一種運(yùn)載火箭推力矢量控制搖擺發(fā)動(dòng)機(jī)諧振頻率測(cè)試系統(tǒng)，伺服機(jī)構(gòu)為內(nèi)置位移傳感器且一端可伸縮的機(jī)構(gòu)，伺服機(jī)構(gòu)一端固定，可伸縮的一端固連在發(fā)動(dòng)機(jī)噴管上；地面能源為伺服機(jī)構(gòu)提供動(dòng)力；發(fā)動(dòng)機(jī)噴管上端通過搖擺軸連接；角位移傳感器一端安裝在發(fā)動(dòng)機(jī)機(jī)架上，一端可伸縮且固定連接在發(fā)動(dòng)機(jī)噴管上；測(cè)試儀發(fā)出指令控制伺服機(jī)構(gòu)伸縮，伺服機(jī)構(gòu)推動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)噴管繞搖擺軸往復(fù)搖擺，角位移傳感器敏感發(fā)動(dòng)機(jī)噴管角度變化，并將敏感的角度信號(hào)輸出至測(cè)試儀；伺服機(jī)構(gòu)內(nèi)置的位移傳感器將伺服機(jī)構(gòu)直線運(yùn)動(dòng)的線位移信號(hào)輸出給測(cè)試儀；測(cè)試儀根據(jù)接收的角度信號(hào)和線位移信號(hào)進(jìn)行比較并做減法處理，得到發(fā)動(dòng)機(jī)的諧振頻率。
【技術(shù)實(shí)現(xiàn)步驟摘要】
本專利技術(shù)涉及一種運(yùn)載火箭推力矢量控制伺服機(jī)構(gòu)及發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)態(tài)特性，給出了搖擺發(fā)動(dòng)機(jī)諧振頻率測(cè)試方法。
技術(shù)介紹
我國運(yùn)載火箭電液伺服機(jī)構(gòu)搖擺液體發(fā)動(dòng)機(jī)實(shí)現(xiàn)推力矢量控制，但火箭液體發(fā)動(dòng)機(jī)通常轉(zhuǎn)動(dòng)慣量大、剛度低，有著嚴(yán)重的諧振傾向，最低僅6Hz左右。發(fā)動(dòng)機(jī)這種諧振特性，對(duì)伺服機(jī)構(gòu)自身的位置閉環(huán)反饋控制回路，會(huì)產(chǎn)生一種負(fù)載效應(yīng)，影響伺服機(jī)構(gòu)動(dòng)態(tài)性能和整個(gè)火箭控制系統(tǒng)的穩(wěn)定性，必須采用針對(duì)性的控制策略進(jìn)行校正補(bǔ)償。而發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)復(fù)雜，其諧振特性很難仿真計(jì)算出來，只能通過試驗(yàn)手段測(cè)得。
技術(shù)實(shí)現(xiàn)思路
本專利技術(shù)的目的在于提供一種搖擺發(fā)動(dòng)機(jī)頻率特性的測(cè)試系統(tǒng)，以及根據(jù)測(cè)試結(jié)果擬合出發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)態(tài)特性數(shù)學(xué)模型的方法，使得在伺服機(jī)構(gòu)上可以設(shè)計(jì)準(zhǔn)確的控制策略參數(shù)，針對(duì)性地抑制發(fā)動(dòng)機(jī)諧振。