直升机多谐波多通道全局振动主动控制方法

1.本发明涉及的是一种直升机控制领域的技术，具体是一种直升机多谐波多通道全局振动主动控制方法。


背景技术：

2.由于直升机旋翼动力学的独特特性，频率为knω(k＝1，2，3...，n是旋翼叶片数，ω是旋翼速度)的振动载荷通过旋翼传到机身结构。因此，机身振动表现为旋翼载荷各阶稳态和谐波振动的叠加，给机身造成严重的振动问题。现有的直升机结构响应主动控制技术可以对主通过频率的振动分量进行有效控制，并在一系列机型上成功应用，然而，由于控制器计算能力和作动器工作频段限制，很难同时抑制其它高阶谐波分量。
3.现有技术仅针对单频噪声进行振动控制，无法适用于多频噪声信号振动控制以及多输入多输出系统中控制通道之间的相互干扰耦合，当参考输入信号包含多个频率成分时，如果仅使用含有多个频率成分的单个误差信号作为所有控制通道的反馈信号，来更新控制滤波器的权重，会降低控制效果，且多输入多输出系统中，控制通道之间还存在通道耦合，严重时会导致控制系统发散。
4.此外，现有技术也无法适用于多谐波扰动振动控制，当参考输入信号包含多个频率成分时，如果仅使用含有多个频率成分的单个误差信号作为所有控制通道的反馈信号，来更新控制滤波器的权重，会降低控制效果。


