（机械电子工程专业论文）直升机旋翼多点协调加载计算机控制系统.pdf

堕i ! 王些点兰堡= 竺堡苎 一一 ! 壁 摘要 对于直升机来说，旋翼操纵控制是其关键技术之一，对旋翼进行地面加载试 验，模拟旋翼在飞行过程中所受的气动载荷，对于研究和改进直升机飞行控制系 统非常重要。论文结合实际的工程项目，以某型号直升机旋翼气动载荷模拟为研 究内容，对加载计算机控制系统的组成、系统数学模型进行分析和研究。同时， 论文探讨了协调加载控制系统的主要技术问题，如多余力、多通道相位协调和频 率漂移的控制等，并给出了系统实现的细节。 论文在介绍直升机旋翼气动力模拟加载系统的基础上，分析了加载系统的结 构，建立了整个加载系统的数学模型。加载系统最为关键、也是最难解决的问题 就是如何减小多余力，这也是评价加载系统品质的一个重要的指标，因此，如何 通过控制策略来减小多余力是本文主要考虑的问题。论文从控制系统的结构方 面，利用结构不变性原理，针对位置扰动设计专门的前馈补偿控制器，减小位置 扰动的影响。同时，结合反馈控制，获取良好的跟踪性能。利用m a t l a b 软件对 系统进行了数字仿真，从仿真结果看，该方法能有效的抑制加载系统的多余力。 最后，从硬件和软件两个方面介绍了整个计算机控制系统的实现，论述了整个加 载系统控制律的软件实现，加载系统中的信号处理，以及协调加载中的其它技术 问题和解决方案，并对系统在实际调试过程中出现的问题以及解决方法做了介 绍。 目前，论文的研究成果已经成功地应用在某型直升机旋翼载荷模拟加载试验 系统中，实际加载试验表明，该加载控制系统能很好的完成加载试验控制，保证 系统的控制性能指标。 关键字： 直升机计算机控制系统相位协调多余力结构不变性原理 耍j ! ! 些叁兰堡! 主丝苎! 墨 a b s t r a c t t oa h e l i c o p t e r ，o n eo f t h ek e y t e c h n o l o g i e s i sh o wt oc o n t r o lt h ea i r s c r e w s oi t i sv e r yi m p o r t a n tt os i m u l a t ea e r o d y n a m i cl o a d sa c t i n go i l t h eh e l i c o p t e r sa i r s c r e w w h e nt h eh e l i c o p t e ri sf l y i n gi nt h ea i r i ta f f o r d sd a t u m ，w h i c h a r ec o n t r i b u t e dt ot h e i i s co fn e wf l i g h tv e h i c l e ad i s t r i b u t e dc o m p u t e rc o n t r o ls y s t e mw h i c h i su s e di na n h e l i c o p t e ra i r s c r e wm u l t i c h a n n e lh a r m o n yl o a d i n g t e s tp r o j e c ti si n t r o d u c e di nt h i s p a p e r t h ep a p e ra n a l y s e st h ec o n s t r u c t a n dt h em o d e lo ft h es y s t e m t h et e c h n i c a l n o d u s e so ft h eh a r m o n yl o a d i n gs y s t e m ，s u c ha sm u l t i - c h a n n e ls i g n a ls y n c h r o n i z a t i o n ，s i g n a lp h a s em o d u l a t i n ga n df r e q u e n c ye x c u r s i o nc o n t r o l a r ed i s c u s s e d t h e k e ys t e p sa n d a c t u a l i z a t i o nd e t a i l sa r ea l s op r o v i d e d f i r s t ，ag l o b a lr e v i e wo nt h eh e l i c o p t e ra i r s c r e wm u l t i c h a n n e lh a r m o n yl o a d i n g c o n t r o l s y s t e m i si n t r o d u c e d t h e no nt h eb a s i s o fi t s w o r k i n gp r i n c i p l e ，a m a t h e m a t i c a lm o d e lo f t h es y s t e mi sc o n s t r u c t