一种捷联惯性导航系统的旋转控制机构设计技术

如果在现有光纤陀螺精度基础上进一步提高捷联惯性导航系统的导航精度,采用误差自补偿的旋转调制技术势在必行;连续旋转对准方式是光纤陀螺惯导系统实现高精度对准的一种有效技术手段;为了实现高精度的单轴旋转光纤陀螺捷联惯性导航系统,提出一种实现单轴旋转导航系统所需的低功耗、低成本、中精度旋转控制方案,一般往复旋转运动的理想效果是旋转机构围绕载体坐标系的基准角,作匀速的往复旋转;航向解藕往复旋转模式是航向追踪运动与往复旋转运动的两种矢量叠加;旋转机构的设计方案集电子、自控、软件、机械于一体,惯导中的惯性测量单元置于旋转机构上,直流电机通过变速箱轴承驱动旋转机构转动,通过测角装置上传角位置,旋转机构带动惯性测量单元以设定的速率和旋转方式进行旋转和定位;经过理论分析、设计和试验验证,该旋转控制机构控制精度良好,可靠性好,能够满足中高精度光纤陀螺捷联惯性导航系统的研制需求。     

基于多轴联动的航天器带动力风洞实验控制系统设计

针对当前航天器带动力风洞实验控制系统受动态性能和稳态精度的影响,导致航天器中心偏离风洞轴心距离控制误差较大,上旋翼所能承受压力与实际值不符的问题,设计基于多轴联动的航天器带动力风洞实验控制系统;采用PROFIBUS现场总线方式,设计控制系统总体结构;使用伺服电机模块,控制启停指令,以西门子S7-300 PLC为主站设计现场控制器,研制一种航天器风洞测试支撑装置,并将迎角机构安装在模块化分层结构中;利用多轴联动控制器,采用RS-232串行通信原理,根据负载惯量选择2 kW伺服驱动器,实现伺服电机紧急停车,完成控制系统硬件设计;计算多轴联动随动控制动态目标位置,使用柔性bang-bang控制,消除系统动态性能和稳态精度的影响,在误差数据支持下,设计实验控制流程,完成控制系统软件设计;实验结果表明,该系统控制航天器中心偏离风洞轴心最大偏离距离为0.32 mm,最小为0.05 mm,与实际值一致,且上旋翼所能承受压力控制误差仅为0.02％,具有精准控制效果.     

风洞CTS试验六自由度机构控制方法研究

针对一种风洞CTS试验六自由度运动机构,在分析机构的结构特点和运动关系的基础上,对其控制方法进行研究;六自由度运动机构由3个角位移和3个线位移组成,首先建立机构的运动模型,分析了各轴的传动关系和相互运动关系,针对角度传动的非线性关系特点,采用了基于虚拟轴的跟随控制方法,实现了实际角度的匀速控制;根据六自由度运动关系分析了位置和速度关系,采用速度补偿的方法,实现了六自由度的联动控制;采用高性能的运动控制器和驱动器构成了角度双闭环控制系统,实现了该机构要求的所有运动功能;最后通过实验验证,测量了角度控制精度,结果表明角度控制精度都达到或超过了设计指标,能够满足风洞CTS试验要求。     

基于MEMS的角位置无线随动控制系统设计

角位置随动控制系统在数控机床、火炮自动控制中有重要应用,目前多采用自整角机实现.在布线困难的特殊场合下,有必要采用无线的方式实现对远端机械结构随动控制.设计了一个无线随动控制系统,并对系统的抗干扰性和跟随精度问题进行了实验研究.利用ARM微控制器对MEMS陀螺仪和加速度计获取的动态角位置信号进行自适应互补滤波处理,对nRF24L01无线传输模块进行跳频编程,进一步提高了系统的抗干扰性.此外,利用直流伺服电机驱动跟随机构,通过加装无线视频模块实现了远程可视化遥控.实验结果表明:设计的角位置无线随动系统运行稳定,角位置跟随误差小于0.3°,随动响应时间小于15 ms,无线随动距离500 m(通视).     