技术实现要素：

5.本发明针对现有自适应滤波fx-lms算法仅依靠单个宽频次级通道辨识模型对多频振动进行控制，只能选择较小的收敛因子，导致系统收敛速度降低，控制效果较差的问题，提出一种直升机多谐波多通道全局振动主动控制方法，通过构造数个独立的自适应滤波器对振动信号中的基频和倍频成分进行分离并独立控制，以全局振动最小为控制目标，实现控制器权重的更新。
6.本发明是通过以下技术方案实现的：
7.本发明涉及一种直升机多谐波多通道全局振动主动控制方法，通过构造独立的带通跟踪滤波器组，用于分离待控制直升机的机身各个待控制点处加速度响应误差信号中的各个谐波分量，通过选择收敛因子对各个谐波分量进行独立控制，在控制过程中重构参考输入信号的同时以全局振动最小为控制目标更新fx-lms自适应控制器的权重，实现直升机旋翼多谐波干扰下，机身所有测点加速度响应显著衰减，有效改善机身振动水平。
8.所述的带通跟踪滤波器组具体包括：若干中心频率可调的带通滤波器，对直升机机身基频信号和高阶倍频信号成分分别滤波，使包含所有频率成分的误差信号经过带通滤波后，得到具有单一频率成分的一组信号分量。
9.所述的独立控制是指：对经过带通滤波器后的具有单一频率成分的各个信号分量，各自进行独立控制，各个信号分量之间控制过程中互不干扰。
10.所述的全局振动最小是指：在多输入多输出系统中，多个作动器协同运行下，直升机机身多个传感器测点的加速度响应均方根值最小。
11.本发明涉及一种实现上述方法的系统，包括：跟踪滤波器单元、控制通道辨识模型单元、重构参考输入信号单元以及多谐波控制器单元，其中：跟踪滤波器单元根据传感器测得误差响应信号进行滤波处理，得到具有单一频率成分的一组信号分量，即子误差信号；控制通道辨识模型单元根据自适应滤波原理进行作动器与传感器测点之间次级通道传递函数处理，得到能反映次级通道传递函数模型的滤波器权重；重构参考输入信号单元根据子误差信号和辨识频响函数模型进行信号重构，得到与输入信号相关的重构参考输入信号；多谐波控制器单元根据重构参考输入信号和误差响应信号，根据梯度下降法，更新控制器权重，得到控制器电压信号。技术效果
12.本发明通过带通跟踪滤波器对误差信号中的多个频率成分进行有效分离，且各控制通道在相应子频段内进行辨识，更能有效的提高辨识的精度和准确性，有效提高振动控制效果；同时以全局振动最小为控制目标，从各自的辨识频响函数和误差信号中获得重构干扰输入信号，避免了现有技术中通过含有多个频率成分的单个误差信号作为所有控制通道的反馈信号来更新控制滤波器的权重，在误差信号中调制出多个不相关的频率成分问题，有效提高了振动控制效果，加快了控制系统收敛速度。
附图说明
13.图1为本发明流程图；
14.图2为实施例流程图；
15.图3为本发明中多谐波参考输入信号重构过程示意图；
16.图4(a)为本发明针对主通过频率下频率范围为15-25hz作动器1对待控点1的控制通道频响辨识过程结果图；
17.图4(b)为本发明针对二阶谐波频率下频率范围为30-50hz作动器1对待控点1的控制通道频响辨识过程结果图；
18.图5(a)为在垂向旋翼载荷(两阶谐波)激励下实验测得直升机机体测点1控制前后时域图；
19.图5(b)为在垂向旋翼载荷(两阶谐波)激励下实验测得直升机机体测点1控制前后频域图；
20.图6为在变工况激励下(变幅值、变频率、变相位)实验测得直升机机体测点1至测点4控制前后时域图。
具体实施方式
21.如图1和图2所示，为本实施例涉及的一种直升机多谐波多通道全局振动主动控制方法，具体包括：
22.步骤1，构造带通滤波器：根据旋翼干扰频率特征，分别针对各个谐波频率范围设计各频带范围相应的k阶带通跟踪滤波器bk(跸)，具体为：b1(跸)，b2(跸)，
…
，bk(跸)，其中：b1(跸)频带范围为15-25hz，b2(跸)频带范围为30-50hz，b3(跸)频带范围为50-75hz。
23.步骤2，系统辨识：分别采集各个主动作动器控制输出电压和机身各个待控制点处加速度响应，采用归一化的最小均方算法对待处理的直升机振动主动控制系统进行辨识，根据主通过频率和k阶高阶谐波频率，分别辨识相应的次级通道模型，每个主动作动器和每个机身待测点之间需要k个辨识模型，将得到的所有辨识控制通道，即次级通道频响函数模型转化为频响对应的脉冲序列。
24.所述的所有辨识控制通道为其中：为在相关频带k范围内主动作动器j对机身待测点i的辨识的控制通道模型，如：为在主通过频率范围内主动作动器1对机身待测点1的辨识的控制通道模型，为在二阶谐波频率范围内主动作动器2对机身待测点1的辨识的控制通道模型。
