專利名稱：電控旋翼槳距自適應(yīng)控制方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種控制方法，尤其涉及一種直升機(jī)電控旋翼槳距自適應(yīng)控制方法， 屬于直升機(jī)旋翼操縱領(lǐng)域。
背景技術(shù)：
直升機(jī)是一種具有獨(dú)特飛行特性的飛行器，既可以懸停、垂直升降，又能向任何一 個(gè)方向飛行。直升機(jī)之所以具備這種能力，主要得益于旋翼及其操縱系統(tǒng)。旋翼及其操縱系 統(tǒng)是直升機(jī)的關(guān)鍵部件，對直升機(jī)的性能、操縱穩(wěn)定性及直升機(jī)的飛行安全都有重要影響。現(xiàn)有的直升機(jī)一般是通過間接對自動傾斜器的操縱來實(shí)現(xiàn)對直升機(jī)的操縱，這種 操縱系統(tǒng)的缺點(diǎn)比較明顯由于使用自動傾斜器、機(jī)械操縱桿系以及液壓系統(tǒng)，使得直升機(jī) 的重量效率降低；同時(shí)，機(jī)械液壓設(shè)備導(dǎo)致直升機(jī)的可靠性降低，制造維護(hù)成本增加。而本 世紀(jì)初提出的電控旋翼系統(tǒng)則不會出現(xiàn)此類問題。電控旋翼系統(tǒng)的基本工作原理是駕駛 員操縱駕駛桿，駕駛桿產(chǎn)生的電信號經(jīng)集流環(huán)、旋翼軸、槳轂傳至位于槳葉的電磁作動器， 電磁作動器通過傳動桿系，驅(qū)動各片槳葉的后緣襟翼做偏轉(zhuǎn)運(yùn)動；只需槳根的扭轉(zhuǎn)剛度適 當(dāng)，則襟翼產(chǎn)生的俯仰力矩通過氣彈作用改變槳葉的槳距，從而實(shí)現(xiàn)旋翼操縱。與傳統(tǒng)的旋 翼系統(tǒng)相比，電控旋翼主要優(yōu)勢在于可使操縱系統(tǒng)大為簡化，提高直升機(jī)的可靠性、維護(hù) 性；簡化了槳轂形式，提高氣動效率；易于實(shí)現(xiàn)多冗余度設(shè)計(jì)，提高直升機(jī)的安全性；便于 與電傳或光傳系統(tǒng)集成，實(shí)現(xiàn)更加直接有效的控制。目前，關(guān)于電控旋翼控制方法的研究方面，國外的相關(guān)文獻(xiàn)很少，在實(shí)驗(yàn)中，襟翼 到槳距之間的控制為開環(huán)控制，尚未進(jìn)行閉環(huán)控制(Bao Jinsong, Allen Keith, Chopra Inderjit. Designand Test of a Mach Scale Swashplateless Rotor Using Smart Trailling-Edge Flaps. The 62nd AnnualForum of American Helicopter Society,2006)； 國內(nèi)夏鶴鳴、陸洋等人以理論研究結(jié)果為基礎(chǔ)，在改進(jìn)型電控旋翼系統(tǒng)上，采用PID控制方 法進(jìn)行了槳距閉環(huán)控制研究，試驗(yàn)驗(yàn)證了懸停狀態(tài)下該方法的有效性，但是當(dāng)旋翼氣動環(huán) 境(直升機(jī)飛行狀態(tài))發(fā)生變化時(shí)，該方法無法實(shí)現(xiàn)槳距的有效控制(夏鶴鳴，陸洋，懸停 狀態(tài)下電控旋翼槳距控制研究，航空動力學(xué)報(bào)，2009，第M卷，第十期)。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的目的在于提出一種能適應(yīng)直升機(jī)各種飛行狀態(tài)的電控旋翼槳距自適應(yīng) 控制方法。