本專利技術(shù)給出了一種通過試驗(yàn)測(cè)量、數(shù)據(jù)處理、數(shù)據(jù)擬合，得到搖擺發(fā)動(dòng)機(jī)諧振頻率和動(dòng)態(tài)特性的測(cè)試方法本專利技術(shù)的技術(shù)解決方案是：一種運(yùn)載火箭推力矢量控制搖擺發(fā)動(dòng)機(jī)諧振頻率測(cè)試系統(tǒng)，包括伺服機(jī)構(gòu)、角位移傳感器、測(cè)試儀、地面能源；伺服機(jī)構(gòu)為內(nèi)置位移傳感器且一端可伸縮的機(jī)構(gòu)，伺服機(jī)構(gòu)一端固定，可伸縮的一端固連在發(fā)動(dòng)機(jī)噴管上，地面能源為伺服機(jī)構(gòu)提供動(dòng)力，發(fā)動(dòng)機(jī)搖擺部分通過搖擺軸與發(fā)動(dòng)機(jī)機(jī)架連接，角位移傳感器一端安裝在發(fā)動(dòng)機(jī)機(jī)架上，一端可伸縮且固定連接在發(fā)動(dòng)機(jī)噴管上；測(cè)試儀發(fā)出指令控制伺服機(jī)構(gòu)伸縮，伺服機(jī)構(gòu)推動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)噴管繞搖擺軸往復(fù)搖擺，角位移傳感器敏感發(fā)動(dòng)機(jī)噴管角度變化，并將敏感的角度信號(hào)輸出至測(cè)試儀；伺服機(jī)構(gòu)內(nèi)置的位移傳感器將伺服機(jī)構(gòu)直線運(yùn)動(dòng)的線位移信號(hào)輸出給測(cè)試儀；測(cè)試儀根據(jù)接收的角度信號(hào)和線位移信號(hào)進(jìn)行比較并做減法處理，得到發(fā)動(dòng)機(jī)的諧振頻率。角位移傳感器安裝與伺服機(jī)構(gòu)安裝共面，即二者均通過發(fā)動(dòng)機(jī)的搖擺中心，處于同一個(gè)搖擺平面內(nèi)。測(cè)試儀發(fā)出的指令為一種或幾種角度幅值下，一組不同頻率的正弦電壓信號(hào)。測(cè)試儀的處理過程如下：第一步，發(fā)出不同頻率的正弦電壓信號(hào)a*sin(w(i)*t)(i＝1,2,…,n)至伺服機(jī)構(gòu)，其中，a為信號(hào)幅值，w(i)(i＝1,2,…,n)為信號(hào)頻率，t為時(shí)間；第二步，接收伺服機(jī)構(gòu)直線運(yùn)動(dòng)的線位移信號(hào)u(i)*sin(w(i)*t+φu(i))(i＝1,2,…,n)和發(fā)動(dòng)機(jī)角度信號(hào)y(i)*sin(w(i)*t+φy(i))(i＝1,2,…,n)；第三步，將上述角度信號(hào)和線位移信號(hào)的比值X＝y(tǒng)(i)/u(i)(i＝1,2,…,n)，作為自變量代入函數(shù)A(X)＝20lgX，得到不同頻率w(i)(i＝1,2,…,n)下發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)態(tài)特性的幅值A(chǔ)(i)(i＝1,2,…,n)，單位為分貝；第四步，根據(jù)Φ(i)＝φu(i)-φy(i)(i＝1,2,…,n)可得到不同頻率w(i)(i＝1,2,…,n)下發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)態(tài)特性的相角滯后Φ(i)，單位為°；第五步，根據(jù)不同頻率下發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)態(tài)特性的相角滯后結(jié)合第三步中的結(jié)果，在二十倍對(duì)數(shù)空間下繪制發(fā)動(dòng)機(jī)諧振頻率特性曲線，得到發(fā)動(dòng)機(jī)諧振峰頻率估計(jì)值；第六步，根據(jù)發(fā)動(dòng)機(jī)諧振頻率特性實(shí)測(cè)數(shù)據(jù)及曲線，將發(fā)動(dòng)機(jī)等效為二階或四階傳遞函數(shù)，根據(jù)第五步中得到的諧振峰頻率估計(jì)值，擬合出發(fā)動(dòng)機(jī)諧振峰頻率、阻尼，即可得到較準(zhǔn)確的發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)態(tài)特性數(shù)學(xué)模型。