机载稳瞄控制系统模型及仿真分析

文章编号!"##$%$#&$’$##()#(%#*+"%#(机载稳瞄控制系统模型及仿真分析张王景王月,纪明,王惠林’西安应用光学研究所,西安-"##(.)摘要!瞄准线高精度稳定是机载光电稳瞄系统的主要指标和关键技术/根据四框架稳瞄系统的工作原理,以手动跟踪模式为主要研究对象,建立了稳瞄伺服控制系统模型/考虑到直升机扰动特点,对线扰动0角速率扰动0摩擦力矩0弹性力矩等各种扰动因素也建立相应的数学模型,同时在各种扰动因素作用下利用123425对机载高精度稳瞄系统的手动跟踪控制模式进行了仿真设计分析和理论研究,设计出适合的控制器/此模型在实际系统中获得验证,对稳瞄伺服控制系统的设计具有参考意义/关键词!稳瞄系统6手动模式6建模6仿真中图分类号!78$-9文献标志码!:;<=>?@A BC A =D @E F ?C G @<A<H C @I J <I A >D G C J @?@K >=D @B L G @A BD M D G >EN O :P Q R S T U %V W X ,R Y 1S T U ,Z:P Q O W S %4S T’[S \2TY T ]3S 3W 3X ^_:‘‘4S X a b ‘3S c ],[S \2T -"##(.,d e S T 2)f J D G I Cg G !h S T X %^_%]S U e 3]325S 4Si 23S ^TS ]2j X V]‘X c S _S c 23S ^T_^k ]325S 4S i X a]S U e 3S T U]V ]3Xl mZS 3e l2T W 243k 2c j S T U 2]k X ]X 2k c e ]W 5n X c 3,3e X l ^a X 4^_]325S 4S i 23S ^T ]X k o ^c ^T 3k ^4]V ]3X l p 2]X ]3254S ]e X a52]X a^T 3e Xc ^T c X ‘3^_3p ^U S l524],_^W k2q X ]a X ]S U T mr 2]X a ^T 3e Xe X 4S c ^‘3X k ]c X T 2k S ^,3e Xl 23e X l23S c 24l ^a X 4]p X k X 24]^5W S 43_^k a S ]3W k 52T c X ]]W c e2]4S T X 2k a S ]3W 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,$##(上!光学与红外窗口装在转塔外盖上!供光电传感器使用!陀螺用于测量瞄准线的惯性状态"就转塔内部万向架配置而言!主要分#种$四框架结构%内方位&内俯仰&外方位&外俯仰’(三框架结构%内方位&内俯仰&外方位’(二框架结构%方位&俯仰’"目前针对多传感器大负载的情况!主要采用整体稳定方式)*+"利用四框架结构!将光电转塔分为内外,个环路!如图*所示"四框架稳瞄系统分为内俯仰&内方位&外俯仰和外方位-个环架"这种结构没有环架自锁现象!还可以满足对载机正下方目标的观察!同时稳定精度较高!所以应用广泛"系统的核心部件是支撑光具座的内万向架"内万向架装在外万向架上!其主要作用是稳定光具座!光电组件%热像仪&电视观瞄测角仪&激光测距机’装在转塔的光具座上"外环的作用是把内万向架与环境隔离%如外界的扰动&平台运动或振动’!但不影响内万向架的运动"内外万向架之间的运动范围较小"控制回路使外万向架随动于内万向架!从而把万向架保持在角位移中心"图*四框架稳瞄系统结构图./01*2345635478/9049:;<<;54=0/:>9?@39>/?/A 78@/0B 3/C 0@D @37:图,是单轴%俯仰和方位原理相同’内外环架的工作原理"在手动模式中!内环架由陀螺速率回路控制!用陀螺所测得的惯性速度作为回路的反馈!陀螺敏感到角速度!其输出电压值正比于输入速率!极性表示输入速率的方向"电压经控制电路输给电机!电机产生相反的力矩来平衡外部的干扰力矩!使平台保持稳定!从而构成闭环角速度稳定控制回路"陀螺回路没有字元件"外环架由位置回路控制!将内解算器读作为回路反馈的传感器!以此使外环架E 追踪F 内环架!使它们总是位于角位移的中心"用与外电机轴相连的测速计测量电机速度!其输出与位置命令求和后反馈给测速控制器!测速计测量电机速度!位置控制器由计算机软件控制"图,稳瞄系统手动模式控制回路图./01,G ;C 34;??;;H;<:9C 59?:;87;<@39>/?/A 78@/0B 3/C 0@D @37:,数学模型根据上述工作原理!对各部件建立数学模型",1*电机模型电机采用电流控制!