CN108891578A - 一种飞机主动侧杆***的配平控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种飞机主动侧杆***的配平控制方法，主动侧杆处于配平模式时，主动侧杆需要根据指令保持在该设定角度，不能受扰动影响而偏离设定位置，但当飞机存在加速度运动、振动或人为误触碰侧杆时，主动侧杆很难能够依然保持在该设定位置不动,采用传统PID方法难以解决此问题。因此本发明提出了基于改进型自抗扰算法的配平控制方法，通过对自抗扰算法的改进，解决了不受扰动影响的位置锁定控制技术问题，增加了主动侧杆的可靠性。该发明不仅适用于飞机主动侧杆***中，还可应用到防空武器随动***、导弹导引头伺服***等场合。

Description

一种飞机主动侧杆***的配平控制方法

技术领域

本发明涉及飞机控制***，尤其涉及一种适用于民用客机以及军用飞机主动侧杆***的配平控制方法。

背景技术

主动侧杆处于配平模式时，主动侧杆需要根据指令保持在该设定角度，但当飞机存在加速度运动、振动或人为误触碰主动侧杆时，主动侧杆依然能够保持在该设定位置不动比较困难；因此主动侧杆***在配平模式时，主动侧杆需要较强的位置稳定性，不能受扰动影响而偏离设定位置。由于***不能精确建模并且外部扰动不确定，采用传统PID方法的***鲁棒性不强。

发明内容

本发明所要解决的技术问题是针对背景技术中所涉及到的缺陷，提供一种飞机主动侧杆***的配平控制方法。

本发明为解决上述技术问题采用以下技术方案：

一种飞机主动侧杆***的配平控制方法，所述飞机主动侧杆***包含监控模块和侧杆模块；

所述监控模块用于发送指令给所述侧杆模块，并控制存储和显示侧杆模块的实时状态信息；

所述侧杆模块包含主动侧杆、第一微控制单元和第二微控制单元；

所述主动侧杆包含主动侧杆手柄、杆力传感器、主动侧杆杆体、第一轴、第二轴、第一轴承和第二轴承；

所述第一轴、第二轴采用内外框的形式，第一轴为内框轴，第二轴为外框轴，第一轴能够在第二轴的上下滑槽滑动；

所述第一轴的一端与孔输出直角换向减速器的输出孔通过键连接，所述第一轴的另一端与第一轴承承载；所述第二轴的一端与轴输出直角换向减速器的输出轴通过键连接，所述第二轴的另一端与第二轴承承载；

所述主动侧杆杆体的下端与第一轴固连，上端与杆力传感器的底部固连，杆力传感器的顶部与主动侧杆手柄固连；

所述杆力传感器采用2维电阻应变片式杆力传感器，分别对应第一轴上的力和第二轴上的力；

所述手柄上设有用于切换侧杆模块的工作模式的切换开关，所述工作模式包含主动模式、随动模式、配平模式以及被动模式；

所述第一微控制单元包含第一旋转变压器、第一直角换向减速器、第一力矩电机、第一微控制器、第一PWM电机驱动模块、第一手柄力调制信号电路、第一旋转变压器信号调制电路；

所述第一旋转变压器的转子与第一力矩电机转轴连接，定子与第一力矩电机的外壳连接，输出端与第一旋转变压器信号调制电路输入端相连，用于测量第一力矩电机输出轴的转角，并将其传递给所述第一微控制器；

所述第一直角换向减速器通过法兰盘固定在主动侧杆机箱上，输出孔与第一轴的一端连接，输入孔与第一力矩电机输出轴的一端连接；

所述第一手柄力调制信号电路的输入端与杆力传感器电路电气相连；

所述第一PWM电机驱动模块输出端与所述第一力矩电机电气相连；

所述第一微控制器分别和第一手柄力调制信号电路的输出端、第一PWM电机驱动模块的输入端、第一旋转变压器信号调制电路的输出端、杆力传感器、以及监控模块电气相连，用于根据获得的杆力传感器在第一轴上的杆力输出信号、第一旋转变压器信号调制电路的转角信号输出PWM波到第一PWM电机驱动模块，控制第一力矩电机的运行，同时通过自身所带的串口功能与监控模块进行串口通信，向监控模块传送侧杆模块的状态信息；

所述第二微控制单元包含第二旋转变压器、第二直角换向减速器、第二力矩电机、第二微控制器、第二PWM电机驱动模块、第二手柄力调制信号电路、第二旋转变压器信号调制电路；

所述第二旋转变压器的转子与第二力矩电机转轴连接，定子与第二力矩电机的外壳连接，输出端与第二旋转变压器信号调制电路输入端相连，用于测量第二力矩电机输出轴的转角，并将其传递给所述第二微控制器；

