一种电动伺服系统在轨间隙辨识及补偿控制方法、装置与流程

本发明涉及一种电动伺服系统在轨间隙辨识及补偿控制方法、装置，属于在轨飞行器控制
技术领域：
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背景技术：
：目前飞行器领域接口部分间隙多采用工艺保证，为了解决接口匹配性问题，对加工精度要求较高，批次产品多采用匹配筛选，成本高，进度难以保证。目前关于间隙辨识方面多采用离线方法，通过传感器测量的方法，如基于继电反馈技术,给出一种伺服系统间隙大小的辨识方法，只辨识伺服系统传递过程中间隙，未能补偿伺服系统与外系统之间接口的间隙。国内外对于间隙的辨识技术研究，一般有两种提法。第一种是对整个系统的输入和输出进行辨识，即把整个系统进行分段线性化。另一种方案是指只对于系统中间隙的幅值进行辨识，即决定间隙尺寸的大小；上述现有技术无论辨识还是补偿控制均缺少一定工程应用的可行性。技术实现要素：本发明要解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供了一种电动伺服系统在轨间隙辨识及补偿控制方法、装置，充分考虑间隙特性影响机理，并通过地面分析处理，建立较为准确间隙与振荡波形的关系式，为在轨应用提供更有效的支撑。本发明目的通过以下技术方案予以实现：一种电动伺服系统在轨间隙辨识及补偿控制方法，包括如下步骤：步骤一、建立间隙系统模型；利用描述函数原理建立间隙特性描述函数，获得飞行器姿态角振荡极限环幅值与伺服间隙幅值关系描述、飞行器姿态角振荡极限环频率与伺服间隙幅值关系描述；步骤二、根据敏感器测量的飞行器姿态信息，采用最小二乘方法在线拟合，获取实时姿态振荡幅值、实时姿态振荡频率，然后根据步骤一中所述的飞行器姿态角振荡极限环幅值与伺服间隙幅值关系描述、飞行器姿态角振荡极限环频率与伺服间隙幅值关系描述，获得在线辨识间隙幅值参数；步骤三、根据步骤二中所述的在线辨识间隙幅值参数，对间隙特性进行补偿，然后输出补偿后的控制指令。上述电动伺服系统在轨间隙辨识及补偿控制方法，步骤一中所述的间隙系统模型为：式中，b为间隙幅值，x为伺服系统侧输出摆角位移，y为负载侧当前周期输出摆角位移，yl负载侧上一周期输出摆角位移，为x的导数，sign()为取符号函数。上述电动伺服系统在轨间隙辨识及补偿控制方法，步骤一中所述的间隙特性描述函数n(a)为：式中，a为输入信号幅值，k为等效增益值，b为间隙幅值，y为负载侧摆角位移，π为圆周率，j为虚数单位，a为迟滞参数。上述电动伺服系统在轨间隙辨识及补偿控制方法，步骤一中所述的飞行器姿态角振荡极限环幅值与伺服间隙幅值关系描述、飞行器姿态角振荡极限环频率与伺服间隙幅值关系描述为：1+g(s)h(s)sf(s)f(s)n(a)＝0式中，g(s)为飞行器本体传递函数，h(s)为飞行器控制模块传递函数，sf(s)为伺服系统传递函数，f(s)为负载模型传递函数，n(a)为间隙特性描述函数。上述电动伺服系统在轨间隙辨识及补偿控制方法，步骤三中采用逆间隙模型对间隙特性进行补偿。一种电动伺服系统在轨间隙辨识及补偿控制装置，包括间隙特性建模模块、间隙在线辨识模块、间隙在线补偿控制模块；所述间隙特性建模模块用于建立间隙系统模型；利用描述函数原理建立间隙特性描述函数，获得飞行器姿态角振荡极限环幅值与伺服间隙幅值关系描述、飞行器姿态角振荡极限环频率与伺服间隙幅值关系描述，然后发送给所述间隙在线辨识模块；所述间隙在线辨识模块根据敏感器测量的飞行器姿态信息，采用最小二乘方法在线拟合，获取实时姿态振荡幅值、实时姿态振荡频率；所述间隙在线辨识模块根据飞行器姿态角振荡极限环幅值与伺服间隙幅值关系描述、飞行器姿态角振荡极限环频率与伺服间隙幅值关系描述，获得在线辨识间隙幅值参数，然后发送给所述间隙在线补偿控制模块；所述间隙在线补偿控制模块根据线辨识间隙幅值参数，对间隙特性进行补偿，然后输出补偿后的控制指令。上述电动伺服系统在轨间隙辨识及补偿控制装置，所述间隙系统模型为：式中，b为间隙幅值，x为伺服系统侧输出摆角位移，y为负载侧当前周期输出摆角位移，yl负载侧上一周期输出摆角位移，为x的导数，sign()为取符号函数。上述电动伺服系统在轨间隙辨识及补偿控制装置，所述间隙特性描述函数n(a)为：式中，a为输入信号幅值，k为等效增益值，b为间隙幅值，y为负载侧摆角位移，π为圆周率，j为虚数单位，a为迟滞参数。