CN112147915A - 飞行器控制器动态特性验证方法、设备及存储介质 - Google Patents

飞行器控制器动态特性验证方法、设备及存储介质 Download PDF

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Abstract

本申请实施例提供一种飞行器控制器动态特性验证方法、设备及存储介质，其中，方法包括：获取控制器上设置的减振器的刚度系数和阻尼系数；根据所述刚度系数和阻尼系数及预设的控制器动力学模型对所述控制器进行仿真，以根据仿真结果对所述控制器的动态性能进行验证。本申请实施例提供的飞行器控制器动态特性验证方法、设备及存储介质能够对飞行器控制器的动态特性进行验证，进而快速知晓器件选型是否合适，加快研制进度。

Description

飞行器控制器动态特性验证方法、设备及存储介质
技术领域
本申请涉及飞行器结构设计及性能验证技术，尤其涉及一种飞行器控制器动态特性验证方法、设备及存储介质。
背景技术
近年来，随着电子技术、信息技术、网络技术的飞速发展，运载火箭呈现轻量化、低成本化的发展趋势。运载火箭中的电气产品逐渐由功能单一化向着集成化的方向发展。
惯性测量组合是一种应用于运载火箭中的装置，其内部设有陀螺仪和加速度计，用于对火箭飞行过程中的姿态和运动参数进行检测。由于陀螺仪和加速度计对安装环境较为敏感，国内运载火箭的以往型号均将惯性测量组合(以下简称惯组)单独安装在惯组大梁上，以提供良好的力学环境。但这种设计方式会占用较多的火箭舱内空间，增加电气系统重量，同时惯组与其他设备间还需要依靠电缆网实现通信，导致舱内布局繁杂。一种新的将电气系统中各单机进行有机整合成综合控制器的模式，是未来箭上电气系统的主流发展方向。
为了提高综合控制器的工作性能，通常在综合控制器上设置有减振器。但如果减振器的选型不合理、综合控制器内部结构设计不合理等因素均会导致综合控制器的动力学特性不满足姿控指标要求，进而导致火箭飞行的轨迹出现偏差。
发明内容
为了解决上述技术缺陷之一，本申请实施例中提供了一种飞行器控制器动态特性验证方法、设备及存储介质。
本申请第一方面实施例提供一种飞行器控制器动态特性验证方法，包括：
获取控制器上设置的减振器的刚度系数和阻尼系数；
根据所述刚度系数和阻尼系数及预设的控制器动力学模型对所述控制器进行仿真，以根据仿真结果对所述控制器的动态性能进行验证。
本申请第二方面实施例提供一种飞行器控制器动态特性验证设备，包括：
存储器；
处理器；以及
计算机程序；
其中，所述计算机程序存储在所述存储器中，并被配置为由所述处理器执行以实现如上所述的方法。
本申请第三方面实施例提供一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序；所述计算机程序被处理器执行以实现如上所述的方法。
本申请实施例提供的技术方案，通过获取控制器上设置的减振器的刚度系数和阻尼系数，然后根据刚度系数和阻尼系数及预设的控制器动力学模型对控制器进行仿真，以根据仿真结果对控制器的动态性能进行验证，以满足飞行器中的电气系统向着小型化、轻量化发展的要求。
附图说明
此处所说明的附图用来提供对本申请的进一步理解，构成本申请的一部分，本申请的示意性实施例及其说明用于解释本申请，并不构成对本申请的不当限定。在附图中：
图1为本申请实施例一提供的飞行器控制器动态特性验证方法的流程图；
图2为本申请实施例一提供的综合控制器的截面视图；
图3为本申请实施例二提供的飞行器控制器动态特性验证方法的流程图；
图4为本申请实施例二提供的综合控制器的动力学简化模型；
图5为本申请实施例二提供的综合控制器的仿真模型；
图6为本申请实施例三提供的飞行器控制器动态特性验证设备的结构示意图。
具体实施方式
为了使本申请实施例中的技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图对本申请的示例性实施例进行进一步详细的说明，显然，所描述的实施例仅是本申请的一部分实施例，而不是所有实施例的穷举。需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。
