一種利用雙慣組進行彈性振蕩抑制的方法及系統的製作方法

2023-05-31 11:23:21 2

一種利用雙慣組進行彈性振蕩抑制的方法及系統的製作方法
【專利摘要】本發明公開了一種利用雙慣組進行彈性振蕩抑制的方法和系統，方法包括以下步驟：S1、雙慣組分別採集運載器角速率信息；S2、根據獲取的運載器角速率信息獲取線性加權係數K；S3、根據運載器角速率信息，進行加權係數K的線性疊加，從而獲取阻斷了彈性振蕩後的真實彈體角速率。本發明還提供了實現上述方法的系統。本發明方法和系統利用雙慣組採集的不同信息，自動選取加權係數進行線性疊加，從而輸出只有微弱彈性信息的慣組數據，進而阻斷了彈性振蕩對姿態控制系統的不利影響。本發明方法和系統具有算法簡單，易於工程實現的優點。
【專利說明】一種利用雙慣組進行彈性振蕩抑制的方法及系統

【技術領域】
[0001]本發明屬於彈性振蕩抑制【技術領域】，具體涉及到一種利用雙慣組進行彈性振蕩抑制的方法及系統。

【背景技術】
[0002]國內目前運載器彈性振蕩抑制的方法一般均採用濾波器的措施，常使用的濾波器為低通濾波器和陷波濾波器。低通濾波器對硬體的相位特性要求很高，而陷波濾波器則要求彈性頻率大於穩定系統剪切頻率5倍以上。在此背景下，提出一種彈性振蕩自適應控制方法，然而現有彈性振蕩自適應控制方法在彈性信息過大的狀態下彈性信息抑制能力較差，甚至會出現姿態控制系統發散的情況。
[0003]因此需要提出一種改進的彈性振蕩抑制方法，在保持對彈性振蕩阻斷的能力的基礎上，避免現有技術在彈性信息過大的狀態下發散的缺陷。


【發明內容】

[0004]針對現有技術的缺陷和技術需求，本發明提供了一種利用雙慣組進行彈性振蕩抑制的方法及系統，可解決現有彈性振蕩自適應控制方法在彈性信息過大的狀態下彈性信息抑制能力差、甚至出現姿態控制系統發散的缺陷。
[0005]為實現上述目的，按照本發明，提供了一種利用雙慣組進行彈性振蕩抑制的方法，所述方法包括以下步驟:
[0006]S1、雙慣組中第一慣組和第二慣組分別採集運載器角速率信息omgO和omgl ；
[0007]S2、根據採集的運載器角速率信息omgO和omgl獲取線性加權係數K:
[0008]K = K0+int [C*sign (omg_inl) *omg_in2],
[0009]其中，KO = k00/(k00-kl0),k00為運載器發動機點火前第一慣組所處位置上的振型斜率；klO為發動機點火前第二慣組所處位置上的振型斜率；
[0010]函數int(x)表示對自變量X的積分，初始值為O ;
[0011]函數sign(x)表示對自變量X取符號，當X為正值時，sign(x) = I ;當x為負值時，sign(x) = -1 ；
[0012]C為收斂因子；
[0013]omg—ini = omgO-omgl，
[0014]omg—in2 = omgO-K(omgO-omgl)-notch (omgO)；
[0015]函數notch (X)為陷波濾波器，其傳遞函數為
[0016]notch = (S2+2*0.02*wn*S+wn2)/(S2+2*0.96*wn*S+wn2)，
[0017]wn為運載器的固有頻率；
[0018]S3、根據線性加權係數K獲取阻斷了彈性振蕩後的真實彈體角速率omg =omgO- (omgO-omgl) K。
[0019]相應地，本發明還提供了一種利用雙慣組進行彈性振蕩抑制的系統，所述系統包括雙慣組、線性加權模塊和真實彈體角速率獲取模塊:
[0020]所述雙慣組中第一慣組和第二慣組分別用於採集運載器角速率信息omgO和omgl ；
[0021]所述線性加權模塊用於根據採集的運載器角速率信息omgO和omgl獲取線性加權係數K:
[0022]K = K0+int [C*sign (omg_inl) *omg_in2],
[0023]其中，KO = k00/(k00-kl0),k00為運載器發動機點火前第一慣組所處位置上的振型斜率；klO為發動機點火前第二慣組所處位置上的振型斜率；
[0024]函數int (X)表示對自變量x的積分,初始值為O ;
[0025]函數sign(x)表示對自變量x取符號，當x為正值時，sign (X) = I ;當x為負值時，sign(x) = -1 ；
[0026]C為收斂因子；
[0027]omg_inl = omgO-omgl,
[0028]omg_in2 = omgO-Κ (omgO-omgl)-notch (omgO)；
[0029]函數notch (X)為陷波濾波器，其傳遞函數為
[0030]notch = (S2+2*0.02*wn*S+wn2)/(S2+2*0.96*wn*S+wn2),
[0031]wn為運載器的固有頻率；
[0032]所述真實彈體角速率獲取模塊用於根據線性加權係數K獲取阻斷了彈性振蕩後的真實彈體角速率omg = omgO- (omgO-omgl) K0
[0033]總體而言，通過本發明所構思的以上技術方案與現有技術相比，主要具備以下的技術優點:本發明方法和系統利用雙慣組採集的不同信息，進行加權係數的線性疊加從而輸出只有微弱彈性信息的慣組數據，阻斷了彈性振蕩對飛行器姿態控制系統的不利影響。本發明方法具有算法簡單，易於工程實現的優點。

