CN109073374B - 用于估算机电致动器中的游隙的方法 - Google Patents

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Abstract

本发明提出了一种用于表征机电致动器(10)的游隙(S(t))的幅度(AS)的方法，该机电致动器包括电动马达(11)和能够由该马达移动的可移动元件(1)，致动器(10)包括适于测量马达的位置(X1(t))的上游传感器(41)和适于测量可移动元件的位置(X2(t))的下游传感器(42)，以及适于测量施加到所述可移动元件的载荷(FI(t))的力传感器(43)，该方法包括以下步骤：(E1)使用三个传感器测量马达的位置(X1(t))、可移动元件的位置(X2(t))和施加到可移动元件的载荷(FI(t))；(E2)在致动器、马达的测量位置(X1(t))、可移动元件的测量位置(X2(t))和施加到可移动元件的测量载荷(FI(t))的计算机建模的基础上，使用状态观测器并且将游隙(S(t))视为状态组成部分来估算机械游隙(S(t))的量的值；以及(E3)由动态变量的一组值确定游隙的幅度(AS)，所述值在前一步骤中在不同时刻(t)获得。

Description

用于估算机电致动器中的游隙的方法
技术领域
本发明涉及监测航空器中的致动器的领域，更确切地说，涉及利用估算致动器中存在的游隙(间隙)来监测机电致动器。
这些致动器例如用于机械地致动航空器机翼上的襟翼。
这里指定的游隙S是机械游隙，其对应于机械系统的部件P1在其可以将运动或力传递到所述系统的另一部件P2之前必须行进的距离或角度(参见图1)。这种现象在机械联接器的部件中经常发生，例如齿轮箱，滚珠丝杠，卫星滚子轴承等。通常，在致动器的操作方向反转期间会出现游隙。
知道这种游隙对于改进缺陷的检测以及建立诊断和预后是必要的，如“预后和健康监测(PHM)”的方法中所使用的。
特别地，目的是知道游隙的幅度，该幅度是常数并且不依赖于致动器的游隙的给定时刻的值。
背景技术
一些公开提出了该游隙的建模和实施。
一种常见的方法是将游隙视为死区。其他方法将相关部件视为弹性的，使得该游隙包含在该弹性中。
2007年，Lagerberg[REF NL-EKF]利用卡尔曼滤波器的形式化开发了一种用于游隙的幅度和状态的非线性估算器，其中估算器将系统视为在两种线性模型(称为在绝对参照系中的“接触模型”和“游隙模型”)之间交替。但是该方法在资源方面是昂贵的。
因此，没有快速且有效的方法来评估该数据。
发明内容
本发明提出了一种用于表征机电致动器的机械游隙幅度的方法，该机电致动器包括马达和能够由马达启动的移动元件，所述游隙被定义为马达和移动元件中的任何一个在能够将运动或力传递给另一个之前必须行进的距离或角度，
致动器包括适于测量马达的位置的上游传感器和适于测量移动元件的位置的下游传感器，以及适合于测量施加到移动元件的载荷的力传感器，
该方法包括以下步骤：
-(E1)利用三个传感器测量马达的位置、移动元件的位置和施加到移动元件的载荷，
-(E2)通过致动器、马达的测量位置、移动元件的测量位置和施加到被测量的移动元件的载荷的计算机建模，利用状态观测器通过将游隙视为状态的组成部分来估算机械游隙的值，
-(E3)由在前一步骤中针对不同时刻获得的动态变量的一组值确定游隙幅度。
本发明可以包括单独或组合使用的以下特征：
-游隙S(t)以以下形式建模：
Figure BDA0001857983620000021
其中S是游隙，b是已知频谱密度的随机白噪声，以及t是时间。
-状态观测器的状态的一个组成部分是移动元件的测量位置X2(t)与马达的测量位置X1(t)之间的偏差δX(t)，从而状态向量x以以下形式表示：
Figure BDA0001857983620000022
