三位继电式舵机的容错控制系统及控制方法与流程

本发明涉及一种弹药上舵机的控制系统及方法，具体涉及一种三位继电式舵机的容错控制系统及控制方法。

背景技术：

执行机构是弹药姿态控制系统的重要组成部分，尤其是导弹姿态控制系统的重要组成部分，由于长时间的储存引起的性能退化或者在飞行过程中的剧烈震动都有可能引起执行机构故障，这些故障能够引起导弹姿态控制系统的性能退化，甚至引起飞行姿态失稳而自毁。目前尚无良好的应对措施，主要是通过飞前检查仿真来杜绝安全隐患，一旦在飞行过程中发生意外，往往就放弃掉发生意外的弹药了，通过数量来弥补质量的不足；容错控制是提高姿态控制系统可靠性的重要手段，因此，对导弹执行机构故障进行容错控制，以提高导弹姿态控制系统的可靠性是十分必要的。容错控制的目标是使重构后的系统性能尽量接近原系统，优点是可以充分利用系统中各部件的冗余关系，实现故障下的最优控制。

目前一般弹药上的执行机构都包括两对舵，当其中一对舵无法正常工作时，可以通过控制改变另外一对舵的工作状态来弥补可能造成的偏差，使得执行机构所产出的力矩接近期望值，从而实现容错控制。

由于上述原因，本发明人对现有的舵机控制系统及方法做了深入研究，以便设计出一种能够解决上述问题的控制系统及方法。

技术实现要素：

为了克服上述问题，本发明人进行了锐意研究，设计出一种容错控制系统，其设置在低速滚转的末制导弹药上，所述容错控制系统用于接收弹药上的制导指令信息，并根据该信息控制舵机及其上的舵片工作，进而控制弹药的运动姿态，其中，所述容错控制系统包括舵片监测模块，其用于监测舵机上舵片的工作状态，并分析舵片是否能够正常工作，并根据其舵片的工作状态通知舵机指令计算模块选用不同的计算方法计算获得舵机指令，从而对舵机进行控制，即使舵机中的一对舵无法工作，舵机也能基本实现控制作业，使得弹药能够基本命中目标，从而完成本发明。

具体来说，本发明的目的在于提供以下方面：

(1)一种三位继电式舵机的容错控制系统，所述容错控制系统设置在低速滚转的末制导弹药上，所述容错控制系统用于接收弹药上的制导指令信息，并根据该信息控制舵机及其上的舵片工作，进而控制弹药的运动姿态，其特征在于，该系统包括：

舵片监测模块001，其用于监测舵机上舵片的工作状态，并将舵片的工作状态信息传递至舵机指令计算模块002，其中，所述舵片的工作状态信息包括舵片工作正常和舵片工作不正常；；

舵机指令计算模块002，其用于接收制导指令信息和舵片的工作状态信息，并根据接收到的信息计算获得舵机指令，所述舵机指令包括弹药每旋转一周，弹药上每对舵片的工作角度；

陀螺信号接收模块003，其用于接收陀螺信号，根据接收到的陀螺信号计算获得舵机位置信息和弹体旋转周期信息，并将获得的舵机位置信息和弹体旋转周期信息传输至起控时间计算模块004；和

起控时间计算模块004，其用于接收舵机位置信息、弹体旋转周期信息和舵机指令信息，并根据接收到的信息计算获得舵机起控时间和工作时间长度。

(2)根据上述(1)所述的三位继电式舵机的容错控制系统，其特征在于，当所述舵片监测模块001传递出的工作状态信息包括舵机上两对舵片都工作正常时，弹药每旋转一周，舵片打舵3次；当所述舵片监测模块001传递出的工作状态信息包括舵机上的两对舵片中一对舵片工作正常，另一对舵片工作不正常时，弹药每旋转一周，舵片打舵2次。

(3)根据上述(2)所述的三位继电式舵机的容错控制系统，其特征在于，所述舵机上的两对舵片交替打舵工作。

(4)根据上述(3)所述的三位继电式舵机的容错控制系统，其特征在于，所述打舵是指任意一对舵片执行偏转预设角度，并在预设时间后回复原位的工作过程，其中所述预设角度优选为每次打舵的舵片工作角度，所述预设时间优选为每次打舵的工作时间长度。

