本發(fā)明屬于直升機振動主動控制的技術領域，公開了直升機機體振動多諧波多輸入多輸出前饋自適應控制方法。

背景技術：

直升機在飛行過程中，槳葉一直處在非定常的氣動環(huán)境中。前飛時，槳葉在不同的方位角和不同的槳葉半徑處都對應著不同的氣動力，產(chǎn)生了很大的振動載荷，這些振動載荷在直升機機體產(chǎn)生強烈的激勵響應。傳遞到機體上的旋翼振動載荷主要頻率成分為rnω，其中r為諧波數(shù)，r＝1，2，3，…，n為槳葉片數(shù)，ω為旋翼轉速，這些頻率稱為旋翼的通過頻率，其中低階部分對直升機振動起主要作用。為了有效降低直升機的振動，現(xiàn)有技術已采用了許多振動控制方法，包括被動控制和主動控制，其中，直升機結構響應主動控制具有減振效果好、適應性強等特點，已成為直升機振動控制的關注重點。

直升機結構響應主動控制的控制算法需要能夠滿足直升機復雜的振動環(huán)境，并能跟蹤振動載荷的變化，即具有良好的自適應性能。目前采用的算法有基于頻域的dft法和基于時域的h∞控制、fx-lms法等，然而這些算法僅對主通過頻率的振動或單個載荷的振動進行控制，不能針對機體振動的多諧波做出控制。

技術實現(xiàn)要素：

本發(fā)明所要解決的技術問題是針對上述現(xiàn)有技術的不足，提供一種直升機機體振動多諧波多輸入多輸出前饋自適應控制方法，基于諧波系數(shù)識別和前饋自適應控制，實現(xiàn)多諧波多載荷激勵下直升機機體振動的有效控制。

本發(fā)明為實現(xiàn)上述目的采用如下技術方案：

直升機機體振動多諧波多輸入多輸出前饋自適應控制方法，包括如下步驟：

s1、根據(jù)直升機旋翼的通過頻率，根據(jù)直升機機體實測的振動頻譜確定需控制的諧波階數(shù)，由通過頻率和諧波階數(shù)共同設置諧波基函數(shù)向量；

s2、通過第一傳感器采集旋翼傳遞到機體上的激勵信號，通過第二傳感器采集減振點處的誤差響應信號，其中，所述第一傳感器安裝在機體和旋翼軸的連接處的激勵作用點，所述第二傳感器安裝在所述減振點處，所述減振點根據(jù)減振需求設置在所述機體上，減振需求是指對振動劇烈的位置加強保護，即布置在乘員座椅位置、重要機載設備安裝位置和振動劇烈位置；

s3、利用s2采樣到的激勵信號和誤差響應信號，通過諧波系數(shù)識別，識別后得到激勵諧波信號和誤差響應諧波信號；

s4、利用s3中得到的激勵諧波信號作為自適應濾波器的輸入，以s3得到的誤差響應諧波信號、激勵諧波信號及控制通道頻響函數(shù)估計值修正濾波器的權系數(shù)，權系數(shù)乘以前l(fā)個時刻的被輸入所述自適應濾波器的所述激勵諧波信號構成的向量，得到自適應濾波器的的輸出信號，其中，l為所述自適應濾波器的階數(shù)；

s5、將s4中得到的所述自適應濾波器的輸出信號經(jīng)過模/數(shù)變換和功率放大器處理后，作為作動器的輸入驅動作動器產(chǎn)生作動力，所述作動力經(jīng)過控制通道傳遞，在所述機體上產(chǎn)生作動響應，其中模/數(shù)變換相當于采樣的逆過程，目的是將離散的信號轉化為連續(xù)的信號；功率放大器的作用是提供驅動作動器所需要的功率；

在所述作動器產(chǎn)生作動力的過程中，循環(huán)執(zhí)行s2-s5的流程。

進一步的，s3中利用激勵信號、誤差響應信號、諧波基函數(shù)向量,采用最小均方誤差算法識別每一采樣時刻激勵諧波信號的激勵諧波信號正弦系數(shù)、激勵諧波信號余弦系數(shù)和誤差響應諧波信號的誤差響應諧波正弦系數(shù)、誤差響應諧波余弦系數(shù),將激勵諧波正弦系數(shù)和激勵諧波余弦諧波系數(shù)乘以諧波基函數(shù)向量，得到識別的所述激勵諧波信號；將誤差響應諧波正弦系數(shù)和誤差響應諧波余弦系數(shù)乘以諧波基函數(shù)向量，得到識別的誤差響應諧波信號。

進一步的，s4包括：

s41、根據(jù)s3得到的識別的激勵諧波信號、誤差響應諧波信號以及控制通道頻響函數(shù)的估計值，采用梯度下降法，修正上一時刻自適應濾波器權系數(shù)，得到當前時刻自適應濾波器的權系數(shù)。

進一步的，s4還包括：

s42、根據(jù)s41得到的當前時刻自適應濾波器權系數(shù)，乘以前l(fā)個時刻的激勵諧波信號組成的向量，得到當前時刻所述自適應濾波器的輸出信號，l為自適應濾波器的階數(shù)。

