適用于主動(dòng)式半捷聯(lián)的伺服電機(jī)多級(jí)控制調(diào)速方法*

李文豪,李 杰,楊文卿,劉一鳴,劉 偉

(中北大學(xué)儀器科學(xué)與動(dòng)態(tài)測(cè)試教育部重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室,太原 030051)

適用于主動(dòng)式半捷聯(lián)的伺服電機(jī)多級(jí)控制調(diào)速方法*

李文豪,李 杰*,楊文卿,劉一鳴,劉 偉

(中北大學(xué)儀器科學(xué)與動(dòng)態(tài)測(cè)試教育部重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室,太原 030051)

針對(duì)現(xiàn)有捷聯(lián)式慣性測(cè)量技術(shù)存在的被測(cè)載體在高自旋運(yùn)動(dòng)環(huán)境下姿態(tài)測(cè)量精度低的問題,提出了半捷聯(lián)慣性測(cè)量的概念、原理和主動(dòng)式半捷聯(lián)慣性測(cè)量的實(shí)現(xiàn)方法,同時(shí)針對(duì)主動(dòng)式半捷聯(lián)慣性測(cè)量系統(tǒng)中對(duì)電機(jī)轉(zhuǎn)速較高的控制要求,提出了適用于伺服電機(jī)速度調(diào)節(jié)的多級(jí)控制策略。通過測(cè)速陀螺輸出補(bǔ)償系統(tǒng)、轉(zhuǎn)速?gòu)?fù)合測(cè)量系統(tǒng)、智能修改PID參數(shù)系統(tǒng)、高動(dòng)態(tài)響應(yīng)電機(jī)驅(qū)動(dòng)執(zhí)行系統(tǒng)等具體控制方法的實(shí)施,實(shí)現(xiàn)了對(duì)電機(jī)轉(zhuǎn)速的精確控制,有效地抑制了被測(cè)載體高自旋對(duì)慣性系統(tǒng)姿態(tài)測(cè)量精度的影響,具有一定的工程應(yīng)用價(jià)值。

慣性測(cè)量;半捷聯(lián);多級(jí)控制;高自旋

為了實(shí)現(xiàn)常規(guī)彈藥的制導(dǎo)化和精確打擊,彈體的姿態(tài)獲取是其中的關(guān)鍵。基于MEMS器件體積小、成本低、抗高過載等優(yōu)勢(shì),是當(dāng)前彈藥慣性測(cè)量系統(tǒng)的首選器件。與此同時(shí),常規(guī)彈藥在發(fā)射后基本處于高旋狀態(tài),且目前MEMS器件精度較低,這嚴(yán)重的制約了現(xiàn)有的捷聯(lián)式MEMS慣性測(cè)量方法高精度地測(cè)量高速旋轉(zhuǎn)彈藥飛行姿態(tài)[1-3]。

為了有效解決這一問題,半捷聯(lián)慣性測(cè)量系統(tǒng)應(yīng)運(yùn)而生,其核心思想是建立一個(gè)不隨彈體軸向高旋的“隔轉(zhuǎn)止旋”平臺(tái),實(shí)現(xiàn)滾轉(zhuǎn)角測(cè)量系統(tǒng)與彈體在軸向隔離、徑向捷聯(lián)的安裝模式,使測(cè)量系統(tǒng)沿彈體軸向?qū)嶋H敏感的角速率遠(yuǎn)小于彈體軸向轉(zhuǎn)速,確保微機(jī)械慣性器件的精度與量程匹配,解決微機(jī)械慣性系統(tǒng)在旋轉(zhuǎn)彈上應(yīng)用時(shí)的跨量程測(cè)量難題[4-5]。

本文首先介紹主動(dòng)半捷聯(lián)慣性系統(tǒng)的工作原理,然后針對(duì)系統(tǒng)中的電機(jī)控制環(huán)節(jié),提出伺服電機(jī)速度調(diào)節(jié)的多級(jí)控制方法,并對(duì)每個(gè)控制方法進(jìn)行了詳細(xì)分析說明,最后通過飛行仿真轉(zhuǎn)臺(tái)試驗(yàn)來驗(yàn)證電機(jī)多級(jí)控制方法的有效性。