实施例一
本实施例提供一种控制器动态特性验证方法，能够应用于对飞行器控制器的动态特性进行验证，以获知其动态性能是否满足要求。该飞行器可以为能够在大气层内飞行的航空器，如：飞艇、飞机等，也可以为在大气层外飞行的航天器，如：人造卫星、载人飞船、空间探测器、航天飞机等，或者也可以为火箭或导弹。
实际应用中，该控制器动态特性验证方法可以通过计算机程序实现，例如，应用软件等；或者，该方法也可以实现为存储有相关计算机程序的介质，例如，U盘、云盘等；再或者，该方法还可以通过集成或安装有相关计算机程序的实体装置实现，例如，芯片、可移动智能设备等。
图1为本申请实施例一提供的飞行器控制器动态特性验证方法的流程图。如图1所示，本实施例提供的飞行器控制器动态特性验证方法，包括：
步骤101、获取控制器上设置的减振器的刚度系数和阻尼系数。
本实施例提供的控制器可以为应用在火箭上的综合控制器，综合控制器内设置有惯性测量组合，综合控制器的外壁设置有减振器。根据综合控制器的设计，减振器的数量可以为4个、8个或12个等，对称设置在综合控制器中部的四个顶角位置。本实施例仅以4个减振器为例进行说明。
图2为本申请实施例一提供的综合控制器的截面视图。如图2所示，本实施例中的综合控制器包括：外壳21、惯性测量组合22和四个减振器23。其中，惯性测量组件22设置在外壳21内。四个减振器23设置在外壳21的外壁，且对称设置在壳体21的四个顶角处。
减振器的动态性能直接影响了综合控制器的动态特性，因此需要获取其上设置的减振器的刚度系数和阻尼系数，以验证综合控制器整体的动态特性。
刚度系数和阻尼系数的获取方式可采用多种方式，例如可采用领域常用的方式，本实施例不做限定。
步骤102、根据刚度系数和阻尼系数及预设的控制器动力学模型对控制器进行仿真，以根据仿真结果对控制器的动态性能进行验证。
根据综合控制器的结构、形状、其上设置的各器件的特性预先建立控制器动力学模型。然后将上述步骤中获取到的刚度系数和阻尼系数输入控制器动力学模型中进行仿真计算，根据仿真的结果可用于验证综合控制器的动态特性。
本实施例提供的技术方案，通过获取控制器上设置的减振器的刚度系数和阻尼系数，然后根据刚度系数和阻尼系数及预设的控制器动力学模型对控制器进行仿真，以根据仿真结果对控制器的动态性能进行验证，以满足飞行器中的电气系统向着小型化、轻量化发展的要求。
实施例二
本实施例是在上述实施例的基础上，提供一种飞行器控制器动态特性验证方法的具体实现方式。
图3为本申请实施例二提供的飞行器控制器动态特性验证方法的流程图。如图3所示，本实施例提供的飞行器控制器动态特性验证方法包括：
步骤301、根据控制器的动力学方程确定减振器的安装位置。
基于上述实施例中综合控制器的结构，合理设计综合控制器的布局，确定减振器的安装位置。
图4为本申请实施例二提供的综合控制器的动力学简化模型。如图4所示，k1为右边两个减振器的刚度之和，k2为左边两个减振器的刚度之和，C为惯性测量组合的质心，l1为右边两个减振器与惯性测量组合的质心之间的横向距离，l2为左边两个减振器与惯性测量组合质心之间的横向距离，c为减振器的阻尼，μc为惯性测量组合质心线位移，θc为惯性测量组合的角位移，J为惯性测量组合绕质心的转动惯量。
控制器的动力学方程为：
Figure BDA0002679117470000051
其中，m为惯性测量组合的质量。
写作矩阵形式为：
Figure BDA0002679117470000052
若k1l1≠k2l2，则惯性测量组合质心平动与绕质心转动弹性力耦合。在上述矩阵形式的公式中，刚度矩阵的非对角线元素非零，故又称为刚度耦合。因此设计时应保证k1l1＝k2l2，例如满足k1＝k2＝2k、l1＝l2(即应保证四个减振器的刚度一直，综合控制器质心与安装中心和减振器的减振中心重合)，此时线振动和角振动解耦：
Figure BDA0002679117470000053
Figure BDA0002679117470000054
在实际应用中，合理设计综合控制器的结构布局，保证综合控制器的质心、安装中心、减振器的减振中心在笛卡尔坐标系下的位置偏差不超过2mm。