e d r e d u n d a n tf o r c e ，w h i c hi sp r o d u c e dt h r o u g hp o s i t i o nd i s t u r b a n c e ，i st h em o s t i m p o r t a n tp r o b l e mf a c i n ga e r o d y n a m i cl o a d i n gs y s t e m s o h o wt om i n i s ht h e r e d u n d a n tf o r c eb ys e l e c t i n gp r o p e rc o n t r o ls t r a t e g yi sam a i na s p e c td i s c u s s e di nt h i s p a p e r b ya p p l y i n g t h es t r u c t u r ei n v a r i a n t t h e o r y i nt h ec o n t r o l s t r a t e g y ，t h e f e e d f o r w a r d f e e d b a c kc o n t r o lt h e o r yi sa p p l i e di nt h ec o n t r o ls y s t e md e s i g nt or e d u c e t h er e d u n d a n tf o r c e r e l a t e ds i m u l a t i o n sa r ei l l u s t r a t e di nm a t l a ba n dt h er e s u l t sw e r e s a t i s f a c t o r y f i n a l l y ，t h er e a l i z a t i o no f t h eh o l es y s t e mi sd i s c u s s e d ，i n c l u d et h eh a r d w a r ea n d s o f t w a r e t h ed i g i t a ls i g n a lp r o c e s s i n ga n dt h et e c h n o l o g yo f p h a s eh a r m o n y a r ea l s o p r o v i d e d p r o b l e m sa p p e a r i n ga tw o r ka n dt a c k l i n gm e t h o d sa r eb o t hp r e s e n t e d r e c e n t l y ，t h er e s e a r c hr e s u l th a sb e e na p p l i e d t ot h eh e l i c o p t e ra i r s c r e wh a r m o n y l o a d i n g t e s t t h er e s u l t so f h a r m o n y l o a d i n g t e s ts h o wt h a ti th a s h i g hp e r f o r m a n c e k e y - w o r d s ： h e l i c o p t e rc o m p u t e r c o n t r o ls y s t e m p h a s em o d u l a t i n g r e d u n d a n tf o r c es t r u c t u r e i n v a r i a n tt h e o r y i i 塑j ! 王些查兰堡主篓苎篁二主! i 鱼 第一章绪论 1 1 选题的意义 在大气层中的飞行器除受到使它飞行的动力外，还受到惯性力和气动力的作 用。而气动力随着飞行高度、飞行速度、飞行姿态和气流等因素的变化而发生改 变 2 7 1 因此要求飞行器具有在承受这些力同时能正常飞行的能力。为了验证在 各种飞行状态下，飞行器的各项性能指标，如何在地面模拟飞行器在飞行过程中 各种状态下所受的气动载荷是一个十分重要的问题。对于直升机来说，旋翼操纵 控制是其关键技术之一，对旋翼进行地面加载试验，模拟旋翼在飞行过程中所受 的气动载荷，对于研究和改进直升机飞行控制系统尤为重要。 模拟飞机在飞行过程中所受空气动力的加载装置称为模拟气动力加载系统， 其功能是在实验室条件下模拟飞机在空中所受的各种气动力载荷，从而检验其技 术性能指标，将经典的自破坏性的全实物实验化为实验室条件下的预测性研究 以达到缩短研制周期、节约研究经费、提高可靠性和成功率的目的”1 。以往的 气动力加载系统采用模拟式控制系统或弹簧板进行加载试验，仅能实现静态加载 试验，只能考核系统在确定时间、在固定载荷下的性能，其控制精度与可靠性设 计难以满足试验的需要，无法进行动态加载试验，无法考核操纵系统在实际气动 载荷作用时的性能。模拟式加载系统一般只能考察系统的几个频域特性指标，无 法直观的显示动态过程。