CN102620902B - 基于时空变换的双闭环速度控制cts试验方法 - Google Patents
基于时空变换的双闭环速度控制cts试验方法 Download PDFInfo
- Publication number
- CN102620902B CN102620902B CN201210075221.6A CN201210075221A CN102620902B CN 102620902 B CN102620902 B CN 102620902B CN 201210075221 A CN201210075221 A CN 201210075221A CN 102620902 B CN102620902 B CN 102620902B
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- speed
- time
- cts
- store combinations
- model
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Active
Links
Images
Landscapes
- Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)
Abstract
Description
技术领域
本发明涉及一种基于速度控制的高速风洞外挂物捕获轨迹(CTS)的试验方法。
背景技术
由于外挂物从飞机上发射/投放后,在离开飞机的初期正处于飞机的干扰流场中,可能会急剧抬头或低头甚至翻滚以至与飞机相碰,这些不良的投放分离特性不仅影响武器***命中的精准度,更严重的是会危及飞机和飞行员的安全。
为此,在实战前必须对外挂物的分离特性进行评估,掌握投放/发射的实施条件、投放/发射后飞机的动态特性、飞机和外挂物之间的气动干扰、分离后飞机和外挂物各自的运动轨迹和姿态及其相对运动轨迹和姿态、投放/发射冲击力和力矩对飞机和外挂物的影响、外挂武器的命中精度、安全分离的判别边界等等,既确保飞机的飞行安全,又确保投放/发射武器的命中精度,有效打击敌方。
风洞外挂物捕获轨迹***(CTS)主要关心外挂物在离开母机初期的分离轨迹。在轨迹分离后期,外挂物远离母机,对母机的安全影响以及相互间的干扰影响基本消除,其分离轨迹已不属于CTS***测量的范围。分离初期更准确的含义,是指运动的外挂物仍处于母机之下的范围,例如投放炸弹时弹头脱离母机尾部、发射导弹时弹尾飞离母机头部后,CTS***就终止分离轨迹的测量。
目前,国内CTS仍基于闭环形式的位置控制方式,导致外挂物模型处于定速间歇式运动模式,主要存在以下不足:
1)外挂物模型的运动是间歇式的,每次运动到目的位置后暂停,进行信号测量和数据计算,然后再进行下一步的运动,并需要对位置进行反复修正,故获得一条外挂物分离轨迹的时间较长,例如,真实飞行0.5~2秒的轨迹,该***约需2~4分钟的风洞运行时间,其试验效率低、能耗高,尤其是我国高速主力风洞为暂冲式运行方式,这一缺点显得更加明显。
2)外挂物模型运动为非连续性,轨迹点的下一点位置(即 时刻)是预测产生,并不一定和外挂物模型六自由度动力学方程规定位置始终重合,模型重心也不能连续保持在真实运动轨迹上,容易导致外挂物模型及其支杆与母机模型相碰,迫使轨迹的生成半途中止,成为实验的安全隐患。
3)六自由度运动方程求解外挂物模型的位置坐标需要二次积分运算,较速度(只需要1次积分运算即可解出外挂物模型速度)控制试验精准度低。
虽然国外已提出CTS的速度控制方法,在风洞试验中仍然通过天平测得外挂物模型承受的气动力,将此气动力连同外挂物的质量、重心及惯性矩等参数代入外挂物飞行的六自由度动力学方程中,即可算出给定时间步长后外挂物的质心运动速度与绕质心转动的角速度,然后控制CTS***的六自由度机械手按照运动轨迹与运动姿态移动,逐步推进完成一条分离轨迹的测量,但并未建立时间步长与CTS试验误差间的关系,的取值合理性和试验人员的经验相关,无法实现时间步长的自适应。
但传统工业六自由度机械手的成熟速度控制策略难以直接运用到CTS试验的速度控制中,原因如下:
外挂物承受的合力与合力矩源于弹射力、推力、重力和气动力,其中推力、重力和弹射力均为已知,而外挂物承受的气动力与外挂物在以母机质心为原点的坐标系中的位置与姿态相关,即外挂物的运动位置与姿态角决定,而反过来又改变外挂物的运动位置与姿态角,形成了力和外挂物的运动位置与姿态的耦合作用,导致CTS***六自由度机械手的速度控制与传统工业六自由度机械手的速度控制不同,即CTS***六自由度机械手运动的轨迹或速度不能在试验前确定,因此,传统工业六自由度机械手的成熟控制策略难以直接运用到CTS试验***中。
发明内容
为了克服现有技术的上述缺点,本发明提供了一种基于时空变换的双闭环速度控制CTS试验方法,提出双闭环速度控制方式,即下位计算机与速度传感器组成的传统速度闭环控制方式,以及天平测量外挂物模型载荷与载荷预估值组成的独创性闭环控制方式。