1 系統(tǒng)工作原理

主動(dòng)式半捷聯(lián)慣性測(cè)量系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)如圖1所示。

圖1 主動(dòng)式半捷聯(lián)慣性測(cè)量系統(tǒng)原理圖

圖1中,MIMU安裝筒內(nèi)安裝了MIMU(微慣性測(cè)量單元),MIMU由3個(gè)MEMS加速度計(jì)和3個(gè)MEMS陀螺構(gòu)成,能夠?qū)崟r(shí)輸出其敏感到的載體加速度信息和角速度信息。本系統(tǒng)中加速度計(jì)選用的是SD公司的Model1221,量程為±2 g,噪聲5 μg/√Hz,內(nèi)置溫度傳感器,5 V供電,功耗僅為8 mA。陀螺儀使用的是ADI公司的ADXRS300,量程為±300 °/s,2 kHz帶寬,24 °/hr漂移、低寬帶噪聲[6]。無刷直流電機(jī)安裝有14線絕對(duì)式磁編碼器,即磁編碼器的每一位對(duì)應(yīng)的角度為360 °/214,所以其可以準(zhǔn)確反饋電機(jī)的位置。電機(jī)本體與彈體固聯(lián),當(dāng)彈體高速旋轉(zhuǎn)時(shí),電機(jī)本體隨著彈體一起旋轉(zhuǎn),與此同時(shí)電機(jī)軸提供與彈體大小相等方向相反的旋轉(zhuǎn),保證MIMU安裝筒在彈體軸向上橫滾角速率很低,這樣就可以借助低量程高精度的MEMS慣性器件進(jìn)行相關(guān)姿態(tài)信息的測(cè)量[7]。

2 多級(jí)控制調(diào)速方法

常規(guī)彈藥在發(fā)射和飛行過程中的情況比較復(fù)雜。由于發(fā)射過程中過載很大,并且飛行過程中又伴隨著彈體的高自旋,因此,如何在這樣的環(huán)境中保證實(shí)時(shí)準(zhǔn)確地測(cè)量彈體的轉(zhuǎn)速并將此信號(hào)準(zhǔn)確傳遞給電機(jī),使其以同樣大小的速度進(jìn)行反轉(zhuǎn)是控制的核心問題。

2.1 測(cè)速陀螺輸出補(bǔ)償系統(tǒng)

主動(dòng)半捷聯(lián)慣性測(cè)量系統(tǒng)中的測(cè)速系統(tǒng)由安裝于彈體軸向的大量程陀螺、安裝于慣性測(cè)量單元軸向的小量程陀螺和驅(qū)動(dòng)控制系統(tǒng)中的高速ADC采集電路構(gòu)成。因?yàn)橄到y(tǒng)的安裝誤差以及高過載條件下所產(chǎn)生的加速度效應(yīng)誤差會(huì)對(duì)陀螺儀輸出造成嚴(yán)重影響,所以要對(duì)以上兩部分誤差進(jìn)行補(bǔ)償[8]。

根據(jù)陀螺儀輸出特性,由于陀螺儀的噪聲誤差平均值接近于0,可以忽略,在此基礎(chǔ)上建立的MIMU中陀螺儀輸出數(shù)學(xué)模型如下:

式中:Uwi為i軸MEMS陀螺儀輸出電壓(V),Uwi0為i軸MEMS陀螺儀零位輸出電壓(V),kii為i軸MEMS陀螺標(biāo)度因數(shù)(V/(°/s)),kij為i軸MEMS陀螺儀j軸向安裝誤差系數(shù)(V/(°/s)),wi為MIMU繞i軸轉(zhuǎn)動(dòng)時(shí)MEMS陀螺儀輸出的角速度(°/s),gij為g值敏感項(xiàng)(V/g),ai為MIMU中i軸MEMS加速度計(jì)輸出的加速度(g),其中i=x,y,z;j=x,y,z[9-10]。