其中δX＝X2-X1，
并且状态观测器的测量输出的大小以以下形式表示：
y＝[δX]
-状态观测器以以下形式建模：
Figure BDA0001857983620000023
w和v分别是干扰和测量噪声，
u(t)是指令，其中u(t)等于由力传感器测量的施加到移动元件的载荷，
其中：
Figure BDA0001857983620000031
Figure BDA0001857983620000032
Figure BDA0001857983620000033
C＝[1 0 0]T
其中K是致动器的刚度，f是阻尼系数，ms是移动元件的质量，
-状态观测器是卡尔曼观察器，
-卡尔曼估算器被离散化，
-注意到x(kTs)＝x(k)，其中Ts是采样周期，卡尔曼观测器由离散状态方程定义：
Figure BDA0001857983620000034
y(k)＝Cdx(k)+v(k)
其中，
Figure BDA0001857983620000035
Figure BDA0001857983620000036
Md＝In
Cd＝C
其中In是单位矩阵。
-该游隙的幅度被计算为一组游隙值中所估算的游隙的最大值的平均值与与所估算的游隙的最小值的平均值之间的偏差，
-游隙的幅度ΔS计算如下：
Figure BDA0001857983620000037
其中
Figure BDA0001857983620000041
Figure BDA0001857983620000042
-致动器安装在航空器上，并且其中测量步骤(E1)在飞行中通过操作概况(operational profile)执行。
本发明还涉及一种用于表征机电致动器的游隙的幅度的监测单元，该机电致动器包括电动马达和适于由马达启动的移动元件，所述游隙被定义为马达和移动元件中的任何一个在能够将运动或力传递给另一个之前必须行进的距离或角度，
致动器包括适于测量马达的位置的上游传感器和适于测量移动元件的位置的下游传感器，以及适合于测量施加到移动元件的载荷的力传感器，
该单元配置为：
-通过致动器、马达的测量位置，移动元件的测量位置和施加到被测量的移动元件的载荷的计算机建模，利用状态观测器通过将游隙视为系统状态的组成部分来估算游隙的值，
-由在前一步骤中针对不同时刻获得的一组游隙值确定游隙的幅度。
本发明还涉及一种机电致动器和相关的监测单元，该监测单元为根据前述内容的监测单元。
附图说明
本发明的其他特征、目的和优点将从以下描述中显现出来，该描述纯粹是说明性的而非限制性的，并且必须参考附图来考虑，在附图中：
-已经说明的图1示出了与本说明书相关的一种游隙，
-图2示意性地示出了可以根据本发明表征的机电致动器，
-图3示意性地示出了根据非限制性实施例的并联安装的图2的两个致动器，
-图4示意性地示出了致动器的模型，
-图5示出了作为(标准化)时间的函数的致动器的不同元件的(标准化)位置，
-图6示出了作为时间的函数的施加到致动器的(标准化)载荷，
-图7示出了作为时间的函数的致动器的两个元件之间的相对(标准化)位置，
-图8示出了作为时间的函数的估算游隙的(标准化)值，
-图9示出了作为时间的函数的估算游隙和致动器的速度，
-图10示出了作为时间的函数的估算游隙和致动器的载荷。
具体实施方式
将描述机电致动器10的游隙S(t)的幅度ΔS的表征方法。
机电致动器的示例在图2中示出。
所示的致动器10是线性位移致动器。致动器10包括壳体、马达11和移动杆12的形式的移动件。马达11包括相对于壳体固定安装的定子14和相对于定子14旋转移动的转子13。根据平行于转子13的旋转轴线的位移方向，移动杆12相对于马达11的定子14平移移动。致动器10还包括布置在马达的转子13和移动杆12之间的多个卫星滚子16。转子13相对于定子14的旋转引起杆12相对于定子14的平移位移。为此，转子13包括内螺纹表面，并且杆12包括外螺纹表面。滚子16呈现外螺纹表面，该外螺纹表面具有与杆12的螺距相同的螺距，但是该螺距相对于杆12的螺距是反向的。杆12的外螺纹表面适于利用滚子16与转子13的内螺纹表面配合，以将转子13的旋转运动转换成杆12的平移运动。