即便可以进行动态实验，往往因为硬件电路的设计修改 周期长、费用高，因而在实际应用中有很多的不便，无法根据实验需要及时调整 试验台。随着航空科技和国防事业的发展，迫切需要研制高性能的加载试验系统， 为新型飞行器提供性能试验参考数据，为新技术的应用提供可靠的实验资料，为 新型飞机的试验提供可靠的试验设施。目前，在航空铁鸟试验台上的加载主要采 用电液伺服加载方式，该方式的主要优点为动态性能好、精度高，加载系统能较 好地复现飞机飞行中所受的气动载荷。 本课题来源于西北工业大学与某直升机研究所签署的某型直升机旋翼多点 协调加载试验台研制协议。该试验台用于模拟直升飞机飞行时旋翼所受的气动载 荷，在试验中应用加载装置产生一种类似真实气流的载荷，施加于操纵系统，使操 纵系统能在与实际飞行中受力相同的状态下工作。一方面检验操纵系统性能是否 堕j ! 三些尘茎堡：! 堡苎 达到了预先的设计指标 力的数据。 第一章绪论 同时也可以发现设计中存在的问题，为改进设计提供有 1 2 电液伺服加载系统的特点 液压伺服控制系统是一种以液压动力机构作为执行机构并具有反馈控制的 控制系统。它不仅能够自动地准确而快速地复现输入量的变化规律，而且还能对 输入信号进行放大与变换。由于它具有体积小、重量轻、惯性小，而产生力矩大 且控制精度高等优点，因此被广泛应用在航空航天工业中“”。 作为液压伺服控制系统的一种，电液伺服加载系统由于具有结构紧凑，容易 获得各种加载特性，调整控制方便以及便于进一步自动化等一系列优势，因此它 常被应用在地面模拟加载装置中。 电液伺服加载系统通常分为两种类型，一类是对结构、材料进行静、动强度 试验的加载系统，可称为静止加载或主动加载，这类系统的结构比较简单，校正 容易实现；另一类是对有主动运动的物体进行加载，可称为运动加载或被动加载， 这类系统由于承载对象运动参量的干扰，使系统结构复杂，分析和设计都比较困 难。这两类加载系统的实质区别是承载对象是否存在独立于加载系统的主动运 动。单通道电液伺服加载系统结构如图卜l 所示： 位移州_ t 扰输入) 图卜l 单通道电液力伺服系统模型 位移干扰输入x 为承载对象的输出位移量，它在绝大多数情况下使实际的加 载力偏离给定的值，这一误差力通常称为多余力。由于位移干扰直接作用在输出 端，因而是一个强干扰。各种各样的补偿校正措旋总是要通过某些动态环节起作 用，所以要完全消除多余力是困难的。如果不加任何消除措旌，产生的多余力一 般是正常加载力的几倍，无法满足加载控制要求，甚至会给加载系统造成损害。 在早期，加载系统一般都是模拟式的，控制作用都是通过物理电路实现的。 主要从硬件结构方面消除多余力，例如，安装连通孔、蓄压器校正、缓冲弹簧校 西北工业大学硕士论文 第一章绪论 正、双阀流量补偿、同步反向补偿、位置同步补偿等方法，这类方法参数调整不 便，也给系统调试带来一些困难。这种由物理电路实现的控制系统容易受到外界 干扰的影响，而且，当加载对象或加载系统发生变化时，无法实现控制规律的及 时调整。由于物理电路的局限性，难于实现复杂控制律，限制了控制精度的提高。 随着计算机技术的发展，以计算机为核心控制元件的数字式伺服加载系统得 到广泛的应用，利用计算机的强大的数据处理能力和丰富的软硬件资源，可以实 现复杂的控制律，提高控制性能。另外，由于控制律由软件实现，所以调整和修 改控制律相当方便。便于实现控制与管理的结合，提高自动化程度。可以根据承 载对象的不同方便的改变控制律、控制参数“”。在直升机旋翼协调加载控制系 统中，采用了数字式电液伺服加载方式。加载系统采用工业控制计算机及配套软 硬件作为主控制平台，试验机构及对象安装于飞机地面飞行模拟试验专用的“铁 鸟试验台”上。计算机控制平台对试验机构和对象实施控制，以模拟该型飞机的 各种飞行姿态和各状态下飞机旋翼所受的气动力载荷，并对各机构的工作状态、 动作功能、受载情况等进行试验分析。 1 3 加载系统主要性能指标 加载系统技术要求为：主桨加载系统最大输出力为3 7 0 0 k g f ，尾桨加载系统 最大输出力为9 6 0 k g f 。当助力器的给定输x y g 阶跃信号或频率为5 h z 、幅值为 5 m m ( 尾桨为2 m m ) 的正弦信号时，加载系统输出力的精度要求： a ) 实际力与给定力的误差：1 0 ( 尾桨为2 0 ) b ) 实际力与给定力的相位差：兰4 。( 尾桨为8 4 ) c ) 实际力与给定力的静差：4 ( 尾桨1 2 ) d ) 实际速度与给定速度的误差：4 e ) 实际行程与给定行程的误差：5 另外由于载荷谱中存在交变分量，主桨又有相位协调的要求，其控制精度要 求： a ) 频率误差o 4 h z ( 尾桨为1 h z ) b ) 三个主桨加载通道之间的相位协调误差- 盟 ( 3 3 ) k d4 e 。a ， 、。一 将第二章中的参数代入式( 3 3 ) 中，可知式( 3 3 ) 成立，位置系统是稳定 西北工业大学坝士论文 第三章加载系统仿真分析及控制律设计 的。由于本文研究的主要对象为加载系统，位置系统就不作过多的分析。 