(5)根据上述(2)所述的三位继电式舵机的容错控制系统，其特征在于，当两对舵片都能正常工作时，舵机指令计算模块002通过下式(一)、(二)、(三)获得每次打舵的舵片工作角度，

其中，和分别表示在弹药旋转一周的过程中第一次打舵时的舵片工作角度、第二次打舵时的舵片工作角度和第三次打舵时的舵片工作角度；δ1表示在弹药旋转一周的过程中第一次打舵时舵机的等效舵偏角，δ2表示在弹药旋转一周的过程中第二次打舵时舵机的等效舵偏角，δ3表示在弹药旋转一周的过程中第三次打舵时舵机的等效舵偏角；其中，δ有效表示有效舵偏角指令。

(6)根据上述(5)所述的三位继电式舵机的容错控制系统，其特征在于，起控时间计算模块004通过下式(四)、(五)、(六)获得每次打舵的工作时间长度，

其中，代表弹体的旋转周期，n代表弹药的实时转速，t1表示在弹药旋转一周的过程中第一次打舵的工作时间长度，t2表示在弹药旋转一周的过程中第二次打舵的工作时间长度，t3表示在弹药旋转一周的过程中第三次打舵的工作时间长度；

通过下式(七)、(八)、(九)获得每次打舵的舵机起控时间；

其中，t1、t1、t1分别表示在弹药旋转一周的过程中第一次打舵的舵机起控时间、第二次打舵的舵机起控时间和第三次打舵的舵机起控时间；分别表示上一周期的弹体在舵机三个位置时的时刻。

(7)根据上述(2)所述的三位继电式舵机的容错控制系统，其特征在于，当两对舵片中一对能够正常工作，另一对不能正常工作时，舵机指令计算模块002通过下式(十)、(十一)获得每次打舵的舵片工作角度，

其中，δ有效表示有效的舵偏角指令。

(8)根据上述(7)所述的三位继电式舵机的容错控制系统，其特征在于，起控时间计算模块004通过下式(十二)、(十三)获得每次打舵的工作时间长度，

通过下式(十四)、(十五)获得每次打舵的舵机起控时间；

(9)一种三位继电式舵机的容错控制方法，其特征在于，该方法是通过如上述(1)～(8)所述的三位继电式舵机的容错控制系统实现的。

根据本发明提供的控制系统的有益效果在于能够在一对舵片突然失灵的情况下及时调整控制方式，而不是按照预定的方式继续制导，从而基本能够通过一对舵机实现两对舵机的控制作业，不至于因为一对舵片失灵而使得弹药偏离目标过远，最终能够使得弹药基本命中目标。

附图说明

图1示出根据本发明一种优选实施方式的三位继电式舵机的容错控制系统整体结构示意图；

图2示出根据本发明一种优选实施方式的三位继电式舵机的容错控制系统工作流程图；

图3示出pwm舵指令示意图；

图4示出末制导炮弹后视图；

图5示出滚转弹控制力示意图；

图6示出目标1g机动时脱靶量；

图7示出目标2g机动时脱靶量。

附图标号说明：

001-舵片监测模块

002-舵机指令计算模块

003-陀螺信号接收模块

004-起控时间计算模块

具体实施方式

下面通过附图和实施例对本发明进一步详细说明。通过这些说明，本发明的特点和优点将变得更为清楚明确。

在这里专用的词“示例性”意为“用作例子、实施例或说明性”。这里作为“示例性”所说明的任何实施例不必解释为优于或好于其它实施例。尽管在附图中示出了实施例的各种方面，但是除非特别指出，不必按比例绘制附图。

由于末制导炮弹属于低速滚转弹，采用双通道控制的三位继电式舵机，三位继电式舵机的脉宽调制(pwm)指令有三种状态，分别对应的舵偏角为-δmax、0和δmax。在每个调制周期的初始时刻，pwm指令系统对模拟指令进行采样，根据指令极性和大小计算pwm指令的宽度并生成中心时刻固定极性相同的pwm指令，如图3所示，pwm周期为tc，其指令中心时刻为τ。0～t1为舵机工作时段，td为pwm指令宽度，由指令系统计算得到，最大pwm宽度为t1；t1～tc为舵机休整时段，该时段长度应大于舵机迟滞时间的两倍，在此期间舵偏角保持为零；

