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舵机是导弹制导与控制系统的重要组成部分。针对导弹在发射筒内时,舵面受发射筒限制,舵面基本不
能转动,传统方法不能实现舵机自检的问题,设计一种新型的舵机自检方法。通过检测并判断无刷直流电机霍尔信
号的相序,舵机控制器控制舵面微动,舵机DSP 内置自检算法,对舵机进行功能检查。笔者选用了霍尔传感器式无
刷直流电机,设计了自检电路和控制算法,通过实验证明可实现舵机在筒内的自检。验证结果表明:该方法可靠、
有效,具有良好的可推广性。 相似文献
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针对某单通道控制炮射导弹所采用的自激振荡线性化舵机,给出了一种有效的舵机延迟补偿时间处理方法。自激振荡线性化舵机的高频振荡特性使得对其延迟时间的测量和处理相当困难,为解决此问题提出采用弹体滤波去除舵机高频振荡所造成的不确定性,并由导弹法向加速度延迟确定舵机延迟补偿时间的方法。数据处理结果表明,采用所提出的方法能够有效地确定自激振荡线性化舵机的延迟补偿时间。还从舵机延迟补偿难易的角度对比了调幅方波和调幅正弦波两种舵机指令形式的优劣,得到了自激振荡线性化舵机对正弦波指令的响应特性优于方波指令的结论。 相似文献
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提高电动舵机动态特性的方法研究 总被引:1,自引:0,他引:1
李朝富 《战术导弹控制技术》2008,(2)
针对导弹对电动舵机动态特性的要求,介绍了电动舵机的一般组成,分析了影响舵机动态特性的因素,研究了伺服电机、间隙、摩擦和控制器对舵机动态性的影响,提出了在工程实际中提高舵机动态性的方法。 相似文献
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传统的舵机故障检测通常基于舵机参数已知,但实际中大多数舵机的内部参数是未知的.文中采用搭建故障观测器的思路,提出了一种基于子空间辨识的卡尔曼滤波故障检测方法;借助于dSPACE半实物仿真工具,搭建了电动舵机故障检测半实物仿真平台,实现了未知参数电动舵机的在线故障检测和快速故障分析.实验表明,该方法不但能有效检测故障发生时间,而且能快速辩识故障类型和程度,为无人机舵机故障快速检测的工程化应用提供了一种解决方案. 相似文献
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李朝富 《战术导弹控制技术》2008,(1)
根据空空导弹电动舵机对直流伺服电机的要求,介绍了直流伺服电机输出力矩和转速的计算方法、电动舵机选用直流伺服电机的基本原则、电机发热校验的方法,提出了在电动舵机设计中应过载使用直流伺服电机的观点。 相似文献
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舵机动力学滞后引起的控制耦合严重限制了过载驾驶仪在滚转导弹上的应用。建立滚转导弹驾驶仪模型,推导了等效舵机动力学传递函数矩阵,对比研究了基于最优舵面超前角度补偿和输出反馈动态的解耦控制方法,进行了仿真验证。仿真结果表明:随着转速与舵控系统频带比值的提高,控制耦合增加;基于最优舵面超前角度补偿的解耦方法实现简单,适用于工程应用,然而当转速与舵机频带的比值、输入指令频率与舵机频带的比值增加时,解耦效果变差,舵机控制效率降低;基于输出反馈动态解耦方法能够实现完全解耦,且受转速测量精度的影响较小,但该方法要求对舵机的传递函数精确已知,且补偿器的复杂性与舵机阶数密切相关,工程应用存在一定的难度。 相似文献
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为提升由液压作动器和电动静液作动器组成的异构作动系统的能量特性,首先建立数学模型,并根据给定参数分析效率特性,在此基础上,提出能量综合管理策略,最后进行仿真分析.结果表明:液压作动器和电动静液作动器的效率特性存在明显的区别,且基于效率特性设计的能量综合管理策略具有显著的优势. 相似文献
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隔转鸭舵式弹道修正弹电磁执行机构工况研究 总被引:5,自引:2,他引:3
为研究隔转鸭舵式弹道修正弹执行机构的工况,对鸭舵和轴承进行动力学建模,改进基于欧拉方法的双旋弹道模型,并利用弹道参数对电磁执行机构的设计工况进行验证。以不同发射条件下弹体和鸭舵的滚转状态为基础,提取执行机构的工作转速和电磁扭矩。计算结果表明:鸭舵在出炮口后能够快速实现相对弹体的反向滚转,并逐渐达到低速的平衡状态,且平衡转速受发射条件影响小。弹体转速是引起执行机构工作转速范围较大的原因,弹丸经过弧顶后,执行机构的工况趋于平稳,转速保持在130~230 r/s范围,所需扭矩小于0.5 N·m. 从执行机构工作带宽的角度考虑,最佳启控点宜在弧顶之后。基于顶层弹道模型获取关键部件设计指标的方法为双旋弹道修正弹的工程应用提供了借鉴。 相似文献
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本文用一种新的方法量化了压电驱动器的发热问题,并分析了发热对压电驱动器运动幅值的影响,实验研究了产生发热问题的原因:驱动频率、驱动电压幅值、压电驱动器的体积表面积比、负载,实验表明电流的峰峰值是压电驱动器温度有效的测量指标,通过电流测量实现压电驱动器的过热保护,补偿由于发热引起的驱动器振动幅值变化,补偿后的定位精度可以提高近三分之二。 相似文献
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适应伺服机构卡死故障的控制指令重分配技术研究 总被引:2,自引:0,他引:2
提出一种能够适应运载火箭伺服机构卡死故障的控制指令重分配技术。在传统运载火箭控制系统设计过程中,伺服机构指令是在不考虑伺服机构故障时设计确定的,一旦伺服机构发生卡死故障将可能导致箭体姿态失稳。为了提高运载火箭的安全性和可靠性,根据某伺服机构卡死角度,通过控制指令在多个冗余伺服机构之间的重分配,在伺服机构卡死情况下仍能保证姿态稳定。仿真结果表明,即使某个伺服机构卡死也能保证姿态稳定,而且不需要重新设计控制参数。 相似文献
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介绍了电动舵机计算机辅助测试系统的组成、工作特点和性能指标。重点叙述该系统的测试程序和工作过程,进行了误差分析,并给出了误差计算公式。应用计算机辅助测试系统,能够提高电动舵机性能测试的精度和效率,实现了测试自动化。 相似文献
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航天压电陶瓷微位移作动器设计与实验研究 总被引:8,自引:0,他引:8
机械精密作动器已经不能满足了空间飞行器多方面的要求,因而利用压电陶瓷材料的正逆压电效应,设计制造了一种高调准精度的微位移作动器,并对其进行了实验研究,实验结果揭示了压电作动器用于空间飞行器部件的定位和抑制振动的优良性能,为进一步完善作动器的设计和在航天领域的推广应用提供了理论基础。 相似文献
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舵机传动机构动力学建模与分析 总被引:2,自引:0,他引:2
针对舵机系统试验模态值偏低及一致性较差的问题,运用有限元与多刚体系统动力学方法,建立舵机传动机构集中质量-弹簧多刚体动力学模型,研究系统模态、动力学响应等主要动力学特性,发现了对动力学特性影响突出的薄弱设计环节,加以改进,满足了实际工程需要。 相似文献