進一步的，所述諧波基函數(shù)向量的產(chǎn)生公式(1)、所述誤差響應諧波系數(shù)的識別公式(2)-公式(4)、所述激勵諧波系數(shù)的識別公式(5)-公式(7)、所述自適應濾波信號處理公式(8)-公式(10)，都由控制器的數(shù)字信號處理器完成

進一步的，諧波基函數(shù)向量是：

式中，z(n)是所述諧波基函數(shù)向量，ωr是所述通過頻率，r是機體的振動頻譜確定需控制的所述諧波階數(shù)，r為1至r中的一個整數(shù)，fs是采樣頻率，n代表第n個采樣點，矩陣右上角的t表示矩陣轉置。

進一步的，誤差響應諧波信號是：

式中，是誤差響應諧波信號，ωr是通過頻率，fs是采樣頻率，是誤差響應諧波信號的正弦諧波系數(shù)，是誤差響應諧波信號的余弦諧波系數(shù)，n代表第n個采樣點，k表示第k個減振點。

進一步的，激勵響應諧波信號是：

式中，激勵響應諧波信號，ωr是通過頻率，fs是采樣頻率，是激勵諧波信號的正弦諧波系數(shù)，是激勵諧波信號的余弦諧波系數(shù)，n表示第n個采樣點，i表示第i個激勵作用點。

本發(fā)明采用上述技術方案，具有以下有益效果：實現(xiàn)了多諧波多載荷激勵下直升機機體振動的前饋自適應控制，解決了傳統(tǒng)振動主動控制僅對主通過頻率的振動或單個載荷的振動進行控制時控制效果不足的問題。

附圖說明

圖1是直升機機體振動多諧波多輸入多輸出前饋自適應控制方法的系統(tǒng)框圖；

圖2是直升機機體模型結構在三個載荷(每個載荷含三階諧波)激勵下兩個減振點在兩個方向的加速度響應時振動控制的效果圖；

圖3是激勵信號改變相位、幅值和頻率時的加速度響應時振動自適應控制效果圖；

圖4激勵信號頻率和諧波基數(shù)頻率存在3％誤差時加速度響應的振動控制效果圖。

具體實施方式

下面結合附圖和實施例對本發(fā)明作進一步的詳細說明?？梢岳斫獾氖?，此處所描述的具體實施例僅僅用于解釋本發(fā)明，而非對本發(fā)明的限定。另外還需要說明的是，為了便于描述，附圖中僅示出了與本發(fā)明相關的部分而非全部結構。

下面結合附圖對發(fā)明的技術方案進行詳細說明，直升機機體振動多諧波多輸入多輸出前饋自適應控制方法的系統(tǒng)框圖如圖1所示，具體步驟包括：

s1、根據(jù)直升機旋翼的通過頻率ωr，由直升機機體實測的振動頻譜確定控制諧波階數(shù)r，設置諧波基函數(shù)向量：

式中，z(n)是諧波基函數(shù)向量，fs是采樣頻率。n表示第n個采樣點.矩陣右上的t表示矩陣轉置。

s2、第n個采樣點處，通過傳感器采集旋翼傳遞到機體上的激勵信號x⁽ⁱ⁾(n)(上標i表示第i個激勵作用點)，同時在機體上的減振點處采集誤差響應信號e^(k)(n)(上標k表示第k個減振點)，e^(k)(n)反映的是控制點處的時域控制誤差響應。

s3、誤差響應信號諧波系數(shù)識別過程如下：對誤差響應信號進行諧波系數(shù)識別，得到誤差響應諧波信號，其中，首先應用最小均方誤差算法實時識別誤差響應信號中需控制諧波系數(shù)

修正公式為:

式中，μi是參數(shù)識別收斂因子，0<μi<1，為第n個采樣點誤差響應信號的諧波系數(shù)估計值和分別為誤差響應信號第ωr階諧波的正弦和余弦系數(shù)。

通過修正后的誤差響應諧波系數(shù)和得到時識別后的誤差響應諧波信號：

激勵信號諧波系數(shù)識別過程如下：修正公式為:

式中，μi是參數(shù)識別收斂因子，0<μi<1，為第n個采樣周期激勵信號的諧波系數(shù)估計值。

和分別為激勵信號第ωr階諧波的正弦和余弦系數(shù)。

通過修正后的激勵信號諧波系數(shù)和得到時識別后的激勵諧波信號：

s4、利用s3中得到的激勵諧波信號作為自適應濾波器的輸入，以s3得到的誤差響應諧波信號、激勵諧波信號及控制通道頻響函數(shù)估計值修正濾波器的權系數(shù)，權系數(shù)乘以前l(fā)個時刻的被輸入所述自適應濾波器的所述激勵諧波信號構成的向量，得到自適應濾波器的的輸出信號，其中，權系數(shù)乘以前l(fā)個激勵諧波信號組成的向量相當于自適應濾波器的系統(tǒng)函數(shù)，l為所述自適應濾波器的階數(shù)。

