直升机结构响应自适应控制的谐波识别修正法

摘要

本发明公开了直升机结构响应自适应控制的谐波同步识别修正法，属于直升机振动主动控制领域。所述直升机结构响应自适应控制的谐波同步识别修正法针对直升机机体振动以旋翼通过频率及其高阶谐波的稳态谐波振动为主的振动特征，建立了直升机结构响应自适应控制的谐波同步识别修正法，实现了直升机结构响应自适应控制中控制误差响应谐波系数识别与控制输入谐波系数同步修正，达到降低机身控制点振动响应的目的，并具有跟踪振动环境变化的自适应振动控制能力。

主权项

一种直升机结构响应自适应控制的谐波同步识别修正法，其特征在于：包括如下步骤步骤1，根据直升机旋翼特征，提取旋翼激励频率，确定需控制谐波阶数，初始化控制输入谐波信号；步骤2，以当前时域控制输入谐波信号作为作动器控制输入驱动结构，同时在控制点处采集控制误差响应信号；步骤3，利用步骤2得到的控制误差响应信号采样值修正控制误差响应谐波系数；步骤4，利用步骤3中得到的控制误差响应谐波系数修正控制输入谐波系数，由修正后的控制输入谐波系数确定下一时刻时域控制输入，返回步骤2。