文献WO2010072932描述了这种致动器。
致动器的另一示例涉及旋转位移致动器，其中移动件平移移动，并且马达的转子驱动移动件相对于定子旋转。
图3示出了飞行控制调节器的致动单元，其包括与图2的致动器相同的两个机电致动器10和20。在当前情况下，两个机电致动器10、20平行地布置在框架100和调节器200之间。这种配置的益处将在下面解释。在特定实施例中，框架100是航空器的机翼，并且调节器200是用于控制航空器的侧倾运动的副翼：根据飞行阶段(起飞、降落等)，致动器使副翼相对于航空器的机翼的枢转。
框架100与每个致动器10、20之间的联接通常利用固定球接头构成，并且致动器10、20的杆11与副翼200之间的联接通常利用移动球接头构成。
每个致动器包括：
-上游传感器41，其能够测量马达10相对于固定参照系(例如马达的定子)的位置X1(t)，马达的位置X1更确切地包括转子13的位置(在弧度上)，
-下游传感器42，其能够测量移动件12相对于固定参照系(例如马达的定子)的位置X2(t)，
-力传感器43，其能够测量施加到移动元件的载荷Fl。
该信息由处理单元收集。处理单元包括计算单元和存储信息的存储器。还涉及到监测单元以指定配置成执行该方法的一些步骤的处理单元。
处理单元可以包括航空器所载的计算机，或者地面上的计算机(数据已经发送给它)。
利用Mod模型由计算机对致动器10进行建模。有必要建立一个等效的动力学模型：耦合到螺杆的转子系统可以被认为是两个惯量或两个质量之间的传动链。在图2中的致动器的示例中，第一惯量是马达11，并且第二惯量是根据马达的轴线利用节距或减速比r对移动件12的质量的转换。因此，可以根据转子的角度位置θ1(t)建立转子的线性位置X1(t)：
Figure BDA0001857983620000061
因此，线性位置是从角度位置计算的等效理论位置。
在旋转运动致动器的情况下，可以在移动件上执行该等效。
最初，模型如图4所示，其中X是绝对参照系中的位置(m)，f是阻尼系数(N/(m/s))，K是刚度(N/m)，S(t)是游隙，mm是马达的等效质量(平移)(Kg)，ms是移动件的质量(kg)，Fl是空气动力学载荷(N)，Ff是摩擦力(N)。
平移惯量由以下转换给出：
Figure BDA0001857983620000071
其中Jm是惯性矩。
力传感器43测量载荷Fl，但所有施加的力包括载荷和摩擦力：
Fext＝Fl+Ff
Karam[REF-KARAM]给出的模型根据以下等式对摩擦力进行建模：
Figure BDA0001857983620000072
其中X是绝对参照系中的位置，Ff是总摩擦力(N)，Fv是粘性摩擦参数(N/(m/s))，Fdry是干摩擦力，以及η是机械输出。
摩擦力包括马达的摩擦力和螺杆的摩擦力。
假设在载荷Fl之前摩擦力Ff可忽略不计，则存在：
Fext＝Fl
致动器10的状态的幅度ΔS的表征方法包括以下步骤E1至E3。
在第一步骤E1中，通过上游传感器41测量马达的马达角度位置θ1(t)。如前所述，归因于该角度位置θ1(t)是等效线性位置X1(t)。在该相同步骤中，通过下游传感器42测量移动元件X2(t)的位置，并且通过上游传感器41测量施加到移动元件的载荷Fl(t)。
然后由处理单元检索这些数据以进行处理。
图5以实线示出X1，以虚线示出X2(标准化值)。在图5的第一曲线图中，由于比例，位置X1和X2看起来是混合的：事实上，相对于绝对值，X1和X2的相对差异较小。然而，在更大的比例中，如图5的第二曲线图所示，观察到X1和X2之间的差异。
