專利名稱：基于時空變換的雙閉環(huán)速度控制cts試驗方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種基于速度控制的高速風(fēng)洞外掛物捕獲軌跡(CTS)的試驗方法。
背景技術(shù)：
由于外掛物從飛機(jī)上發(fā)射/投放后，在離開飛機(jī)的初期正處于飛機(jī)的干擾流場中，可能會急劇抬頭或低頭甚至翻滾以至與飛機(jī)相碰，這些不良的投放分離特性不僅影響武器系統(tǒng)命中的精準(zhǔn)度，更嚴(yán)重的是會危及飛機(jī)和飛行員的安全。為此，在實戰(zhàn)前必須對外掛物的分離特性進(jìn)行評 估，掌握投放/發(fā)射的實施條件、投放/發(fā)射后飛機(jī)的動態(tài)特性、飛機(jī)和外掛物之間的氣動干擾、分離后飛機(jī)和外掛物各自的運動軌跡和姿態(tài)及其相對運動軌跡和姿態(tài)、投放/發(fā)射沖擊力和力矩對飛機(jī)和外掛物的影響、外掛武器的命中精度、安全分離的判別邊界等等，既確保飛機(jī)的飛行安全，又確保投放/發(fā)射武器的命中精度，有效打擊敵方。風(fēng)洞外掛物捕獲軌跡系統(tǒng)(CTS)主要關(guān)心外掛物在離開母機(jī)初期的分離軌跡。在軌跡分離后期，外掛物遠(yuǎn)離母機(jī)，對母機(jī)的安全影響以及相互間的干擾影響基本消除，其分離軌跡已不屬于CTS系統(tǒng)測量的范圍。分離初期更準(zhǔn)確的含義，是指運動的外掛物仍處于母機(jī)之下的范圍，例如投放炸彈時彈頭脫離母機(jī)尾部、發(fā)射導(dǎo)彈時彈尾飛離母機(jī)頭部后，CTS系統(tǒng)就終止分離軌跡的測量。目前，國內(nèi)CTS仍基于閉環(huán)形式的位置控制方式，導(dǎo)致外掛物模型處于定速間歇式運動模式，主要存在以下不足
I)外掛物模型的運動是間歇式的，每次運動到目的位置后暫停，進(jìn)行信號測量和數(shù)據(jù)計算，然后再進(jìn)行下一步的運動，并需要對位置進(jìn)行反復(fù)修正，故獲得一條外掛物分離軌跡的時間較長，例如，真實飛行0. 5 2秒的軌跡，該系統(tǒng)約需2 4分鐘的風(fēng)洞運行時間，其試驗效率低、能耗高，尤其是我國高速主力風(fēng)洞為暫沖式運行方式，這一缺點顯得更加明顯。2)外掛物模型運動為非連續(xù)性，軌跡點的下一點位置(即z+ir時刻)是預(yù)測產(chǎn)生，并不一定和外掛物模型六自由度動力學(xué)方程規(guī)定位置始終重合，模型重心也不能連續(xù)保持在真實運動軌跡上，容易導(dǎo)致外掛物模型及其支桿與母機(jī)模型相碰，迫使軌跡的生成半途中止，成為實驗的安全隱患。3)六自由度運動方程求解外掛物模型的位置坐標(biāo)需要二次積分運算，較速度(只需要I次積分運算即可解出外掛物模型速度)控制試驗精準(zhǔn)度低。雖然國外已提出CTS的速度控制方法，在風(fēng)洞試驗中仍然通過天平測得外掛物模型承受的氣動力，將此氣動力連同外掛物的質(zhì)量、重心及慣性矩等參數(shù)代入外掛物飛行的
六自由度動力學(xué)方程中，即可算出給定時間步長卻后外掛物的質(zhì)心運動速度￥與繞質(zhì)心
轉(zhuǎn)動的角速度■，然后控制CTS系統(tǒng)的六自由度機(jī)械手按照V運動軌跡與》運動姿態(tài)移動，
逐步推進(jìn)完成一條分離軌跡的測量，但并未建立時間步長M與CTS試驗誤差間的關(guān)系，M的取值合理性和試驗人員的經(jīng)驗相關(guān)，無法實現(xiàn)時間步長的自適應(yīng)。但傳統(tǒng)工業(yè)六自由度機(jī)械手的成熟速度控制策略難以直接運用到CTS試驗的速度控制中，原因如下