上述电动伺服系统在轨间隙辨识及补偿控制装置，所述飞行器姿态角振荡极限环幅值与伺服间隙幅值关系描述、飞行器姿态角振荡极限环频率与伺服间隙幅值关系描述为：1+g(s)h(s)sf(s)f(s)n(a)＝0式中，g(s)为飞行器本体传递函数，h(s)为飞行器控制模块传递函数，sf(s)为伺服系统传递函数，f(s)为负载模型传递函数，n(a)为间隙特性描述函数。上述电动伺服系统在轨间隙辨识及补偿控制装置，所述间隙在线补偿控制模块采用逆间隙模型对间隙特性进行补偿。本发明相比于现有技术具有如下有益效果：(1)本发明推导系统间隙影响，论证振荡特性与间隙的关系，通过输入输出关系进行间隙辨识，采用模型方式对未考虑间隙特性输出进行估计，结合实际输出特性，可以将间隙引起特性进行剥离，从而对间隙特性进行辨识；(2)本发明采用间隙逆补偿方式对减小间隙的影响，并利用迭代辨识补偿的方式提高补偿精度；(3)本发明充分考虑使用过程中的不确定性，在线辨识及补偿，较传统地面测量补偿的方式，实现更加简洁，补偿精度更符合实际飞行状态，确保补偿的准确性。附图说明图1为本发明实施例伺服机构与负载接口接触模型；图2为本发明实施例负载模型；图3为本发明实施例伺服系统模型；图4为本发明实施例间隙特性奈奎斯特图；图5为本发明实施例地面分析原理框图；图6为本发明实施例在线应用原理图。具体实施方式为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图对本发明的实施方式作进一步详细描述。一种电动伺服系统在轨间隙辨识及补偿控制方法，包括如下步骤：步骤一、建立间隙系统模型；利用描述函数原理建立间隙特性描述函数；分析间隙引起飞行器姿态极限环振荡机理，给出飞行器姿态角振荡极限环幅值、频率与伺服间隙幅值关系描述。所述间隙系统模型为：式中，b为间隙幅值，x为伺服系统侧输出摆角位移，y为负载侧当前周期输出摆角位移，yl负载侧上一周期输出摆角位移，为x的导数。所述间隙特性描述函数n(a)为：式中，a为输入信号幅值，k为等效增益值，b为间隙幅值，y为负载侧摆角位移，π为圆周率，j为虚数单位，a为迟滞参数。系统姿态角振荡极限环幅值、频率与伺服间隙幅值关系描述为：1+g(s)h(s)sf(s)f(s)n(a)＝0式中g(s)为飞行器本体传递函数，h(s)为飞行器控制模块传递函数，sf(s)为伺服系统传递函数，f(s)为负载模型传递函数。令g(s)h(s)sf(s)w(s)＝w(s),得：通过分析传递函数w(s)，n(a)的奈奎斯特图分析系统稳定性。在复平面上二者存在交点，表明非线性系统存在极限环振荡,交点处的频率和幅值就是极限环的振荡频率和幅值。步骤二、根据敏感器测量飞行器姿态信息，采用最小二乘方法在线拟合，获取姿态振荡幅值及频率和步骤一中所述的姿态振荡幅值与频率与伺服间隙的关系描述，在线辨识间隙幅值参数。具体的在线辨识间隙参数的方法为：对飞行过程中姿态角进行最小二乘拟合，获取姿态角振荡极性环幅值、频率，然后根据系统姿态角振荡极限环幅值、频率与伺服间隙幅值关系描述，计算出间隙幅值。步骤三、根据步骤二中所述的间隙幅值参数，采用逆间隙模型对间隙特性进行补偿，然后输出补偿后的控制指令。一种电动伺服系统在轨间隙辨识及补偿控制装置，包括间隙特性建模模块、间隙在线辨识模块、间隙在线补偿控制模块；所述间隙特性建模模块用于建立间隙系统模型，然后利用描述函数法获取间隙特性描述函数，建立系统姿态角振荡极限环幅值、频率与伺服间隙幅值关系描述，并发送给所述间隙在线辨识模块；所述间隙在线辨识模块根据敏感器测量姿态和间隙特性建模模块发送的姿态角振荡极限环幅值、频率与伺服间隙幅值关系描述，在线辨识间隙参数并将间隙参数发送给所述间隙在线补偿控制模块；所述间隙在线补偿控制模块根据所述间隙在线辨识模块发送的间隙参数对间隙特性进行补偿，然后输出补偿后的控制指令。实施例：一种电动伺服系统在轨间隙辨识及补偿控制方法，包括：间隙特性建模与振荡机理分析、间隙在线辨识、间隙在线补偿控制三方面。一、间隙特性建模与振荡机理分析a)间隙特征振荡机理分析电动伺服机构与发动机接口为内、外花键接口，存在接口间隙，且发动机摇摆轴阻尼小，发动机容易在间隙两侧来回反弹，引起发动机持续振荡。如图1所示当发动机停止在某位置且保持平稳时，伺服机构的输出轴位置与指令信号偏差为0，控制器不进行误差修正。