3 2 校正前加载系统分析 上一章已经建立了加载系统的模型，在不考虑位置干扰的情况下，对加载 系统方块图进行等效变换，变换后的加载系统方块图如图3 - 2 所示： 图3 2 无干扰情况下加载系统等效方块图 由以上框图可以得到加载系统的开环传递函数 o ( s ) = g l ( s ) h ( s ) ( 3 4 ) 其中： g ；( s ) = g s k i k o k g a t ( 3 - 5 ) 由于伺服阀的固有频率较大，而受力对象的自振 频率远小于伺服阀的固有频率，故伺服阀传递函数q 可看成放大环节g n ，在后面 的分析中，都将伺服阀按照放大环节g 0 处理，不再另加说明。 对式( 3 5 ) 进行整理，将其分子分母上同除以彳得： g o 掣拳 吲固2 磊啊舅事毫可器 咱) 反馈传递函数为： 日( s ) = ( 3 7 ) 由式( 3 - 4 ) ( 3 6 ) 、( 3 7 ) 得系统的开环传递函数： 南 = g中式j j 西北工业大学硕上论文第三章加载系统仿真分析砹控制律设计 ，k k 口k 。k 口 哪卜爵弼彝茅毒器。峭 则其闭环传递函数为： ：鱼婴 ，髯疋( 3 - 9 ) q i 一 嚣n c 嚣+ 警妒+ c 等小等f + 等吩半 从式( 3 8 ) 可知，当系统不加任何校正时，系统为零型系统，对于任何输 入信号的跟踪都存在静差。此外，r h 式( 3 9 ) 可知，系统的特征方程为三阶， 没有零点，所以系统存在较大的滞后相移。在不加任何校正环节的情况下，主桨 加载系统( 其中一个通道，下同) 和尾桨加载系统的波特图如图3 3 和图3 4 所示： 0 、 图3 3 主桨加载系统波特图 b o d e d i a g r a m 图3 4 尾桨加载系统波特图 从主桨加载系统的波特图可知，系统的相角裕度和幅值裕度都小于零，系统 处于不稳定状态。为了能使系统正常的工作，并且具有较好的控制性能和控制精 3 0 一粤一写6e王 一牙p)g卫正 岔33芒西! (6p)m嚣l|皿 西北工业大学硕士论文 第三章加载系统仿真分析及控制律嚣计 度，需要对系统进行校正。从尾桨加载系统的波特图可以看出，尾桨加载系统是 稳定的，但是，尾桨加载系统的截止频率为2 1 3 r a d s e c ，而系统工作频率为 6 7 2 r a d s e c ，超出了系统的截止频率，所以，有必要对系统进行校f 。 3 3 前向通道控制器设计n 通过上述分析，当加载系统不加校正时，系统性能不能满足加载试验的要求， 必须通过一定的方法对系统进行校正。下面根据主桨和尾桨加载系统特点，设计 加载系统前向通道控制器和串连校正环节，对系统进行校正。 首先，反馈控制器必须能改善加载系统的稳定性。为了满足加载系统对输出 力的精度指标，要求控制器能使系统具有较好的跟踪输入的能力，要求系统静态 误差小。同时，为了尽量减小多余力，要求系统响应速度尽可能高，要求控制律 运算速度快。较复杂的控制律必然要花费较多的处理时间，进而影响快速性。 p i d 控制是工业控制中应用最广泛的控制规律，实际运行经验和理论分析均 表明，将这种控制律用于大多数工业对象能够得到比较满意的结果。p i d 控制系 统原理框图如图3 5 所示，系统由p i d 控制器和被控对象组成。 图3 - 5p i d 控制系统原理框图 p i d 控制器是一种线性控制器，它根据给定值，( f ) 与实际输出值c ( f ) 构成控 制偏差e ( t ) = r ( t ) 一c ( t ) 。将偏差p ( f ) 的比例( p ) 、积分( j ) 和微分( d ) 通 过线性组合构成控制量，对被控对象进行控制。其控制规律为： 砸一卜+ 扣灿+ 一t o d e ( t ) b 其中： 以一比例系数： r一积分时间常数； 乙一微分时间常数； 硼北工业大学硕上论文 第三章加载系统仿真分析及控制律设计 比例环节即时成比例的反映控制系统的偏差信号p ( ，) 偏差一旦产生，控制 器立即产生控制作用，以减少偏差。积分环节主要用于消除静差，提高系统的 误差度。积分作用的强弱取决于积分时间常数e ，一越大，积分作用越弱，反 之越强。微分环节反映偏差信号的变化趋势，并能在偏差信号值交得更大之前， 在系统中引入一个有效的早期修正信号，从而加快系统的动作速度，减少调节 时间。但是，考虑到实际的使用环境，由于微分对干扰信号有放大作用，因此， 在设计控制器时，采用了p i 控制。由于引入积分控制，使得系统由原来的零型 系统变为i 型系统，因此理论上可以做到系统对阶跃信号的无静差跟踪。 设计过程中采取试凑法确定p i d 调节参数。试凑法是通过模拟或闭环运行 ( 如果允许的话) 观察系统的响应曲线，然后根据每个调节参数对系统响应的 大致影响，反复试凑参数，以得到满意的系统晌应，从而确定p i d 参数。增大 比例系数k 。一般将加快系统的响应，在有静差的情况下有利于减小静差。但 过大的比例系数会使系统有较大的超调，并产生振荡，甚至破坏系统稳定性。 增大积分时间常数乃，有利于减小超调，减小振荡，使系统更加稳定，但系统 静差的消除将随之减慢。在试凑时，采取先比例、后积分的整定步骤。 整定比例部分时，将比例系数由小变大，并观察相应的系统响应，直至得 到反应快、超调小的响应曲线。此时系统静差已小到允许的范围内，响应曲线 基本满意，比例系数可由此确定。