模型为I J %K ’LM %N ’O N %N ’L P Q%R S K TU ’%V K T W ’TP X P Q%*’式中$M 为转子角速度(O 为电机绕阻两端电压(R S 为电机绕阻等效电感(U 为电机绕阻等效电阻(P X 为反电动势常数(P Q 为电机的转矩常数(V 为负载转动惯量(W 为电机的机械阻尼!通常电机的机械阻尼W 很小!可忽略",1,陀螺模型速率陀螺可视为二阶振荡环节!传递函数为),+Y %K ’L Z %K ’M %K ’L P [M ,\N ,T,]M \N T M ,\%,’式中$M \为无阻尼振动固有角频率(]为阻尼比(P [为速率陀螺比例因子",1#测速机模型理想的测速机输出电压与轴速度成正比"实际上!测速机并非是非线性的!在换向器极点周围存在波纹"通常在所需的角度处有小的波纹!所以经常忽略这些非线性"测速机的模型可简化为O ^_‘%N ’a b%N ’L P ^_‘%#’,1-齿轮模型齿轮输出的负载速度和输入电机扭矩之间的传递函为c Z Ld %N Pe T P N’N )V J V f g g N ,T P e %V J T d ,V f g g ’N T P N %V J T d ,V f g g ’+%-’式中$Z 为电机扭矩输入(V J 为电机惯量(d 为b,h -b 应用光学,\\i !,j %i ’张王景王月!等$机载稳瞄控制系统模型及仿真分析!"齿轮传动比#$%为齿链的阻尼系数#$&为齿链的弹性系数#’())为’*"+()),+())为传动效率,’*为负载惯量#-为负载输出速度./01坐标变换不同万向架的坐标系是不一致的,在适当轴上万向架之间的相对角度不同.每一万向架的速度在它自身的坐标系内测量,在模拟时应转换为与安装的平台同样的坐标系234,如图3所示.图3坐标转换关系式5670389:;<6=>;:9?@A 9B B 6=>=C D ==A E 6>;<9D =>F 9A B 6=>由图3可知G H I J K L -M N O !L !-!M H I J K !L !-!M H I J K !NO /L /-/M H I J K /L /-/M H I J K /N O 3L 3-3M H I J K 3L 3-3M H I J K 3N O P L P -PM H I J K P!!N Q R S T !US V W T !X S V W T !Q R S T !XH I J K X X !!/N Q R S T /X U S V W T /X!XS V W T /X Q R S T H I J K /!3N Q R S T 3US V W T 3X S V W T 3Q R S T 3XH I J K X X !!P N Q R S T P X U S V W T P X!X S V W T PXQ R S T H I J KP H I JK L -M N !!!/!3!P L P -PM H I JK P在瞄准线计算中,内俯仰坐标系为单位向量L P -P M H I J K PN H I J K !XX 由此可得位角和俯仰角的函是Y N Z [Q \Z W -L N T !]Z [Q \Z WS V W T 3Q R S T /Q R S T 3U \Z W T P S V W T /^1_‘NZ [Q S V W M NZ [Q S V W ^Q R S T P S V W T /Q R S T 3]S V W T P Q R S T /_^a _/0a 扰动因素我们采用模拟某直升机测得的输入频谱,以保证仿真结果接近实际.仿真试验中设置了以下能够尽量反映实际扰动环境的干扰力矩.线扰动.以某型直升机的线振动谱为模型,将它通过质量不平衡系数作用于稳定平台上,模拟出的整形滤波器包括!个二阶低通滤波器,!个四阶超前网络和!个高通滤波器.最后信号放大b 0c !倍,将单位从d 转换为e "S /.把离散正弦波加到背景随机振动上,得到的线振动图谱如图P 所示.图P 线扰动图谱5670P f g A F 9=C :6>9;A E 6B <g A h ;>D 9角速率扰动.采用目前某种典型直升机角振动的测试频谱,模拟出的整形滤波器包括!个三阶低通滤波器,!个超前网络和!个高通滤波器.角速率振动图谱如图1所示.图1角速率扰动图谱56701f g A F 9=C ;>7g :9A F 9:=D 6<iE 6B <g A h ;>D 9线扰动和角速率扰动是外界的扰动因素,它们通过外环作用到内环上.所以,它们的作用在仿真过程中要通过坐标变换加到各个环架上.摩擦模型.此模型首先假设在零和最小速度之间阶跃已上升到最大静态摩擦.