末制导弹药采用的继电式舵机对应于正/负/零的输入信号，可以输出+5°/-5°/0°的舵摆角，舵翼的工作状态是在舵摆角的三个工作状态做往复运动，其在各个工作状态所停留时间的长短由制导与控制系统的指令信号控制，从而产生平均控制力以操纵弹药机动，从而实现了对于弹药的线性比例控制；其中，具体的控制作业是通过舵机控制舵片实现的，而当一部分舵片因故无法工作时，舵机需要控制剩余的舵片采用另外的控制方案进行工作，以达到相同或近似的控制效果。

具体来说，如图1和图2中所示，根据本发明提供的一种三位继电式舵机的容错控制系统，所述容错控制系统设置在低速滚转的末制导弹药上，所述容错控制系统用于接收弹药上的制导指令信息，并根据该信息控制舵机及其上的舵片工作，进而控制弹药的运动姿态，该系统包括：

舵片监测模块001，其用于监测舵机上舵片的工作状态，并将舵片的工作状态信息传递至舵机指令计算模块002，其中，所述舵片的工作状态信息包括舵片工作正常和舵片工作不正常；

舵机指令计算模块002，其用于接收制导指令信息和舵片的工作状态信息，并根据接收到的信息计算获得舵机指令，所述舵机指令包括弹药每旋转一周，弹药上每对舵片的工作角度；

陀螺信号接收模块003，其用于接收陀螺信号，根据接收到的陀螺信号计算获得舵机位置信息和弹体旋转周期信息，并将获得的舵机位置信息和弹体旋转周期信息传输至起控时间计算模块004；

起控时间计算模块004，其用于接收舵机位置信息、弹体旋转周期信息和舵机指令信息，并根据接收到的信息计算获得舵机起控时间和工作时间长度。

其中，所述舵片监测模块001包括舵偏角传感器，其用于检测舵机的打舵角度，并比较该角度是否正确，并反馈两种状态信息，其一为舵机工作正常，其二是舵机工作不正常，所述舵机工作不正常包括舵机打舵角度不正确和不打舵的情况等。

所述舵机指令计算模块002接收到的制导指令信息是由弹药上的控制系统发出的，所述控制系统通过测量元件获知弹药的当前位置信息、速度信息、角度信息及目标位置信息等，并据此测算出为了命中目标弹药需要调整的方向角度，如需要在俯仰方向调整预定角度，在偏航方向调整预定角度，所述制导指令信息即包括所述需要调整的方向角度。

在一个优选的实施方式中，当所述舵片监测模块001传递出的工作状态信息包括舵机上两对舵片都工作正常时，弹药每旋转一周，舵片打舵3次；当所述舵片监测模块001传递出的工作状态信息包括舵机上两对舵片中一对工作正常，另一对工作不正常时，弹药每旋转一周，舵片打舵2次；其中，所述舵机上的两对舵片交替打舵工作，所述打舵是指任意一对舵片执行偏转预设角度，并在预设时间后回复原位的工作过程，其中所述预设角度优选为每次打舵的舵片工作角度，所述预设时间优选为每次打舵的工作时间长度。

具体来说，当弹体坐标系与准弹体坐标系重合时，末制导炮弹后视图如图4中所示。炮弹沿顺时针旋转，四片舵机沿弹体方向按照逆时针顺序呈1-2-3-4顺序分布。其中，(1-3)舵为一对同动舵，定义在如图4中所示两坐标系重合位置打正舵时产生oy4方向的力，负舵反之；(2-4)舵为一对同动舵，定义在如图所示两坐标系重合位置打正舵产生负oz4方向的力；