所述第二直角换向减速器通过法兰盘固定在主动侧杆机箱上，输出轴与第二轴的一端连接，输入孔与第二力矩电机输出轴的一端连接；

所述第二手柄力调制信号电路的输入端与杆力传感器电路电气相连；

所述第二PWM电机驱动模块输出端与所述第二力矩电机电气相连；

所述第二微控制器分别和第二手柄力调制信号电路的输出端、第二PWM电机驱动模块的输入端、第二旋转变压器信号调制电路的输出端、杆力传感器、以及监控模块电气相连，用于根据获得的杆力传感器在第二轴上的杆力输出信号、第二旋转变压器信号调制电路的转角信号输出PWM波到第二PWM电机驱动模块，控制第二力矩电机的运行，同时通过自身所带的串口功能与监控模块进行串口通信，向监控模块传送侧杆模块的状态信息；

所述第一轴的配平控制方法包含以下步骤：

步骤A.1)，建立飞机主动侧杆***的状态模型，令第一力矩电机处于稳态运行状态，飞机主动侧杆***的基本方程如下：

式中：u(t)为t时刻的第一力矩电机端电压；k₁为第一力矩电机驱动模块的放大倍数；pwm(t)为t时刻的第一力矩电机控制PWM波占空比；R为第一力矩电机电枢电阻；L为第一力矩电机电枢电感；I(t)为t时刻的第一力矩电机电枢电流；k_e为第一力矩电机反电动势系数；θ(t)为t时刻主动侧杆的转角；为t时刻主动侧杆的转速；T_m(t)为t时刻主动侧杆的输出转矩；J为主动侧杆折合到第一减速器输出轴的转动惯量；T_d(t)为t时刻主动侧杆的扰动力矩；k₂为第一减速器的减速比系数；k₃为第一减速器的满载效率；T_e(t)为t时刻第一力矩电机的电磁转矩；k_t(t)为t时刻第一力矩电机的转矩系数；为t时刻机械结构的摩擦转矩，该转矩随第一力矩电机转速变化而变化；T_l(t)为t时刻第一力矩电机的负载转矩；F_h(t)为t时刻主动侧杆的手柄力；L_h为主动侧杆的长度；

步骤A.2)，根据上述得到的状态模型，将飞机主动侧杆***扩展成三阶***：

步骤A.2.1)，第一力矩电机的电磁转矩与第一力矩电机控制端电压同时改变，飞机主动侧杆***的状态方程和输出方程如下：

式中，x₁是主动侧杆的转角；x₂是主动侧杆的转速；y为主动侧杆的实际转角量测信号；

步骤A.2.2)，把外部扰动和内部摩擦转矩统一成主动侧杆手柄处的扰动力f，令外扰力为w，则：

此时，飞机主动侧杆***扩展成如下的三阶***：

式中，x₃为扩充的新状态；f为主动侧杆手柄处的扰动力；b₁为预先设定的动态线性补偿系数；

步骤A.3)，将主动侧杆的位置配平指令信号v₀作为输入信号输入所述跟踪微分器，然后输出具有过渡过程的位置指令信号v₁；

所述跟踪微分器实现的具体实现方法如下：

式中，v(K)为K时刻给定的配平角度值；v₁(K)为K时刻经过跟踪微分器后的实时配平角度值；v₁(K+1)为K+1时刻经过跟踪微分器后的实时配平角度值；v₂(K)为K时刻跟踪微分器运算得到的实时配平角速度值；v₂(K+1)为K+1时刻跟踪微分器运算得到的实时配平角速度值；h为预先设定的控制周期；r为预先设定的速度因子；h₀为预先设定的精度因子，决定了过渡过程的跟踪精度；fhan(x₁,x₂,r,h₀)为非线性函数，此函数保证了该微分器为最速离散跟踪微分器，具体如下所示：

其中：x₁、x₂为fhan函数的变量；x为fsg函数的变量；

步骤A.4)，将主动侧杆的实际位置信号y作为第一输入信号、将第一力矩电机控制PWM波信号pwm与动态线性补偿系数b₁相乘作为第二输入信号，输入扩张观测器，得到扩张观测器观测出的位置信号z₁和扰动z₃；

所述扩张观测器的具体形式如下：

式中，z₁为扩张观测器的第一输出，跟踪主动侧杆的转角；z₂跟踪主动侧杆的角速度；z₃扩张观测器的第二输出，跟踪扰动；e代表跟踪***输出的误差；y为主动侧杆的实际转角量测信号；b₁为动态线性补偿系数；l₁、l₂、l₃为预先设定的扩张观测器系数的系数；

由于实际控制器采用数字控制，必须将以上连续形式的扩张观测器离散化，离散化后如下：

式中，z₁(K)为K时刻扩张观测器的第一输出，跟踪主动侧杆的转角；z₂(K)为K时刻跟踪主动侧杆的角速度；z₃(K)为K时刻扩张观测器的第二输出，跟踪扰动；e(K)为K时刻跟踪***输出的误差；y(K)为K时刻主动侧杆的实际转角量测信号；