外掛物承受的合力I與合力矩J#源于彈射力、推力、重力和 氣動力其中推力、重
力和彈射力均為已知，而外掛物承受的氣動力Fi與外掛物在以母機(jī)質(zhì)心為原點的坐標(biāo)系
中的位置與姿態(tài)相關(guān)，即外掛物的運動位置與姿態(tài)角決定,而^反過來又
改變外掛物的運動位置與姿態(tài)角，形成了力F和外掛物的運動位置與姿態(tài)的耦合作用，導(dǎo)致CTS系統(tǒng)六自由度機(jī)械手的速度控制與傳統(tǒng)工業(yè)六自由度機(jī)械手的速度控制不同，即CTS系統(tǒng)六自由度機(jī)械手運動的軌跡或速度不能在試驗前確定，因此，傳統(tǒng)工業(yè)六自由度機(jī)械手的成熟控制策略難以直接運用到CTS試驗系統(tǒng)中。另一方面，CTS系統(tǒng)六自由度機(jī)械手因受其運行最大速度與最大加速度的限制，可能達(dá)不到外掛物真實飛行的運動速度夂ftJO，當(dāng)然也會出現(xiàn)CTS系統(tǒng)六自由度機(jī)械手運行速度大于狀的情況，因此，需要找出適合CTs系統(tǒng)處于最佳工作狀態(tài)的時空變化尺度矣(用來描述CTS系統(tǒng)六自由度機(jī)械手能夠?qū)崿F(xiàn)的運動速度和外掛物模型飛行實際速度之比)，才能在風(fēng)洞試驗中高效完成基于速度控制的分離軌跡測量。

發(fā)明內(nèi)容
為了克服現(xiàn)有技術(shù)的上述缺點，本發(fā)明提供了一種基于時空變換的雙閉環(huán)速度控制CTS試驗方法，提出雙閉環(huán)速度控制方式，即下位計算機(jī)與速度傳感器組成的傳統(tǒng)速度閉環(huán)控制方式，以及天平測量外掛物模型載荷與載荷預(yù)估值組成的獨創(chuàng)性閉環(huán)控制方式。本發(fā)明解決其技術(shù)問題所采用的技術(shù)方案是一種基于時空變換的雙閉環(huán)速度控制CTS試驗方法，包括主控計算機(jī)、下位計算機(jī)、六自由度運動控制器及電機(jī)、CTS六自由度模型支撐機(jī)構(gòu)，以及分別用于檢測外掛物模型運行位置與速度的位置傳感器與速度傳感器，用于測量外掛物模型所承受載荷的測力天平；所述速度傳感器將檢測到的外掛物模型的速度信號傳送到下位計算機(jī)，以確保外掛物模型運行速度的精度，所述位置傳感器將檢測到的外掛物模型的運行位置信號傳送到下位計算機(jī)，以確保外掛物模型運行的位置在CTS六自由度模型支撐機(jī)構(gòu)運動范圍內(nèi)；同時，速度傳感器、位置傳感器和測力天平通過數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)將數(shù)據(jù)傳送到主控計算機(jī)；主控計算機(jī)根據(jù)給定控制精度I進(jìn)行載荷預(yù)估值計算與速度控制時間步長自適應(yīng)，并結(jié)合CTS硬件的動態(tài)響應(yīng)參數(shù)，動態(tài)產(chǎn)生最優(yōu)的時空
變換尺度奐得到外掛物模型的運行速度，并通知下位計算機(jī)控制電機(jī)使CTS六自由度模型