根據(jù)上式求出MEMS陀螺儀輸出零位Uωi0、標(biāo)度因數(shù)kii和安裝誤差系數(shù)kij后,進(jìn)一步可求得安裝誤差角θij,通過高精度離心機(jī)標(biāo)定可以得到g值敏感項(xiàng)參數(shù)。將上式進(jìn)行變換并求解標(biāo)度因數(shù)矩陣逆矩陣,得到:

這樣用補(bǔ)償后的角速率乘以標(biāo)度因數(shù)就得準(zhǔn)確反映彈體轉(zhuǎn)速的電壓值。即:

Uωx=kxx·ωx+Uωx0

小量程陀螺的補(bǔ)償原理同上。這樣就可以使用準(zhǔn)確的陀螺輸出值進(jìn)行控制,達(dá)到準(zhǔn)確輸出控制信號(hào)的目的。

圖2 大量程陀螺安裝誤差補(bǔ)償前后數(shù)據(jù)對(duì)比圖

在轉(zhuǎn)臺(tái)準(zhǔn)確提供500 °/s的轉(zhuǎn)速時(shí),大量程陀螺的輸出數(shù)據(jù)在補(bǔ)償前和補(bǔ)償后對(duì)比如圖2所示。

由圖2數(shù)據(jù)和計(jì)算可以得出,在補(bǔ)償前,大量程陀螺的安裝誤差為1.25°,補(bǔ)償后為0.885°,安裝誤差得到了很大的提高,且可以明顯的看出,在補(bǔ)償后陀螺的輸出數(shù)據(jù)更加接近轉(zhuǎn)臺(tái)提供的轉(zhuǎn)速。

2.2 轉(zhuǎn)速?gòu)?fù)合測(cè)量系統(tǒng)

該系統(tǒng)由無刷直流伺服電機(jī)作為動(dòng)力輸出裝置,采用PWM波的頻率對(duì)轉(zhuǎn)速進(jìn)行精確控制。為達(dá)到提供穩(wěn)定測(cè)試環(huán)境的目的,采用了大量程陀螺-小量程陀螺的復(fù)合測(cè)量方式。其工作的流程圖如圖3所示。

圖3 轉(zhuǎn)速?gòu)?fù)合測(cè)量-轉(zhuǎn)速誤差補(bǔ)償流程圖

高速ADC采集電路由TI公司的高速DSP TMS320F2812作為核心控制器,控制16位6通道高速同步模數(shù)轉(zhuǎn)換芯片ADS8365采集大量程陀螺的輸出電壓[11]。該模數(shù)轉(zhuǎn)換芯片可精確采集并轉(zhuǎn)換為0～5 V電壓,轉(zhuǎn)化后的每一位電壓值為5/216V,通過轉(zhuǎn)化后輸出對(duì)應(yīng)頻率的PWM波來控制電機(jī)的轉(zhuǎn)速[12]。由于大量程陀螺精度太低,因此電機(jī)輸出的轉(zhuǎn)速和彈體的轉(zhuǎn)速會(huì)有一定差值,此時(shí)MIMU安裝筒會(huì)進(jìn)行微旋運(yùn)動(dòng),利用MIMU安裝筒內(nèi)的小量程陀螺的輸出數(shù)據(jù)進(jìn)行復(fù)合測(cè)量。小量程陀螺的輸出值通過轉(zhuǎn)換到對(duì)應(yīng)頻率的PWM波,最終達(dá)到MIMU安裝筒處于穩(wěn)定測(cè)試環(huán)境的目的。

設(shè)采集電路陀螺輸出電壓值轉(zhuǎn)化后的數(shù)值為data1;Vpbit為每一位data1代表的電壓值;大量程陀螺的標(biāo)度因數(shù)為K大;則根據(jù)以上各物理量的意義,可以得到:

(1)

Wpbit為每一位data1代表的轉(zhuǎn)速值;因此有:

W=data×Wpbit

(2)

W為轉(zhuǎn)速;由

θ=W×T

(3)