步骤A.5)，将跟踪微分器输出的位置指令信号v₁和扩张观测器输出的位置观测信号z₁比较，得到控制误差e₁，即e₁＝v₁-z₁；

步骤A.6)，将控制误差e₁作为非线性反馈控制律的输入，得到第一力矩电机控制PWM波占空比信号的第一部分u₀；

非线性反馈控制律的具体实现如下：

式中，v₁为具有过渡过程的位置指令信号；z₁为扩张观测器的第一输出，跟踪主动侧杆的转角；e₁为控制误差；k为预先设定的状态反馈控制律的增益系数；u₀为非线性反馈控制律的输出；

步骤A.7)，将扩张观测器观测出的扰动信号z₃与动态线性补偿系数b₁的倒数相乘后，作为第一力矩电机控制的补偿量，即第一力矩电机控制PWM波占空比信号的第二部分u₁，u₁＝z₃/b₁；

步骤A.8)，第一微控制器用第一力矩电机控制PWM波占空比信号的第一部分u₀减去第一力矩电机控制PWM波占空比信号的第二部分u₁，输出第一力矩电机控制PWM波信号pwm，即pwm＝u₀-u₁＝u₀-z₃/b₁；

步骤A.9)，第一微控制器将第一力矩电机控制PWM波信号pwm输出至第一PWM电机驱动模块，控制第一力矩电机的运行，第一力矩电机拖动第一减速器旋转，第一减速器拖动主动侧杆杆体旋转位置指令处，并保持不动。

作为本发明一种飞机主动侧杆***的配平控制方法进一步的优化方案，设定动态线性补偿系数b₁的具体步骤如下：

步骤B.1)，将第一PWM电机驱动的母线电压调整为主动侧杆使用的第一力矩电机的最大连续堵转电压；

使用两通道PWM控制电机驱动模块，令第一力矩电机正转时，通道一输出占空比在0到100％变化的PWM波，通道二输出占空比为0的PWM波；第一力矩电机反转时，通道一输出占空比为0的PWM波，通道二输出占空比在0-100％变化的PWM波；

所述pwm(t)变化范围为-100％到100％，pwm(t)＞0时，第一力矩电机电机正转，pwm(t)＜0时，第一力矩电机电机反转，pwm(t)＝0时，第一力矩电机电机不转；

步骤B.2)，用夹具将主动侧杆手柄固定，使其不会运动；

步骤B.3)，在pwm(t)变化范围内，按照预设的步长由负大到零再到正大改变pwm(t)的值，记录pwm(t)变化范围内各个pwm(t)值对应的主动侧杆的转矩；

步骤B.4)，将pwm(t)变化范围内各个pwm(t)值和其对应的主动侧杆的转矩进行一阶线性拟合得到常值系数b₀；

步骤B.5)，根据以下公式计算动态线性补偿参数b₁：

作为本发明一种飞机主动侧杆***的配平控制方法进一步的优化方案，采用带宽法调节扩张观测器的l₁、l₂、l₃系数：

ω为用于调节的带宽。

本发明采用以上技术方案与现有技术相比，具有以下技术效果：

1.不需要任何传感器，结构简单，且控制参数调整简单；

2.通过算法解决控制被控对象快速到达一个指定的位置，并保持不受扰动影响的位置锁定控制技术问题，解决了传统自抗扰控制器的动态线性系数理论计算不准问题、传统自抗扰控制器的参数整定难问题、以及主动侧杆在配平状态时由于飞机存在加速度运动、振动或人为误触碰主动侧杆造成主动侧杆运动的问题；

3.使得***的抗扰动能力得到明显提升，可抵抗大范围的振动、冲击。

附图说明

图1是本发明中主动侧杆机械结构示意图；

图2是本发明中飞机主动侧杆任意一轴的原理示意图；

图3是本发明中飞机主动侧杆的配平算法控制框图。

图中，1-主动侧杆手柄，2-杆力传感器，3-主动侧杆第一轴，4-主动侧杆第二轴，5-主动侧杆杆体，6-行星减速器，7-力矩电机，8-旋转变压器。

具体实施方式

下面结合附图对本发明的技术方案做进一步的详细说明：

一种飞机主动侧杆***的配平控制方法，所述飞机主动侧杆***包含监控模块和侧杆模块；

所述监控模块用于发送指令给所述侧杆模块，并控制存储和显示侧杆模块的实时状态信息；

所述侧杆模块包含主动侧杆、第一微控制单元和第二微控制单元；

所述主动侧杆的二自由度机械结构如图1所示，包含主动侧杆手柄、杆力传感器、主动侧杆杆体、第一轴、第二轴、第一轴承和第二轴承；

所述第一轴、第二轴采用内外框的形式，第一轴为内框轴，第二轴为外框轴，第一轴能够在第二轴的上下滑槽滑动；

所述第一轴的一端与孔输出直角换向减速器的输出孔通过键连接，所述第一轴的另一端与第一轴承承载；所述第二轴的一端与轴输出直角换向减速器的输出轴通过键连接，所述第二轴的另一端与第二轴承承载；