当速度较高时,通过指衰减达到动态摩擦水平,动摩擦取最大静摩擦力矩的X 0P /1倍,比较符合实测曲线.弹性力矩.弹性力矩主要是由电缆及挠性支撑j3b P j 应用光学/X X a ,/k ^a _张王景王月,等G 机载稳瞄控制系统模型及仿真分析造成的!弹性力矩与位置近似成线性关系!满足虎克定理"#$%&’()*$%&+,-式中.#$%&为弹性力矩/()为弹性力矩系数/*$%&为环架转动角"图0摩擦力矩模型12340567896::;2<=26>=6;?@8A 系统仿真分析A 4B 内环仿真模型内环架被模拟成电机转矩驱动的惯性负载"电机由电流控制!由陀螺反馈形成内速度环"内方位的仿真框图如图,所示"内俯仰与其类似"图,内方位的仿真框图1234,C 96<D72E 3;E F 6:2>>8;E G 2F @=H966IJ 2F @9E =26>A 4K 外环仿真模型外环架的惯性比较大!所以采用齿轮转矩来驱动"把来自控制器的速度指令发送给电机!进而驱动齿轮!由测速机反馈形成外速度环!可测得相对速度+电机轴和基座速度之差-"为了加快外环的响应速度!除了由位置控制器发出速度指令外!内速度指令的一部分也前馈给测速控制器"外环的仿真框图如图L 所示"外俯仰类似"A 4A 控制器设计MN O P Q稳瞄平台整体跟踪精度主要由内环决定!设计图L 外方位仿真框图1234L C 96<D72E 3;E F 6:6@=8;E G 2F @=H 966IJ 2F @9E =26>过程中应使稳定度达到所需精度"由于角速度主要造成低频扰动!因此可以适当增大内环的开环增益!回路的带宽可以设计的较宽!进而提高跟踪精度"设计的控制器为A R )KSB K P 40)S AT N A 4L N )KR )A ,04L S B)T K NS B 外环的设计主要考虑减小位置误差!同时它又受到齿轮和采样时间的限制!所以外环的带宽较低+N 4PU V -!响应较慢"外位置环的控制器是由计算机实现的!为离散形式"设计的外环控制器为N W W R W 40K TA XW 40K ,A YX BB X YX B因为齿轮会引入谐振!故要加入一个滤波器!即W 4T K AK X B 4L K KB Y X BSW 4T K AK YX KB X B 4L K 0B Y X B SW 4L P WN YX B将所设计的控制器应用到回路后!回路的性能明显得到了改善"内位速度环所得到的Z [\]图和阶越响应如图T 和B W 所示"内俯仰类似"外位位置环的Z [\]图和阶越响应如图B B 和B K 所示"外俯仰的模型类似"^N T N ^应用光学K W W 0!K ,+0-张王景王月!等.机载稳瞄控制系统模型及仿真分析!"#仿真分析把模拟的线振动$角振动通过坐标反变换后输入到系统各个框架%同时加上摩擦力矩和弹性力矩&当操控器输出为零时%系统处于稳定%并使绝对角速度保持为零&用四阶’()*+,-(../方法时%最小步长设在0"00012进行仿真345%得到此时方位轴和俯仰轴的稳定精度如图6!和6#所示&图7内方位89:+图;<="7>?@A@<B=C B D?E<F F A C B G<D H I J K??L图60内方位阶跃响应;<="60M I A LC A N L?F N A O H C P A?E<F F A C B G<D H I JK??L图66外方位89:+图;<="66>?@A@<B=C B D?E?H I A C B G<D H I J K??L通过仿真分析%可以得到稳定时位轴的’QR误差为S"TU V/:%俯仰轴的’QR误差为W"!U V/:&因为模型中有一些简化%同时实际中必然还有一些随机因素%所以仿真结果比实际结果稳定精度稍高一些&图6T外方位阶跃响应;<="6T M I A LC A N L?F N A O H C P A?E<F F A C B G<D H I JK??L图6!方位轴稳定误差;<="6!M I B X<K<G B I<?FA C C?C?E B G<D H I J图6#俯仰轴稳定误差;<="6#M I B X<K<G B I<?FA C C?C?E A K A P B I<?F#结论本文针对四框架机载光电稳瞄系统的工作原理%系统各组成部件进行分析研究%建立了稳瞄控制系统手动跟踪模式的模型Y结合实际环境建立了各种扰动模型Z包括直升机的线扰动和角速率扰动[%对其他系统的仿真具有指导意义Y利用Q/.\/]软件对系统手动模式进行了仿真分析%其仿真结果和实际情况基本相符&本文的仿真分析及结果对于稳瞄控制系统设计以及参的调整具有一定的参考意义&^17#^应用光学T004%T W Z4[张王景王月%等_机载稳瞄控制系统模型及仿真分析参考文献!"