本專利技術(shù)與現(xiàn)有技術(shù)相比有益效果為：(1)本專利技術(shù)采用的火箭推力矢量控制搖擺發(fā)動(dòng)機(jī)諧振頻率測(cè)試系統(tǒng)，通過發(fā)送一系列正弦信號(hào)，測(cè)量相應(yīng)的線位移、角位移信號(hào)，做簡(jiǎn)單數(shù)據(jù)處理，即可方便地得到準(zhǔn)確的發(fā)動(dòng)機(jī)諧振頻率、等效結(jié)構(gòu)阻尼比，相比傳統(tǒng)的理論公式計(jì)算方法，不需要得到發(fā)動(dòng)機(jī)的結(jié)構(gòu)連接剛度和質(zhì)量這兩個(gè)難測(cè)參數(shù)，測(cè)試方便、結(jié)果準(zhǔn)確。(2)另一方面，利用傳統(tǒng)的模態(tài)試驗(yàn)測(cè)量發(fā)動(dòng)機(jī)固有特性，激勵(lì)較低，不一定能準(zhǔn)確全面的激發(fā)出發(fā)動(dòng)機(jī)的全部諧振特性。本方法則可以準(zhǔn)確設(shè)定輸入正弦激勵(lì)信號(hào)的強(qiáng)度(即正弦幅值)，實(shí)現(xiàn)有效測(cè)量。(3)以往運(yùn)載火箭伺服機(jī)構(gòu)測(cè)量出角位移信號(hào)后，得到發(fā)動(dòng)機(jī)角位移諧振頻率Wc。根據(jù)液壓通用公式計(jì)算得到伺服機(jī)構(gòu)液壓固有頻率Wh，代入公式1/Wh2+1/Wr2＝1/Wc2，解算出發(fā)動(dòng)機(jī)諧振頻率Wr。計(jì)算結(jié)果不夠精確，此方法不適用于四階的發(fā)動(dòng)機(jī)諧振特性。而本專利技術(shù)采用的測(cè)試方法對(duì)典型的二階、四階發(fā)動(dòng)機(jī)諧振特性均適用。附圖說明圖1為本專利技術(shù)系統(tǒng)示意圖；圖2為本專利技術(shù)單諧振點(diǎn)發(fā)動(dòng)機(jī)負(fù)載下的系統(tǒng)模型；圖3為本專利技術(shù)雙諧振點(diǎn)發(fā)動(dòng)機(jī)負(fù)載下的系統(tǒng)模型；圖4為本專利技術(shù)雙諧振點(diǎn)發(fā)動(dòng)機(jī)實(shí)測(cè)頻率特性曲線及擬合結(jié)果。具體實(shí)施方式下面結(jié)合附圖及實(shí)例對(duì)本專利技術(shù)做詳細(xì)說明。如圖1所示，本專利技術(shù)系統(tǒng)包括伺服機(jī)構(gòu)1、角位移傳感器3、測(cè)試儀4、地面能源5；伺服機(jī)構(gòu)1為內(nèi)置位移傳感器且一端可伸縮的機(jī)構(gòu)，伺服機(jī)構(gòu)1一端固定在發(fā)動(dòng)機(jī)2機(jī)架上，可伸縮的一端固連在發(fā)動(dòng)機(jī)2噴管上，地面能源5為伺服機(jī)構(gòu)1供電，發(fā)動(dòng)機(jī)搖擺部分上端通過搖擺軸連接，角位移傳感器3一端安裝在發(fā)動(dòng)機(jī)2機(jī)架上，一端可伸縮且固定連接在發(fā)動(dòng)機(jī)噴管上，與伺服機(jī)構(gòu)共面、通過同一搖擺中心；測(cè)試儀4發(fā)出指令控制伺服機(jī)構(gòu)伸縮，伺服機(jī)構(gòu)推動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)噴管繞搖擺軸往復(fù)搖擺，角位移傳感器3敏感發(fā)動(dòng)機(jī)噴管角度變化，并將敏感的角度信號(hào)輸出至測(cè)試儀4；伺服機(jī)構(gòu)1內(nèi)置的位移傳感器將伺服機(jī)構(gòu)直線運(yùn)動(dòng)的線位移信號(hào)輸出給測(cè)試儀4；本專利技術(shù)以測(cè)量得到的伺服機(jī)構(gòu)直線位移作為輸入，發(fā)動(dòng)機(jī)的搖擺角位移作為輸出，兩者比較即可得到搖擺發(fā)動(dòng)機(jī)的頻域動(dòng)態(tài)特性測(cè)試數(shù)據(jù)，并根據(jù)其辨識(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)的特性參數(shù)。