25.步骤3，误差信号测量：采集机身各个待控制点处加速度响应误差信号并输入步骤1得到的带通跟踪滤波器bk(跸)，得到各个子误差信号其中：ei(跸)为各个待控制点处加速度响应误差信号。
26.步骤4，重构参考输入信号：从步骤2中各自辨识的频率响应函数和步骤3中测量的子误差信号中获得参考输入信号其中：为相关频带k范围内主动作动器j控制通道输入，如：为在主通过频率范围内主动作动器1控制通道输入。
27.步骤5，更新控制器权重：根据步骤3得到的子误差响应信号和步骤4得到的重构参考输入信号，根据梯度下降法，以全局振动最小为控制目标更新权重，得到子控制器输出电压信号。
28.所述的更新权重是指：其中：i＝1，2，
…
，p，为相关频带k范围内第j个控制器对应的收敛因子，为相关频带k范围内第j个控制器对应的控制因子，bk(跸)为步骤1构造的带通滤波器，ei(跸)为步骤3测得的各个待控制点处加速度响应误差信号，p为待控制点个数，p为待控制点个数，为步骤4重构参考输入信号经过步骤2得到的次级通道滤波器后的滤波-x信号，滤波器长度为l，
29.所述的收敛因子满足其中：λ为参考输入信号自相关矩阵的特征值，收敛因子越大，控制系统收敛速度越快，但会导致系统不稳定，因此在选用时选取较小的初始值，根据实际收敛速度和稳定性，逐步增加。
30.步骤6，根据各子控制器的输出得到总控制信号：各子控制器通过调整各自的权重进行控制输出，总控制信号是所有子控制器的输出之和，即即其中：k＝1，2，
…
，k，为相关频带k范围内主动作动器j控制通道输入，为步骤4得到的重构参考输入信号，为步骤5得到的控制器权重。
31.步骤7，将步骤6得到的总控制器信号作为下一时刻主动作动器的输入信号，通过控制通道驱动主动作动器产生主动力，并在待处理的直升机的机身激发相应响应信号，将控制通道的输出信号与机身待控点处加速度响应信号进行叠加得到误差响应信号，不断循环执行步骤3至步骤6，直到在多个作动器协同运行下，机身所有测点的加速度响应均方根达到最小值。
32.经过具体实际实验，在直升机主动控制系统试验台架下，设置旋翼主通过频率范围下收敛因子为0.00015，旋翼二阶谐波频带范围下收敛因子为0.00025，通过上述方法，机身所有测点加速度响应显著降低，机身振动得到有效改善，各测点加速度响应衰减达到74％。
33.如图4(a)所示，为针对主通过频率19hz，设置辨识频率范围为15-25hz，作动器1对待控点1的控制通道频响辨识过程结果图。图4(b)所示，为针对二阶谐波频率38hz，设置辨识频率范围为30-50hz，作动器1对待控点1的控制通道频响辨识过程结果图。在辨识过程中，期望信号与实际输出信号逐渐接近，辨识误差迅速降低，识别精度可达到95％以上。需要指出，其余通道频响辨识过程和结果与此结果类似。
34.如图5(a)所示，为在垂向两阶谐波旋翼载荷激励下，实验中测得的直升机机体测点1控制前后时域图。与传统fxlms方法相比，本方法控制收敛速度更快，控制效果更好，控制稳定后，采用本方法，控制衰减率达到74％，而采用传统fxlms方法，控制衰减率仅为57％。
35.如图5(b)所示，为在垂向两阶谐波旋翼载荷激励下，实验中测得的直升机机体测点1控制前后频域图。与传统fxlms方法相比，本方法具有更好的控制多谐波干扰的能力，各干扰频率线谱分量均显著衰减。
36.如图6所示，为在变工况激励下(变幅值、变频率、变相位)，实验中测得的直升机机体测点1至测点4控制前后时域图。旋翼干扰为垂向两阶谐波激励载荷，控制器在第20秒开启，当振动衰减稳定后，在第50秒，旋翼干扰激励载荷幅值增加40％；在第80秒，旋翼干扰激励载荷相位变化90
°
；在第110秒，旋翼干扰激励载荷频率增加10％；在第140秒，旋翼干扰激励载荷相位变化-45
°
；最后，在第170秒，旋翼干扰激励载荷幅值减少40％；在第210秒，控制器关闭。
37.与现有fxlms技术在应用时机身各待控点加速度响应波动较大后振动响应逐渐衰减相比，本方法控制时加速度响应会迅速收敛到稳定，当干扰激励发生变化时，其加速度响应波动很小。其中，频率变化时的加速度响应波动最为明显，但本方法能够快速抑制振动波动，并快速收敛至稳定。从变工况干扰激励结果可以发现，本方法具有更好控制多谐波扰动的能力，且具有更强的稳定性和鲁棒性。
38.上述具体实施可由本领域技术人员在不背离本发明原理和宗旨的前提下以不同的方式对其进行局部调整，本发明的保护范围以权利要求书为准且不由上述具体实施所限，在其范围内的各个实现方案均受本发明之约束。

