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原文传递一种飞机主动侧杆系统的配平控制方法

专利名称：	一种飞机主动侧杆系统的配平控制方法
摘要：	本发明公开了一种飞机主动侧杆系统的配平控制方法，主动侧杆处于配平模式时，主动侧杆需要根据指令保持在该设定角度，不能受扰动影响而偏离设定位置，但当飞机存在加速度运动、振动或人为误触碰侧杆时，主动侧杆很难能够依然保持在该设定位置不动,采用传统PID方法难以解决此问题。因此本发明提出了基于改进型自抗扰算法的配平控制方法，通过对自抗扰算法的改进，解决了不受扰动影响的位置锁定控制技术问题，增加了主动侧杆的可靠性。该发明不仅适用于飞机主动侧杆系统中，还可应用到防空武器随动系统、导弹导引头伺服系统等场合。
专利类型：	发明专利
国家地区组织代码：	江苏;32
申请人：	南京航空航天大学
发明人：	袁洋;王欢;陈悦;孙永荣;赵伟;孙亚飞;马婉萍
专利状态：	有效
发布日期：	2019-01-01T00:00:00+0800
申请号：	CN201810492408.3
公开号：	CN108891578A
代理机构：	南京经纬专利商标代理有限公司 32200
代理人：	刘传玉
分类号：	B64C13/14(2006.01)I;B64C13/50(2006.01)I;B;B64;B64C;B64C13;B64C13/14;B64C13/50
申请人地址：	210016 江苏省南京市秦淮区御道街29号
主权项：	1.一种飞机主动侧杆系统的配平控制方法，所述飞机主动侧杆系统包含监控模块和侧杆模块；所述监控模块用于发送指令给所述侧杆模块，并控制存储和显示侧杆模块的实时状态信息；所述侧杆模块包含主动侧杆、第一微控制单元和第二微控制单元；所述主动侧杆包含主动侧杆手柄、杆力传感器、主动侧杆杆体、第一轴、第二轴、第一轴承和第二轴承；所述第一轴、第二轴采用内外框的形式，第一轴为内框轴，第二轴为外框轴，第一轴能够在第二轴的上下滑槽滑动；所述第一轴的一端与孔输出直角换向减速器的输出孔通过键连接，所述第一轴的另一端与第一轴承承载；所述第二轴的一端与轴输出直角换向减速器的输出轴通过键连接，所述第二轴的另一端与第二轴承承载；所述主动侧杆杆体的下端与第一轴固连，上端与杆力传感器的底部固连，杆力传感器的顶部与主动侧杆手柄固连；所述杆力传感器采用2维电阻应变片式杆力传感器，分别对应第一轴上的力和第二轴上的力；所述手柄上设有用于切换侧杆模块的工作模式的切换开关，所述工作模式包含主动模式、随动模式、配平模式以及被动模式；所述第一微控制单元包含第一旋转变压器、第一直角换向减速器、第一力矩电机、第一微控制器、第一PWM电机驱动模块、第一手柄力调制信号电路、第一旋转变压器信号调制电路；所述第一旋转变压器的转子与第一力矩电机转轴连接，定子与第一力矩电机的外壳连接，输出端与第一旋转变压器信号调制电路输入端相连，用于测量第一力矩电机输出轴的转角，并将其传递给所述第一微控制器；所述第一直角换向减速器通过法兰盘固定在主动侧杆机箱上，输出孔与第一轴的一端连接，输入孔与第一力矩电机输出轴的一端连接；所述第一手柄力调制信号电路的输入端与杆力传感器电路电气相连；所述第一PWM电机驱动模块输出端与所述第一力矩电机电气相连；所述第一微控制器分别和第一手柄力调制信号电路的输出端、第一PWM电机驱动模块的输入端、第一旋转变压器信号调制电路的输出端、杆力传感器、以及监控模块电气相连，用于根据获得的杆力传感器在第一轴上的杆力输出信号、第一旋转变压器信号调制电路的转角信号输出PWM波到第一PWM电机驱动模块，控制第一力矩电机的运行，同时通过自身所带的串口功能与监控模块进行串口通信，向监控模块传送侧杆模块的状态信息；所述第二微控制单元包含第二旋转变压器、第二直角换向减速器、第二力矩电机、第二微控制器、第二PWM电机驱动模块、第二手柄力调制信号电路、第二旋转变压器信号调制电路；所述第二旋转变压器的转子与第二力矩电机转轴连接，定子与第二力矩电机的外壳连接，输出端与第二旋转变压器信号调制电路输入端相连，用于测量第二力矩电机输出轴的转角，并将其传递给所述第二微控制器；所述第二直角换向减速器通过法兰盘固定在主动侧杆机箱上，输出轴与第二轴的一端连接，输入孔与第二力矩电机输出轴的一端连接；所述第二手柄力调制信号电路的输入端与杆力传感器电路电气相连；所述第二PWM电机驱动模块输出端与所述第二力矩电机电气相连；所述第二微控制器分别和第二手柄力调制信号电路的输出端、第二PWM电机驱动模块的输入端、第二旋转变压器信号调制电路的输出端、杆力传感器、以及监控模块电气相连，用于根据获得的杆力传感器在第二轴上的杆力输出信号、第二旋转变压器信号调制电路的转角信号输出PWM波到第二PWM电机驱动模块，控制第