本发明解决其技术问题所采用的技术方案是:一种基于时空变换的双闭环速度控制CTS试验方法,包括主控计算机、下位计算机、六自由度运动控制器及电机、CTS六自由度模型支撑机构,以及分别用于检测外挂物模型运行位置与速度的位置传感器与速度传感器,用于测量外挂物模型所承受载荷的测力天平;所述速度传感器将检测到的外挂物模型的速度信号传送到下位计算机,以确保外挂物模型运行速度的精度,所述位置传感器将检测到的外挂物模型的运行位置信号传送到下位计算机,以确保外挂物模型运行的位置在CTS六自由度模型支撑机构运动范围内;同时,速度传感器、位置传感器和测力天平通过数据采集***将数据传送到主控计算机;主控计算机根据给定控制精度,进行载荷预估值计算与速度控制时间步长自适应,并结合CTS硬件的动态响应参数,动态产生最优的时空变换尺度得到外挂物模型的运行速度,并通知下位计算机控制电机使CTS六自由度模型支撑机构运动。
与现有技术相比,本发明的积极效果是:国内现有的CTS采用闭环形式的位置控制方式,存在以下不足:外挂物模型的运动是间歇式的,每次运动到目的位置后暂停,进行信号测量和数据计算,然后再进行下一步的运动,并需要对位置进行反复修正,故获得一条外挂物分离轨迹的试验效率低,成本高,例如,真实飞行0.5~2秒的轨迹,该***约需2~4分钟的风洞运行时间,其试验效率低、能耗高,尤其是我国高速主力风洞为暂冲式运行方式,这一缺点显得更加明显。另一方面,因控制目标是外挂物模型的运动节点位姿,其运动轨迹具有较大的随意性,从而在轨迹分离前段,容易与母机产生“假碰撞”,实验精准度低。
附图说明
本发明将通过例子并参照附图的方式说明,其中:
图1是本发明的***原理图;
图2是本发明方法的流程图。
具体实施方式
如图1所示,基于时空变换的双闭环速度控制CTS主要由主控计算机、下位计算机及其六自由度运动控制器(X轴、Y轴、Z轴、角、角、角运动控制器)与电机(X轴、Y轴、Z轴、角、角、角电机),电机联合驱动CTS六自由度模型支撑机构(六自由度机械手),以及用于检测外挂物模型位置与运行速度的位置与速度传感器,用于测量外挂物模型所承受载荷的测力天平;速度传感器将数据传送到下位计算机,以确保外挂物模型运行速度的精度,位置传感器将数据传送到下位计算机,以确保外挂物模型运行的位置在CTS六自由度机构运动范围内;同时,速度传感器、位置传感器和测力天平通过数据采集***将数据传送到主控计算机,主控计算机根据给定控制精度,进行载荷预估值计算与速度控制时间步长自适应,并结合CTS硬件的动态响应参数,动态产生最优的时空变换尺度得到外挂物模型的运行速度,通知下位计算机控制电机使CTS六自由度机械手运动。其中:
一、载荷预估值计算方法为:
对于给定时间节点(),将外挂物线速度和角速度随分离时间变化的关系,分别用函数和表示,将外挂物承受的力与合力矩随分离时间变化的关系,分别用函数和表示;考虑到预计时间步长的效率与精度,本发明采用和的二次插值多项式,以及、、和预计时间步长得到和的误差,其中的二次插值多项式计算方法如下
于是
时间节点外挂物模型所承受的合力的估计式
(2)
式中、和为在xyz坐标轴的分量,、和为在xyz坐标轴的分量,、和为在xyz坐标轴的分量,、和为在xyz坐标轴的分量,,,为外挂物分别对轴、轴、轴的惯性积;,,为外挂物分别对轴与轴、轴与轴、轴与轴的惯性积。
二、CTS速度控制时间步长自适应方法为:
如图2所示,基于时空变换的双闭环速度控制CTS试验方法具体包括以下步骤:
第四步、计算外挂物速度,具体方法如下:
第五步、计算速度变换尺度,用来描述CTS***六自由度机械手能够实现的运动速度和外挂物模型飞行实际速度之比,计算方法如下:
则六自由度机械手在真实飞行时间dt内,实际的运行时间为:
由于六自由度机械手与外挂物模型的真实运动轨迹相同,有:
则可知当:
第八步、将变换到风洞坐标系中,具体方法如下:
第九步、通知下位机控制六自由度机械手运动,天平测量外挂物模型承受的载荷(包括力与力矩);
Claims (3)
1.一种基于时空变换的双闭环速度控制CTS试验方法,其特征在于:包括主控计算机、下位计算机、六自由度运动控制器及电机、CTS六自由度模型支撑机构,以及分别用于检测外挂物模型运行位置与速度的位置传感器与速度传感器,用于测量外挂物模型所承受载荷的测力天平;所述速度传感器将检测到的外挂物模型的速度信号传送到下位计算机,以确保外挂物模型运行速度的精度,所述位置传感器将检测到的外挂物模型的运行位置信号传送到下位计算机,以确保外挂物模型运行的位置在CTS六自由度模型支撑机构运动范围内;同时,速度传感器、位置传感器和测力天平通过数据采集***将数据传送到主控计算机;主控计算机根据给定控制精度ε,进行载荷预估值计算与速度控制时间步长自适应,并结合CTS硬件的动态响应参数,动态产生最优的时空变换尺度得到外挂物模型的运行速度,并通知下位计算机控制电机使CTS六自由度模型支撑机构运动;具体步骤如下:
第二步、天平测量外挂物模型承受的载荷,包括力F(ti)和F(ti-1)力矩M(ti)和M(ti-1);
第三步、根据给定控制精度ε计算时间步长Δti:
maxΔti
根据如下公式计算得到Δti:
第四步、计算外挂物速度(Ui,Vi,Wi,Pi,Qi,Ri):
采用二阶Adams方法,通过ti-2与ti-1时间节点的速度得到ti时间节点的速度,计算式如下:
则六自由度机械手在真实飞行时间dt内,实际的运行时间为:
由于六自由度机械手与外挂物模型的真实运动轨迹相同,满足:
当:
2.根据权利要求1所述的基于时空变换的双闭环速度控制CTS试验方法,其特征在于:所述载荷预估值计算方法是,采用v(t)和ω(t)的二次插值多项式,以及F(ti)、M(ti)、F(ti-4)、M(ti-1)和预计时间步长Δti得到F(t)和M(t)的误差,从而得到时间节点ti外挂物模型所承受的合力和合力矩的估计式。