图6示出了载荷Fl(标准化值)。
为了执行第二步E2，所考虑的变量不再在绝对参照系中定义，而是在相对于马达惯量的相对参照系中定义，定义为：
δX＝X2-X1
应用于移动件惯量的动力学基本原理给出：
Figure BDA0001857983620000081
其中ΔK和Δf分别是刚度和阻尼不确定度，δX0是初始偏差，其可以选择为零。
该游隙的识别方案基于使用前述等式的卡尔曼滤波器。主要假设包括考虑动态变量S(t)被建模为被白噪声污染的积分状态，而白噪声又被认为是外部干扰，其形式如下：
Figure BDA0001857983620000082
其中S是游隙，b是已知频谱密度且没有偏差的随机白噪声，以及t是时间。
卡尔曼滤波器的等式是在状态观测器的基础上完成的，其状态表示如下：
Figure BDA0001857983620000083
并且测量的输出量是：
y＝δX
观测器根据以下等式建模：
Figure BDA0001857983620000084
w和v分别是干扰和测量噪声，
u(t)是指令，其中u(t)等于由力传感器43测量的施加到移动元件的载荷Fext＝Fl，
其中，
Figure BDA0001857983620000085
Figure BDA0001857983620000086
Figure BDA0001857983620000087
C＝[1 0 0]T
其中K是致动器的刚度，f是阻尼系数，ms是移动元件的质量。
一旦建立并等同模型，就必须实现卡尔曼滤波器。
根据时间段Ts对估算器进行离散化。因此，在Ts处对测量值进行采样。
注意到：
x(kTs)＝x(k)
离散方程由下式给出：
Figure BDA0001857983620000091
y(k)＝Cdx(k)+v(k)
这些矩阵从等式(5)给出的连续系统的通解开始近似，并且通过在时刻t0＝kTs和t＝(k+1)Ts之间积分，
其中，
Figure BDA0001857983620000092
Figure BDA0001857983620000093
Md＝In
Cd＝C
其中In是单位矩阵。
卡尔曼滤波器由两个步骤定义：预测步骤和更新步骤。
预测步骤由以下等式描述：
Figure BDA0001857983620000094
P(k+1|k)＝AdP(k|k)Ad T+MdWdMd T
更新步骤由以下等式描述：
Kf(k+1)＝P(k+1|k)·Cd T(CdP(k+1|k)Cd T+Vd)-1
Figure BDA0001857983620000095
P(k+1|k+1)＝(In-Kf(k+1)Cd)P(k+1|k)
其中Wd和Vd分别是处理和测量的噪声协方差矩阵，具有已知的频谱密度，
Figure BDA0001857983620000096
是协方差状态的预测和估算。P(k+1|k+1)和P(k+1|k)是估算误差的预测和协方差误差。
图7示出了基于图5和图6中所示的位置X1、X2和载荷F1的数据的估算相对位置δX。
步骤E2通常利用于处理单元进行。
在步骤E2结束时，估算形成游隙S(t)的动态变量。因此，对于每个时间值kTs，存在游隙S(t)的值。
估算的游隙S(t)在最大值和最小值之间振荡，如图8所示(-1和1之间的标准化值)。在端值的区域中观察到的变化是由力传感器43测量的载荷引起的，其实际上对应于载荷Fl和摩擦力Ff。
空气动力学载荷限定了正载荷，其倾向于使游隙朝向上限移位，而干摩擦力根据符号被加上或减去(参见等式(1))，使得游隙围绕给定值振荡。图9和图10通过将估算的游隙与速度以及游隙与载荷进行比较来说明这些情况。图9示出了取决于速度的符号的变化(在最大值附近)，并且图10示出了游隙S(t)的值与载荷Fl相反。