θ為T時(shí)間內(nèi)電機(jī)軸轉(zhuǎn)過的角,根據(jù)比例關(guān)系可以得出:

Pul=(214×θ)/360

(4)

Pul為T時(shí)間內(nèi)控制量應(yīng)該給出的脈沖數(shù),則控制器應(yīng)該輸出的PWM波的頻率為:

(5)

將以上各式代入式(5)并整理得:

f=(214×Vpbit×data1)/(360×K大)

(6)

2.3 智能修改PID參數(shù)系統(tǒng)

隨著伺服電機(jī)運(yùn)行環(huán)境和負(fù)載的不同,伺服運(yùn)動(dòng)性能也會(huì)有所變化,如果驅(qū)動(dòng)器的參數(shù)設(shè)置不合適,電機(jī)會(huì)出現(xiàn)強(qiáng)烈抖動(dòng)和“爬行“現(xiàn)象,這將直接影響系統(tǒng)的正常工作[13]。應(yīng)用于本系統(tǒng)的伺服電機(jī)驅(qū)動(dòng)器,用戶可以實(shí)時(shí)修改伺服驅(qū)動(dòng)器的運(yùn)行參數(shù)、調(diào)整伺服系統(tǒng)運(yùn)行特性,保證電機(jī)以最優(yōu)和最平穩(wěn)的狀態(tài)運(yùn)行。RS232口在伺服驅(qū)動(dòng)器上電以后自動(dòng)處于激活狀態(tài),選擇RS232工作命令為輸入模式后,就可以通過RS232口讀寫驅(qū)動(dòng)器的參數(shù)和狀態(tài)[14]。

主動(dòng)式半捷聯(lián)慣性測(cè)量系統(tǒng)在工作過程中,此處以常規(guī)彈藥中的火箭彈為例,從發(fā)射到飛行再到著地,各個(gè)過程中的飛行狀態(tài)各不相同,為保證電機(jī)的轉(zhuǎn)速實(shí)時(shí)平穩(wěn)以便適應(yīng)各個(gè)過程,需要在整個(gè)飛行過程中針對(duì)不同的情況實(shí)時(shí)修改驅(qū)動(dòng)器的參數(shù)。對(duì)于本系統(tǒng)的要求,其中最主要的參數(shù)包括主增益、速度增益、轉(zhuǎn)矩濾波常數(shù)、積分增益、最大加速度和最大速度:

為保證在使用RS232口時(shí)相關(guān)參數(shù)能準(zhǔn)確無誤寫入,定義通訊數(shù)據(jù)幀格式如下:

對(duì)于每個(gè)數(shù)據(jù)包P,由多字節(jié)組成,表示為:P=BnBn-1Bn-2…B1B0,字節(jié)長(zhǎng)度n+1,Bn為起始字節(jié),B0為結(jié)束字節(jié),字節(jié)長(zhǎng)度隨命令不同而不同,數(shù)據(jù)幀定義如下:

P=起始字節(jié)+幀長(zhǎng)度+功能碼+數(shù)據(jù)+校驗(yàn)和

其中數(shù)據(jù)幀中各個(gè)數(shù)據(jù)對(duì)應(yīng)的字節(jié)長(zhǎng)度如表1所示。

表1 名稱及字節(jié)長(zhǎng)度對(duì)應(yīng)表

每幀數(shù)據(jù)的起始字節(jié)Bn的格式為:0XXXXXXX,最高位總是零;其他字節(jié)的格式為:1XXXXXXX,最高位總為1,X表示可以為0或1。因此通過判斷數(shù)據(jù)字節(jié)的最高位是否為零即可確認(rèn)一幀數(shù)據(jù)的開始[15]。Bn-1字節(jié)用來表示本幀數(shù)據(jù)的字節(jié)長(zhǎng)度及功能代碼。