由继电式舵机的工作原理可知，由于炮弹滚转时继电式舵机产生的控制力f是作用在与所需控制方向为中心的一定区域内的，所以肯定存在舵控制力不完全在所需方向的效率问题，假设需要弹体产生惯性空间内向上的控制力，则炮弹的控制力作用如图5所示，图5中，炮弹的滚转角γ由-90°～+90°变化的半周内，控制力的作用范围为(舵机舵摆角为+5°)，在其余位置舵机的舵摆角为0°，即不产生控制力。在γ的变化范围内，控制力占空比为：

当考虑由于方向不正确使控制力效率有所降低，则此时舵机在作用时间内所产生的平均控制力为：

式中，r为弹体半径，定义效率系数为则当炮弹滚转-90°～+90°时，总的平均力为：

则可将舵机固定+5°舵摆角工作产生的平均作用力等效看作有效舵转角工作一周(2π)产生的同等的作用力，其有效舵转角的表达式为：

在一个优选的实施方式中，当两对舵片都工作正常时，舵机指令计算模块002通过下式(一)、(二)、(三)获得每次打舵的舵片工作角度，

其中，表示在弹药旋转一周的过程中第一次打舵时的舵片工作角度、表示在弹药旋转一周的过程中第二次打舵时的舵片工作角度，表示在弹药旋转一周的过程中第三次打舵时的舵片工作角度；δ1表示在弹药旋转一周的过程中第一次打舵时舵机的等效舵偏角，δ2表示在弹药旋转一周的过程中第二次打舵时舵机的等效舵偏角，δ3表示在弹药旋转一周的过程中第三次打舵时舵机的等效舵偏角，其中，δ有效表示由导引头测量得到的进动角速度转换得到的有效舵转角指令，简称为有效舵偏角指令。

据末制导炮弹末端比例导引制导工作原理，可得有效舵转角指令δ有效与导引头进动角速度的关系可得，式中kδ为舵转角指令利用系数，得到由导引头进动角速度引起的有效舵转角指令，如下式所示，

其中，表示导引头进动角速度，是由导引头测量得到的

在一个优选的实施方式中，起控时间计算模块004通过下式(四)、(五)、(六)获得每次打舵的工作时间长度，

其中，其表示弹体的旋转周期，其中n表示弹药的实时转速，t1表示在弹药旋转一周的过程中第一次打舵的工作时间长度，t2表示在弹药旋转一周的过程中第二次打舵的工作时间长度，t3表示在弹药旋转一周的过程中第三次打舵的工作时间长度；

优选地，通过下式(七)、(八)、(九)获得每次打舵的舵机起控时间；

其中，t1表示在弹药旋转一周的过程中第一次打舵的舵机起控时间，、t2表示在弹药旋转一周的过程中第二次打舵的舵机起控时间，t3表示在弹药旋转一周的过程中第三次打舵的舵机起控时间；表示上一周期的弹体在舵机第一次打舵位置时的时刻，表示上一周期的弹体在舵机第二次打舵位置时的时刻，表示上一周期的弹体在舵机第三次打舵位置时的时刻。当弹药转速6.6r/s时，末制导炮弹滚转周期约150ms，激光目标指示器发射的激光信号为周期50ms，正好将一个滚转周期均分为3份，所以，第一次打舵的中心位置为滚转角0度，第二次打舵的中心位置为滚转角120度，第三次打舵的中心位置为滚转角240度。

在末制导炮弹末制导过程中，激光目标指示器发射的激光信号为周期50ms，占空比为4:1的离散信号，一个周期内，舵机工作最大时间为40ms，则舵机最大占空比为40/50＝0.8，而末制导炮弹在没有干扰情况下，末制导段的滚转速率基本稳定在6.6转/秒，则一个周期内舵机最大工作角度为40ms×6.6×360°≈96°，根据前面计算末制导炮弹有效舵转角时的公式可得其效率系数为：