【專利附圖】

【附圖說明】
[0034]圖1為本發明方法工作流程圖；
[0035]圖2為本發明方法控制原理框圖；
[0036]圖3 (a)為利用本發明方法進行仿真得到的加權係數效果圖；
[0037]圖3(b)為利用本發明方法進行仿真得到的輸出角速率效果圖；
[0038]圖3(c)為利用本發明方法進行仿真得到的殘餘彈性角速率效果圖。

【具體實施方式】
[0039]為了使本發明的目的、技術方案及優點更加清楚明白，以下結合附圖及實施例，對本發明進行進一步詳細說明。應當理解，此處所描述的具體實施例僅僅用以解釋本發明，並不用於限定本發明。此外，下面所描述的本發明各個實施方式中所涉及到的技術特徵只要彼此之間未構成衝突就可以相互組合。
[0040]本發明通過利用雙慣組進行彈性振蕩抑制。根據雙慣組採集的不同信息，進行不同加權係數的線性疊加從而輸出只包含有微弱彈性信息的真實彈體角速率，從而阻斷彈性振蕩對姿態控制系統的不利影響。
[0041]如圖1和圖2所示，本發明彈性振蕩抑制方法包括以下步驟:
[0042]S1、雙慣組中慣組O和慣組I分別採集運載器角速率信息omgO和omgl ；
[0043]S2、獲取線性加權係數K:
[0044]K = K0+int [C*sign (omg_inl) *omg_in2],
[0045]其中，KO = k00/(k00-kl0)，kOO是在運載器發動機點火前，慣組O所處位置上的振型斜率；klO是在發動機點火前，慣組I所處位置上的振型斜率；
[0046]函數int (X)表示對自變量x的積分,初始值為O ;函數sign (X)表示對自變量x取符號，當X為正值時，sign(x) = I ;當X為負值時，sign(x) = -1 ；
[0047]C為關於K的收斂因子，C越大，K收斂速度越快。C可根據不同的狀態需要進行設計(如慣組的物理特性以及其在運載器中的安裝位置)，根據經驗值調整確定；
[0048]omg_inl = omgO-omgl ；
[0049]omg_in2 = omgO-Κ (omgO-omgl)-notch (omgO)；
[0050]函數notch 為陷波濾波器，其傳遞函數為
[0051]notch = (S2+2*0.02*wn*S+wn2)/(S2+2*0.96*wn*S+wn2)，
[0052]wn為運載器的固有頻率；
[0053]S3、獲取阻斷了彈性振蕩後的真實彈體角速率omg = omgO-(omgO-omgl)K。
[0054]上述步驟S2中，加權係數K的初始設置值KO = kOO/ (kOO-klO)，kOO和klO可以在地面直接利用儀器測得。陷波濾波器在使用前需要根據姿態控制系統的採樣頻率進行雙線性變化。
[0055]運載器實際飛行過程中，令真實彈體角速率為omgb，彈性角速率為omgt，則其滿足如下關係:omgO = omgb+kO*omgt, omgl = omgb+kl*omgt ；k0和kl分別是慣組O和慣組I所處位置上的實時振型斜率，其中在實際飛行過程中ko和kl無法實時測量。本發明方法將omgO和omgl進行關於加權係數K的線性疊加，根據步驟S1-S3可得到阻斷了彈性振蕩後的真實彈體角速率omg。
[0056]以下結合一個具體實施例對本發明方法作進一步說明。
[0057]假設某運載器飛行過程中，相關仿真條件設定為k0 = 0.Ukl = -0.25、K0 = 0、C=0.5。彈性角速率omgt幅值為100deg/s,頻率1Hz ;真實彈體角速率omgb幅值為50deg/s，頻率IHz。