Bn-1=1 b6 b5 b4 b3 b2 b1 b0

b6 b5由00變到11分別代表數(shù)據(jù)幀的長(zhǎng)度為4 byte、5 byte、6 byte和7 byte。b4～b0代表功能碼,不同的功能碼代表設(shè)置不同的參數(shù)。對(duì)于主增益、速度增益、轉(zhuǎn)矩濾波常數(shù)、積分增益、最大加速度和最大速度,其對(duì)應(yīng)的功能碼分別是0x10、0x11、0x12、0x13、0x14和0x15。設(shè)置完功能碼后的一個(gè)字節(jié)數(shù)據(jù)就是對(duì)應(yīng)上述參數(shù)的預(yù)定設(shè)置值,范圍為1至127。

Bn-2～B1(n>2)為數(shù)據(jù)包中的數(shù)據(jù)。Bn-2為最高字節(jié),B1為最低字節(jié),每個(gè)數(shù)據(jù)字節(jié)的最高位恒為1,只有低7位有效。

B0字節(jié)為校驗(yàn)和,計(jì)算方法如下:

S=Bn+Bn-1+Bn-2+…B1;

B0=0x80+Mod(S,128);

B0=0x80+S-128*[S/128];

B0=128～255。

伺服驅(qū)動(dòng)器接收到主控制器的數(shù)據(jù)包以后,計(jì)算校驗(yàn)和;如果校驗(yàn)和與B0相同,說明數(shù)據(jù)通訊正確,否則數(shù)據(jù)傳輸有錯(cuò)。

系統(tǒng)在發(fā)射瞬間,轉(zhuǎn)速由零變到高旋,此時(shí)如果直接給電機(jī)輸入對(duì)應(yīng)轉(zhuǎn)速的頻率值,電機(jī)會(huì)由于超差造成報(bào)警甚至是脫機(jī)。在這種情況下,除了控制信號(hào)要連續(xù)給出外,還要進(jìn)行驅(qū)動(dòng)參數(shù)的第1次修改。在轉(zhuǎn)速達(dá)到最大值后,彈體轉(zhuǎn)速要保持一段時(shí)間,此時(shí)的驅(qū)動(dòng)參數(shù)與發(fā)射瞬間是不同的,需要第2次進(jìn)行修改;當(dāng)發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)閉后,整個(gè)彈體的轉(zhuǎn)速減小并伴隨著俯仰角的減小,需要第3次進(jìn)行修改。其對(duì)應(yīng)的參數(shù)如表2所示。

表2 彈體運(yùn)動(dòng)過程與驅(qū)動(dòng)參數(shù)對(duì)應(yīng)表

通過TMS320F2812對(duì)采集轉(zhuǎn)化的陀螺儀輸出數(shù)據(jù)進(jìn)行分析,以此判斷彈體的飛行進(jìn)行到哪個(gè)過程,進(jìn)而通過DSP自帶的串口對(duì)驅(qū)動(dòng)器參數(shù)進(jìn)行修改,保證在不同的飛行階段有與其對(duì)應(yīng)的驅(qū)動(dòng)器參數(shù)。

2.4 高動(dòng)態(tài)響應(yīng)驅(qū)動(dòng)電機(jī)執(zhí)行系統(tǒng)

當(dāng)系統(tǒng)工作在高旋狀態(tài)下時(shí),彈體的轉(zhuǎn)速通常大于30 r/s,所以要求電機(jī)執(zhí)行系統(tǒng)必須有很高的動(dòng)態(tài)響應(yīng)速度。經(jīng)過程序測(cè)算,控制程序在采集轉(zhuǎn)化陀螺電壓值到輸出對(duì)應(yīng)頻率的PWM波,總共的時(shí)間不大于42 μs,這樣的數(shù)據(jù)更新率足以滿足系統(tǒng)的要求。

在控制系統(tǒng)的數(shù)據(jù)更新率滿足要求后,電機(jī)執(zhí)行系統(tǒng)的執(zhí)行速度也必須達(dá)到要求。該執(zhí)行系統(tǒng)由無刷直流電機(jī)機(jī)與編碼器組合而成,響應(yīng)速度快,90°位置調(diào)整為6 ms,位置控制精度小于0.065°,速度控制精度小于0.1%[16]。

