一种电动伺服系统在轨间隙辨识及补偿控制方法、装置制造方法及图纸

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。本发明专利技术的实现更加简洁，补偿精度更符合实际飞行状态，确保补偿的准确性。

An on-orbit clearance identification and compensation control method and device for electric servo system

An on-orbit clearance identification and compensation control method for an electric servo system includes the following steps: first, the clearance system model is established; the clearance characteristic describing function is established by using the describing function principle, and the relationship between the amplitude of attitude angle oscillation limit cycle and the amplitude of servo clearance is obtained; second, the relationship between the frequency of attitude angle oscillation limit cycle and the amplitude of servo clearance is described. According to the attitude information of the aircraft measured by the sensor, the real-time attitude oscillation amplitude and the real-time attitude oscillation frequency are obtained by on-line fitting with the least square method, and then the gap amplitude parameters are identified on-line. Step 3, the gap characteristics are compensated by on-line identification of the gap amplitude parameters described in step 2, and then the compensated control instructions are output. The realization of the present invention is more concise, the compensation accuracy is more in line with the actual flight state, and the accuracy of compensation is ensured.

【技术实现步骤摘要】
一种电动伺服系统在轨间隙辨识及补偿控制方法、装置
本专利技术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

技术介绍
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。
技术实现思路
本专利技术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。本专利技术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。本专利技术相比于现有技术具有如下有益效果：(1)本专利技术推导系统间隙影响，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)本专利技术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)本专利技术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为本专利技术实施例伺服机构与负载接口接触模型；图2为本专利技术实施例负载模型；图3为本专利技术实施例伺服系统模型；图4为本专利技术实施例间隙特性奈奎斯特图；图5为本专利技术实施例地面分析原理框图；图6为本专利技术实施例在线应用原理图。具体实施方式为使本专利技术的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图对本专利技术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本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种电动伺服系统在轨间隙辨识及补偿控制方法，其特征在于：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。

【技术特征摘要】
1.一种电动伺服系统在轨间隙辨识及补偿控制方法，其特征在于：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。2.根据权利要求1所述的一种电动伺服系统在轨间隙辨识及补偿控制方法，其特征在于：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。3.根据权利要求1所述的一种电动伺服系统在轨间隙辨识及补偿控制方法，其特征在于：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。4.根据权利要求1所述的一种电动伺服系统在轨间隙辨识及补偿控制方法，其特征在于：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。5.根据权利要求1所述的一种电动伺服系统在轨间隙辨识及补偿控制方法，其特征在于：步骤三中采用逆间隙模型对间隙特性进行补偿。6.一种电动伺服系统在轨间隙辨识及补偿控制装置，其特征在于：包括间...

【专利技术属性】
技术研发人员：陈海朋，黄飞，余薛浩，朱舰，盛宏媛，
申请(专利权)人：上海航天控制技术研究所，
类型：发明
国别省市：上海,31