则舵机工作的有效占空比为：0.89×0.8＝0.712；

对应一个周期内单轴舵机工作的最大有效舵转角为：

δ′max＝5°×0.712＝3.56°

炮弹滚转一周时间为1/6.6≈150ms。末制导炮弹在接受到目标反射激光指示器信号后舵机工作，则炮弹滚转一周舵机可工作150/50＝3次。

由于末制导炮弹具有两对互相垂直方向的舵机，可通过两对舵机工作，产生所需合力。通过分析炮弹滚转一周舵机的工作情况，得到舵机的平均最大有效舵转角。

假设舵机需产生的过载方向向上，在炮弹滚转一周之内，工作三次，三次产生的方向向上的有效舵转角分别最大为：

则弹体滚转一周其最大平均有效舵转角为：

在末制导炮弹比例导引末制导段，计算有效舵转角为弹体滚转一周舵机工作积分的平均值，故其最大值不应超过4.58°，舵机的有效舵转角非线性饱和阀值为±4.58°。

在一个优选的实施方式中，当所述舵偏角传感器检测到舵机出现故障后，末制导炮弹只有一对舵工作，同时控制俯仰和偏航。另一对舵机卡死在某一位置，由于末制导炮弹的滚转特性，在滚转周期内，舵机产生的等效力为零。通过分析炮弹滚转一周舵机的工作情况，得到舵机的平均最大有效舵转角；

具体来说，当两对舵片中一对工作正常，另一对工作不正常时，舵机指令计算模块002通过下式(十)、(十一)获得每次打舵的舵片工作角度，

优选地，起控时间计算模块004通过下式(十二)、(十三)获得每次打舵的工作时间长度，

通过下式(十四)、(十五)获得每次打舵的舵机起控时间；

假设舵机需产生的过载方向向上，在炮弹滚转一周之内，工作两次，两次产生的方向向上的有效舵转角分别最大为：

则弹体滚转一周其最大平均有效舵转角为：

在末制导炮弹比例导引末制导段，计算有效舵转角为弹体滚转一周舵机工作积分的平均值，故其最大值不应超过3.56°，舵机的有效舵转角非线性饱和阀值为3.56°。

当两对舵机同时工作时，炮弹滚转一周，舵机的平均最大有效舵转角4.58°时，末制导炮弹最大可用法向过载nmax＝2.51g；

当一对舵机工作时，炮弹滚转一周，舵机的平均最大有效舵转角3.56°时，末制导炮弹最大可用法向过载nmax＝1.95g；

具体来说：

末制导炮弹在末制导段，末制导炮弹的气动力系数变化不大，则通过最大平衡攻角αb可求得：在末制导段的最大升力：

最大可用法向过载：

结合末制导炮弹飞行弹道及大气参数，可求得末制导炮弹最大可用法向过载：质量m＝50.8kg，参考面积s＝0.01815m²，大气密度ρ＝1.16kg/m³；

末制导段速度变化不大，取v＝220m/s，升力系数对攻角的偏导数升力系数对舵偏角的偏导数攻角与舵转角之间的比例系数a＝2，α＝a×δ；

当两对舵机同时工作时，炮弹滚转一周，舵机的平均最大有效舵转角4.58°时，求得末制导炮弹最大可用法向过载nmax＝2.51g；

当一对舵机工作时，炮弹滚转一周，舵机的平均最大有效舵转角3.56°时，求得末制导炮弹最大可用法向过载nmax＝1.95g。

即，当目标1g加速度机动时，在保证末制导时间够长的情况下，脱靶量为零；当目标2g加速度机动时，在保证末制导时间够长的情况下，两对舵工作时脱靶量为零，一对舵工作时脱靶量不为零。

通过模拟仿真对控制舵机数量和目标机动不同时脱靶量的变化情况，获得目标1g机动时脱靶量和目标2g机动时脱靶量，如图6和图7中所示，其中当目标1g加速度机动时，在保证末制导时间够长的情况下，脱靶量为零；当目标2g加速度机动时，在保证末制导时间够长的情况下，两对舵工作时脱靶量为零，一对舵工作时脱靶量不为零，从而可知当一对舵机出现故障后，通过改变控制方法，利用一对舵机可以基本实现对末制导炮弹的控制。

根据本发明提供的一种三位继电式舵机的容错控制方法，其特征在于，该方法是通过如上述文所述的三位继电式舵机的容错控制系统实现的。

以上结合了优选的实施方式对本发明进行了说明，不过这些实施方式仅是范例性的，仅起到说明性的作用。在此基础上，可以对本发明进行多种替换和改进，这些均落入本发明的保护范围内。