在确定减振器的安装位置之后，可对减振器进行安装，安装的过程可以由人工完成，也可以通过控制器根据安装位置控制机械手臂来完成。
步骤302、获取控制器上设置的减振器的刚度系数和阻尼系数。
对于线角运动解耦的综合控制器，其上设置有四个减振器，则综合控制器的线频率为：
Figure BDA0002679117470000061
其中，fm为控制器的线频率，k为减振器的刚度，m为控制器的质量。
角传递特性为：
Figure BDA0002679117470000062
根据上述公式求解角振动传递函数的幅频特性和相频特性，如下两个公式：
Figure BDA0002679117470000063
Figure BDA0002679117470000064
根据角传递特性公式可知，传递函数分子为一阶微分环节，分母为二阶微分环节，该类型的传递函数通式如下：
Figure BDA0002679117470000065
传递函数通式中各参数的含义与本领域常规的参数含义相同。
联立角传递特性公式和传递函数通式，计算阻尼比：
Figure BDA0002679117470000066
阻尼比ζ直接影响减振器一阶谐振放大倍数Q的大小，阻尼比的经验公式为：
Figure BDA0002679117470000071
阻尼系数包括：切向阻尼系数和轴向阻尼系数，则获取控制器上设置的减振器的阻尼系数，包括：计算控制器上设置的减振器的切向阻尼系数及轴向阻尼系数。
减振器切向分为正交的两个方向，当综合控制器的目标线频率为fm时，两个方向上的l＝2l1＝2l2，可根据控制器的线频率确定减振器分别沿正交的两个方向的刚度系数。例如：由上述计算线频率的公式变形得到如下公式，来计算减振器沿两个方向的刚度系数k：
k＝mπ2fm 2，
其中，k为减振器的刚度系数，fm为控制器的线频率，m为控制器的质量。
由于综合控制器绕两个切向方向的转动惯量不同，根据上述阻尼比的经验公式和刚度系数计算公式分别计算切向方向的阻尼cit：
Figure BDA0002679117470000072
根据上述阻尼比的经验公式和刚度系数计算公式可计算轴向方向的阻尼cir：
Figure BDA0002679117470000073
计算控制器上设置的减振器的阻尼系数，通过如下公式计算得到：
Figure BDA0002679117470000074
其中，ζ为阻尼系数，J为控制器绕质心的转动惯量，k为减振器的刚度，ci为控制器沿切向或轴向的转动惯量，l＝2l1＝2l2，l1为右边两个减振器与控制器质心之间的距离，l2为左边两个减振器与控制器质心之间的距离。
步骤303、根据刚度系数和阻尼系数及预设的控制器动力学模型对所述控制器进行仿真。
控制器动力学模型可采用任何商业有限元分析软件来搭建，例如：Abaqus、Ansys和Nastran等软件均可，仿真模型如图5所示。
将上述刚度系数和阻尼系数输入控制器动力学模型中进行仿真运算，可保证综合控制器的线运动频率和角运动频率与其传递路径设备的谐振频率错开，避免出现共振现象。
根据仿真结果可对综合控制器的动态性能进行验证。仿真结果可包含多个参数，根据各参数进行分析可知晓控制器的动态性能是否满足要求。若不满足要求，需更换减振器或变更各部件的布局。
进一步的，在上述技术方案的基础上，可以进行综合控制器动态特性试验，以验证综合控制器结构设计和减振器选型的合理性。具体的，综合控制器动态特性试验包括对控制器执行线角耦合试验和角动态特性试验。线角耦合试验可验证陀螺仪在线振动条件下的线角耦合程度，所得结果为基于频域的陀螺仪输出与综合控制器安装处线振动输入量级的比值，该结果一般应小于8°/s·g的要求。角动态特性试验可验证陀螺仪在角振动条件下的传递特性，所得结果为综合控制器在角振动条件下的幅频特性曲线和相频特性曲线。
另一种实现方式：为保证综合控制器满足姿控动态特性要求，应对其进行软件滤波，滤波器常采用高阶滤波公式对陀螺仪输出进行处理，滤波公式如下：
pn,x＝a0yn,x+a1yn-1,x+a2yn-2,x+…+ai-1yn-i+1,x+aiyn-i,x-b1pn-1,x-b2pn-2,x-…-bi- 1pn-i+1,x-bipn-i,x，