所述主动侧杆杆体的下端与第一轴固连，上端与杆力传感器的底部固连，杆力传感器的顶部与主动侧杆手柄固连；

所述杆力传感器采用2维电阻应变片式杆力传感器，分别对应第一轴上的力和第二轴上的力；

所述手柄上设有用于切换侧杆模块的工作模式的切换开关，所述工作模式包含主动模式、随动模式、配平模式以及被动模式；

所述第一微控制单元包含第一旋转变压器、第一直角换向减速器、第一力矩电机、第一微控制器、第一PWM电机驱动模块、第一手柄力调制信号电路、第一旋转变压器信号调制电路；

所述第一旋转变压器的转子与第一力矩电机转轴连接，定子与第一力矩电机的外壳连接，输出端与第一旋转变压器信号调制电路输入端相连，用于测量第一力矩电机输出轴的转角，并将其传递给所述第一微控制器；

所述第一直角换向减速器通过法兰盘固定在主动侧杆机箱上，输出孔与第一轴的一端连接，输入孔与第一力矩电机输出轴的一端连接；

所述第一手柄力调制信号电路的输入端与杆力传感器电路电气相连；

所述第一PWM电机驱动模块输出端与所述第一力矩电机电气相连；

所述第一微控制器分别和第一手柄力调制信号电路的输出端、第一PWM电机驱动模块的输入端、第一旋转变压器信号调制电路的输出端、杆力传感器、以及监控模块电气相连，用于根据获得的杆力传感器在第一轴上的杆力输出信号、第一旋转变压器信号调制电路的转角信号输出PWM波到第一PWM电机驱动模块，控制第一力矩电机的运行，同时通过自身所带的串口功能与监控模块进行串口通信，向监控模块传送侧杆模块的状态信息；

所述第二微控制单元包含第二旋转变压器、第二直角换向减速器、第二力矩电机、第二微控制器、第二PWM电机驱动模块、第二手柄力调制信号电路、第二旋转变压器信号调制电路；

所述第二旋转变压器的转子与第二力矩电机转轴连接，定子与第二力矩电机的外壳连接，输出端与第二旋转变压器信号调制电路输入端相连，用于测量第二力矩电机输出轴的转角，并将其传递给所述第二微控制器；

所述第二直角换向减速器通过法兰盘固定在主动侧杆机箱上，输出轴与第二轴的一端连接，输入孔与第二力矩电机输出轴的一端连接；

所述第二手柄力调制信号电路的输入端与杆力传感器电路电气相连；

所述第二PWM电机驱动模块输出端与所述第二力矩电机电气相连；

所述第二微控制器分别和第二手柄力调制信号电路的输出端、第二PWM电机驱动模块的输入端、第二旋转变压器信号调制电路的输出端、杆力传感器、以及监控模块电气相连，用于根据获得的杆力传感器在第二轴上的杆力输出信号、第二旋转变压器信号调制电路的转角信号输出PWM波到第二PWM电机驱动模块，控制第二力矩电机的运行，同时通过自身所带的串口功能与监控模块进行串口通信，向监控模块传送侧杆模块的状态信息。

本发明将飞机主动侧杆***中的摩擦转矩和外部扰动扩展成一个新的状态，利用观测器实时的对该状态进行观测，并通过前馈进行补偿，消除总扰动对***的影响，把***变为纯积分串联型，再利用非线性反馈控制律进行控制，达到***抗扰动的目的。

以第一轴为例分析飞机主动侧杆***，按照以下方法实现位置配平：

步骤A.1)，建立飞机主动侧杆***的状态模型。

如图2所示，飞机主动侧杆***的第一轴上动力传动部分主要由第一力矩电机、第一减速器、第一杆力传感器、主动侧杆杆体以及主动侧杆手柄组成。在实际运行中，主动侧杆的转动先经过第一力矩电机，然后经过第一减速器传动。

令第一力矩电机处于稳态运行状态，则飞机主动侧杆***的基本方程主要如公式(1)所示。飞机主动侧杆***通过PWM控制方式控制第一力矩电机输出，第一力矩电机的输出轴与第一减速器相连，第一减速器输出轴与主动侧杆相连；飞机主动侧杆***的负载转矩折合到主动侧杆手柄处的手柄力。

式中：u(t)为t时刻的第一力矩电机端电压；k₁为第一力矩电机驱动模块的放大倍数；pwm(t)为t时刻的第一力矩电机控制PWM波占空比；R为第一力矩电机电枢电阻；L为第一力矩电机电枢电感；I(t)为t时刻的第一力矩电机电枢电流；k_e为第一力矩电机反电动势系数；θ(t)为t时刻主动侧杆的转角；为t时刻主动侧杆的转速；T_m(t)为t时刻主动侧杆的输出转矩；J为主动侧杆折合到第一减速器输出轴的转动惯量；T_d(t)为t时刻主动侧杆的扰动力矩；k₂为第一减速器的减速比系数；k₃为第一减速器的满载效率；T_e(t)为t时刻第一力矩电机的电磁转矩；k_t(t)为t时刻第一力矩电机的转矩系数；为t时刻机械结构的摩擦转矩，该转矩随第一力矩电机转速变化而变化；T_l(t)为t时刻第一力矩电机的负载转矩；F_h(t)为t时刻主动侧杆的手柄力；L_h为主动侧杆的长度。