在這樣的控制系統(tǒng)和電機(jī)執(zhí)行系統(tǒng)共同作用下,即使彈體工作在大于30 r/s的環(huán)境下,高動(dòng)態(tài)響應(yīng)驅(qū)動(dòng)電機(jī)執(zhí)行系統(tǒng)也能完成調(diào)速過程中對(duì)響應(yīng)速度和控制精度的要求。

3 實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證

為驗(yàn)證主動(dòng)半捷聯(lián)慣性測(cè)量系統(tǒng)中伺服電機(jī)多級(jí)控制調(diào)速方法有效性和準(zhǔn)確性,需要進(jìn)行高速飛行仿真試驗(yàn),試驗(yàn)現(xiàn)場(chǎng)如圖4所示。在系統(tǒng)安裝前,首先對(duì)MIMU就行標(biāo)定,標(biāo)定所用的是三軸溫控轉(zhuǎn)臺(tái),通過位置和速率兩種模式分別標(biāo)定MIMU中的加速度計(jì)和陀螺儀,將采集到的數(shù)據(jù)進(jìn)行曲線擬合,求得加速度計(jì)和陀螺儀的零點(diǎn)、標(biāo)度因數(shù)以及系統(tǒng)安裝誤差角。標(biāo)定完成后,將傳感器的六路輸出與采集存儲(chǔ)電路連接,隨后把整個(gè)系統(tǒng)安裝于高速飛行仿真轉(zhuǎn)臺(tái),分別在是否啟用智能PID兩種情況下,觀察系統(tǒng)在不同轉(zhuǎn)速下MIMU安裝筒的減旋效果。如果啟用智能調(diào)速后,MIMU中X軸(橫滾軸)向上的陀螺儀的輸出比不啟用的情況下波動(dòng)小,且在零點(diǎn)附近,則證明相應(yīng)的調(diào)速控制方法起到了作用,MIMU安裝筒減旋效果良好。

圖4 飛行仿真轉(zhuǎn)臺(tái)試驗(yàn)現(xiàn)場(chǎng)圖

地面飛行仿真試驗(yàn)步驟如下:①轉(zhuǎn)臺(tái)啟動(dòng)后,首先進(jìn)行初始角設(shè)定,默認(rèn)偏航角為0°,俯仰角設(shè)定為45°,滾轉(zhuǎn)角為0°;②對(duì)轉(zhuǎn)臺(tái)進(jìn)行程序設(shè)定,使轉(zhuǎn)臺(tái)依據(jù)以下方式運(yùn)行:偏航角速率為0°/s,俯仰角速率為-1 °/s從45°到-45°往返勻速變化;橫滾角速率由0 °/s快速加速到270 °/s,保持20 s,然后降為0 °/s,保持20 s;③依次設(shè)定橫滾角速率為390 °/s、570 °/s、720 °/s、1 050 °/s、1 590 °/s、2 100 °/s、3 000 °/s、4 320 °/s、5 700 °/s、8 280 °/s、11 880 °/s,重復(fù)步驟②;④轉(zhuǎn)臺(tái)程序運(yùn)行完后,通過讀數(shù)設(shè)備讀取MIMU采集的數(shù)據(jù),并運(yùn)用MATLAB將數(shù)據(jù)進(jìn)行處理。

智能PID控制啟用前后,MIMU中X軸向陀螺儀的輸出數(shù)據(jù)分別如圖5、圖6所示。

圖5 不啟用智能PID控制MIMU中X軸陀螺數(shù)據(jù)

圖6 啟用智能PID控制MIMU中X軸陀螺數(shù)據(jù)