加入积分环节，整定时首先置积分时间为一 较大值，并将经第一步整定得到的比例系数略微缩小( 缩小为原值的0 8 倍) ， 然后减小积分时间，使在保持系统良好动态性能的情况下，静差得到消除“”。 不改变系统的其它参数，加入p i 校正后主桨加载系统的波特图如图3 6 所 示： 卫j ! 三些查兰堡主堡兰 笙兰皇塑垫墨竺堕墨坌堑垦丝型堡堕 b o d ed i a g r a m 10 0 复5 0 尝 o 一5 0 霎一 1 s 0 o 言。 ：王18 0 2 7 9 正- 3 6 0 图3 - 6p i 校正后主桨加载系统波特图 根据前面的分析，尾桨加载系统本身是稳定的，但是，系统的截止频率过低， 工作频率处于截止频率之外，单独采用p i 控制无法实现控制要求，在加载系统中， p i 控制器后串联一无源超前网络a g ( s ) = ( a t s + t ) ( t s + 1 ) 进行校正。当系统采用 无源超前网络进行串联校正时，整个系统的开环增益将下降，在实际应用中，可 以增大比例环节的比例系数进行弥补。尾桨加载系统校正以后的波特图如图3 7 所示： b o d e d i a g r a m 图3 7p i 和超前校正后尾桨加载系统波特图 由图3 6 和图3 7 可以看出，对主桨加载系统引入p i 控制器，对尾桨加载系统 引入p i 控制器和超前网络进行校正之后，主桨和尾桨加载系统的性能都有了较大 的改善。主桨加载系统的幅值裕度为6 d b ，相位裕度为4 6 度，系统处于稳定状态， 并且系统的幅值、相位裕度都较满意。加大了尾桨加载系统的截止频率扩展了 系统的频宽，而且，系统的幅值裕度和相位裕度也比较满意。但是，从加载系统 波特图上可以看出，在加载系统的工作频率点附近( 主桨1 6 0 r a d s e c ，尾桨6 7 2 r a d s e c ) ，系统有9 0 。( 主桨加载系统) 和1 8 0 。( 尾桨加载系统) 的相位滞后， 西北工业大学硕卜论文 第三章加载系统仿真分析及摔制律设计 对于这个问题，可以在给定载荷谱时加以处理，将相位超前9 0 。和1 8 0 。的信号 代替原载荷谱进行试验，以弥补系统的相位滞后。在m a t l a b 里建立加载系统的仿 真图，补偿后的主桨和尾桨加载系统仿真图如图3 8 和图3 9 所示。 n 3 8 校正后主桨加载系统仿真图 图3 9 校正后尾桨加载系统仿真图 当加载系统的输入力指令为阶跃信号( 阶跃终值为3 0 0 0 k g f ) 和正弦信号 厂= 3 0 0 0 s i n ( 2 z x 2 5 5 0 时，主桨加载系统的仿真图如图3 一l o 和图3 1 1 所示： 西北t 业大学硕士论文 第三章加载系统仿真分析及控制律设计 一 量2 0 0 0 i 1 蜘 l 0 5 4 图3 1 0 主桨阶跃响应曲线图3 1l 主桨正弦响应曲线 当加载系统的输入力指令为阶跃信号( 阶跃终值为6 0 0 地f ) 和正弦信号 f = 6 0 0 s i n ( 2 z r x l 0 7 t ) 时，尾桨加载系统的仿真图如图3 - 1 2 和图3 1 3 所示： oo 。5 o i m e ( s o j l 5 o2o2 5 锄 8 4 叩 0 瑚 里 苫0 2 f 卸 锄 捌 砌 图3 一1 2 尾桨跃阶响应曲线图3 一1 3 尾桨正弦响应曲线 由加载系统的仿真曲线可以看出，校正以后，在没有位置干扰信号的情况下， 系统能很好的跟踪输入信号，对于阶跃信号能实现无差跟踪。 3 4 加载系统多余力分析 抑制多余力干扰是提高直升机旋翼加载系统控制性能的关键，因此，有必要 对加载系统中多余力的产生机理以及影响因素进行分析，并在分析的基础上有针 对性的设计出前馈补偿控制器对多余力进行补偿。 在电液伺服加载系统中采用的执行元件以电液伺服阎和液压缸( 液压马达) 为主，直升机旋翼加载系统是典型的被动式电液力伺服加载系统，它由被加载对 象和加载系统组成并具有反馈控制。但是由于被加载对象的主动运动，对加载系 统造成很强的位置干扰，在加载缸两负载腔产生了强迫流量，根据伺服阀的流量 压力特性曲线流量的改变导致强迫压力的产生，即所谓的多余力。多余力可以 咖瑚咖尹尹jj猫啪。 西北t 业火学硕上论文 第三章加载系统仿真分析及控制律设计 定义为：当电液伺服加载系统的参考输入指令为零时，由受载体的运动引起的加 载系统的输出的力称为多余力。多余力是由承载侧运动所引起的输出误差，在不 加任何控制时其值非常大，它的混入严重影响了加载系统的加载精度和动态品 质，因此必须设法予以减小以至于消除。 在直升机旋翼加载系统中，由于位置系统的运动引起加载缸活塞的运动，使 加载缸产生强迫流量，造成加载缸的输出力发生变化，当力传感器感受到力信号 的变化并将此变化反馈到伺服阀控制器，由控制器输出控制量，控制伺服阀做相 应的调节以释放由于位置系统运动引起的强迫流量。由于伺服阀的调节作用滞后 于位置系统运动，因此被加载对象的运动速度越快，形成的强迫流量也就越大， 这使得形成的压力差也就越大，多余力也就越大。 3 5 多余力的抑制 由前面的分析可知，要抑制多余力，主要是让加载系统能够与位置系统同步 运动。如果能够预测位置系统的变化，提前对这种变化进行补偿，就能够消除多 余力。