步骤A.2)，根据上述得到的状态模型，将飞机主动侧杆***扩展成三阶***：

步骤A.2.1)，第一力矩电机的电磁转矩与第一力矩电机控制端电压同时改变，飞机主动侧杆***的状态方程和输出方程如式(2)所示：

式中，x₁是主动侧杆的转角；x₂是主动侧杆的转速；y为主动侧杆的实际转角量测信号。

步骤A.2.2)，把外部扰动和内部摩擦转矩统一成主动侧杆手柄处的扰动力f，令外扰力为w，则：

此时，飞机主动侧杆***扩展成三阶***，如下式所示：

式中，x₃为扩充的新状态；f为主动侧杆手柄处的扰动力；b₁为预先设定的动态线性补偿系数，其参数可通过实验获得。

步骤A.3)，如图3所示，将主动侧杆的位置配平指令信号v₀，作为输入信号输入所述跟踪微分器(TD)，然后输出具有过渡过程的位置指令信号v₁。

所述跟踪微分器(TD)实现的具体实现方法如下：

式中，v(K)为K时刻给定的配平角度值；v₁(K)为K时刻经过跟踪微分器(TD)后的实时配平角度值；v₁(K+1)为K+1时刻经过跟踪微分器(TD)后的实时配平角度值；v₂(K)为K时刻跟踪微分器(TD)运算得到的实时配平角速度值；v₂(K+1)为K+1时刻跟踪微分器(TD)运算得到的实时配平角速度值；h为预先设定的控制周期；r为预先设定的速度因子；h₀为预先设定的精度因子，决定了过渡过程的跟踪精度；fhan(x₁,x₂,r,h₀)为非线性函数，此函数保证了该微分器为最速离散跟踪微分器，具体形式如式(6)所示：

其中：

式中，x₁、x₂代表fhan函数的变量，没有具体含义；x代表fsg函数的变量，没有具体含义；d、y、a、a₀、a₁、a₂均是公式中的中间变量，没有具体含义。

步骤A.4)，将主动侧杆的实际位置信号y作为第一输入信号，将第一力矩电机控制PWM波信号pwm与动态线性补偿系数b₁相乘作为第二输入信号，输入扩张观测器(ESO)，得到扩张观测器(ESO)观测出的位置信号z₁和扰动z₃。

所述扩张观测器(ESO的具体形式如式(8)所示：

式中，z₁为扩张观测器(ESO)的第一输出，跟踪主动侧杆的转角；z₂跟踪主动侧杆的角速度；z₃扩张观测器(ESO)的第二输出，跟踪扰动；e代表跟踪***输出的误差；y为主动侧杆的实际转角量测信号；b₁为动态线性补偿系数；l₁、l₂、l₃为预先设定的扩张观测器系数(ESO)的系数。

由于实际控制器采用数字控制，必须将以上连续形式的扩张观测器(ESO)离散化，离散化后如式(9)所示：

式中，z₁(K)为K时刻扩张观测器(ESO)的第一输出，跟踪主动侧杆的转角；z₂(K)为K时刻跟踪主动侧杆的角速度；z₃(K)为K时刻扩张观测器(ESO)的第二输出，跟踪扰动；e(K)为K时刻跟踪***输出的误差；y(K)为K时刻主动侧杆的实际转角量测信号；b₁为动态线性补偿系数；l₁、l₂、l₃为预先设定的扩张观测器(ESO)的系数。

步骤A.5)，将跟踪微分器(TD)输出的位置指令信号v₁和扩张观测器(ESO)输出的位置观测信号z₁比较，得到控制误差e₁，即e₁＝v₁-z₁。

步骤A.6)，将控制误差e₁作为非线性反馈控制律(NLSEF)的输入，输出第一力矩电机控制PWM波占空比信号的第一部分u₀。

非线性反馈控制律(NLSEF)的具体实现方法如下所示：

fal函数具体形式如下所示：

式中，v₁为具有过渡过程的位置指令信号；z₁为扩张观测器(ESO)的第一输出，跟踪主动侧杆的转角；e₁为控制误差；k为预先设定的状态反馈控制律(NLSEF)的增益系数；u₀为非线性反馈控制律(NLSEF)的输出。

步骤A.7)，将扩张观测器(ESO)观测出的扰动信号z₃与动态线性补偿系数b₁的倒数相乘后，作为第一力矩电机控制的补偿量，即第一力矩电机控制PWM波占空比信号的第二部分u₁，u₁＝z₃/b₁。