從圖5可以看出,當(dāng)電機(jī)在運(yùn)動(dòng)過程中僅使用發(fā)射過程的驅(qū)動(dòng)參數(shù)時(shí),MIMU安裝筒轉(zhuǎn)速波動(dòng)與系統(tǒng)轉(zhuǎn)速基本成線性關(guān)系,MIMU安裝筒轉(zhuǎn)速最大時(shí)超過了100 °/s,減旋效果一般。圖6中可以看出,當(dāng)電機(jī)啟用智能PID控制后,系統(tǒng)工作于不同轉(zhuǎn)速下,MIMU安裝筒轉(zhuǎn)速保持在5 °/s～10 °/s之間,系統(tǒng)減旋效果良好。從而證明了通過多級(jí)調(diào)速方法的綜合作用,系統(tǒng)能夠?qū)崿F(xiàn)精確地測(cè)量彈體的速度并將測(cè)量得到的速度準(zhǔn)確對(duì)應(yīng)地輸出控制信號(hào),進(jìn)而精確地控制電機(jī)進(jìn)行反轉(zhuǎn),成功實(shí)現(xiàn)在高自旋運(yùn)動(dòng)狀態(tài)下為MEMS慣性測(cè)量單元提供穩(wěn)定測(cè)試環(huán)境的目的。

4 結(jié)論

本文所提出的無刷直流伺服電機(jī)多級(jí)控制策調(diào)速方法,首先建立陀螺儀輸出誤差模型,通過測(cè)速陀螺輸出補(bǔ)償系統(tǒng)獲取彈體的準(zhǔn)確轉(zhuǎn)速;然后為彌補(bǔ)大量程陀螺分辨率低和控制芯片定點(diǎn)計(jì)算精度不高的限制,采用了轉(zhuǎn)速?gòu)?fù)合測(cè)量系統(tǒng),成功地通過DSP將所測(cè)得的轉(zhuǎn)速信息轉(zhuǎn)化為相應(yīng)的頻率控制信號(hào),解決了控制速度和準(zhǔn)確性的問題;最后通過三次智能修改PID參數(shù)和高動(dòng)態(tài)響應(yīng)驅(qū)動(dòng)電機(jī)執(zhí)行系統(tǒng)能夠確保整個(gè)過程PID參數(shù)的最優(yōu)性和控制的實(shí)時(shí)性。通過高速飛行仿真轉(zhuǎn)臺(tái)試驗(yàn),對(duì)減旋后MIMU中X軸向陀螺儀的輸出數(shù)據(jù)進(jìn)行分析處理,驗(yàn)證了系統(tǒng)能夠有效達(dá)到“隔轉(zhuǎn)止旋”的效果,在高自旋運(yùn)動(dòng)狀態(tài)下為MEMS慣性測(cè)量單元提供穩(wěn)定測(cè)試環(huán)境,成功地抑制了載體高自旋對(duì)MEMS慣性系統(tǒng)姿態(tài)測(cè)量精度的影響。該系統(tǒng)可廣泛應(yīng)用于各種常規(guī)彈藥的姿態(tài)測(cè)量中,為彈藥的導(dǎo)航制導(dǎo)提供了基礎(chǔ),具有一定的工程實(shí)用價(jià)值。

[1] 劉俊,石云波,李杰. 微慣性技術(shù)[M]. 北京:電子工業(yè)出版社,2005:89-95.

[2] 張成,楊樹興. 一種滾轉(zhuǎn)導(dǎo)彈飛行姿態(tài)的獲取方法[J]. 北京理工大學(xué)學(xué)報(bào),2004,24(6):481-485.

[3] 賈正望,郭治. 高速旋轉(zhuǎn)彈的姿態(tài)控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)[J]. 火炮發(fā)射與控制學(xué)報(bào),2011,15(3):88-91.

[4] 李杰,趙詣,劉俊,等. 高旋彈藥飛行姿態(tài)測(cè)量用半捷聯(lián)MEMS慣性測(cè)量裝置研究[J]. 兵工學(xué)報(bào),2013,34(11):1398-1403.

[5] 李杰,洪惠惠,張文棟. MEMS微慣性測(cè)量組合標(biāo)定技術(shù)研究[J]. 傳感技術(shù)學(xué)報(bào),2008,34(21):1169-1173.

[6] 李杰,劉俊. 制導(dǎo)彈藥用微慣性測(cè)量單元結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)[J]. 兵工學(xué)報(bào),2013,34(6):711-717.

[7] Zhu Rong,Zhou Zhaoying. Calibration of Three-Dimensional Integrated Sensors for Improved System Accuracy[J]. Sensors and Actuators 2006,127(3):340-344.