伺服機(jī)構(gòu)與單諧振點(diǎn)發(fā)動(dòng)機(jī)聯(lián)合簡(jiǎn)化控制模型如圖2。由測(cè)試儀4發(fā)出某一種或某幾種角度幅值下，一組不同頻率的正弦電壓信號(hào)a*sin(w(i)*t)(a為信號(hào)幅值，i＝1,2,3…,n，t為時(shí)間)，控制伺服機(jī)構(gòu)1往復(fù)運(yùn)動(dòng)的幅值、頻率，通過內(nèi)置的位移傳感器測(cè)量伺服機(jī)構(gòu)1伸縮端位置并反饋回測(cè)試儀4，定義線位移信號(hào)為u(t)。通過伺服機(jī)構(gòu)1的直線往復(fù)運(yùn)動(dòng)，推動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)2搖擺，通過安裝在發(fā)動(dòng)機(jī)2上的角位移傳感器3測(cè)量發(fā)動(dòng)機(jī)2實(shí)際的擺角并反饋回測(cè)試儀4，定義發(fā)動(dòng)機(jī)角位移為y(t)。根據(jù)圖2，線位移信號(hào)u(t)為發(fā)動(dòng)機(jī)2搖擺的輸入信號(hào)，角位移信號(hào)y(t)為發(fā)動(dòng)機(jī)2搖擺的輸出信號(hào)，利用測(cè)試儀4對(duì)這兩個(gè)信號(hào)進(jìn)行比較和數(shù)據(jù)處理，具體如下：由圖2，發(fā)動(dòng)機(jī)負(fù)載特性G(t)＝y(tǒng)(t)/u(t)。代入不同頻率的正弦電壓信號(hào)a*sin(w(i)*t)(a為信號(hào)幅值，w(i)(i＝1,2,…,n)為信號(hào)頻率，t為時(shí)間)，得到伺服機(jī)構(gòu)1線位移u(i)*sin(w(i)*t+φu(i))(i＝1,2,…,n)和發(fā)動(dòng)機(jī)角位移y(i)*sin(w(i)*t+φy(i))(i＝1,2,…,n)。將上述角度信號(hào)和線位移信號(hào)的比值X＝y(tǒng)(i)/u(i)(i＝1,2,…,n)，作為自變量代入函數(shù)A(X)＝20lgX，得到不同頻率w(i)(i＝1,2,…,n)下發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)態(tài)特性的幅值A(chǔ)(i)(i＝1,2,…,n)，單位為分貝。根據(jù)Φ(i)＝φu(i)-φy(i)(i＝1,2,…,n)可得到不同頻率w(i)(i＝1,2,…,n)下發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)態(tài)特性的相角滯后Φ，單位為°。利用matlab在二十倍程對(duì)數(shù)空間內(nèi)畫出發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)態(tài)特性的幅值A(chǔ)(i)和相角(i)相對(duì)于信號(hào)頻率w(i)(i＝1,2,…,n)的曲線。可得到發(fā)動(dòng)機(jī)諧振峰頻率估計(jì)值；該估計(jì)值在后續(xù)進(jìn)行數(shù)據(jù)擬合時(shí)，可用于發(fā)動(dòng)機(jī)諧振參數(shù)初值確定及參數(shù)調(diào)整范圍。上述本文檔來自技高網(wǎng)...