該電控旋翼槳距自適應(yīng)控制方法所采用的控制系統(tǒng)包括自適應(yīng)濾波控制器、系統(tǒng) 辨識控制器、并行環(huán)節(jié)濾波控制器、比較模塊I、比較模塊II和系統(tǒng)辨識模型，其中自適 應(yīng)濾波控制器、系統(tǒng)辨識控制器、并行環(huán)節(jié)濾波控制器、比較模塊I以及電控旋翼系統(tǒng)均連 接上位計(jì)算機(jī)的輸出，系統(tǒng)辨識控制器的輸出分別接入自適應(yīng)濾波控制器、比較模塊I和 系統(tǒng)辨識模型，自適應(yīng)濾波控制器的輸出分別接入系統(tǒng)辨識模型和電控旋翼系統(tǒng)，系統(tǒng)辨 識模型的輸出接入比較模塊II，比較模塊I的輸出分別接入比較模塊II和自適應(yīng)濾波控制器，比較模塊II的輸出分別接入系統(tǒng)辨識控制器和并行環(huán)節(jié)濾波控制器，并行環(huán)節(jié)濾波控 制器的輸出接入比較模塊II，比較模塊I連接電控旋翼系統(tǒng)的輸出；該電控旋翼槳距自適應(yīng)控制方法包括如下內(nèi)容(1)上位計(jì)算機(jī)輸出電控旋翼期望槳距值和隨機(jī)擾動信號，期望槳距值進(jìn)入自適 應(yīng)濾波控制器、并行環(huán)節(jié)濾波控制器和比較模塊I，隨機(jī)擾動信號進(jìn)入系統(tǒng)辨識控制器和 電控旋翼系統(tǒng)；(2)設(shè)定自適應(yīng)濾波控制器、系統(tǒng)辨識控制器和并行環(huán)節(jié)濾波控制器的濾波權(quán)值 系數(shù)初值，自適應(yīng)濾波控制器得出一個(gè)初始的控制輸出信號，該信號與隨機(jī)擾動信號相減 后進(jìn)入電控旋翼系統(tǒng)；(3)系統(tǒng)辨識控制器計(jì)算得出初始系統(tǒng)模型辨識參數(shù)以及由該參數(shù)計(jì)算得出的擾 動產(chǎn)生槳距值，系統(tǒng)模型辨識參數(shù)代入系統(tǒng)辨識模型得到電控旋翼系統(tǒng)初始的抽象數(shù)學(xué)模 型，該數(shù)學(xué)模型根據(jù)控制輸出信號計(jì)算得出辨識模型產(chǎn)生的槳距值，系統(tǒng)模型辨識參數(shù)同 時(shí)還進(jìn)入自適應(yīng)濾波控制器；(4)并行環(huán)節(jié)濾波控制器在其濾波權(quán)值系數(shù)初值為零的情況下得出初始的并行 環(huán)節(jié)跟蹤值，此后，擾動產(chǎn)生槳距值、期望槳距值以及電控旋翼系統(tǒng)輸出的實(shí)際槳距值同時(shí) 進(jìn)入比較模塊I得到比較差值I，比較差值I再與辨識模型產(chǎn)生的槳距值、并行環(huán)節(jié)跟蹤 值進(jìn)入比較模塊II得到比較差值II，比較差值I作為反饋值輸入自適應(yīng)濾波控制器進(jìn)行計(jì) 算，比較差值II也作為反饋值輸入系統(tǒng)辨識控制器和并行環(huán)節(jié)濾波控制器進(jìn)行計(jì)算；(5)自適應(yīng)濾波控制器、系統(tǒng)辨識控制器和并行環(huán)節(jié)濾波控制器根據(jù)反饋值進(jìn)行 濾波權(quán)值系數(shù)更新，使比較差值逐漸逼近最小值，該最小值的取值范圍為0. 3 0. 5度。本發(fā)明的有益效果如下(1)在直升機(jī)不同的飛行狀態(tài)條件下，均能對電控旋翼槳距幅值和相位進(jìn)行準(zhǔn)確 控制。(2)本發(fā)明采用自適應(yīng)濾波控制器對槳距進(jìn)行控制，并且添加了模型在線辨識模 塊，降低了次級通道的影響，提高了控制系統(tǒng)的收斂性和控制精度；同時(shí)，采用并行環(huán)節(jié)濾 波控制器有效地消除了自適應(yīng)濾波控制器與在線辨識模塊之間的相互影響，提高了控制系 統(tǒng)的魯棒性和整體性能。(3)本發(fā)明提出的控制方法不僅可用于電控旋翼的主操縱控制，在此基礎(chǔ)上還能 同時(shí)對旋翼槳距的高階頻率成分進(jìn)行控制，以達(dá)到減小振動、降低噪聲、提高直升機(jī)性能的 目的。


圖1為本發(fā)明方法的控制系統(tǒng)結(jié)構(gòu)示意圖。圖2為自適應(yīng)濾波控制器的工作結(jié)構(gòu)原理圖。圖3為系統(tǒng)辨識控制器的工作結(jié)構(gòu)原理圖。圖4為并行環(huán)節(jié)濾波控制器的工作結(jié)構(gòu)原理圖。圖5為各控制器中數(shù)字濾波器的工作結(jié)構(gòu)原理圖。