飞翼飞行器嵌入式大气数据传感系统算法研究

介绍了嵌入式大气数据传感(FADS)系统的测压孔布局和压力模型;分析了超定线性方程组的解法,并用广义逆矩阵A+计算其最小二乘解;建立了形压系数ε与马赫数M∞、迎角α和侧滑角β的确切的函数模型;提出了故障点的处理方法;并用神经网络实现对动压、静压的求解。计算结果表明:飞翼飞行器的FADS系统的算法能够满足设计要求。     

结冰风洞试验段转盘控制系统设计与应用

结冰是飞机的重大安全隐患,结冰风洞是研究飞机结冰与防除冰的地面试验设备,飞机模型安装在试验段转盘上,通过精确控制转盘带动模型旋转模拟姿态变化;研制了适用于低温、低气压、高湿度环境的转盘机械机构;设计了以317T-CPU、IM174模块和交流伺服的转盘控制系统总体方案,开发了功能完善的转盘监控软件;通过参数优化、主从偏差控制和全闭环位置控制,实现了3个试验段5套转盘机构单转盘、上/下或左/右转盘高精度同步控制;解决了特殊环境下转盘控制系统运行维护问题.转盘控制系统运行超过8年,转盘角度范围±180°,转盘角度和同步控制精度不低于0.02°,各项技术指标达到设计要求,保证了结冰风洞各项试验任务顺利完成.     

基于永磁同步电机的LPV转速观测器设计

针对提高永磁同步电机无位置传感器速度跟踪控制精度问题,提出了一种基于线性变参数(Linear Parameter Varying,LPV)转速观测器设计方法。该方法借助状态估计实现对旋转坐标系下定子电流、转子角转速等状态的重构。首先根据LPV电机模型,推导出观测器的LPV状态模型方程,然后根据Lyapunov稳定性理论,获得闭环系统的稳定性条件,再利用奇异值分解方法,将Lyapunov稳定性条件转化为线性矩阵不等式条件,通过求解不同凸胞形顶点处的观测器增益矩阵,最终合成反馈增益,实现对电机的高精度的速度跟踪控制。仿真结果表明,该观测器能够快速准确的跟踪上电机转速。     

基于FPGA小型化数传中继天线驱动控制设计

为满足航天器小型化设计需求,采用单片反熔丝FPGA作为中继天线驱动控制主控芯片。为达到天线指向机构的高精度要求,采用双通道旋转变压器配合AD2S80解码获得位置数据。为提高机构速度稳定度,采用步进电机256细分正弦斩波驱动方式。实现集通信、位置电流采集、故障报错机制及步进电机驱动功能于一体,单机重量从5～6 kg降到2.5 kg,指向精度提高到0.005 5。实验结果表明基于单片FPGA的数传中继天线驱动控制能有效提高单机集成度和运动过程平稳度,对于卫星综合性能的提高具有重要意义与应用价值。     

基于F28335的太阳跟踪控制器设计及应用

针对聚光式太阳跟踪系统,设计了基于TMS320F28335的高精度太阳跟踪系统控制器.介绍了太阳位置计算方法及系统的控制方法,并对实际计算出来的方位角和高度角进行了误差分析.系统利用DSP的ePWM模块在短时间内实现线性匀速控制,近似代替太阳在短时间内的曲线运动,从而提高跟踪精度.人机接口模块为系统的调整与测试提供了很大方便.系统增加风速传感器,当有大风时,系统可自动将太阳能电池板置于水平位置,保证系统安全.实验证明了系统的应用性和推广价值.     

光电系统捕获跟踪控制方法研究与仿真

研究光电系统电视捕获的准确跟踪问题.光电系统在跟踪阶段,一旦物体的运动速度较快,方向突变性较强,会造成光电系统中的控制出现超调和振荡,系统性能差.传统算法在对快速运动目标进行捕获时,由于系统的超调和振荡,导致目标在捕获阶段逸出跟踪视场,造成跟踪不准确.针对上述问题,提出了一种采用α-β-γ滤波器的捕获跟踪控制算法.根据目标的运动特性和运动状态建立捕获跟踪模型,通过α-β-γ滤波器预测目标下一时刻位置和速度,采用复合控制进行随动跟踪,降低系统的超调量和缩短过渡时间,从而实现对快速运动目标的捕获跟踪.实验结果表明,运用该控制算法可以有效地解决目标在电视捕获阶段逸出视场的问题,提高系统对快速运动目标的捕获跟踪能力和跟踪精度.     

