航天用伺服电机变工况动态加载系统及加载方法与流程

本发明属于航天用伺服电机测试领域，具体涉及一种航天用伺服电机变工况动态加载系统及加载方法。

背景技术：

航天用伺服电机，作为机电伺服系统的关键动力元件，接收控制系统的位置指令，驱动空气舵或喷管负载，产生所需要的控制力，以控制滑翔飞行器稳定飞行。机电伺服系统的负载主要包括惯性负载、弹性负载、摩擦负载，惯性负载是与转子位置和转速大小无关、与转速方向相关的转矩，只在伺服电机动态变化的过程中产生；弹性负载是一种与转子转角成正比的转矩；摩擦负载是一种与转子速度成正比的转矩。

航天用伺服电机，在前期测试阶段，具有无法使用实际的加载对象的局限性，因此，需要通过一定的技术手段模拟加载对象，实现航天伺服电机变工况动态加载，考核伺服电机动态性能指标。

现有的动态加载方法均采用了惯量轮和磁粉制动器，通过力矩反馈值及预设电流—力矩曲线，调整磁粉制动器。该种方法不适用于高频运动的航天伺服电机，且仅能模拟惯量负载和扭矩负载，加载转矩为预设电流—力矩曲线提供，不是根据电机实际工况：转速、转角提供，无法逼近航天伺服电机真实工作环境。同时，在电机高频运动时，被测电机的变工况运动会对加载设备产生多余力的影响，要进行多余力补偿，保证加载的准确性。目前尚无提供动态加载方法且解决多余力的问题。

技术实现要素：

本发明针对航天伺服电机高频大幅值频繁加减速的典型工况，提供了一种航天用伺服电机变工况动态加载系统及加载方法，该加载系统及加载方法解决了被测电机高频正弦运动时的多余力补偿问题，消除了被测电机对加载电机多余力，保证了加载转矩的准确性。

实现本发明目的的技术方案：一种航天用伺服电机变工况动态加载系统，该系统包括被测电机驱动器、被测电机、第一联轴器、扭矩传感器、第二联轴器、加速度传感器、电滑环、加载电机、加载驱动器、直流电源和控制柜，直流电源的两个输出端分别与被测电机驱动器、加载驱动器的电源输入端连接，被测电机驱动器的指令信号输入端与控制柜的一个位置指令信号输出端连接，被测电机驱动器的信号输出端与被测电机的信号输入端连接；被测电机的输出轴与第一联轴器的一端连接，第一联轴器的另一端与扭矩传感器的输入轴连接；扭矩传感器的输出轴与第二联轴器的一端连接，扭矩传感器的反馈信号输出端与控制柜的反馈信号输入端连接；第二联轴器的另一端与电滑环的一端连接，电滑环的另一端与加载电机的输出轴连接；第二联轴器内设有加速度传感器。

所述的被测电机、扭矩传感器、加载电机的底部均固定在工装台架上。

所述的直流电源的一个输出端通过第一电源线与被测电机驱动器的电源输入端连接，；直流电源的另一个输出端通过第二电源与加载驱动器的电源输入端连接。

所述的被测电机驱动器的信号输出端通过被测电机驱动器与被测电机信号线与被测电机的信号输入端连接。

所述的加载电机的信号输入端通过加载驱动器与加载电机信号线与加载驱动器的信号输出端连接。

所述的加载驱动器的信号输入端通过加载指令信号线与控制柜的加载信号 输出端连接。

一种航天用伺服电机变工况动态加载方法，该方法包括以下步骤：

(1)由控制柜设置被测电机的运动形式参数和负载参数；

(2)控制柜发出位置指令信号给被测电机驱动器，从而控制被测电机实现上述步骤(1)中的一种运动形式；

(3)被测电机做变工况运动的同时，控制柜给加载电机驱动器发出加载指令信号；

(4)扭矩传感器实时采集被测电机的当前扭矩值和当前转速；

(5)由加载电机、加载驱动器、扭矩传感器和控制柜构成闭环力矩控制系统，加载力矩的指令信号由负载特性计算得到，加载力矩与反馈力矩的偏差信号经过PI控制算法演算，得到加载控制信号送给加载电机驱动器，作为其电流环输入，实现多余力消除，从而实现航天用伺服电机变工况的动态加载。

所述的步骤(1)中的被测电机的运动形式参数包括偏置运动参数、阶跃运动参数和正弦运动参数；所述的偏置运动参数设置为电机位置，阶跃运动参数设置为阶跃幅值，正弦运动参数设置为幅值和频率；所述的负载参数为弹性负载参数，弹性负载参数包括弹性负载系数、摩擦负载系数、惯性负载系数。