其中，pn-i,x…pn,x为惯组滤波后输出值，a0,a1,…,an,b0,b1,…,bn为滤波器参数，yn,x，yn-1,x，…yn-i,x为惯组滤波后输出值惯组的原始输出。
式中：
当n<i-1时，y-1,x＝y-2,x＝…＝y-i+2,x＝0,y-i+1,x＝0，
p-1,x＝p-2,x＝…＝p-i+2,x＝p-i+1,x＝0。
当减振器为橡胶减振器时，由于橡胶减振器切向与轴向传递特性不同，因此可分别为综合控制器的陀螺仪设计切向和轴向滤波器。
上述方案建立基于四点减振的综合控制器动力学模型，初步计算减振器的刚度系数和阻尼系数；基于Abaqus对综合控制器的模态进行仿真分析，验证减振器的选型结果；开展动特性试验验证综合控制器的机械传递特性；设计综合控制器内的惯组滤波模型，保证惯性测量组合的幅频特性和相频特性满足指标要求。可以保证惯性测量组合集成在综合控制器内部时，其动态特性满足姿控指标要求，能够提高电气产品的集成化程度，推进电气系统的小型化、轻量化发展。
并且该方法通过计算、仿真对综合控制器进行初步设计，避免了传统型号反复试验筛选减振器的环节，缩短了研制时间，降低型号研制成本。
实施例三
图6为本申请实施例三提供的飞行器控制器动态特性验证设备的结构示意图。如图6所示，本实施例提供一种飞行器控制器动态特性验证设备，包括：存储器61、处理器62、以及计算机程序。其中，计算机程序存储在存储器61中，并被配置为由处理器62执行以实现如上述任一内容所提供的方法。
本实施例还提供一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，该计算机程序被处理器执行以实现如上任一内容所提供的方法。
本实施例提供的设备和存储介质具有与上述方法相同的技术效果。
本领域内的技术人员应明白，本申请的实施例可提供为方法、系统、或计算机程序产品。因此，本申请可采用完全硬件实施例、完全软件实施例、或结合软件和硬件方面的实施例的形式。而且，本申请可采用在一个或多个其中包含有计算机可用程序代码的计算机可用存储介质(包括但不限于磁盘存储器、CD-ROM、光学存储器等)上实施的计算机程序产品的形式。
本申请是参照根据本申请实施例的方法、设备(系统)、和计算机程序产品的流程图和/或方框图来描述的。应理解可由计算机程序指令实现流程图和/或方框图中的每一流程和/或方框、以及流程图和/或方框图中的流程和/或方框的结合。可提供这些计算机程序指令到通用计算机、专用计算机、嵌入式处理机或其他可编程数据处理设备的处理器以产生一个机器，使得通过计算机或其他可编程数据处理设备的处理器执行的指令产生用于实现在流程图一个流程或多个流程和/或方框图一个方框或多个方框中指定的功能的装置。
这些计算机程序指令也可存储在能引导计算机或其他可编程数据处理设备以特定方式工作的计算机可读存储器中，使得存储在该计算机可读存储器中的指令产生包括指令装置的制造品，该指令装置实现在流程图一个流程或多个流程和/或方框图一个方框或多个方框中指定的功能。
这些计算机程序指令也可装载到计算机或其他可编程数据处理设备上，使得在计算机或其他可编程设备上执行一系列操作步骤以产生计算机实现的处理，从而在计算机或其他可编程设备上执行的指令提供用于实现在流程图一个流程或多个流程和/或方框图一个方框或多个方框中指定的功能的步骤。
在本申请的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“长度”、“宽度”、“厚度”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本申请和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本申请的限制。
此外，术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征。在本申请的描述中，“多个”的含义是至少两个，例如两个，三个等，除非另有明确具体的限定。