无人机飞行仿真平台控制系统设计

为了便于在实验室模拟无人机在空中的偏航、俯仰、翻滚3个自由度的飞行姿态,设计了一套用于验证飞行控制系统的三轴转台半物理仿真系统;给出了系统的硬件结构和控制策略;转台系统采用TMS320LF2407作为核心处理器并采用旋转变压器作为反馈环节组成位置和速度的闭环控制;为了提高传统PID的控制精度,提出了一种速度、加速度前馈补偿PID控制方法,有效解决了位置随动系统的快速性和准确性这一矛盾;实验运行结果表明,该平台运行良好,控制精度高,能较好实现对无人机飞行姿态的模拟。     

基于CAN总线的测试用无刷直流电机控制器设计

设计了一种基于DSP TMS320F2812的测试系统用无刷直流电机控制器,研究了控制器的CAN总线通信和智能化控制技术。控制器通过CAN总线实现与上位机的高速通信,可实时接收控制命令,实现对多种机构在多种运行模式下的高精度控制,并将测得的速度、位置、电压、电流等数据传递给上位机。驱动、逆变电路使用主、备份设计,可靠性高。设计了旋转变压器的解算电路,控制器同时具有处理霍尔和旋变两种信号的能力。试验结果表明,该控制器设计合理,完成了与上位机的高速通信和对电机的智能控制,达到了设计要求。     

一种提高轨道精度的改进姿态控制技术

针对我国长征系列火箭普遍存在的残骸落点普遍较理论落点靠前的现象,开展多次飞行数据的比较,结果发现一级上升段内火箭的飞行速度、位置与设计预示值之间的偏差存在极性稳定、幅值增加增大的特点,尤其是Y向速度偏差甚至超过5%,远大于预期值;本文针对该现象开展机理分析,最终确认现在长征系列火箭普遍采用的“姿态角偏差+角速度”控制方案对程序角持续变化的工况存在幅值及极性较为稳定的静差,该角偏差持续作用下,将导致X向和Y向速度及位置偏差;针对该机理,探索、比较潜在的解决措施,最终确定采用实现简便、控制效果好的“姿态角偏差+角速度偏差”双偏差姿态控制方案;仿真结果表明,双偏差姿态控制方案能显著提高助残骸落点精度及段轨道精度、降低气动载荷,有利于火箭飞行品质的提升。     

带执行器饱和的柔性关节机器人位置反馈动态面控制

针对带有执行器饱和的柔性关节机器人系统,提出一种位置反馈动态面控制,以实现机器人连杆的角位置跟踪.在一般动态面控制的设计框架下,设计观测器重构系统未知速度状态,利用径向基函数神经网络学习饱和非线性特性,结合“最小参数学习”算法减轻计算负担.通过Lyapunov方法证明得出闭环系统所有信号半全局一致有界,跟踪误差可以通过调节控制器参数达到任意小.仿真结果表明,控制系统能够克服外界干扰,有效补偿系统存在的执行器饱和,实现柔性关节机器人的准确跟踪控制.该方法避免了传统反演设计存在的“微分爆炸”现象,简化了设计过程.     