#$纪明%武装直升机瞄准线粗&精组合二级稳定技术"’$%航空学报(#))*(#+,-.!/+)0/)1%’23456%745809:0;46<=>9?@;8&:458>9A B 45?=495=C 90D 8E 8D ;=?B 4D 4F ?=49595=8><54G H 845?@A 8I<8D 4>9J =8@;"’$%’9H @5?D 9:K 8@95?H =4>;(#))*(#+,-.!/+)0/)1%,45L <458;8."/$于波(陈云湘%惯性技术"3$%北京!北京航空航天大学出版社(#))1%M N O 9(L P Q R M H 50S 4?56%258@=4?T 8><59D 96U "3$%O 84V 456!O 84V 456N 54E 8@;4=U 9:K 8@95?H =4>;?5I K ;=@95?H =4>;W @8;;(#))1%,45L <458;8."-$金毅民(陶忠(孙治家%轴系运动的数学仿真与轴系误差"’$%应用光学(/X X -(/1,Y H J .!-*01Z %’2RM 40A 45(T K [\<956(Y N R\<40V 4?%3?=<8A ?=4>?D;4A H D ?=495?5I;<?:=4568@@9@;9:;<?:=456A 9E 8A 85="’$%’9H @5?D 9:K J J D 48I[J =4>;(/X X -(/1,Y H J .!-*01Z %,45L <458;8."1$O Q R 2]R [3%W 9;4=495D 99J>9A J 85;?=495:9@:D 8SJ 4E 9=A 9H 5=8I 64A B ?D;=?B 4D 4F ?=495;U ;=8A "’$%Y W 2Q (#))X (#-X 1!/#)0/-Z %"^$7K __M Y %W @8>4;495;=?B 4D 4F ?=495;U ;=8A I 8;465=9@8I H >8=<88::8>=;9::@4>=495"’$%Y W 2Q (#)+-(++*!#^)0#Z *%"Z $赵文峰(吴为(谢光(等%控制系统设计与仿真"3$%西安!西安电子科技大学出版社(/X X /%\P K [‘850:856(‘N ‘84(a 2Q]H ?56(8=?D %b 8;465?5IY 4A H D ?=4959:L 95=@9D Y U ;=8A "3$%a 4c ?5!a 4I 4?5N 54E 8@;4=U W @8;;(/X X /%,45L <458;8ddddddddddddddddddddddddddddddddddddddddddddddddd.波音公司出厂首架Q K 0#+]电子战飞机+月-日(波音公司出厂美海军订购的最新电子战飞机Q K 0#+]e 超大黄蜂f (既没有拖延交付日期(也没有超出预算g美海军上将迈克尔h ]h 马伦说(e 超大黄蜂f 项目因采用创新方法为美海军节省数十亿美元g 他进一步解释说(e 将来对电子战的需求不仅要保持目前的高水平(还将继续增长g Q K 0#+]就是应这种需求而设计建造的g 它的速度i 航程和强大的自卫系统对于海军航空部队来说(可以起到力量倍增器的作用(将大大增强整个联队的作战能力g f作为双座j &K 0#+j e 超大黄蜂f 的衍生机型(Q K 0#+]高度灵活的设计能使作战人员执行一系列空中电子攻击,K Q K .任务(它可从航母甲板或者陆上基地起飞g Q K 0#+]集成了最先进的K Q K 系统的能力(该系统由诺h 格公司设计生产(已在Q K0Z O e 徘徊者f 电子战飞机上完成测试g Q K0#+]还保留了j &K 0#+j 先进的武器i 传感器和通信系统g美海军选择Q K 0#+]来替代过时的Q K 0Z O e 徘徊者f (后者于#)*#年开始服役g波音公司于/X X -年#/月/)日获得Q K 0#+]的系统开发与演示阶段合同g 该机的首次飞行计划在+月下旬进行(比原计划提前几周g 飞行试验将在美海军位于马里兰州的帕图斯恩特河和加利福尼亚州的中国湖试验场进行(将一直持续到/X X +年(/X X )年加入海军航空舰队g作为武器系统集成商和主承包商的波音公司领导Q K 0#+]工业团队g 诺h 格公司是主要子承包商和机载电子攻击子系统的集成商g 工业团队将把Q K0#+]的生产任务分给波音公司i 诺h 格公司i 通用电气公司和雷声制造公司g 系统设计i 开发和演示项目将在/X X )年获得初始作战能力g 海军航空系统司令部W 3K 0/Z ^是美国海军负责采购Q K 0#+]的办公室g,佚名供稿.hZ )1h 应用光学/X X Z (/*,Z .张王景王月(等!机载稳瞄控制系统模型及仿真分析。