一种利用双惯组进行弹性振荡抑制的方法及系统

摘要

本发明公开了一种利用双惯组进行弹性振荡抑制的方法和系统，方法包括以下步骤：S1、双惯组分别采集运载器角速率信息；S2、根据获取的运载器角速率信息获取线性加权系数K；S3、根据运载器角速率信息，进行加权系数K的线性叠加，从而获取阻断了弹性振荡后的真实弹体角速率。本发明还提供了实现上述方法的系统。本发明方法和系统利用双惯组采集的不同信息，自动选取加权系数进行线性叠加，从而输出只有微弱弹性信息的惯组数据，进而阻断了弹性振荡对姿态控制系统的不利影响。本发明方法和系统具有算法简单，易于工程实现的优点。

说明书

技术领域

本发明属于弹性振荡抑制技术领域，具体涉及到一种利用双惯组进行 弹性振荡抑制的方法及系统。

背景技术

国内目前运载器弹性振荡抑制的方法一般均采用滤波器的措施，常使 用的滤波器为低通滤波器和陷波滤波器。低通滤波器对硬件的相位特性要 求很高，而陷波滤波器则要求弹性频率大于稳定系统剪切频率5倍以上。 在此背景下，提出一种弹性振荡自适应控制方法，然而现有弹性振荡自适 应控制方法在弹性信息过大的状态下弹性信息抑制能力较差，甚至会出现 姿态控制系统发散的情况。

因此需要提出一种改进的弹性振荡抑制方法，在保持对弹性振荡阻断 的能力的基础上，避免现有技术在弹性信息过大的状态下发散的缺陷。

发明内容

针对现有技术的缺陷和技术需求，本发明提供了一种利用双惯组进行 弹性振荡抑制的方法及系统，可解决现有弹性振荡自适应控制方法在弹性 信息过大的状态下弹性信息抑制能力差、甚至出现姿态控制系统发散的缺 陷。

为实现上述目的，按照本发明，提供了一种利用双惯组进行弹性振荡 抑制的方法，所述方法包括以下步骤：

S1、双惯组中第一惯组和第二惯组分别采集运载器角速率信息omg0和 omg1；

S2、根据采集的运载器角速率信息omg0和omg1获取线性加权系数K：

K＝K0+int[C*sign(omg_in1)*omg_in2]，

其中，K0＝k00/(k00-k10)，k00为运载器发动机点火前第一惯组所处 位置上的振型斜率；k10为发动机点火前第二惯组所处位置上的振型斜率；

函数int(x)表示对自变量x的积分，初始值为0；

函数sign(x)表示对自变量x取符号，当x为正值时，sign(x)＝1；当 x为负值时，sign(x)＝-1；

C为收敛因子；

omg_in1＝omg0-omg1，

omg_in2＝omg0-K(omg0-omg1)-notch(omg0)；

函数notch(x)为陷波滤波器，其传递函数为

notch＝(S2+2*0.02*wn*S+wn2)/(S2+2*0.96*wn*S+wn2),

wn为运载器的固有频率；

S3、根据线性加权系数K获取阻断了弹性振荡后的真实弹体角速率 omg＝omg0-(omg0-omg1)K。

相应地，本发明还提供了一种利用双惯组进行弹性振荡抑制的系统， 所述系统包括双惯组、线性加权模块和真实弹体角速率获取模块：

所述双惯组中第一惯组和第二惯组分别用于采集运载器角速率信息 omg0和omg1；

所述线性加权模块用于根据采集的运载器角速率信息omg0和omg1获 取线性加权系数K：

K＝K0+int[C*sign(omg_in1)*omg_in2]，

其中，K0＝k00/(k00-k10)，k00为运载器发动机点火前第一惯组所处 位置上的振型斜率；k10为发动机点火前第二惯组所处位置上的振型斜率；

函数int(x)表示对自变量x的积分，初始值为0；

函数sign(x)表示对自变量x取符号，当x为正值时，sign(x)＝1；当 x为负值时，sign(x)＝-1；

C为收敛因子；

omg_in1＝omg0-omg1，

omg_in2＝omg0-K(omg0-omg1)-notch(omg0)；

函数notch(x)为陷波滤波器，其传递函数为

notch＝(S2+2*0.02*wn*S+wn2)/(S2+2*0.96*wn*S+wn2),

wn为运载器的固有频率；

所述真实弹体角速率获取模块用于根据线性加权系数K获取阻断了弹 性振荡后的真实弹体角速率omg＝omg0-(omg0-omg1)K。

总体而言，通过本发明所构思的以上技术方案与现有技术相比，主要 具备以下的技术优点：本发明方法和系统利用双惯组采集的不同信息，进 行加权系数的线性叠加从而输出只有微弱弹性信息的惯组数据，阻断了弹 性振荡对飞行器姿态控制系统的不利影响。本发明方法具有算法简单，易 于工程实现的优点。