[8] Li Jie,Liu Jun,Zhang Wendong. MEMS Based Micro Inertial Measurement System[J]. Wseas Transactions on Circuits and Systems,2006,37(5):691-696.

[9] 田曉春,李杰,范玉寶. 一種微慣性測(cè)量單元標(biāo)定補(bǔ)償方法[J]. 傳感技術(shù)學(xué)報(bào),2012,25(10):1411-1415.

[10] 代金華,張麗杰. 多準(zhǔn)則MEMS陀螺隨機(jī)誤差在線建模與實(shí)時(shí)濾波[J]. 傳感技術(shù)學(xué)報(bào),2016,29(1):75-79.

[11] 孫麗明. TMS320F2812原理及其C語言程序開發(fā)[M]. 北京:清華大學(xué)出版社,2008:149-194.

[12] 姜麗輝. 小型低成本簡(jiǎn)易制導(dǎo)火箭彈一維穩(wěn)定平臺(tái)控制系統(tǒng)研究[D]. 南京:南京理工大學(xué),2015.

[13] 姚丹丹. 基于動(dòng)調(diào)陀螺的穩(wěn)定平臺(tái)控制系統(tǒng)研究[D]. 南京:南京理工大學(xué),2013.

[14] 李紹軍. 車載陀螺穩(wěn)定平臺(tái)控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)與實(shí)現(xiàn)[D]. 南京:南京理工大學(xué),2014.

[15] 王海曼. 雙自由度控制平臺(tái)的設(shè)計(jì)與研究[D]. 天津:河北工業(yè)大學(xué),2011.

[16] 李鳳祥,朱偉進(jìn). 無刷直流電機(jī)雙模控制技術(shù)研究與應(yīng)用[J]. 電機(jī)與控制學(xué)報(bào),2013,17(3):70-75.

李文豪(1991-)男,山東青島人,現(xiàn)為中北大學(xué)在讀碩士研究生,主要研究方向?yàn)槲⑾到y(tǒng)集成及自動(dòng)控制,947970973@qq.com;

李杰(1976-)男,山西省嵐縣人,博士,博士生導(dǎo)師,2005年3月畢業(yè)于北京理工大學(xué)信息科學(xué)技術(shù)學(xué)院,獲導(dǎo)航、制導(dǎo)與控制專業(yè)工學(xué)博士學(xué)位,目前的主要研究方向?yàn)槲⑾到y(tǒng)集成理論與技術(shù)、慣性感知與控制技術(shù)、組合導(dǎo)航理論、計(jì)算幾何及智能信息處理等,lijie@nuc.edu.cn。

ServoMotorSpeedControlMethodofMulti-LevelControlStrategyforActiveHalf-Strapdown*

LIWenhao,LIJie*,YANGWenqing,LIUYiming,LIUWei

(Key Laboratory of Instrumentation Science and Dynamic Measurement(North University of China),Ministry of Education,Taiyuan 030051,China)

Aiming at the problem that the measured accuracy of the attitude is low when measured carrier is in the high spin motion environment for the existing strapdown inertial measurement technology,this paper proposes the concept and principle of half-strapdown inertial measurement and the realization of active half-strapdown inertial measurement. At the same time,for high control requirements of motor rotating speed in active half-strapdown inertial measurement system,a multi-level control strategy applied to the servo motor speed is proposed. The precise control of the motor speed is realized by the implementation of the specific control method such as the speed gyro output compensation system,the speed compound measuring system,the intelligent modification PID parameter system and the high dynamic response motor drive execution system. This method can effectively suppresses the influence of the high spin of the measured carrier on the attitude measurement accuracy of the inertial system which has a certain engineering application value.

inertial measurement;half-strapdown;multi-level control;high spin

項(xiàng)目來源:國(guó)家自然科學(xué)基金項(xiàng)目(51575500)

2017-02-14修改日期:2017-04-05

V249.3

:A

:1004-1699(2017)09-1369-06

10.3969/j.issn.1004-1699.2017.09.012