步骤A.8)，第一微控制器用第一力矩电机控制PWM波占空比信号的第一部分u₀减去第一力矩电机控制PWM波占空比信号的第二部分u₁，输出第一力矩电机控制PWM波信号pwm，即pwm＝u₀-u₁＝u₀-z₃/b₁。

步骤A.9)，第一微控制器将第一力矩电机控制PWM波信号pwm输出至第一PWM电机驱动模块，控制第一力矩电机的运行，第一力矩电机拖动第一减速器旋转，第一减速器拖动主动侧杆杆体旋转位置指令处，并保持不动。

设定动态线性补偿系数b₁的具体步骤如下：

步骤B.1)，将第一PWM电机驱动的母线电压调整为主动侧杆使用的第一力矩电机的最大连续堵转电压；

使用两通道PWM控制电机驱动模块，令第一力矩电机正转时，通道一输出占空比在0到100％变化的PWM波，通道二输出占空比为0的PWM波；第一力矩电机反转时，通道一输出占空比为0的PWM波，通道二输出占空比在0-100％变化的PWM波。

所述pwm(t)变化范围为-100％到100％，pwm(t)＞0时，第一力矩电机电机正转，pwm(t)＜0时，第一力矩电机电机反转，pwm(t)＝0时，第一力矩电机电机不转。

步骤B.2)，用夹具将主动侧杆手柄固定，使其不会运动。

步骤B.3)，在pwm(t)变化范围内，按照预设的步长由负大到零再到正大改变pwm(t)的值，记录pwm(t)变化范围内各个pwm(t)值对应的主动侧杆的转矩；

步骤B.4)，将pwm(t)变化范围内各个pwm(t)值和其对应的主动侧杆的转矩进行一阶线性拟合得到常值系数b₀；

步骤B.5)，根据以下公式计算动态线性补偿参数b₁：

步骤A.3)中，设定h、r、h₀的具体步骤如下：

步骤C.1)，首先设置h₀和h相同；

步骤C.2)，调整r，根据经验试凑，使得跟踪微分器(TD)生成的过渡过程速度信号变化时间满足***动态要求；

步骤C.3)，调整h₀，一般h₀大于h，根据经验试凑，使得跟踪微分器(TD)生成的过渡过程速度信号峰值在飞机主动侧杆***能够承受范围内。

扩张观测器(ESO)性能的好坏由l₁、l₂、l₃系数决定。通过选择合适的参数，便可实现对状态变量的准确估计。

步骤D.1)，l₁、l₂、l₃参数与观测器带宽ω有关，采用带宽法调节扩张观测器的l₁、l₂、l₃系数，如式(11)所示：

步骤D.2)，通过适当调整带宽ω的大小，可以保证扩张观测器(ESO)能够很好的跟踪主动侧杆的转角、角速度以及扰动。

非线性反馈控制律(NLSEF)的性能由参数k来决定。通过把k参数从零不断增大调整，使配平控制算法能够既具有快速的动态响应能力，又没有超调，且稳态没有误差。

对于第二轴，按照相同的方法实现主动侧杆的位置配平。

本技术领域技术人员可以理解的是，除非另外定义，这里使用的所有术语(包括技术术语和科学术语)具有与本发明所属领域中的普通技术人员的一般理解相同的意义。还应该理解的是，诸如通用字典中定义的那些术语应该被理解为具有与现有技术的上下文中的意义一致的意义，并且除非像这里一样定义，不会用理想化或过于正式的含义来解释。

以上所述的具体实施方式，对本发明的目的、技术方案和有益效果进行了进一步详细说明，所应理解的是，以上所述仅为本发明的具体实施方式而已，并不用于限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (3)

1.一种飞机主动侧杆***的配平控制方法，所述飞机主动侧杆***包含监控模块和侧杆模块；

所述监控模块用于发送指令给所述侧杆模块，并控制存储和显示侧杆模块的实时状态信息；

所述侧杆模块包含主动侧杆、第一微控制单元和第二微控制单元；

所述主动侧杆包含主动侧杆手柄、杆力传感器、主动侧杆杆体、第一轴、第二轴、第一轴承和第二轴承；

所述第一轴、第二轴采用内外框的形式，第一轴为内框轴，第二轴为外框轴，第一轴能够在第二轴的上下滑槽滑动；

所述第一轴的一端与孔输出直角换向减速器的输出孔通过键连接，所述第一轴的另一端与第一轴承承载；所述第二轴的一端与轴输出直角换向减速器的输出轴通过键连接，所述第二轴的另一端与第二轴承承载；

所述主动侧杆杆体的下端与第一轴固连，上端与杆力传感器的底部固连，杆力传感器的顶部与主动侧杆手柄固连；

所述杆力传感器采用2维电阻应变片式杆力传感器，分别对应第一轴上的力和第二轴上的力；

所述手柄上设有用于切换侧杆模块的工作模式的切换开关，所述工作模式包含主动模式、随动模式、配平模式以及被动模式；

所述第一微控制单元包含第一旋转变压器、第一直角换向减速器、第一力矩电机、第一微控制器、第一PWM电机驱动模块、第一手柄力调制信号电路、第一旋转变压器信号调制电路；