二力矩电机的运行，同时通过自身所带的串口功能与监控模块进行串口通信，向监控模块传送侧杆模块的状态信息；其特征在于，所述第一轴的配平控制方法包含以下步骤：步骤A.1)，建立飞机主动侧杆系统的状态模型，令第一力矩电机处于稳态运行状态，飞机主动侧杆系统的基本方程如下：式中：u(t)为t时刻的第一力矩电机端电压；k₁为第一力矩电机驱动模块的放大倍数；pwm(t)为t时刻的第一力矩电机控制PWM波占空比；R为第一力矩电机电枢电阻；L为第一力矩电机电枢电感；I(t)为t时刻的第一力矩电机电枢电流；k_e为第一力矩电机反电动势系数；θ(t)为t时刻主动侧杆的转角；为t时刻主动侧杆的转速；T_m(t)为t时刻主动侧杆的输出转矩；J为主动侧杆折合到第一减速器输出轴的转动惯量；T_d(t)为t时刻主动侧杆的扰动力矩；k₂为第一减速器的减速比系数；k₃为第一减速器的满载效率；T_e(t)为t时刻第一力矩电机的电磁转矩；k_t(t)为t时刻第一力矩电机的转矩系数；为t时刻机械结构的摩擦转矩，该转矩随第一力矩电机转速变化而变化；T_l(t)为t时刻第一力矩电机的负载转矩；F_h(t)为t时刻主动侧杆的手柄力；L_h为主动侧杆的长度；步骤A.2)，根据上述得到的状态模型，将飞机主动侧杆系统扩展成三阶系统：步骤A.2.1)，第一力矩电机的电磁转矩与第一力矩电机控制端电压同时改变，飞机主动侧杆系统的状态方程和输出方程如下：式中，x1是主动侧杆的转角；x2是主动侧杆的转速；y为主动侧杆的实际转角量测信号；步骤A.2.2)，把外部扰动和内部摩擦转矩统一成主动侧杆手柄处的扰动力f，令外扰力为w，则：此时，飞机主动侧杆系统扩展成如下的三阶系统：式中，x3为扩充的新状态；f为主动侧杆手柄处的扰动力；b1为预先设定的动态线性补偿系数；步骤A.3)，将主动侧杆的位置配平指令信号v0作为输入信号输入所述跟踪微分器，然后输出具有过渡过程的位置指令信号v1；所述跟踪微分器实现的具体实现方法如下：式中，v(K)为K时刻给定的配平角度值；v1(K)为K时刻经过跟踪微分器后的实时配平角度值；v1(K+1)为K+1时刻经过跟踪微分器后的实时配平角度值；v2(K)为K时刻跟踪微分器运算得到的实时配平角速度值；v2(K+1)为K+1时刻跟踪微分器运算得到的实时配平角速度值；h为预先设定的控制周期；r为预先设定的速度因子；h0为预先设定的精度因子，决定了过渡过程的跟踪精度；fhan(x1,x2,r,h0)为非线性函数，此函数保证了该微分器为最速离散跟踪微分器，具体如下所示：其中：x₁、x₂为fhan函数的变量；x为fsg函数的变量；步骤A.4)，将主动侧杆的实际位置信号y作为第一输入信号、将第一力矩电机控制PWM波信号pwm与动态线性补偿系数b1相乘作为第二输入信号，输入扩张观测器，得到扩张观测器观测出的位置信号z1和扰动z3；所述扩张观测器的具体形式如下：式中，z1为扩张观测器的第一输出，跟踪主动侧杆的转角；z2跟踪主动侧杆的角速度；z3扩张观测器的第二输出，跟踪扰动；e代表跟踪系统输出的误差；y为主动侧杆的实际转角量测信号；b1为动态线性补偿系数；l1、l2、l3为预先设定的扩张观测器系数的系数；由于实际控制器采用数字控制，必须将以上连续形式的扩张观测器离散化，离散化后如下：式中，z1(K)为K时刻扩张观测器的第一输出，跟踪主动侧杆的转角；z2(K)为K时刻跟踪主动侧杆的角速度；z3(K)为K时刻扩张观测器的第二输出，跟踪扰动；e(K)为K时刻跟踪系统输出的误差；y(K)为K时刻主动侧杆的实际转角量测信号；步骤A.5)，将跟踪微分器输出的位置指令信号v1和扩张观测器输出的位置观测信号z1比较，得到控制误差e1，即e1＝v1‑z1；步骤A.6)，将控制误差e1作为非线性反馈控制律的输入，得到第一力矩电机控制PWM波占空比信号的第一部分u0；非线性反馈控制律的具体实现如下：式中，v₁为具有过渡过程的位置指令信号；z₁为扩张观测器的第一输出，跟踪主动侧杆的转角；e₁为控制误差；k为预先设定的状态反馈控制律的增益系数；u₀为非线性反馈控制律的输出；步骤A.7)，将扩张观测器观测出的扰动信号z3与动态线性补偿系数b1的倒数相乘后，作为第一力矩电机控制的补偿量，即第一力矩电机控制PWM波占空比信号的第二部分u1，u1＝z3/b1；步骤A.8)，第一微控制器用第一力矩电机控制PWM波占空比信号的第一部分u0减去第一力矩电机控制PWM波占空比信号的第二部分u1，输出第一力矩电机控制PWM波信号pwm，即pwm＝u0‑u1＝u0‑z3/b1；步骤A.9)，第一微控制器将第一力矩电机控制PWM波信号pwm输出至第一PWM电机驱动模块，控制第一力矩电机的运行，第一力矩电机拖动第一减速器旋转，第一减速器拖动主动侧杆杆体旋转位置指令处，并保持不动。
所属类别：	发明专利