支撐機(jī)構(gòu)運動。所述載荷預(yù)估值計算方法是，采用和 CO的二次插值多項式，以及F(⑩、if(4)、F0^>、Af(D和預(yù)計時間步長鈎得到FCO和財⑴的誤差，從而得到時間節(jié)點4外掛物模型所承受的合力和合力矩的估計式。所述速度控制時間步長自適應(yīng)方法是，對于給定時間節(jié)盧 通過執(zhí)行時間步長卻后在時間節(jié)點6估計出的和與時間節(jié)點U天平測量值轉(zhuǎn)』與Mltm)之差來縮放時間步長Afill。與現(xiàn)有技術(shù)相比，本發(fā)明的積極效果是國內(nèi)現(xiàn)有的CTS采用閉環(huán)形式的位置控制方式，存在以下不足外掛物模型的運動是間歇式的，每次運動到目的位置后暫停，進(jìn)行信號測量和數(shù)據(jù)計算，然后再進(jìn)行下一步的運動，并需要對位置進(jìn)行反復(fù)修正，故獲得一條外掛物分離軌跡的試驗效率低，成本高，例如，真實飛行0. 5 2秒的軌跡，該系統(tǒng)約需2 4分鐘的風(fēng)洞運行時間，其試驗效率低、能耗高，尤其是我國高速主力風(fēng)洞為暫沖式運行方式，這一缺點顯得更加明顯。另一方面，因控制目標(biāo)是外掛物模型的運動節(jié)點位姿，其運動軌跡具有較大的隨意性，從而在軌跡分離前段，容易與母機(jī)產(chǎn)生“假碰撞”，實驗精準(zhǔn)度低。本發(fā)明，一方面，獨創(chuàng)天平測量外掛物模型載荷與載荷預(yù)估值組成的閉環(huán)控制方式，利用基于速度二階插值多項式的載荷預(yù)估值計算方法，建立CTS速度控制的誤差模型，實現(xiàn)外掛物模型運動的時間步長的自適應(yīng)，結(jié)合CTS硬件的動態(tài)響應(yīng)參數(shù)、軌跡控制的誤
差，動態(tài)產(chǎn)生最優(yōu)的時空變換尺度矣另一方面，利用下位計算機(jī)與速度傳感器組成的傳
統(tǒng)速度閉環(huán)控制方式，精確控制六自由度模型支撐機(jī)構(gòu)的運動速度，無需暫停進(jìn)行信號測量和數(shù)據(jù)計算，確保模型重心能連續(xù)保持在真實運動軌跡上，避免了外掛物模型與母機(jī)產(chǎn)生“假碰撞”，在確保試驗精度的條件下，盡可能縮短CTS時間、降低試驗成本。


本發(fā)明將通過例子并參照附圖的方式說明，其中
圖I是本發(fā)明的系統(tǒng)原理 圖2是本發(fā)明方法的流程圖。
具體實施例方式如圖I所示，基于時空變換的雙閉環(huán)速度控制CTS主要由主控計算機(jī)、下位計算機(jī)及其六自由度運動控制器(X軸、Y軸、Z軸、a角於角F角運動控制器)與電機(jī)(X軸、Y軸、Z軸、a角歲角、Jr角電機(jī))，電機(jī)聯(lián)合驅(qū)動CTS六自由度模型支撐機(jī)構(gòu)(六自由度機(jī)械手)，以及用于檢測外掛物模型位置與運行速度的位置與速度傳感器，用于測量外掛物模型所承受載荷的測力天平；速度傳感器將數(shù)據(jù)傳送到下位計算機(jī)，以確保外掛物模型運行速度的精度，位置傳感器將數(shù)據(jù)傳送到下位計算機(jī)，以確保外掛物模型運行的位置在CTS六自由度機(jī)構(gòu)運動范圍內(nèi)；同時，速度傳感器、位置傳感器和測力天平通過數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)將數(shù)據(jù)傳送到主控計算機(jī)，主控計算機(jī)根據(jù)給定控制精度e ,進(jìn)行載荷預(yù)估值計算與速度控制時間
步長自適應(yīng)，并結(jié)合CTS硬件的動態(tài)響應(yīng)參數(shù)，動態(tài)產(chǎn)生最優(yōu)的時空變換尺度為得到外
掛物模型的運行速度，通知下位計算機(jī)控制電機(jī)使CTS六自由度機(jī)械手運動。其中 一、載荷預(yù)估值計算方法為