当接收到指令或发动机受到冲击扰动时，伺服机构和发动机接口存在间隙，发动机接口外花键轴和伺服机构的内花键轴并非立即开始同步运动，而是要经历一段相向运动通过间隙后二者才能接触。接触时(a侧)伺服机构输出轴的位置会因碰撞而偏离指令信号，控制器立即在比例控制下对偏差进行修正，此时伺服机构输出轴开始和发动机同向运动，当伺服机构输出轴位置到达指令位置后，伺服机构停止，但发动机由于惯性继续运动。发动机关节的摩擦阻尼不足以使发动机在下次接触前停止，当二者的相对运动通过间隙后，会在间隙的另一侧(b侧)再次产生碰撞，此次碰撞会使伺服机构输出轴再次偏离指令位置(与第一次碰撞产生的偏差反向)，控制器将再次修正偏差，伺服机构修正误差的运动恰好补充发动机在往复振荡过程中的能量损耗，发动机和伺服机构便进入了不断地接触与分离的振荡过程。b)间隙特征建模由于存在传动间隙，对于给定的输入信号，系统需要等待穿过间隙的时间后才作出响应，因此会有时间的延迟。间隙特性模型为：式中，b为间隙幅值，x为伺服系统侧输出摆角位移，y为负载侧当前周期输出摆角位移，yl负载侧上一周期输出摆角位移，为x的导数。间隙特性描述函数为式中a为输入信号幅值，k为等效增益值，b为间隙幅值，y为输出，π为圆周率，j为虚数单位。c)负载模型负载模型如附图2所示，可表征为：式中，f(s)为负载模型传递函数，s为拉格朗日参数，ke是发动机机架刚度(n/m)；j是发动机摇摆部分转动惯量(kg.m2)；bc是发动机阻尼。d)伺服系统模型伺服系统模型如图3所示，伺服系统含有伺服机构和控制单元，伺服机构的传递函数gm为：式中，l是伺服电机相间电感(h)；r是伺服电机相间电阻(ω)；cm是伺服电机转矩系数(nm/a)；ce是伺服电机反电势系数(v/(rad/s))；jm是电机转子转动惯量(kg.m2)；c是伺服系统阻尼(包含电机转子阻尼和传动机构折算到电机轴处的阻尼)；i是传动机构传动比；57.3是弧度到角度的转换系数，s为拉格朗日参数。式中，sf(s)是伺服系统模型传递函数，gm为伺服机构传递函数，kp是控制参数，kf是反馈系数(v/°)，kω是位置反馈系数，ksp是位置环控制参数。e)飞行器本体模型飞行器本体模型可描述为：式中，g(s)是飞行器本体传递函数，b3为控制力矩系数，s为拉格朗日参数。f)飞行器控制模型飞行器控制模型可描述为：h(s)＝kp+kds式中kp、kd均为控制参数，s为拉格朗日参数。g)间隙特征与振荡波形的关系系统的特征方程可表示为：1+g(s)h(s)sf(s)f(s)n(a)＝0式中g(s)为飞行器本体传递函数，h(s)为飞行器控制模块传递函数，sf(s)为伺服系统传递函数，f(s)为负载模型传递函数。令g(s)h(s)sf(s)w(s)＝w(s),得：通过分析传递函数w(s)，n(a)的奈奎斯特图分析系统稳定性。奈奎斯特图如图4所示，在复平面上二者存在交点，表明非线性系统存在极限环振荡,交点处的频率和幅值就是极限环的振荡频率和幅值。以某飞行器为例，h(s)＝1.5+2s，可以得到间隙幅值与姿态角振荡极性环幅值、频率的关系描述见表1。表1间隙幅值(°)姿态振荡频率(1/s)姿态振荡幅值(°)0.20.20.380.40.20.821.00.22.15二、间隙在线辨识地面工况，给定不同间隙幅值，如图5所示，对闭环系统下伺服反馈信号及姿态角信息进行最小二乘拟合，最小二乘拟合法假设系统输出y(n)为y(n)＝aysin(ωnts+θ)＝aysin(ωnts)cosθ+aycos(ωnts)sinθ式中，ay为输出信号幅值，ω为输出信号频率，θ为输出信号相位值，ts为周期时间，n为序数。获取不同间隙值对应振荡幅值，在轨飞行时装订在飞行器上。在轨飞行下，进行伺服系统闭环测试，发动机不开机采用相应数学模型等效，采集闭环测试状态下伺服反馈信号及姿态角信息进行最小二乘拟合，获取振荡幅值，然后计算获取间隙幅值。三、间隙在线补偿控制采用尼迟滞模式，对运动状态下伺服控制指令进行前馈补偿，衰减间隙对控制的影响，如图6所示，具体如下所示。式中，b为间隙幅值，x为伺服系统侧输出摆角位移，y为负载侧当前周期输出摆角位移，yl负载侧上一周期输出摆角位移，为x的导数。本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。当前第1页12