具體實(shí)施例方式如圖1所示，本發(fā)明方法所采用的控制系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)包括自適應(yīng)濾波控制器、系統(tǒng) 辨識控制器、并行環(huán)節(jié)濾波控制器、比較模塊I、比較模塊II和系統(tǒng)辨識模型，其中自適 應(yīng)濾波控制器、系統(tǒng)辨識控制器、并行環(huán)節(jié)濾波控制器、比較模塊I以及電控旋翼系統(tǒng)均連 接上位計(jì)算機(jī)的輸出，系統(tǒng)辨識控制器的輸出分別接入自適應(yīng)濾波控制器、比較模塊I和 系統(tǒng)辨識模型，自適應(yīng)濾波控制器的輸出分別接入系統(tǒng)辨識模型和電控旋翼系統(tǒng)，系統(tǒng)辨 識模型的輸出接入比較模塊II，比較模塊I的輸出分別接入比較模塊II和自適應(yīng)濾波控制 器，比較模塊II的輸出分別接入系統(tǒng)辨識控制器和并行環(huán)節(jié)濾波控制器，并行環(huán)節(jié)濾波控 制器的輸出接入比較模塊II，比較模塊I連接電控旋翼系統(tǒng)的輸出；自適應(yīng)濾波控制器為主模塊，比較差值I與輸入信號在LMS算法模塊中進(jìn)行計(jì) 算，得出濾波器的權(quán)值系數(shù)進(jìn)入數(shù)字濾波器與期望槳距值相乘，從而得出電控旋翼系統(tǒng)的 控制輸出信號。自適應(yīng)濾波控制器的工作原理結(jié)構(gòu)如圖2所示，圖中的系統(tǒng)辨識參數(shù)由系 統(tǒng)辨識控制器給出。系統(tǒng)辨識控制器中，隨機(jī)擾動信號與比較差值II通過LMS算法模塊計(jì)算得出的權(quán)值 即為系統(tǒng)辨識參數(shù)，該參數(shù)再與隨機(jī)擾動信號進(jìn)入數(shù)字濾波器計(jì)算得出擾動產(chǎn)生槳距值。系 統(tǒng)辨識控制器的工作原理結(jié)構(gòu)如圖3所示，其中的數(shù)字濾波器相當(dāng)于一個(gè)系統(tǒng)辨識模型。并行環(huán)節(jié)濾波控制器中，比較差值II與期望槳距值在LMS算法模塊中進(jìn)行計(jì)算， 得出濾波器的權(quán)值系數(shù)進(jìn)入數(shù)字濾波器與期望槳距值進(jìn)行計(jì)算，從而得出并行環(huán)節(jié)跟蹤 值。并行環(huán)節(jié)濾波控制器用于消除系統(tǒng)辨識模塊及自適應(yīng)濾波控制器之間產(chǎn)生的相互影 響，其基本原理同自適應(yīng)濾波控制器。并行環(huán)節(jié)濾波控制器的工作原理結(jié)構(gòu)如圖4所示。上述三個(gè)控制器均采用最小均方誤差(IiK)算法的自適應(yīng)濾波器，各自起不 同的作用。對于自適應(yīng)濾波器，本發(fā)明中采用的是如圖5所示的L階橫向有限沖激響 應(yīng)(FIR)數(shù)字濾波器，圖中Wi(Ii)表示LMS算出的控制器權(quán)值系數(shù)，最終輸出可表示為
權(quán)利要求
1.一種電控旋翼槳距自適應(yīng)控制方法，其特征在于該方法所采用的控制系統(tǒng)包括自適應(yīng)濾波控制器、系統(tǒng)辨識控制器、并行環(huán)節(jié)濾波控 制器、比較模塊I、比較模塊II和系統(tǒng)辨識模型，其中自適應(yīng)濾波控制器、系統(tǒng)辨識控制 器、并行環(huán)節(jié)濾波控制器、比較模塊I以及電控旋翼系統(tǒng)均連接上位計(jì)算機(jī)的輸出，系統(tǒng)辨 識控制器的輸出分別接入自適應(yīng)濾波控制器、比較模塊I和系統(tǒng)辨識模型，自適應(yīng)濾波控 制器的輸出分別接入系統(tǒng)辨識模型和電控旋翼系統(tǒng)，系統(tǒng)辨識模型的輸出接入比較模塊 II，比較模塊I的輸出分別接入比較模塊II和自適應(yīng)濾波控制器，比較模塊II的輸出分別 接入系統(tǒng)辨識控制器和并行環(huán)節(jié)濾波控制器，并行環(huán)節(jié)濾波控制器的輸出接入比較模塊 