在本申请中，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”、“固定”等术语应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或成一体；可以是机械连接，也可以是电连接或可以互相通讯；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通或两个元件的相互作用关系。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本申请中的具体含义。
尽管已描述了本申请的优选实施例，但本领域内的技术人员一旦得知了基本创造性概念，则可对这些实施例作出另外的变更和修改。所以，所附权利要求意欲解释为包括优选实施例以及落入本申请范围的所有变更和修改。
显然，本领域的技术人员可以对本申请进行各种改动和变型而不脱离本申请的精神和范围。这样，倘若本申请的这些修改和变型属于本申请权利要求及其等同技术的范围之内，则本申请也意图包含这些改动和变型在内。

Claims (10)

1.一种飞行器控制器动态特性验证方法，其特征在于，包括：
获取控制器上设置的减振器的刚度系数和阻尼系数；
根据所述刚度系数和阻尼系数及预设的控制器动力学模型对所述控制器进行仿真，以根据仿真结果对所述控制器的动态性能进行验证。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，在获取控制器上设置的减振器的刚度系数和阻尼系数之前，还包括：
根据控制器的动力学方程确定减振器的安装位置。
3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，所述控制器上设置有四个减振器，对称设置在减振器的四个顶角；
所述控制器的动力学方程为：
Figure FDA0002679117460000011
其中，m为控制器中的惯性测量组合的质量，μc为惯性测量组合质心线位移，k1为右边两个减振器的刚度之和，k2为左边两个减振器的刚度之和，l1为右边两个减振器与惯性测量组合的质心之间的距离，l2为左边两个减振器与惯性测量组合的质心之间的距离，θc为惯性测量组合的角位移，J为惯性测量组合绕质心的转动惯量。
4.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，获取控制器上设置的减振器的刚度系数，包括：
根据控制器的线频率确定减振器分别沿正交的两个方向的刚度系数。
5.根据权利要求4所述的方法，其特征在于，根据控制器的线频率确定减振器分别沿正交的两个方向的刚度系数，具体通过如下公式计算得到：
k＝mπ2fm 2，
其中，k为减振器的刚度系数，fm为控制器的线频率，m为控制器的质量。
6.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述阻尼系数包括：切向阻尼系数和轴向阻尼系数；
获取控制器上设置的减振器的阻尼系数，包括：
计算控制器上设置的减振器的切向阻尼系数及轴向阻尼系数。
7.根据权利要求6所述的方法，其特征在于，计算控制器上设置的减振器的阻尼系数，具体采用如下公式计算得到：
Figure FDA0002679117460000021
其中，ζ为阻尼系数，J为控制器绕质心的转动惯量，k为减振器的刚度，ci为控制器沿正交两个方向的转动惯量，l＝2l1＝2l2，l1为右边两个减振器与控制器质心之间的距离，l2为左边两个减振器与控制器质心之间的距离。
8.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，对所述控制器的动态性能进行验证，包括：
对控制器执行线角耦合试验，用于验证控制器中的陀螺仪在线振动条件下的线角耦合程度；
对控制器执行角动态特征试验，用于验证陀螺仪在角振动条件下的传递特性。
9.一种飞行器控制器动态特性验证设备，其特征在于，包括：
存储器；
处理器；以及
计算机程序；
其中，所述计算机程序存储在所述存储器中，并被配置为由所述处理器执行以实现如权利要求1-8任一项所述的方法。
10.一种计算机可读存储介质，其特征在于，其上存储有计算机程序；所述计算机程序被处理器执行以实现如权利要求1-8任一项所述的方法。
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