很明显，游隙S(t)的波动相对于其值可以忽略不计，这倾向于表明摩擦力Ff相对于载荷Fl可忽略不计的近似是有效的。
最后，根据游隙S(t)的估算，在第三步骤E3中，根据在步骤E2估算的一组值确定游隙S(t)的幅度ΔS。
该组优选地仅包括一些估算值。
例如，用于确定幅度的方法可以包括获取估算的游隙的最大值的平均值和估算的游隙的最小值的平均值，然后减去两个平均值。这是关于平均的“波峰到波峰”类型的幅度。
该方法形式化如下：
Figure BDA0001857983620000101
其中
Figure BDA0001857983620000102
Figure BDA0001857983620000103
该方法具有可应用的优点，而与上游和下游位置传感器的设置无关。实际上，由于这些传感器的偏移误差，机械游隙的点0永远不会位于游隙范围的中心。
步骤E3的目的是获得与游隙S(t)有关的恒定数据，这允许表征致动器。在实践中，随着致动器的老化和磨损，幅度ΔS趋于增加。然而，在相对于执行该方法的时间尺度上，幅度可以被认为是表示在该执行时段内的系统状态的恒定值。
步骤E3通常由处理单元进行。然后将从幅度ΔS获得的值存储在存储器中。
然后，作为适合于所测试的致动器的特性的组成部分，并且必须从来自数据库的一组特性中进行分类，通过所述方法获得的幅度ΔS的值可以用于监测致动器状态的方法。幅度ΔS的高值可以是致动器的疲劳和/或老化的标志。通过将该数据耦合到表征致动器的其他数据，例如杆的刚度系数、阻尼、或甚至与杆的位移相关的值，可以根据不同的状态建立相对于致动器的值类别：例如，良好状态、损坏状态、缺陷状态。
所描述的方法需要采集数据(参见步骤E1)。这种采集可以在飞行期间通过操作概况执行，即，在航空器将应变施加在致动器上以进行其飞行(俯仰、滚转、起飞等)的瞬间期间。该方法可以在不需要对航空器有特别规定的情况下实施，这优化了成本和工时。当在飞行中完成采集时，该方法可以使用单个致动器来实现，因为载荷直接由飞行的物理效应施加。
替代性地，可以在控制期间在地面上、停机坪上或机库中进行测试。在这种情况下，如图3所示的致动器的实施例是有利的，其中致动器20可受到力以在在表面200上施加载荷而致动器10处于测试过程中。
在嵌入式处理单元的情况下，步骤E2和E3在飞行中或后验中进行。在地面上的处理单元的情况下，在从步骤E1检索数据之后进行步骤E2和E3。
参考资料
[NL-EKF]：Lagerberg,A和Egardt，B.(2007)。应用于汽车动力系统的齿隙估算。IEEE控制系统论文集，Vol.15,No.3，2007年5月。
[KARAM]：Karam,W.电磁技术中的高功率静态和动态力发生器。博士论文，图卢兹大学，2007年。

Claims (9)

1.用于表征机电致动器(10)的游隙S(t)的幅度ΔS的方法，所述机电致动器包括电动马达(11)和能够由所述马达启动的移动元件(1)，所述游隙S被定义为所述马达(11)和所述移动元件(12)中的任何一个在能够将运动或力传递给另一个之前必须行进的距离或角度m，rad，
所述致动器(10)包括：适于测量所述马达的位置X1(t)的上游传感器(41)和适于测量所述移动元件的位置X2(t)的下游传感器(42)，以及适于测量施加到所述移动元件的载荷Fl(t)的力传感器(43)，
所述方法包括以下步骤：
-(E1)利用三个传感器测量所述马达的位置X1(t)、所述移动元件的位置X2(t)和施加到所述移动元件的载荷Fl(t)，
-(E2)通过所述致动器、所述马达的测量位置X1(t)、所述移动元件的测量位置X2(t)和施加到被测量的所述移动元件的载荷Fl(t)的计算机建模，利用状态观测器通过将游隙S(t)视为状态的组成部分来估算机械游隙S(t)的值，游隙S(t)以以下形式建模：
