主动扭转智能旋翼频域研究及仿真

主动桨尖偏转角和方位角的函数式，
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-’ 、 - ! 分别为与振动和控制相对应的加权矩 阵， % % -’ 0 （! 9 $） " -! 0 $0 % !9% !9% （(） %、 $ 为权参数， 通过改变 % 值， 控制器就能够改变 桨毂力和力矩的谐波分量的所占权值大小， 通过 改变 $ 值， 可以使控制器能够改变降低的桨毂振 动谐波分量和桨尖沿轴线的偏转角之间的所占权 值的大小。 建立智能旋翼局部模型控制器， 局部模型是 通过将输出向量和输入向量在当前的控制中线性 化， 可写成： ! , 0 ! , 9 ! - + , 9（ 9 !, 9 ! ） ! !, （#） " （&）
戴良景+ 周国庆
（ 沈阳航空工业学院航空宇航学院， 辽宁 沈阳 + !!""$)）
摘+ 要： 以直升机主动扭转智能旋翼的数学模型作为控制 对象， 以主动桨 尖偏转引起 的桨毂五力 素的 ) 阶谐波分量作为 输出项， 以主动 桨尖偏转 角作为 输入项， 建 立了多输 入多输 出控制 系统； 在 此基础上， 对主动扭转智能旋翼数学模型进行仿真控制 试验， 研究不同 频率组合的 控制信号对 桨 毂五力素 ) ! 谐波分量的抑制影响。 关键 词： 主动扭转； 智能旋翼； 仿真控制试验 中图 分类号： ,’#& - . ! 文献标识码： /
收稿日期： ’""( ") ’"
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输出 ! , 为智能旋翼第 , 次控制后桨毂五力
其中， +, 9 ! 是表征系统响应函数矩阵， 反映了 当前控制输入的正弦和余弦谐波量和控制输出的 正弦和余弦谐波项传递关系。 将公式 （#） 代入目标函数 （! ） 中，
+ ) 0 !+ , 9 ! -! ! , 9 ! - ! , 9 ! -’ + , 9 （ ! !, 9 !, 9 ! ） + + + （ !, 9 ! , 9 ! ） +, 9 ! -’! , 9 ! （ !, 9 !, 9 ! ）
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++ （ - !+ （%） , 9!’ !, 9 !, 9 ! ） , - % !, 然后， 用 ! , 对 ) 进行求导， 并令其等于零， 并进行 简化， 可以得到控制律： #! , 0 1! , 9 ! 9 1 ! ! , 9 ! 其中， （*）
作者简介： 戴良景 （ !*#& ） ， 男， 辽宁朝阳人， 讲师
& * % % % % % % % % % % % % % % % % % % % 沈阳航空工业学院学报% % % % % % % % % % % % % % %
% 第 $1 卷
! ! " "# # $% ! ! ! "$ ! "! （ ## $% # # $ ! # $# ! # & ’ ）
$ % 主动扭转智能旋翼仿真
（ &） 智能旋翼仿真计算参数 仿真过程中直升机动力学模型所涉及的基本 参数如表 & 所示。
表 &% 智能旋翼模型基本参数
桨叶片数 () 桨尖长 ,-./ 前进比 " 洛克数 $ 旋翼转速 % ’ * + *,) *+ 1 2+ $ ’2 34. 5 6 桨叶半径 * 桨叶预扭 % !实度 # 阻力系数 ! 0* $ + ’() " ( ./0 *+ *( *+ *&
’" " ( 年% 月 第 ’$ 卷 第) 期
沈阳航空工业学院学报 :5;18<= 5> ?@28A<8B C86D7D;D2 5> /2158<;D74<= E8B7822178B
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主 动 扭 转 智 能 旋翼 频 域 研 究 及 仿 真
! + 主动扭转智能旋翼控制律设计
针对直升机稳态前飞状态以及桨叶本身的周 期固有特性， 本文在频域上进行主动控制。 目标函数是振动谐波分量和控制输入量的二 次函数形式， 具体如下： ) 0 * [ ! -! ! , ] - ! - ! ! , 素中 ) " 的谐波分量的正弦和余弦项组成， !, 0 ［ "#) $ + " #) % + "&) $ + " &) % "’) $ + "’) % + (#) $ + (#) % + (&) $ + (&) % ］ （’） 输入 ! , 为智能旋翼主动桨尖的第 , 次控制 的输入向量， 包含 $， )， & . 123 正弦和余弦项， + + !, 0 ［ ! $ $ + !$ %+ !) $ + ! ) % + !& $ + ! & % ］
பைடு நூலகம்
图 &% 1 "、 ’ "、 2 " 控制 信号 对 ’ " 桨 毂交 变载 荷的 控 制结果的前后对比
% % 仿真之前， 为了保证开始控制时控制器能够 给出合适的控 制量， 需要 预先识别频响 函数 #。 通过给控制输入量几个零值， 然后用气动载荷模 型计算出桨毂五个方向的 &* 个谐波值， 由前向差 分方法确定出频响函数 #， 然后用局部模型公式 计算出校正值 #! ’ ， 确定出下一步的控制器输入 值， 再次计算气动载荷谐波分离， 再次识别出频响 函数 #， 一直重复这一步骤， 直到控制结果稳定。 控制软件包 采用 )47849 语言编写。在采样过 程 中， 每隔 2: 方位角 采样一次， 旋翼旋转一周控制 一次。 （ $） 含有 1 "、 ’ "、 2" 频率控制输入信号的仿 真控制 由直升机理论可知， 对于四片桨叶的旋翼， 桨 叶上频率为 ’ " 的四阶谐波的气动载荷使旋翼按 集合型振动， 在桨毂处形成交变载荷， 使机体产生 频率为 ’ " 的载荷谐波振动， 频率为 2" 的气动载 荷引起旋翼后退型振动， 1 " 的气动载荷则引起前 进型的振动， 这两个振动都会在桨毂处形成交变 载荷， 使机体产生频率为 ’" 的振动。而 $ " 的气 动载荷引起旋翼无反作用型的振动， 不会在桨毂 处形成作用于机体的交变载荷。而高阶的频率对 机体振动的影响作用比较小， 所以， 对于 ’ " 的桨 毂交变载荷， 需要采用 1 "、 ’ "、 2" 阶谐波来进行 控制。 图 & 结果为控制前和控制后对比， 从图中可 以看出， 垂向振动载荷 1 2、 滚转力矩载荷 &3 、 俯仰 力矩载荷 & 4 都有明显的降低， 分别达到了 ;25 、 <25 、 ;*5 。尽管另两个 向的力 1 3 、 1 4 有一定
+ + 国内外的学者将多种主动控制算法应用在直 升机振动控制的研究中， 包括模糊控制、 神经网络 控制、 自校正控制、 前馈 （反馈） 控制和自适 应逆 控制， 取得了不错的减振效果， 在控制过程中对参 数的识别也进行了很多研究。 本研究中以 ) 片桨叶的直升机主动扭转智能 旋翼数学模型作为控制对象， 对智能旋翼响应参 数进行识别， 以主动桨尖偏转引起的桨毂五力素 的 ) 阶谐波分量 （ 以向量 ! 表示， 包括 " #) $ 、 " # )% 、 " &) $ 、 " &) % 、 " ’) $ 、 " ’) % 、 ( #) $ 、 ( #) % 、 ( &) $ 、 ( &) % ） 作为输 出 项， 以主动桨尖偏转角 （以向量 ! 表示， 包括 !$ $ 、 作为输入项， 建立多输入多输 !$ % 、 !) $ 、 ! )% 、 ! &$ 、 !& % ） 出优化控制系统。