所述的步骤(2)中的控制被测电机实现上述偏置运动、正弦运动和阶跃运动中的一种运动形式。

所述的步骤(5)具体包括如下步骤：

(5.1)在未进行多余力补偿前，加载电机、加载驱动器、扭矩传感器和控制柜构成力矩闭环控制系统，加载力矩T_i的指令信号由负载特性计算得到，反馈力矩T_f为被测电机的当前转矩，加载力矩T_i与反馈力矩T_f的偏差信号经过加载驱动器内的PI控制算法，作为电流环输入，与力矩系数K_T相乘共同获得被测电机 的加载力矩T，从而形成完整的力矩控制系统；

(5.2)T_r为被测电机(2)对加载电机产生的力矩扰动，该力矩扰动T_r即为多余力，力矩扰动T_r的运动频率与被测电机正弦运动的频率相同，关系表达式为

(5.3)在加载指令力矩T_i中叠加一个反向的补偿多余力T_b，补偿多余力T_b的幅值、频率、相位与正弦多余力T_r的参数相同，从而消除了多余力。

本发明的有益技术效果：(1)本发明通过识别多余力的运动形式(被测电机正弦运动时，多余力为类似于正弦运动的转矩，且运动频率与被测电机正弦运动的频率相同)，在加载指令信号中叠加一个反向的正弦力矩指令，正弦力矩指令的幅值、频率、相位恰好与正弦多余力矩的参数相同，实现多余力的抑制；同时，获得不同频率下的多余力频率和幅值，采用曲线拟合的方式，获得不同频率的多余力的幅值和频率，实现自识别的多余力补偿。(2)本发明通过控制柜向加载驱动器发送加载指令，控制加载电机为被测电机加载的变工况动态加载方法，实现了航天伺服电机高频大幅值运动下的加载，且加载指令依据实际负载模型和电机实际运行的转矩、转速及加速度获得，逼近电机实际工作环境。(3)本发明通过多余力识别，在加载指令中叠加多余力补偿信号，消除了被测电机对加载电机多余力的影响，使加载准确。

附图说明

图1为本发明所提供的一种航天用伺服电机变工况动态加载系统的组成示意图；

图2为本发明所提供的一种航天用伺服电机变工况动态加载方法的流程图；

图3为本发明所提供的多余力抑制原理图。

图中：1.被测电机驱动器，2.被测电机，3.第一联轴器，4.扭矩传感器，5.第 二联轴器，6.加速度传感器，7.电滑环，8.加载电机，9.加载驱动器，10.工装台架，11.直流电源，12.控制柜，13.位置指令信号线，14.加载指令信号线，15.转矩转速采集信号线，16.被测电机驱动器与被测电机信号线，17.加载驱动器与加载电机信号线，18.第一电源线，19.第二电源线。

具体实施方式

下面结合附图实施例对本发明作进一步详细说明。

如图1所示，本发明所提供的一种航天用伺服电机变工况动态加载系统，该系统包括被测电机驱动器1、被测电机2、第一联轴器3、扭矩传感器4、第二联轴器5、加速度传感器6、电滑环7、加载电机8、加载驱动器9、工装台架10、直流电源11、控制柜12、位置指令信号线13、加载指令信号线14、转矩转速采集信号线15、被测电机驱动器与被测电机信号线16、加载驱动器与加载电机信号线17、第一电源18和第二电源19。直流电源11为该动态加载系统供电，被测电机2与加载电机8通过第一联轴器3、第二联轴器5同轴相连，其中，第一联轴器3、扭矩传感器4、第二联轴器5、加速度传感器6、电滑环7、加载电机8的惯量和负载惯量均相等。

直流电源11的一个输出端通过第一电源线18与被测电机驱动器1的电源输入端连接，被测电机驱动器1的指令信号输入端与控制柜12的一个位置指令信号输出端连接，被测电机驱动器1的信号输出端通过被测电机驱动器与被测电机信号线16与被测电机2的信号输入端连接。被测电机2的输出轴通过螺栓与第一联轴器3的一端固定连接，第一联轴器3的另一端通过螺栓与扭矩传感器4的输入轴固定连接；扭矩传感器4的输出轴与第二联轴器5的一端固定连接，扭矩传感器4的反馈信号输出端与控制柜12的反馈信号输入端连接；第二联轴器5的另一端通过卡箍与电滑环7的一端固定连接，电滑环7的另一端与 加载电机8的输出轴固定连接；第二联轴器5内设有加速度传感器6，加速度传感器6的信号输出端与扭矩传感器4的信号入端连接；加速度传感器6的输出线缆进入电滑环7的转子，由电滑环7定子引出，反馈给控制柜12；被测电机2、扭矩传感器4、加载电机8的底部均通过螺钉固定在工装台架10上。加载电机8的信号输入端通过加载驱动器与加载电机信号线17与加载驱动器9的信号输出端连接，加载驱动器9的信号输入端通过加载指令信号线14与控制柜12的加载信号输出端连接。加载驱动器9的电源输入端通过第二电源19与直流电源11的另一个输出端连接。