[0058]由圖2可以看出，仿真實驗中，慣組O採集運載角速率信息omgO=50sin (2 t) +0.l*100sin (20 n t),慣組 I 採集運載角速率信息 omgl =50sin (2 Jit) + (-0.25) *100sin (20 n t)，根據上述步驟S1-S3中公式可計算得到如圖3所示的加權係數、輸出角速率，並計算得到殘餘彈性角速率。
[0059]由圖3(a)_3(b)可知，本發明方法輸出的角速率與理論真實彈體角速率非常接近，且殘餘彈性角速率很小，因此可很好地對彈性振蕩進行抑制。
[0060]本領域的技術人員容易理解，以上所述僅為本發明的較佳實施例而已，並不用以限制本發明，凡在本發明的精神和原則之內所作的任何修改、等同替換和改進等，均應包含在本發明的保護範圍之內。
【權利要求】
1.一種利用雙慣組進行彈性振蕩抑制的方法，其特徵在於，所述方法包括以下步驟: 51、雙慣組中第一慣組和第二慣組分別採集運載器角速率信息omgO和omgl； 52、根據採集的運載器角速率信息omgO和omgl獲取線性加權係數K:
K = KO+int [Osign (omg_inl) *omg_in2]， 其中，KO = kOO/(kOO-klO)，kOO為運載器發動機點火前第一慣組所處位置上的振型斜率；klO為發動機點火前第二慣組所處位置上的振型斜率； 函數int(x)表示對自變量X的積分，初始值為O ; 函數sign(x)表示對自變量X取符號，當X為正值時，sign(x) = I ;當x為負值時，sign(x) = -1 ； C為收斂因子； omg—ini = omgO—omgl，
omg—in2 = omgO-Κ(omgO-omgl)-notch(omgO)； 函數notch(X)為陷波濾波器,其傳遞函數為
notch = (S2+2*0.02*wn*S+wn2)/(S2+2*0.96*wn*S+wn2), wn為運載器的固有頻率； 53、根據線性加權係數K獲取阻斷了彈性振蕩後的真實彈體角速率omg=omgO- (omgO-omgl) K。
2.一種利用雙慣組進行彈性振蕩抑制的系統，其特徵在於，所述系統包括雙慣組、線性加權模塊和真實彈體角速率獲取模塊: 所述雙慣組中第一慣組和第二慣組分別用於採集運載器角速率信息omgO和omgl ； 所述線性加權模塊用於根據採集的運載器角速率信息omgO和omgl獲取線性加權係數K:
K = KO+int [Osign (omg_inl) *omg_in2]， 其中，KO = kOO/(kOO-klO)，kOO為運載器發動機點火前第一慣組所處位置上的振型斜率；klO為發動機點火前第二慣組所處位置上的振型斜率； 函數int(x)表示對自變量X的積分，初始值為O ; 函數sign(x)表示對自變量X取符號，當X為正值時，sign(x) = I ;當x為負值時，sign(x) = -1 ； C為收斂因子； omg—ini = omgO—omgl，
omg—in2 = omgO-Κ(omgO-omgl)-notch(omgO)； 函數notch(X)為陷波濾波器,其傳遞函數為
notch = (S2+2*0.02*wn*S+wn2)/(S2+2*0.96*wn*S+wn2), wn為運載器的固有頻率； 所述真實彈體角速率獲取模塊用於根據線性加權係數K獲取阻斷了彈性振蕩後的真實彈體角速率 omg = omgO- (omgO-omgl) K0
【文檔編號】H03H21/00GK104270120SQ201410452874
【公開日】2015年1月7日 申請日期:2014年9月5日 優先權日:2014年9月5日
【發明者】朱偉, 塗正光, 羅志偉, 範威 申請人:湖北航天技術研究院總體設計所