對于給定時間節(jié)點$(:_>!)，將外掛物線速度和角速度隨分離時間t變化的關(guān)系，分別用函數(shù)1和 (0表示，將外掛物承受的力F與合力矩Af隨分離時間f變化的關(guān)系，分別用函數(shù)FCO和M 表示；考慮到預(yù)計時間步長Alf的效率與精度，本發(fā)明采用I 和_的二次插值多項式，以及_、和M(Im)預(yù)計時間步長M得到F(辦和_的誤差，其中<#的二次插值多項式計算方法如下
權(quán)利要求
1.一種基于時空變換的雙閉環(huán)速度控制CTS試驗方法，其特征在于包括主控計算機(jī)、下位計算機(jī)、六自由度運動控制器及電機(jī)、CTS六自由度模型支撐機(jī)構(gòu)，以及分別用于檢測外掛物模型運行位置與速度的位置傳感器與速度傳感器，用于測量外掛物模型所承受載荷的測力天平；所述速度傳感器將檢測到的外掛物模型的速度信號傳送到下位計算機(jī)，以確保外掛物模型運行速度的精度，所述位置傳感器將檢測到的外掛物模型的運行位置信號傳送到下位計算機(jī)，以確保外掛物模型運行的位置在CTS六自由度模型支撐機(jī)構(gòu)運動范圍內(nèi)；同時，速度傳感器、位置傳感器和測力天平通過數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)將數(shù)據(jù)傳送到主控計算機(jī)；主控計算機(jī)根據(jù)給定控制精度f，進(jìn)行載荷預(yù)估值計算與速度控制時間步長自適應(yīng)，并結(jié)合CTS硬件的動態(tài)響應(yīng)參數(shù)，動態(tài)產(chǎn)生最優(yōu)的時空變換尺度美得到外掛物模型的運行速度，并通知下位計算機(jī)控制電機(jī)使CTS六自由度模型支撐機(jī)構(gòu)運動。
2.根據(jù)權(quán)利要求I所述的基于時空變換的雙閉環(huán)速度控制CTS試驗方法，其特征在于:所述載荷預(yù)估值計算方法是，采用和 ω的二次插值多項式，以及,Co、Afft)、和預(yù)計時間步長Aii得到和的誤差，從而得到時間節(jié)點if外掛物模型所承受的合力和合力矩的估計式。
3.根據(jù)權(quán)利要求I所述的基于時空變換的雙閉環(huán)速度控制CTS試驗方法，其特征在于所述速度控制時間步長自適應(yīng)方法是，對于給定時間節(jié)盧4通過執(zhí)行時間步長Ali后在時間節(jié)點$估計出的和汾與時間節(jié)點匕!天平測量值與財(^)之差來縮放時間步長&,
全文摘要
本發(fā)明公開了一種基于時空變換的雙閉環(huán)速度控制CTS試驗方法，一方面，利用基于速度二階插值多項式的載荷預(yù)估值計算方法，建立CTS速度控制的誤差模型，實現(xiàn)外掛物模型運動的時間步長的自適應(yīng)，結(jié)合CTS硬件的動態(tài)響應(yīng)參數(shù)、軌跡控制的誤差，動態(tài)產(chǎn)生最優(yōu)的時空變換尺度；另一方面，利用下位計算機(jī)與速度傳感器組成的傳統(tǒng)速度閉環(huán)控制方式，精確控制六自由度模型支撐機(jī)構(gòu)的運動速度，無需暫停進(jìn)行信號測量和數(shù)據(jù)計算，確保模型重心能連續(xù)保持在真實運動軌跡上，避免了外掛物模型與母機(jī)產(chǎn)生“假碰撞”，在確保試驗精度的條件下，盡可能縮短CTS時間、降低試驗成本。
文檔編號G01M9/06GK102620902SQ20121007522
公開日2012年8月1日 申請日期2012年3月21日 優(yōu)先權(quán)日2012年3月21日
發(fā)明者于志松, 周潤, 喻波, 龐旭東, 張征宇, 李平, 鄭向金, 馬東平, 高峰, 高榮釗, 黃敘輝 申請人:中國空氣動力研究與發(fā)展中心高速空氣動力研究所