技术特征：
1.一种直升机多谐波多通道全局振动主动控制方法，其特征在于，通过构造独立的带通跟踪滤波器组，用于分离待控制直升机的机身各个待控制点处加速度响应误差信号中的各个谐波分量，通过选择收敛因子对各个谐波分量进行独立控制，在控制过程中重构参考输入信号的同时以全局振动最小为控制目标更新fx-lms自适应控制器的权重，实现直升机旋翼多谐波干扰下，机身所有测点加速度响应显著衰减，有效改善机身振动水平；所述的全局振动最小是指：在多输入多输出系统中，多个作动器协同运行下，直升机机身多个传感器测点的加速度响应均方根值最小。2.根据权利要求1所述的直升机多谐波多通道全局振动主动控制方法，其特征是，所述的带通跟踪滤波器组具体包括：若干中心频率可调的带通滤波器，对直升机机身基频信号和高阶倍频信号成分分别滤波，使包含所有频率成分的误差信号经过带通滤波后，得到具有单一频率成分的一组信号分量；所述的独立控制是指：对经过带通滤波器后的具有单一频率成分的各个信号分量，各自进行独立控制，各个信号分量之间控制过程中互不干扰。3.根据权利要求1或2所述的直升机多谐波多通道全局振动主动控制方法，其特征是，具体包括：步骤1，构造带通滤波器：根据旋翼干扰频率特征，分别针对各个谐波频率范围设计各频带范围相应的k阶带通跟踪滤波器b
k
(z)，具体为：b1(z)，b2(z)，
…
，b
k
(z)，其中：b1(z)频带范围为15-25hz，b2(z)频带范围为30-50hz，b3(z)频带范围为50-75hz；步骤2，系统辨识：分别采集各个主动作动器控制输出电压和机身各个待控制点处加速度响应，采用归一化的最小均方算法对待处理的直升机振动主动控制系统进行辨识，根据主通过频率和k阶高阶谐波频率，分别辨识相应的次级通道模型，每个主动作动器和每个机身待测点之间需要k个辨识模型，将得到的所有辨识控制通道，即次级通道频响函数模型转化为频响对应的脉冲序列；步骤3，误差信号测量：采集机身各个待控制点处加速度响应误差信号并输入步骤1得到的带通跟踪滤波器b
k
(z)，得到各个子误差信号其中：e
i
(n)为各个待控制点处加速度响应误差信号；步骤4，重构参考输入信号：从步骤2中各自辨识的频率响应函数和步骤3中测量的子误差信号中获得参考输入信号其中：为相关频带k范围内主动作动器j控制通道输入，如：为在主通过频率范围内主动作动器1控制通道输入；步骤5，更新控制器权重：根据步骤3得到的子误差响应信号和步骤4得到的重构参考输入信号，根据梯度下降法，以全局振动最小为控制目标更新权重，得到子控制器输出电压信号；步骤6，根据各子控制器的输出得到总控制信号：各子控制器通过调整各自的权重进行控制输出，总控制信号是所有子控制器的输出之和，即其中：k＝1，2，
…
，k，为相关频带k范围内主动作动器j控制通道输入，为步骤4得
到的重构参考输入信号，为步骤5得到的控制器权重；步骤7，将步骤6得到的总控制器信号作为下一时刻主动作动器的输入信号，通过控制通道驱动主动作动器产生主动力，并在待处理的直升机的机身激发相应响应信号，将控制通道的输出信号与机身待控点处加速度响应信号进行叠加得到误差响应信号，不断循环执行步骤3至步骤6，直到在多个作动器协同运行下，机身所有测点的加速度响应均方根达到最小值。4.根据权利要求3所述的直升机多谐波多通道全局振动主动控制方法，其特征是，所述的所有辨识控制通道为其中：为在相关频带k范围内主动作动器j对机身待测点i的辨识的控制通道模型，如：为在主通过频率范围内主动作动器1对机身待测点1的辨识的控制通道模型，为在二阶谐波频率范围内主动作动器2对机身待测点1的辨识的控制通道模型。5.根据权利要求3所述的直升机多谐波多通道全局振动主动控制方法，其特征是，所述的更新权重是指：其中：i＝1，2，
…
，p，为相关频带k范围内第j个控制器对应的收敛因子，为相关频带k范围内第j个控制器对应的控制因子，b
k
(z)为步骤1构造的带通滤波器，e
i
(n)为步骤3测得的各个待控制点处加速度响应误差信号，p为待控制点个数，为步骤4重构参考输入信号经过步骤2得到的次级通道滤波器后的滤波-x信号，滤波器长度为l，6.根据权利要求3所述的直升机多谐波多通道全局振动主动控制方法，其特征是，所述的收敛因子满足其中：λ为参考输入信号自相关矩阵的特征值，收敛因子越大，控制系统收敛速度越快，但会导致系统不稳定，因此在选用时选取较小的初始值，根据实际收敛速度和稳定性，逐步增加。7.一种实现权利要求1-6中任一所述的直升机多谐波多通道全局振动主动控制方法的系统，其特征在于，包括：跟踪滤波器单元、控制通道辨识模型单元、重构参考输入信号单元以及多谐波控制器单元，其中：跟踪滤波器单元根据传感器测得误差响应信号进行滤波处理，得到具有单一频率成分的一组信号分量，即子误差信号；控制通道辨识模型单元根据自适应滤波原理进行作动器与传感器测点之间次级通道传递函数处理，得到能反映次级通道传递函数模型的滤波器权重；重构参考输入信号单元根据子误差信号和辨识频响函数模型进行信号重构，得到与输入信号相关的重构参考输入信号；多谐波控制器单元根据重构参考输入信号和误差响应信号，根据梯度下降法，更新控制器权重，得到控制器电压信号。

技术总结
一种直升机多谐波多通道全局振动主动控制方法，通过构造独立的带通跟踪滤波器组，用于分离待控制直升机的机身各个待控制点处加速度响应误差信号中的各个谐波分量，通过选择收敛因子对各个谐波分量进行独立控制，在控制过程中重构参考输入信号的同时以全局振动最小为控制目标更新Fx-LMS自适应控制器的权重，实现直升机旋翼多谐波干扰下，机身所有测点加速度响应显著衰减，有效改善机身振动水平。本发明通过构造数个独立的自适应滤波器对振动信号中的基频和倍频成分进行分离并独立控制，以全局振动最小为控制目标，实现控制器权重的更新。更新。更新。


技术研发人员：龙新华 杨纪楠 焦素娟 邓家磊 赵嘉厚
受保护的技术使用者：上海交通大学
技术研发日：2023.06.16
技术公布日：2023/8/5