【技術(shù)保護(hù)點(diǎn)】
一種運(yùn)載火箭推力矢量控制搖擺發(fā)動(dòng)機(jī)諧振頻率測(cè)試系統(tǒng)，其特征在于：包括伺服機(jī)構(gòu)(1)、角位移傳感器(3)、測(cè)試儀(4)、地面能源(5)；伺服機(jī)構(gòu)1為內(nèi)置位移傳感器且一端可伸縮的機(jī)構(gòu)，伺服機(jī)構(gòu)(1)一端固定，可伸縮的一端固連在發(fā)動(dòng)機(jī)(2)噴管上，地面能源(5)為伺服機(jī)構(gòu)(1)提供動(dòng)力，發(fā)動(dòng)機(jī)搖擺部分通過搖擺軸與發(fā)動(dòng)機(jī)機(jī)架連接，角位移傳感器(3)一端安裝在發(fā)動(dòng)機(jī)(2)機(jī)架上，一端可伸縮且固定連接在發(fā)動(dòng)機(jī)噴管上；測(cè)試儀(4)發(fā)出指令控制伺服機(jī)構(gòu)伸縮，伺服機(jī)構(gòu)推動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)噴管繞搖擺軸往復(fù)搖擺，角位移傳感器(3)敏感發(fā)動(dòng)機(jī)噴管角度變化，并將敏感的角度信號(hào)輸出至測(cè)試儀(4)；伺服機(jī)構(gòu)(1)內(nèi)置的位移傳感器將伺服機(jī)構(gòu)直線運(yùn)動(dòng)的線位移信號(hào)輸出給測(cè)試儀(4)；測(cè)試儀(4)根據(jù)接收的角度信號(hào)和線位移信號(hào)進(jìn)行比較并做減法處理，得到發(fā)動(dòng)機(jī)(2)的諧振頻率。
【技術(shù)特征摘要】
1.一種運(yùn)載火箭推力矢量控制搖擺發(fā)動(dòng)機(jī)諧振頻率測(cè)試系統(tǒng)，其特征在于：包括伺服機(jī)構(gòu)(1)、角位移傳感器(3)、測(cè)試儀(4)、地面能源(5)；伺服機(jī)構(gòu)1為內(nèi)置位移傳感器且一端可伸縮的機(jī)構(gòu)，伺服機(jī)構(gòu)(1)一端固定，可伸縮的一端固連在發(fā)動(dòng)機(jī)(2)噴管上，地面能源(5)為伺服機(jī)構(gòu)(1)提供動(dòng)力，發(fā)動(dòng)機(jī)搖擺部分通過搖擺軸與發(fā)動(dòng)機(jī)機(jī)架連接，角位移傳感器(3)一端安裝在發(fā)動(dòng)機(jī)(2)機(jī)架上，一端可伸縮且固定連接在發(fā)動(dòng)機(jī)噴管上；測(cè)試儀(4)發(fā)出指令控制伺服機(jī)構(gòu)伸縮，伺服機(jī)構(gòu)推動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)噴管繞搖擺軸往復(fù)搖擺，角位移傳感器(3)敏感發(fā)動(dòng)機(jī)噴管角度變化，并將敏感的角度信號(hào)輸出至測(cè)試儀(4)；伺服機(jī)構(gòu)(1)內(nèi)置的位移傳感器將伺服機(jī)構(gòu)直線運(yùn)動(dòng)的線位移信號(hào)輸出給測(cè)試儀(4)；測(cè)試儀(4)根據(jù)接收的角度信號(hào)和線位移信號(hào)進(jìn)行比較并做減法處理，得到發(fā)動(dòng)機(jī)(2)的諧振頻率。2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的系統(tǒng)，其特征在于：角位移傳感器安裝與伺服機(jī)構(gòu)安裝共面，即二者均通過發(fā)動(dòng)機(jī)(2)的搖擺中心，處于同一個(gè)搖擺平面內(nèi)。3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的系統(tǒng)，其特征在于：測(cè)試儀發(fā)出的指令為一種或幾種角度幅值下，一組不同頻率的正弦電壓信號(hào)。4.根據(jù)權(quán)利要求1所述的系統(tǒng)，其特征在于：測(cè)試儀的處理過程如下：第一步，發(fā)...
【專利技術(shù)屬性】
技術(shù)研發(fā)人員：尹傳威，朱成林，趙守軍，張曉莎，趙迎鑫，蘭天，
申請(qǐng)(專利權(quán))人：北京精密機(jī)電控制設(shè)備研究所，中國運(yùn)載火箭技術(shù)研究院，
類型：發(fā)明
國別省市：北京;11
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