下面从加载系统的总体结构上考虑，采用结构不变性原理设计前馈控制器 对多余力进行抑制。 3 5 1 结构不变性原理 结构不变性原理利用控制理论中的前馈控制思想，首先确定外部干扰的形 式以及其引入的方式，然后在计算所要施加的控制作用时，预先加以补偿，园 为它是专门针对外部扰动而设计的，预先施加控制作用对扰动进行补偿，因此 可以大大减小外部扰动带来的影响。加载系统简化框图如下： 图3 1 4 加载系统简化示意图 其中，y 为被控量， ，为输入控制量，h 为总扰动量，f 为干扰量。a 、b 为调节器矩阵， c 为干扰矩阵，d 为负载矩阵，g 为扰动矩阵。 堕! ! 王些查兰堡土堡苎 篁兰里塑堂墨竺堕塞坌塑墨丝型! ! 兰立 根据图3 一1 4 ，可以得到方程组： y = b n n = m 十g h m = 4 u h = d y + c f ( 3 1 1 ) 假设( i b g d ) 可逆，由( 3 - 1 1 ) 可以求得 y = ( ，一b g d ) 。b a u + ( i b g d ) 。b g c f ( 3 - 1 2 ) 由上式可见，由于负载运动引起的干扰只与c 、d 有关，只要设法抵消c 、 d 两矩阵的影响，就可以消除负载运动引起的干扰。为此引入补偿矩阵e ，取 h 为观测向量，则有 d ：e h( 3 1 3 ) 其中：d = 眩。】7 为前馈控制向量。将其与u 叠加，作为新的控制量， 对系统施加控制。加入前馈补偿环节后，加载系统结构图如图3 1 9 所示： 图3 1 5 引入前馈控制后加载系统简化图 根据图3 一1 5 的加载系统结构，可以求得加入前馈控制器后，加载系统输出 y = b a u + ( b a e b g ) ( d y + c f l ( 3 1 4 ) 式( 3 - 1 4 ) 中，等号右侧第一项为输入加载指令引起的系统输出，为系统期 望输出；等号右侧第二项为干扰信号引起的系统输出，是系统的多余力，也是 控制系统要消除的目标。由式( 3 1 4 ) 可知，要消除系统多余力，只需使式( 3 - 1 4 ) 等号右侧第二项为零即可，即 b a e b g = 0( 3 1 5 ) 对上式求解得 e = a 一1 g( 3 - 1 6 ) 西北_ _ e 业大学硕士论文 第三章加载系统仿真分析及拄制律使计 a 、g 两矩阵可以根据系统的结构参数求得，从而求得e 矩阵，实现加载系 统前馈补偿，消除多余力。 3 5 2 加载系统多余力补偿 从以上结构不变性原理可知，理论上，利用结构不变性原理，只要知道外 扰动引入的位置，不需要知道外扰动的形式，就可以消除外部扰动的影响。然 而，单纯的前馈控制由于是开环控制，而且由于测量手段等的限制，扰动的准 确量很难得到，仅采用前馈控制一般很难达到满意的控制效果。在实际应用中， 经常将前馈补偿和前向通道控制结合起来，利用前馈控制对多余力进行补偿； 而利用前向通道控制器实现系统闭环负反馈控制，跟踪加载输入指令。这种控 制方式的优点是：既有前馈控制对主要扰动进行补偿，又有闭环负反馈消除其 他小的扰动，另外，由于负反馈的作用，使得前馈未补偿部分的影响大大减小， 从而对前馈控制器的要求降低，前馈控制的及时以及反馈控制的精确相结合， 使控制系统具有良好的性能。 前馈补偿针对开环系统进行设计，为了便于分析，设前向通道控制器为 g 。( s ) ，将直升机旋翼加载系统的开环系统作等效变换，得到变换后的加载控 制系统方块图如图3 一1 6 所示： 堕些生 f k 象 b n k 扎s 毒蓑s 一 j k n 置口2 片r 2 一2 g o + ! _ g 。( s ) 卜+ _ 且z 洲，卜+ 丧s j j 。i ! _ 一 图3 一1 6 加载控制系统方块图 为了叙述方便，将上图中各传递函数用符号代替，加入前馈控制器g 。( s ) ， 在不考虑力系统对位置系统的干扰的情况下，得到简化的加载控制系统方框图 堕j ! 王些查兰堡主笙兰 塑三童塑垫至篓堕型! 堑丝茎型! ! 兰生 如下： 图3 1 7 加入前馈补偿后加载控制系统简化图 其中，g 。( 5 ) 为位置系统传递函数；g ：( s ) 为加载系统前向通道传递函数： q ( s ) 为位置系统对力系统干扰通道传递函数；取位置系统的输入指令信号为 观测变量，根据结构不变性原理，耍消除位置干扰对力系统的影响，必有下面 等式成立： g t ( s ) g 2 ( s ) = g ，( s ) g ，( s ) ( 3 1 7 ) 将g r ( s ) 和g 。( s ) ，g ：( s ) 的表达式代入上式并求解，得前馈控制器的表达式 g 丘( 6 3 = 。t 。 4 l 咿舻毒卜2 s 2 + b t 2 s + l l k m + 斟q k ：2 4 ：旺i 疋：r n , ：s 2 + 鬈2 e 2 s + 1 + 善p 等m 竿 ( 3 1 8 ) 从所得到的前馈补偿器的传递函数可知，在利用结构不变性原理对多余力进 行补偿时，其传递函数分子为五阶，由于高阶系数较小，而且，系统中难以得到 位移信号的高阶微分信号，在实际系统中，略去高阶部分，故系统的前馈补偿只 能进行近似补偿，补偿控制器的传递函数为两阶，分别对应于干扰位移信号的位 移项、速度项和加速度项。