[发明专利]直升机机体振动自适应谐波前馈-滑模反馈混合控制方法

权利要求书

1.一种直升机机体振动自适应谐波前馈-滑模反馈混合控制方法，其特征在于，包括步骤如下：

S1、根据直升机旋翼特征生成旋翼的通过频率，确定需控制的谐波阶数，基于通过频率和谐波阶数生成谐波基函数向量；

S2、设计切换函数和滑动模态反馈控制律，使控制点的误差响应在滑动模态区上的运动渐进稳定；

S3、通过传感器采集控制点处的误差响应信号，所述传感器根据减振要求布置在直升机机身上；

S4、利用S3中采集到的误差响应信号，根据滑动模态反馈控制律计算反馈控制时域信号；

S5、利用S3中采集到的误差响应信号，通过谐波系数识别算法修正误差响应谐波系数；

S6、利用S5中得到的误差响应谐波系数，对控制输入谐波系数进行修正，生成下一时刻的前馈控制时域信号，与S4中计算的反馈控制时域信号叠加，生成下一时刻混合控制时域信号；

S7、将S6中得到的混合控制时域信号经过模/数变换和功率放大器处理，作为作动器的输入驱动所述作动器产生作动力，所述作动力经过控制通道传递，在所述直升机机体上产生作动响应；

所述步骤S2分为两个步骤，如下：

S21：设计滑动模态反馈控制的切换函数，将直升机机体结构振动控制系统离散化：

式中，x(n)为系统的状态向量，u_s(n)为滑动模态反馈控制信号，e(n)＝[e⁽¹⁾(n) e⁽²⁾(n)... e^(K)(n)]^T，e^(k)(n)为第k个控制点的误差响应信号，k＝1,2,3...,K，K为控制点数量；A为系统状态矩阵，B为系统控制转换矩阵，C为系统输出矩阵；设计切换函数，使控制点的误差响应能够在滑动模态区上的运动渐进稳定，切换函数如下：

S^(k)(n)＝G^(k)e^(k)(n)＝G^(k)C^(k)x(n) (4)

式中，S^(k)(n)为第k个控制点的误差响应的切换函数，矩阵G^(k)满足以下条件：G^(k)C^(k)B可逆，由(A,B,G^(k)C^(k))定义的系统满足可控可观性，满足滑动模态的全局稳定性；

S22：基于趋近律设计滑动模态反馈控制律，滑动模态反馈控制信号的表达式为：

式中，u^(m)(n+1)为下一采样时刻的第m个作动器的滑动模态反馈控制信号，q和ε为常数，sat(S_k(n))为饱和函数，由公式(5)得到滑动模态反馈控制时域信号

u_s(n)＝[u⁽¹⁾(n) u⁽²⁾(n) ... u^(M)(n)]^T；

所述步骤S4具体为：利用多重速率采样输出反馈算法实时计算系统状态：构造一个输出反馈比控制输入拥有高采样率的系统，设置输出反馈采样周期Δ＝T/N，N为满足系统可观性的正整数，根据响应误差信号和滑动模态反馈控制信号实时计算系统状态：

x(n)＝A(C₀^TC₀)^-1C₀^Te(n)+(B-A(C₀^TC₀)^-1C₀^TD₀)u_s(n-1) (6)

式中，C₀＝[C CA_Δ … CA_Δ^N-1]^T，A_Δ和B_Δ分别为采样周期为Δ时的离散系统状态矩阵和控制转换矩阵；

利用S3中得到的控制点的误差响应信号计算切换函数S^(k)(n)，将S^(k)(n)和系统状态代入S2中所述的滑动模态反馈控制律中计算滑动模态反馈控制时域信号u_s(n+1)；

所述步骤S6分为两个步骤：

S61：利用步骤S5中识别的误差响应谐波系数，采用最陡梯度下降算法实时更新前馈自适应控制的谐波系数，递推方程为：

式中，γ^(j)(n)为对应第j阶谐波的自适应前馈控制谐波系数，θ^(j)(n)为对应第j阶控制谐波的误差响应谐波系数的识别值，和分别为误差响应和控制输入的加权矩阵，I为与和阶数相同的单位矩阵，T^(j)为作动器作动输入点至机身结构响应控制点在第j阶谐波处的传递矩阵；

利用实时更新的前馈自适应控制的谐波系数γ^(j)(n+1)和第n+1个采样点处的谐波基函数向量，计算下一采样时刻的前馈自适应控制时域信号：

式中，为下一采样时刻的第m个作动器的前馈自适应控制时域信号，由公式(9)得到前馈自适应控制时域信号

S62：由步骤S61取得的前馈自适应控制时域信号和步骤S4取得的滑动模态反馈控制时域信号，叠加得到下一采样时刻的混合控制时域信号u_h(n+1)：

u_h(n+1)＝u_a(n+1)+u_s(n+1) (10)。