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
CN201210075221.6A CN102620902B (zh) | 2012-03-21 | 2012-03-21 | 基于时空变换的双闭环速度控制cts试验方法 |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
CN201210075221.6A CN102620902B (zh) | 2012-03-21 | 2012-03-21 | 基于时空变换的双闭环速度控制cts试验方法 |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
CN102620902A CN102620902A (zh) | 2012-08-01 |
CN102620902B true CN102620902B (zh) | 2014-03-26 |
Family
ID=46560952
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
CN201210075221.6A Active CN102620902B (zh) | 2012-03-21 | 2012-03-21 | 基于时空变换的双闭环速度控制cts试验方法 |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
CN (1) | CN102620902B (zh) |
Families Citing this family (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN106768815A (zh) * | 2016-12-12 | 2017-05-31 | 中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所 | 一种实时多轴同步控制测量*** |
CN112461491B (zh) * | 2020-11-25 | 2023-03-21 | 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 | 基于匀加速运动的捕获轨迹(cts)试验速度控制方法 |
CN112964450B (zh) * | 2021-02-07 | 2022-05-10 | 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所 | 一种用于风洞多体分离试验模型轨迹预测方法 |
Citations (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN201653679U (zh) * | 2010-04-29 | 2010-11-24 | 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 | 捕获轨迹风洞试验中外挂物模型连续运动的实时控制装置 |
Family Cites Families (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JP3691023B2 (ja) * | 2002-03-29 | 2005-08-31 | 三菱重工業株式会社 | 模型支持装置制御方法 |
-
2012
- 2012-03-21 CN CN201210075221.6A patent/CN102620902B/zh active Active
Patent Citations (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN201653679U (zh) * | 2010-04-29 | 2010-11-24 | 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 | 捕获轨迹风洞试验中外挂物模型连续运动的实时控制装置 |
Non-Patent Citations (11)
Title |
---|
1. 2m高速风洞CTS 装置新控制***及其应用研究;马东平等;《流体力学实验与测量》;20030331;第17卷(第1期);第32-35页 * |
FL-24风洞新型捕获轨迹***设计与发展;黄叙辉等;《空气动力学学报》;20080630;第26卷(第2期);第145-149页 * |
J. B. Carman等.Store Separation Testing Techniques.《DTIC SELECTED》.1980,第1-133. |
JP特开2003-294575A 2003.10.15 |
Store Separation Testing Techniques;J. B. Carman等;《DTIC SELECTED》;19800630;第1-133 * |
亚声速飞机外挂物气动载荷和分离轨迹工程估算方法;范召林等;《气动实验与测量控制》;19930630;第7卷(第2期);第74-79页 * |