将第二章中所计算的参数代入& 口得到加载控制系统 的前馈补偿器。 下面分别给出了不同频率的位置系统输入指令下，补偿前和补偿后加载系统 的多余力仿真曲线。 西北工业人学坝上论文第三章加载系统仿真分析及控制律设计 菱：薹一委i 一 4 口 3 0 2 0 1 1 3 i 0 霆加 一2 0 3 0 4 0 ：1 - _ 医 _- l 崆 ： 与 _ 气一 - 一 、 一一 - _ 1 00 2 04060 81 时间( s ) 图3 1 9 位置输入信号为工= 5 s i n ( 2 7 r x5 t ) m m 时补偿前后主桨多余力比较 鞭b 1 电v l 蜊 06 04 02 旦0 畏 掰口2 县 - 04 _ 06 0b 一 一一一一_- 一-_- 。 一一 一_ 池 7 夕j 、 一 一1_ 一_ 一- 一一 一_ - 图3 2 0 位置输入信号为x = s i n ( 2 x t ) m m 时补偿前后尾桨多余力比较 叩 加 加 。 加 一莹一r耕最 西北工业大学硕士论文 第三章加载系统仿真分析及控制律设计 6 0 0 4 d 0 1|、 “ 1 1 l 一一 - 瓣 l 时 ： - _ d- v l 一 a 一一一6一一_ p -p 。_ ， 一 b 口 u _ 一一 一一一 i 一l 9 一 _ 1 302口4 0b081 时间( s ) 图3 2 1 位置输入信号为工= 2 s i n ( 2 , n 5 t ) m m 时补偿前后尾桨多余力比较 虽然从理论上分析，利用结构不变性原理对扰动进行补偿可以完全消除干 扰，但是由于系统的非线性，而且在推导过程中做了一定的简化，前馈控制器 只能对多余力进行近似补偿，仿真中多余力依然存在。不过，由于所研究的系 统中，位置系统输入信号的最高频率为5 h z ，最大幅值为5 m m ( 主桨) 和2 m m ( 尾 桨) ，由上面的多余力仿真曲线可以看出，即使是位置系统作频率为5 h z ，幅 值为5 m m ( 尾桨为2 m m ) 的运动，多余力也满足对加载系统的性能要求。由仿真 结果来看，在加载系统中，利用结构不变性原理对多余力进行抑制比较成功。 6 4 2 0 2 4 6 一j60长搽曩 瑚 d 瑚 枷 一j6芑【|=样曩 西北工业大学硕七论文 第四章计算机控制系统实现 第四章计算机控制系统实现 4 1 计算机控制系统概述n 计算机是控制系统的核心部分，和模拟控制系统一样，计算机控制系统也是 按误差进行控制的闭环负反馈控制系统。计算机控制系统主要由被控对象，执行 机构，检测元件，a d d ，d a 和计算机等组成。典型的计算机控制系统如下图所 不： 图4 1 计算机控制系统结构示意图 其中，r ( t ) 为系统输入，c ( t ) 为系统输出。在系统中，计算机代替传统的模拟 控制系统中的滤波器、比较器、控制器、校正网络和电子开关，保证闭环控制算 法的实现。在直升机旋翼加载控制系统中，计算机完成系统载荷谱给定、信号采 集与处理、控制律计算、控制量输出以及系统安全监测等一系列重要任务。 在计算机控制系统中，既有数字式部件又有模拟式部件或模拟式被控对象， 系统中传输的信号既有数字量也有模拟量。因此，为使数字和模拟部件能在同以 系统中连接，信号的转换和处理是必不可少的。在计算机控制系统中，执行数字 量和模拟量之间相互转换的元件是a d ( 模一数) 和d a ( 数一模) 转换器。 为了把模拟信号变换为数字信号，需要使用采样器对连续的模拟信号进行采 样，将采样值进行量化和数字编码，这个工作有a d 转换器完成。计算机输出 的信号或采样信号送到模拟部件之前，又需要将数字信号恢复成模拟信号，即连 续化，这个工作由d a 转换器完成。要从采样信号中不失真的复现原始信号， 必须满足香农采样定理，即采样频率不小于具有有限带宽的连续信号的最高频率 的2 倍。 在计算机控制系统中，采样周期t 是一个很重要的参数，采样周期过大，会 降低系统的控制精度，甚至引起系统不稳定。而采样周期太小，又会加重计算机 负担，使复杂控制律的实现变得困难，而且，试验表明，当采样周期小于一定值 之后，继续减小采样周期对于系统控制精度提高意义也不大。在本加载控制系统 西北工业大学颁士论文 第四章计算机控制系统g 觋 中，由于载荷谱频率较高，采样周期较小，主桨加载系统采样周期为0 5 m s ，尾 桨加载系统采样周期约为0 1 m s 。 4 2 加载控制系统的硬件设计 4 2 1 计算机控制系统结构 整个计算机控制系统采用分布式控制系统，对于每一个加载通道而言，其输 入信号为加载缸输出力( 力反馈) 、加载缸位移( 用于位簧超差检测，防止意外 发生) 、位置系统位移( 补偿环节状态量) ，输出信号有控制伺服阀的模拟输出和 控制电磁阀的开关量输出各一路。整个控制系统结构如图4 2 所示。 图4 2 控制系统结构图 上位机运行在w i n d o w s 操作系统下，用户可通过上位机监视和控制加载系 统的运行。下位机采用d o s 操作系统，实现加载系统的闭环控制。加载系统中， 用两台下位机控制三个主桨助力器加载，而单独用一台下位机控制尾桨助力器加 载。