四轴飞行器视觉组合导航系统设计与实现

为实现四轴飞行器的自主飞行,设计了该视觉导航系统;采用基于ARM处理器的飞行控制器和导航控制器的双CPU结构,提高了系统的运行速度;飞行控制部分采用四元数解算姿态,运用经典的PID控制设计了X、Y、Z三个轴的PID控制器进行整个系统的飞行控制;导航部分采用不敏卡尔曼滤波(UKF)融合惯导位置和视觉位置,从而给出载体最优位置,提高导航精度;实验结果表明,基于图像和惯性导航的视觉组合导航方式可使导航精度保持在0.5m内,同时整个系统具有较好的快速性和稳定性。     

基于双轴旋转框架捷联惯性组件快速标定方法研究

现场条件下惯组的标定精度及标定速度直接影响惯性导航系统的使用.基于双轴旋转框架的捷联惯组快速标定法,将带有旋转框架的惯组安装在载体上,只需一次通电后控制双轴框架合理转位,实现惯组误差参数的快速辨识.结果表明6位置快速标定法,可以满足捷联惯组现场标定精度要求且在30 min内即可完成惯组标定,尤其是降低了现场标定时对高精度三轴转台的依赖,极大地提高了器件测试的灵活性.     

精密控制系统中步进电机的电细分技术研究

采用具有电细分的步进电机驱动技术可实现精密控制系统中高精度的位移。基于单片机的直流电压控制的电细分驱动技术,避免了绕组互感带来的误差,提高了细分精度。实验表明,当采用精密丝杆机构、螺距为1mm、步进电机步距角为1.8°、实现128细分时,可调整组件每步位置移动为0.04滋m,最大误差为15%,均方误差为3.9%。     

基于NI9237模块的旋转振荡耦合运动载荷测量方法

在风洞中进行旋转天平试验,可以获取飞行器绕速度矢量轴稳定旋转时的气动特性,是分析预测飞机尾旋及尾旋改出特性的主要数据源。为了研究飞行器在旋转流场下单自由度振荡运动中的空气动力学问题,需开展旋转振荡耦合试验,由于旋转天平试验装置的微弱数据信号与运动控制电机供电在通过滑环引电器时存在强弱电干扰现象,影响测量数据精度。因此,设计并实现了一套基于NI9237模块的前端数据采集系统,该系统可给天平提供高精度电压激励,并将采集的数据通过数字信号传回控制计算机端,有效避免了电磁干扰,同时使用色环电阻搭建半桥电路配置振动运动姿态电位计,解决了同步采集天平应变信号及振荡姿态信息的问题。该系统已成功应用于试验,试验结果表明,该系统功能完善,采集数据准确,取得了良好的试验效果。     

基于SPSS软件的高速高精度多点连续赋码系统研究与应用分析

实现凹印设备大幅面多拼版高速高精度多点二维码连线赋码,并对设备进行调整。通过凹印机与赋码系统集成并进行试机实验,对试机样张上的二维码进行统计,并将统计后的数据在SPSS软件中进行频率与单因素分析。影响赋码偏差的主要影响因素为印刷速度,可通过调节赋码喷头横向位置或调节印刷速度来降低赋码时的横(纵)向偏差;凹印连线赋码设备使赋码点位由12点增至18点,位置偏差有效控制在±0.4 mm范围内;赋码速度提升至约16000大张/小时,有效提高了烟标生产效率。统计分析软件的分析结果表明,烟标多拼版高速高精度多点凹印连线赋码设备具备良好的生产效果,同时为不具备或只能进行拼版数少且质量不稳定的烟标连线赋码生产提供参考。     

基于多功能数据采集卡和变速PID的转台控制系统设计

为了提高采用转台对惯性导航系统和惯性仪表进行误差模型标定时的可靠性和精度,对角位置转台的控制系统进行了研究;首先借助NI公司PXI-8101控制器和功能强大的数据采集卡PXIe-6363对转台控制系统进行了硬件设计;随后在对转台常规PID控制方法研究的基础上提出了一种能随系统调节偏差自动改变积分项累加速度的变速PID控制方法;接着又对基于软件实现的双通道旋转变压器轴角解调算法进行了研究并提出了一种粗精组合角纠错方法;最后文章设计的转台控制系统进行了测试实验,结果表明提出的轴角解调算法具有较好的解码速度和精度,并且变速PID控制方法大大提高了转台控制系统的自学习能力和鲁棒性,显著地改善了转台控制过程的稳定性.