控制柜12具体采用航天伺服控制柜。

直流电源11分别经第一电源线18、第二电源线19为被测电机驱动器1、加载驱动器9供电，控制柜12经位置指令信号线13向被测电机驱动器1发送被测电机2运动指令，经加载指令信号线14向加载驱动器9发送加载电机8的加载转矩，被测电机驱动器1经被测电机驱动器与被测电机信号线16控制被测电机2运动，加载驱动器9经加载驱动器与加载电机信号线17控制加载电机8加载。被测驱动器1控制被测电机1做变工况运动，控制柜12通过建立实际负载的数学模型、扭矩传感器4反馈的转矩及转速、加速度传感器6反馈的加速度，编制具体算法，向加载驱动器1发送含惯性负载、弹性负载和摩擦负载的加载指令，控制加载电机8为被测电机2加载。

如图1、2所示，本发明所提供的一种航天用伺服电机变工况动态加载方法，该方法包括以下步骤：

(1)由控制柜12设置被测电机2的运动形式参数和负载参数

上述被测电机2的运动形式参数包括偏置运动参数、阶跃运动参数和正弦运动参数；偏置运动参数设置为电机位置，阶跃运动参数设置为阶跃幅值，正 弦运动参数设置为幅值和频率。

上述负载参数为弹性负载参数，弹性负载参数包括弹性负载系数、摩擦负载系数、惯性负载系数。

(2)控制柜12发出位置指令信号给被测电机驱动器1，从而控制被测电机2实现上述步骤(1)中的偏置运动、正弦运动和阶跃运动中的一种运动形式；

(3)被测电机1做变工况运动的同时，控制柜12给加载电机驱动器9发出加载指令信号

上述加载指令信号中的加载力矩大小为惯性负载、弹性负载、摩擦负载之和。

(4)扭矩传感器4实时采集被测电机2的当前扭矩值和当前转速；

其中，扭矩值为反馈力矩T_f，反馈力矩T_f作为闭环控制的反馈信号，而转速信号摩擦负载给定的参考信号。

(5)由加载电机8、加载驱动器9、扭矩传感器4和控制柜12构成闭环力矩控制系统，加载力矩T_i的指令信号由负载特性计算得到，反馈力矩T_f为扭矩传感器4测得的当前扭矩，加载力矩T_i与反馈力矩T_f的偏差信号经过PI控制算法演算，得到加载控制信号送给加载电机驱动器9，作为其电流环输入，实现多余力消除，从而实现航天用伺服电机变工况的动态加载；多余力消除的具体步骤如下：

如图3所示，T_i为由负载特性计算得到加载指令力矩，T_f为扭矩传感器4的反馈力矩，T_r为被测电机2对加载电机8产生的多余力，T_b为补偿多余力，T为加载电机8对被测电机2施加的负载，K_T为转矩系数。

(5.1)在未进行多余力补偿前，加载电机8、加载驱动器9、扭矩传感器4和控制柜12构成力矩闭环控制系统，加载力矩T_i的指令信号由负载特性计算得 到，反馈力矩T_f为被测电机2的当前转矩，加载力矩T_i与反馈力矩T_f的偏差信号经过加载驱动器9内的PI控制算法，作为电流环输入，与力矩系数K_T相乘共同获得被测电机2的加载力矩T，从而形成完整的力矩控制系统。

(5.2)T_r为被测电机2对加载电机8产生的力矩扰动，经识别，该力矩扰动T_r即为多余力，其运动形式为正弦运动，力矩扰动T_r的运动频率与被测电机2正弦运动的频率相同，关系表达式为其中，A_r为多余力的幅值，f为多余力的频率，为多余力的相位。

(5.3)在加载指令力矩T_i中叠加一个反向的补偿多余力T_b，补偿多余力T_b的幅值、频率、相位与正弦多余力T_r的参数相同，从而消除了多余力。

上面结合附图和实施例对本发明作了详细说明，但是本发明并不限于上述实施例，在本领域普通技术人员所具备的知识范围内，还可以在不脱离本发明宗旨的前提下作出各种变化。本发明中未作详细描述的内容均可以采用现有技术。