II，比較模塊I連接電控旋翼系統(tǒng)的輸出；該電控旋翼槳距自適應(yīng)控制方法包括如下內(nèi)容(1)上位計(jì)算機(jī)輸出電控旋翼期望槳距值和隨機(jī)擾動信號，期望槳距值進(jìn)入自適應(yīng)濾 波控制器、并行環(huán)節(jié)濾波控制器和比較模塊I，隨機(jī)擾動信號進(jìn)入系統(tǒng)辨識控制器和電控 旋翼系統(tǒng)；(2)設(shè)定自適應(yīng)濾波控制器、系統(tǒng)辨識控制器和并行環(huán)節(jié)濾波控制器的濾波權(quán)值系數(shù) 初值，自適應(yīng)濾波控制器得出一個(gè)初始的控制輸出信號，該信號與隨機(jī)擾動信號相減后進(jìn) 入電控旋翼系統(tǒng)；(3)系統(tǒng)辨識控制器計(jì)算得出初始系統(tǒng)模型辨識參數(shù)以及由該參數(shù)計(jì)算得出的擾動產(chǎn) 生槳距值，系統(tǒng)模型辨識參數(shù)代入系統(tǒng)辨識模型得到電控旋翼系統(tǒng)初始的抽象數(shù)學(xué)模型， 該數(shù)學(xué)模型根據(jù)控制輸出信號計(jì)算得出辨識模型產(chǎn)生的槳距值，系統(tǒng)模型辨識參數(shù)同時(shí)還 進(jìn)入自適應(yīng)濾波控制器；(4)并行環(huán)節(jié)濾波控制器在其濾波權(quán)值系數(shù)初值為零的情況下得出初始的并行環(huán)節(jié)跟 蹤值，此后，擾動產(chǎn)生槳距值、期望槳距值以及電控旋翼系統(tǒng)輸出的實(shí)際槳距值同時(shí)進(jìn)入比 較模塊I得到比較差值I，比較差值I再與辨識模型產(chǎn)生的槳距值、并行環(huán)節(jié)跟蹤值進(jìn)入 比較模塊II得到比較差值II，比較差值I作為反饋值輸入自適應(yīng)濾波控制器進(jìn)行計(jì)算，比 較差值II也作為反饋值輸入系統(tǒng)辨識控制器和并行環(huán)節(jié)濾波控制器進(jìn)行計(jì)算；(5)自適應(yīng)濾波控制器、系統(tǒng)辨識控制器和并行環(huán)節(jié)濾波控制器根據(jù)反饋值進(jìn)行濾波 權(quán)值系數(shù)更新，使比較差值逐漸逼近最小值，該最小值的取值范圍為0. 3 0. 5度。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的電控旋翼槳距自適應(yīng)控制方法，其特征在于所述自適應(yīng)濾 波控制器、系統(tǒng)辨識控制器和并行環(huán)節(jié)濾波控制器均采用最小均方誤差算法的自適應(yīng)濾波ο
3.根據(jù)權(quán)利要求2所述的電控旋翼槳距自適應(yīng)控制方法，其特征在于所述自適應(yīng)濾 波器采用有限沖激響應(yīng)濾波器。
全文摘要
本發(fā)明涉及一種電控旋翼槳距自適應(yīng)控制方法，屬于直升機(jī)旋翼操縱領(lǐng)域。該方法所采用的控制系統(tǒng)包括自適應(yīng)濾波控制器、系統(tǒng)辨識控制器、并行環(huán)節(jié)濾波控制器、比較模塊I和II以及由系統(tǒng)辨識控制器得到的系統(tǒng)辨識模型。該方法由上位機(jī)產(chǎn)生期望槳距值和隨機(jī)擾動信號進(jìn)入控制系統(tǒng)，將自適應(yīng)濾波控制器的控制輸出信號與隨機(jī)擾動信號相減作為電控旋翼系統(tǒng)的輸入，電控旋翼系統(tǒng)輸出實(shí)際槳距值進(jìn)入控制系統(tǒng)，三個(gè)控制器根據(jù)輸入值與比較差值采用LMS算法更新濾波器權(quán)值系數(shù)，以使比較差值逐漸逼近最小值。本發(fā)明能適應(yīng)直升機(jī)各種飛行狀態(tài)的變化，始終準(zhǔn)確地對電控旋翼槳距進(jìn)行控制。
文檔編號G05B13/04GK102081353SQ20101021197
公開日2011年6月1日 申請日期2010年6月28日 優(yōu)先權(quán)日2010年6月28日
發(fā)明者洪亮, 陸洋 申請人:南京航空航天大學(xué)