外挂物投放技术的数值方法研究;张震霖等;《第十二届全国计算流体力学会议论文》;20041231;第396-400页 * |
张震霖等.外挂物投放技术的数值方法研究.《第十二届全国计算流体力学会议论文》.2004,第396-400页. |
范召林等.亚声速飞机外挂物气动载荷和分离轨迹工程估算方法.《气动实验与测量控制》.1993,第7卷(第2期),第74-79页. |
马东平等.1. 2m高速风洞CTS 装置新控制***及其应用研究.《流体力学实验与测量》.2003,第17卷(第1期),第32-35页. |
黄叙辉等.FL-24风洞新型捕获轨迹***设计与发展.《空气动力学学报》.2008,第26卷(第2期),第145-149页. |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
CN102620902A (zh) | 2012-08-01 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
CN108132134A (zh) | 基于风洞自由飞试验的气动导数辨识方法和*** | |
CN109297666A (zh) | 一种基于两套运动机构的级间分离风洞试验装置和试验方法 | |
CN102012308B (zh) | 模型俯仰/摇滚运动下速度/压力联合同步测量方法 | |
CN110990947A (zh) | 一种火箭助推无人机发射过程多场耦合仿真分析方法 | |
CN104881553B (zh) | 单滑块滚喷模式变质心飞行器模型及其结构布局参数的设计方法 | |
CN109703768B (zh) | 一种基于姿态/轨迹复合控制的软式空中加油对接方法 | |
CN103808323B (zh) | 一种卫星姿态跟踪机动的余弦过渡角加速度路径方法 | |
CN112013726B (zh) | 一种基于三阶模型的全捷联制导控制一体化设计方法 | |
CN102620902B (zh) | 基于时空变换的双闭环速度控制cts试验方法 | |
CN109426147A (zh) | 捕获卫星后组合航天器的自适应增益调整控制方法 | |
CN103486904B (zh) | 一种简易制导弹药的拟速度追踪制导方法 | |
CN105700355B (zh) | 空间绳系组合体防冲击缓冲释放控制方法及实验装置 | |
CN109900157B (zh) | 制导弹药末制导律半实物仿真平台及方法 | |
Wang et al. | Non-cascaded dynamic inversion design for quadrotor position control with L1 augmentation | |
CN114153143A (zh) | 一种导弹非奇异固定时间滑模制导律的设计方法 | |
CN117606737A (zh) | 一种用于载机滚转机动时预测外挂物分离轨迹的试验方法 | |
Özkan et al. | Performance comparison of the notable acceleration-and angle-based guidance laws for a short-range air-to-surface missile | |
US8071926B2 (en) | Stability multiplexed autopilot | |
Xiaojian et al. | Impact angle control over composite guidance law based on feedback linearization and finite time control | |
Montalvo et al. | Effect of canard stall on projectile roll and pitch damping | |
CN112550675B (zh) | 用于运载器主动段减小载荷的装置和方法 | |
CN103486916B (zh) | 一种主动抑制脉冲力控制弹体摆动的双脉冲点火方法 | |
Koruba et al. | Dynamics of a controlled anti-aircraft missile launcher mounted on a moveable base | |
CN104166401B (zh) | 单滑块变质心控制飞行器平衡运动状态方法 | |
Yuan et al. | Modeling and simulating dynamics of missiles with deflectable nose control |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
C06 | Publication | ||
PB01 | Publication | ||
C10 | Entry into substantive examination | ||
SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
GR01 | Patent grant | ||
GR01 | Patent grant |