自適應濾波器權系數(shù)w^(i,j)(n)的迭代方程為：

式中，為第j個作動器作用點到第k個響應測量點間的控制通道頻響函數(shù)估計值，為調(diào)節(jié)算法收斂速度的參數(shù)，如取值過大，會使控制發(fā)散，若取值過小，又會導致收斂速度過慢。因此，采用歸一化最小均方誤差算法(lms)修正，修正公式為：

式中，0<μ0<1為收斂系數(shù)，α是個很小的常數(shù)，使得分母始終不為0。

上標j表示第j個所述自適應濾波器的輸出值，對應第j個作動器的驅動電壓，自適應濾波器的第j個輸出值為：

式中，x⁽ⁱ⁾(n)為第i個旋翼激勵構成的向量，w^(i,j)(n)為權系數(shù)構成的向量，其構成分別為：

其中，是前l(fā)個采樣點的激勵信號組成的向量，l是自適應濾波器的階數(shù)。

s5、以s4中得到的自適應濾波器輸出信號經(jīng)過模/數(shù)變換和功率放大器處理后，驅動作動器產(chǎn)生作動力，作動力經(jīng)過控制通道傳遞，在機體上產(chǎn)生作動響應。作動響應與激勵響應大小相近，相位相反，頻率相同。從而達到降低直升機機體振動水平的目的。

在所述作動器產(chǎn)生作動力的過程中，循環(huán)執(zhí)行s2-s5的流程，實現(xiàn)實時的自適應控制。

圖2是直升機機體模型結構在三個載荷(每個載荷含三階諧波)激勵下兩個減振點在兩個方向的加速度響應時振動控制的效果圖。該模型中給出了三個載荷(每個載荷取前三階諧波)，在三個載荷的激勵下，直升機機體模型結構的兩個減振點在兩個方向的加速度響應。圖中深色曲線為控制三階諧波的加速度響應曲線，淺色曲線為僅控制第一階nω諧波的加速度響應曲線。當控制系統(tǒng)開啟后，減振點處的振動水平在2秒內(nèi)快速衰減?？刂频谝浑Anω諧波，兩個減振測量點的四個加速度響應分別降低了86％、72％、67％和67％，控制三階諧波時，減振點處的振動水平降低了99％以上，相比控制第一階nω諧波效果提升顯著。

圖3是激勵信號改變相位、幅值和頻率時的加速度響應時振動自適應控制效果圖，給出了分別在6、9、12秒時改變激勵信號的相位、幅值和頻率時的加速度響應，第3秒時，控制系統(tǒng)開啟；第6秒時，激勵信號的相位發(fā)生改變，三個的信號相位都同時變化180°；第9秒時，激勵信號的幅值變成原先的兩倍；第12秒時，激勵信號的頻率減小5％。在控制開啟時，隨著激勵的相位、幅值和頻率改變，結構在短時間內(nèi)振動水平增大，但是很快振動響應又衰減到很小的穩(wěn)定狀態(tài)。本發(fā)明算法對激勵信號的變化具有很強的自適應跟蹤控制能力。

圖4是激勵信號頻率和諧波基數(shù)頻率存在3％誤差時加速度響應的振動控制效果圖，給出了激勵頻率和諧波基數(shù)頻率存在3％誤差時的加速度響應。現(xiàn)有廣泛使用的基于最小均方誤差法的離散傅里葉變換(dft)法要求諧波基數(shù)的頻率與激勵信號的頻率一致，否則導致控制效果變差，甚至振動變大。圖4中深色和淺色曲線分別是本控制方法和dft控制法下的振動。由圖可知，頻率有3％誤差時，采用dft控制法的振動出現(xiàn)了不同程度的增大，而本控制方法可以使系統(tǒng)收斂并且穩(wěn)定后的振動和不存在頻率誤差時相同，僅收斂速度降低。

綜上所述，本發(fā)明具有以下有益效果：

實現(xiàn)了直升機機體振動多諧波多輸入多輸出的前饋主動控制，與僅控制主通過頻率相比，控制效果提升了14％～33％，并且對直升機振動環(huán)境變化具有較強的自適應振動控制能力。當諧波基數(shù)的頻率與激勵頻率存在3％誤差時，振動控制效果與不存在頻率誤差時的控制效果相同，僅控制速度稍有降低。而在dft控制方法下，當兩個頻率存在3％誤差時，振動不僅沒有得到控制，反而增大了。

因此，本發(fā)明對結構振動的幅值、相位和頻率的改變具有良好的自適應性能，并且在諧波基函數(shù)向量的頻率與激勵頻率存在一定誤差時仍有很好的控制效果。

本發(fā)明方法的具體應用途徑很多，以上所述僅是本發(fā)明的優(yōu)選實施方式。應當指出，對于本技術領域的普通技術人員來說，在不脫離本發(fā)明原理的前提下，還可以做出若干改進，這些改進也應視為本發(fā)明的保護范圍。