Figure FDA0002502596940000011
其中S是游隙，b是已知频谱密度的随机白噪声，以及t是时间，
所述状态观测器的状态的一个组成部分是所述移动元件的测量位置X2(t)与所述马达的测量位置X1(t)之间的偏差δX(t)，从而状态向量x以以下形式表示：
Figure FDA0002502596940000012
其中δX＝X2-X1，
所述状态观测器的指令u(t)等于由所述力传感器(43)测量的施加到所述移动元件的载荷；
并且所述状态观测器的测量输出的大小以以下形式表示：
y＝[δX]T
-(E3)由在前一步骤中针对不同时刻(t)获得的动态变量的一组值确定游隙幅度ΔS。
2.根据权利要求1所述的方法，其中，所述状态观测器以以下形式建模：
Figure FDA0002502596940000021
w和v分别是干扰和测量噪声，
其中：
Figure FDA0002502596940000022
Figure FDA0002502596940000023
Figure FDA0002502596940000024
C＝[1 0 0]T
其中K是所述致动器的刚度，f是阻尼系数，ms是所述移动元件的质量。
3.根据权利要求1所述的方法，其中，所述状态观测器是卡尔曼观测器。
4.根据权利要求3所述的方法，其中，所述卡尔曼估算器被离散化。
5.根据权利要求1所述的方法，其中，所述游隙的幅度ΔS被计算为一组游隙值中所估算的游隙S的最大值的平均值与所估算的游隙S的最小值的平均值之间的偏差。
6.根据权利要求4所述的方法，其中，所述游隙的幅度ΔS被计算为一组游隙值中所估算的游隙S的最大值的平均值与所估算的游隙S的最小值的平均值之间的偏差，并且游隙的幅度ΔS计算如下：
Figure FDA0002502596940000025
其中
Figure FDA0002502596940000026
Figure FDA0002502596940000027
7.根据权利要求1所述的方法，其中，所述致动器安装在航空器上，并且其中，所述测量步骤(E1)在飞行中通过操作概况执行。
8.用于表征机电致动器的游隙S(t)的幅度ΔS的监测单元，所述机电致动器包括电动马达和适于由所述马达启动的移动元件，所述游隙被定义为所述马达和所述移动元件中的任何一个在能够将运动或力传递给另一个之前必须行进的距离或角度m，rad，
所述致动器(10)包括：适于测量所述马达的位置X1(t)的上游传感器(41)和适于测量所述移动元件的位置X2(t)的下游传感器(42)，以及适于测量施加到所述移动元件的载荷Fl(t)的力传感器(43)，
所述单元配置为：
-通过所述致动器、所述马达的测量位置X1(t)、所述移动元件的测量位置X2(t)和施加到被测量的所述移动元件的载荷Fl(t)的计算机建模，利用状态观测器通过将游隙S(t)视为系统状态的组成部分来估算游隙S(t)的值，游隙S(t)以以下形式建模：
Figure FDA0002502596940000031
其中S是游隙，b是已知频谱密度的随机白噪声，以及t是时间，
所述状态观测器的状态的一个组成部分是所述移动元件的测量位置X2(t)与所述马达的测量位置X1(t)之间的偏差δX(t)，从而状态向量x以以下形式表示：
Figure FDA0002502596940000032
其中δX＝X2-X1，
所述观测器的指令u(t)等于由所述力传感器(43)测量的施加到所述移动元件的载荷；
并且所述状态观测器的测量输出的大小以以下形式表示：
y＝[δX]T
以及
-由在前一步骤中针对不同时刻(t)获得的一组游隙值确定游隙幅度ΔS。
9.包括机电致动器和相关的监测单元的组件，所述监测单元如权利要求8所述。
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