所述第一旋转变压器的转子与第一力矩电机转轴连接，定子与第一力矩电机的外壳连接，输出端与第一旋转变压器信号调制电路输入端相连，用于测量第一力矩电机输出轴的转角，并将其传递给所述第一微控制器；

所述第一直角换向减速器通过法兰盘固定在主动侧杆机箱上，输出孔与第一轴的一端连接，输入孔与第一力矩电机输出轴的一端连接；

所述第一手柄力调制信号电路的输入端与杆力传感器电路电气相连；

所述第一PWM电机驱动模块输出端与所述第一力矩电机电气相连；

所述第一微控制器分别和第一手柄力调制信号电路的输出端、第一PWM电机驱动模块的输入端、第一旋转变压器信号调制电路的输出端、杆力传感器、以及监控模块电气相连，用于根据获得的杆力传感器在第一轴上的杆力输出信号、第一旋转变压器信号调制电路的转角信号输出PWM波到第一PWM电机驱动模块，控制第一力矩电机的运行，同时通过自身所带的串口功能与监控模块进行串口通信，向监控模块传送侧杆模块的状态信息；

所述第二微控制单元包含第二旋转变压器、第二直角换向减速器、第二力矩电机、第二微控制器、第二PWM电机驱动模块、第二手柄力调制信号电路、第二旋转变压器信号调制电路；

所述第二旋转变压器的转子与第二力矩电机转轴连接，定子与第二力矩电机的外壳连接，输出端与第二旋转变压器信号调制电路输入端相连，用于测量第二力矩电机输出轴的转角，并将其传递给所述第二微控制器；

所述第二直角换向减速器通过法兰盘固定在主动侧杆机箱上，输出轴与第二轴的一端连接，输入孔与第二力矩电机输出轴的一端连接；

所述第二手柄力调制信号电路的输入端与杆力传感器电路电气相连；

所述第二PWM电机驱动模块输出端与所述第二力矩电机电气相连；

所述第二微控制器分别和第二手柄力调制信号电路的输出端、第二PWM电机驱动模块的输入端、第二旋转变压器信号调制电路的输出端、杆力传感器、以及监控模块电气相连，用于根据获得的杆力传感器在第二轴上的杆力输出信号、第二旋转变压器信号调制电路的转角信号输出PWM波到第二PWM电机驱动模块，控制第二力矩电机的运行，同时通过自身所带的串口功能与监控模块进行串口通信，向监控模块传送侧杆模块的状态信息；

其特征在于，所述第一轴的配平控制方法包含以下步骤：

步骤A.1)，建立飞机主动侧杆***的状态模型，令第一力矩电机处于稳态运行状态，飞机主动侧杆***的基本方程如下：

式中：u(t)为t时刻的第一力矩电机端电压；k₁为第一力矩电机驱动模块的放大倍数；pwm(t)为t时刻的第一力矩电机控制PWM波占空比；R为第一力矩电机电枢电阻；L为第一力矩电机电枢电感；I(t)为t时刻的第一力矩电机电枢电流；k_e为第一力矩电机反电动势系数；θ(t)为t时刻主动侧杆的转角；为t时刻主动侧杆的转速；T_m(t)为t时刻主动侧杆的输出转矩；J为主动侧杆折合到第一减速器输出轴的转动惯量；T_d(t)为t时刻主动侧杆的扰动力矩；k₂为第一减速器的减速比系数；k₃为第一减速器的满载效率；T_e(t)为t时刻第一力矩电机的电磁转矩；k_t(t)为t时刻第一力矩电机的转矩系数；为t时刻机械结构的摩擦转矩，该转矩随第一力矩电机转速变化而变化；T_l(t)为t时刻第一力矩电机的负载转矩；F_h(t)为t时刻主动侧杆的手柄力；L_h为主动侧杆的长度；

步骤A.2)，根据上述得到的状态模型，将飞机主动侧杆***扩展成三阶***：

步骤A.2.1)，第一力矩电机的电磁转矩与第一力矩电机控制端电压同时改变，飞机主动侧杆***的状态方程和输出方程如下：

式中，x₁是主动侧杆的转角；x₂是主动侧杆的转速；y为主动侧杆的实际转角量测信号；

步骤A.2.2)，把外部扰动和内部摩擦转矩统一成主动侧杆手柄处的扰动力f，令外扰力为w，则：

此时，飞机主动侧杆***扩展成如下的三阶***：

式中，x₃为扩充的新状态；f为主动侧杆手柄处的扰动力；b₁为预先设定的动态线性补偿系数；

步骤A.3)，将主动侧杆的位置配平指令信号v₀作为输入信号输入所述跟踪微分器，然后输出具有过渡过程的位置指令信号v₁；

所述跟踪微分器实现的具体实现方法如下：

式中，v(K)为K时刻给定的配平角度值；v₁(K)为K时刻经过跟踪微分器后的实时配平角度值；v₁(K+1)为K+1时刻经过跟踪微分器后的实时配平角度值；v₂(K)为K时刻跟踪微分器运算得到的实时配平角速度值；v₂(K+1)为K+1时刻跟踪微分器运算得到的实时配平角速度值；h为预先设定的控制周期；r为预先设定的速度因子；h₀为预先设定的精度因子，决定了过渡过程的跟踪精度；fhan(x₁,x₂,r,h₀)为非线性函数，此函数保证了该微分器为最速离散跟踪微分器，具体如下所示：