上位机发出的控制指令，通过异步数据交换卡分别发送到三台下位机，控制 三台下位机完成加载试验的控制以及数据的采集。 各节点计算机( 包括上位机和下位机) 自主工作，完成各自的控制功能，同 时进行协同工作。各下位机及其下级系统组成闭环控制系统，同时，上位机通过 异步数据交换卡与各下位机组成系统大闭环，对整个系统进行协调和管理，保证 系统稳定高效运行。 由于加载试验对系统的响应速度要求很高，如果采用集中式控制，则对计算 西北工业大学硕一卜论文 第四章计算机控制系统实现 机的运算速度等性能要求过高，而且不易达到试验要求的控制精度。采用分布式 系统，将系统控制功能和运算进行合理分布，完成试验要求。由于各下位机可以 自主运行，只与上位机进行有限的信息交换，使系统的响应速度大大提高。同时， 采用分布式控制系统，使系统构成模块化，增强了系统的容错能力，且便于系统 错误排查；而且，很容易实现系统功能扩展，便于实现系统升级。 4 2 2 输入输出通道接口设计 ( 1 ) 模拟量采集及输出 信号采集和控制量的输出由研华公司a d 采集卡p c l 一8 1 6 h 完成。该板卡同 时完成对1 6 路通道采集，分辨率1 6 位，采样速率达1 0 0 k h z ，并带有两路d a 输出及数字量输入输出通道各1 6 路。 ( 2 ) 开关量输出控制板 开关量输出控制板具有功率放大，看门狗保护等功能，适用于计算机工业控 制系统中对各种功率要求的开关量控制器件进行控制。由于d o 接口卡的输出功 率有限，不足以驱动一些大功率器件，这时可将计算机接口卡的d o 输出接入开 关量输出控制板，达到控制大功率器件的目的。在加载系统中，p c l 一8 1 6 hd o 的输出接入开关量输出控制板，用于控制电磁换向阀。开关量输出控制板为8 通 道设计，其单通道原理图如图4 3 所示： 图4 3 开关量输出控制板单通道原理图 因为后级达林顿管的输入只能为t t l 电平，为了适应于各种范围的输入控制 电压，控制电压输入后，先经过一个分压滤波网络，对输入电压进行限幅和滤波。 达林顿管是利用三极管的电流饱和特性进行工作的，当输入为高电平 ( 3 8 v 一5 v ) 时，三极管集电极和发射极之间有电流流过并趋于饱和，低电平 时，两极之间无电流通过。正是利用这特性，将第一级继电器的常闭端和常开 端分别接到前面两个达林顿管的集电极，达林顿管的发射极接地，当继电器的掷 刀切换到常闭端时，如图4 - 3 所示，输入端达林顿管的集电极实际上是与第二级 西北1 二业大学硕十论文 第四章计算机控制系统饕现 继电器的工作线圈导通的。这时，如果输入端为高电平，第二级继电器的工作线 圈有电流，其掷刀切换到常开端，输出端子的中间输出为稳压电源的高电平，这 就实现了开关量的高低切换输出。 另外，第一级继电器的工作线圈一端与外爱开关相接，一端与电源相接，当 开关闭合时，电流通过工作线圈，中间掷刀切换到常开端，通过这个外置开关， 就实现了手动自动输入的控制切换。该电路还具有一个看门狗保护功能，第二 级继电器工作线圈的工作电源出另一个由计算机的输出刷新信号( 固定宽度的方 波) 控制的继电器来控制，当这个继电器处于常闭端时，第二级继电器工作电源 被切断。刷新信号接入一个单稳态触发器的输入，单稳态触发器的q 输出作为控 制信号接到继电器的线圈，当有输出刷新信号时，单稳态触发器的国输出为低电 平信号。这时保证方波周期满足后级单稳态触发器的保持时间要求，只要刷新信 号始终存在，q 输出始终为低电平信号，这时第一级继电器的线圈有电流通过， 掷刀处于常开端，第二级继电器的工作电源接通，便能正常工作了。当系统的控 制软件出现异常时，刷新信号消失，单稳态触发器的q 输出为高电平信号，第二 级继电器无工作电流，使电磁阀断电卸荷。 ( 3 ) 异步数据交换卡设计 在直升机旋翼多点协调加载控制系统中，主浆加载由三台下位机协调同步 完成，下位机完成各回路的实时控制，上位机用于系统的综合管理与监控，为完 成系统中上位机和主、尾浆控制下位机的数据通信问题，设计了基于i s a 总线的 异步并行数据交换卡( 以下简称f i f o 卡) ，可进行十六位异步并行数据传输， 具有通信协议简单、数据传送实时性好等特点。其结构原理如图4 - 4 所示。 t s a 总 线 制总线 可 编 程 逻 蟹 器 件 写控制逻辑 态 门 罨i ，1 暑怿 篡睦 鳓型铀鹫；线 图4 4f i f o 卡结构原理图 4 5 ，一一。j一一一， ，：， 西北工业大学硕士论文 第四章计算机控制系统实现 该卡以f i f o 存储芯片为核心，通过对此卡的操作实现数据的先入先出，从 而实现数据传输。主存储器采用i d t 7 2 0 5 ，具有高速数据接口，读写最高频率可 达4 0 m h z ，支持字节或者字扩展，与t t l 输入兼容，读写数据由读写指针指示， 读、写指针相互独立，通过这两个指针控制读写数据的操作，另内部s r a m 空、 半满和满状态有e m r i t y 、h a l f - f u l l 和f u l l 标志指示。 该卡采用i s a 总线协议，十六位并行数据传输。写数据时由i s a 总线的写 操作将数据写入本卡的f i f o 存储器中，读数据时由i s a 总线的读操作将对方通 信卡