附图说明

图1为本发明方法工作流程图；

图2为本发明方法控制原理框图；

图3(a)为利用本发明方法进行仿真得到的加权系数效果图；

图3(b)为利用本发明方法进行仿真得到的输出角速率效果图；

图3(c)为利用本发明方法进行仿真得到的残余弹性角速率效果图。

具体实施方式

为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图 及实施例，对本发明进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体 实施例仅仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。此外，下面所描述的 本发明各个实施方式中所涉及到的技术特征只要彼此之间未构成冲突就可 以相互组合。

本发明通过利用双惯组进行弹性振荡抑制。根据双惯组采集的不同信 息，进行不同加权系数的线性叠加从而输出只包含有微弱弹性信息的真实 弹体角速率，从而阻断弹性振荡对姿态控制系统的不利影响。

如图1和图2所示，本发明弹性振荡抑制方法包括以下步骤：

S1、双惯组中惯组0和惯组1分别采集运载器角速率信息omg0和omg1；

S2、获取线性加权系数K：

K＝K0+int[C*sign(omg_in1)*omg_in2]，

其中，K0＝k00/(k00-k10)，k00是在运载器发动机点火前，惯组0所 处位置上的振型斜率；k10是在发动机点火前，惯组1所处位置上的振型斜 率；

函数int(x)表示对自变量x的积分，初始值为0；函数sign(x)表示对 自变量x取符号，当x为正值时，sign(x)＝1；当x为负值时，sign(x)＝-1；

C为关于K的收敛因子，C越大，K收敛速度越快。C可根据不同的状 态需要进行设计(如惯组的物理特性以及其在运载器中的安装位置)，根据 经验值调整确定；

omg_in1＝omg0-omg1；

omg_in2＝omg0-K(omg0-omg1)-notch(omg0)；

函数notch()为陷波滤波器，其传递函数为

notch＝(S2+2*0.02*wn*S+wn2)/(S2+2*0.96*wn*S+wn2),

wn为运载器的固有频率；

S3、获取阻断了弹性振荡后的真实弹体角速率omg＝omg0-(omg0-omg1)K。

上述步骤S2中，加权系数K的初始设置值K0＝k00/(k00-k10)，k00和 k10可以在地面直接利用仪器测得。陷波滤波器在使用前需要根据姿态控制 系统的采样频率进行双线性变化。

运载器实际飞行过程中，令真实弹体角速率为omgb，弹性角速率为 omgt，则其满足如下关系：omg0＝omgb+k0*omgt，omg1＝omgb+k1*omgt；k0 和k1分别是惯组0和惯组1所处位置上的实时振型斜率，其中在实际飞行 过程中k0和k1无法实时测量。本发明方法将omg0和omg1进行关于加权 系数K的线性叠加，根据步骤S1-S3可得到阻断了弹性振荡后的真实弹体 角速率omg。

以下结合一个具体实施例对本发明方法作进一步说明。

假设某运载器飞行过程中，相关仿真条件设定为k0＝0.1、k1＝-0.25、 K0＝0、C＝0.5。弹性角速率omgt幅值为100deg/s，频率10Hz；真实弹体角 速率omgb幅值为50deg/s，频率1Hz。

由图2可以看出，仿真实验中，惯组0采集运载角速率信息 omg0＝50sin(2πt)+0.1*100sin(20πt),惯组1采集运载角速率信息 omg1＝50sin(2πt)+(-0.25)*100sin(20πt),根据上述步骤S1-S3中 公式可计算得到如图3所示的加权系数、输出角速率，并计算得到残余弹 性角速率。

由图3(a)-3(b)可知，本发明方法输出的角速率与理论真实弹体角速率 非常接近，且残余弹性角速率很小，因此可很好地对弹性振荡进行抑制。

本领域的技术人员容易理解，以上所述仅为本发明的较佳实施例而已， 并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等 同替换和改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。