其中：x₁、x₂为fhan函数的变量；x为fsg函数的变量；

步骤A.4)，将主动侧杆的实际位置信号y作为第一输入信号、将第一力矩电机控制PWM波信号pwm与动态线性补偿系数b₁相乘作为第二输入信号，输入扩张观测器，得到扩张观测器观测出的位置信号z₁和扰动z₃；

所述扩张观测器的具体形式如下：

式中，z₁为扩张观测器的第一输出，跟踪主动侧杆的转角；z₂跟踪主动侧杆的角速度；z₃扩张观测器的第二输出，跟踪扰动；e代表跟踪***输出的误差；y为主动侧杆的实际转角量测信号；b₁为动态线性补偿系数；l₁、l₂、l₃为预先设定的扩张观测器系数的系数；

由于实际控制器采用数字控制，必须将以上连续形式的扩张观测器离散化，离散化后如下：

式中，z₁(K)为K时刻扩张观测器的第一输出，跟踪主动侧杆的转角；z₂(K)为K时刻跟踪主动侧杆的角速度；z₃(K)为K时刻扩张观测器的第二输出，跟踪扰动；e(K)为K时刻跟踪***输出的误差；y(K)为K时刻主动侧杆的实际转角量测信号；

步骤A.5)，将跟踪微分器输出的位置指令信号v₁和扩张观测器输出的位置观测信号z₁比较，得到控制误差e₁，即e₁＝v₁-z₁；

步骤A.6)，将控制误差e₁作为非线性反馈控制律的输入，得到第一力矩电机控制PWM波占空比信号的第一部分u₀；

非线性反馈控制律的具体实现如下：

式中，v₁为具有过渡过程的位置指令信号；z₁为扩张观测器的第一输出，跟踪主动侧杆的转角；e₁为控制误差；k为预先设定的状态反馈控制律的增益系数；u₀为非线性反馈控制律的输出；

步骤A.7)，将扩张观测器观测出的扰动信号z₃与动态线性补偿系数b₁的倒数相乘后，作为第一力矩电机控制的补偿量，即第一力矩电机控制PWM波占空比信号的第二部分u₁，u₁＝z₃/b₁；

步骤A.8)，第一微控制器用第一力矩电机控制PWM波占空比信号的第一部分u₀减去第一力矩电机控制PWM波占空比信号的第二部分u₁，输出第一力矩电机控制PWM波信号pwm，即pwm＝u₀-u₁＝u₀-z₃/b₁；

步骤A.9)，第一微控制器将第一力矩电机控制PWM波信号pwm输出至第一PWM电机驱动模块，控制第一力矩电机的运行，第一力矩电机拖动第一减速器旋转，第一减速器拖动主动侧杆杆体旋转位置指令处，并保持不动。

2.根据权利要求1所述的飞机主动侧杆***的配平控制方法，其特征在于，设定动态线性补偿系数b₁的具体步骤如下：

步骤B.1)，将第一PWM电机驱动的母线电压调整为主动侧杆使用的第一力矩电机的最大连续堵转电压；

使用两通道PWM控制电机驱动模块，令第一力矩电机正转时，通道一输出占空比在0到100％变化的PWM波，通道二输出占空比为0的PWM波；第一力矩电机反转时，通道一输出占空比为0的PWM波，通道二输出占空比在0-100％变化的PWM波；

所述pwm(t)变化范围为-100％到100％，pwm(t)＞0时，第一力矩电机电机正转，pwm(t)＜0时，第一力矩电机电机反转，pwm(t)＝0时，第一力矩电机电机不转；

步骤B.2)，用夹具将主动侧杆手柄固定，使其不会运动；

步骤B.3)，在pwm(t)变化范围内，按照预设的步长由负大到零再到正大改变pwm(t)的值，记录pwm(t)变化范围内各个pwm(t)值对应的主动侧杆的转矩；

步骤B.4)，将pwm(t)变化范围内各个pwm(t)值和其对应的主动侧杆的转矩进行一阶线性拟合得到常值系数b₀；

步骤B.5)，根据以下公式计算动态线性补偿参数b₁：

3.根据权利要求1所述的飞机主动侧杆***的配平控制方法，其特征在于，采用带宽法调节扩张观测器的l₁、l₂、l₃系数：

ω为用于调节的带宽。