(G)的數(shù)學(xué)模型通過最小平方法程序連續(xù)地更新。反饋增益(H)從轉(zhuǎn)移函數(shù)(G)數(shù)學(xué)模型中計(jì)算，反饋增益(H)通過轉(zhuǎn)移函數(shù)(G)的數(shù)學(xué)模型的每一次更新而更新。
文檔編號(hào)B64C27/00GK102369140SQ201080009801
公開日2012年3月7日 申請(qǐng)日期2010年3月1日 優(yōu)先權(quán)日2009年2月27日
發(fā)明者D·E·赫夫利二世, J·帕帕斯, R·辛 申請(qǐng)人:貝爾直升機(jī)泰克斯特龍公司