电动舵系统设计

摘要本次课设通过分析了电动舵机的系统结构和工作原理，设计出了符合要求的电动舵 机。电动舵机是利用给定的电信号控制电动机的转速，从而带动操纵机构实现舵的偏转, 进而控制导弹的转向。论文中对系统各组成部分分别进行了数学建模，建立了完整的舵 机系统数学模型，利用MA7TLAB进行了动态仿真，通过系统的静态误差，调节时间， 超调量等性能指标來分析系统的动态性能。关键词：电动舵机；控制器；设计；MATLAB仿真目录1. 绪论11.1舵系统11.2研究背景11.3舵系统分类11.4电动舵机的国内外研究现状22. 电动舵机系统的结构设计52. 1电动舵机的结构分析52. 2电动舵机的工作状态分析53. 电动舵系统的参数分析计算63. 1设计参数63. 2舵系统设计一般要求63. 3舵的数学模型建立73. 4参数计算83.4.1电机传递函数的参数计算83.4.2电机的指标参数94. MATLAB系统仿真10结论11结束语12参考文献13仁绪论1.1 系统控制导弹舵面或副翼偏转的伺服系统，通称舵系统。舵系统是自动驾驶仪的一个重 要环节，属于惯性大、功率强和非线性因素比较明显的一个复杂环节.它对自动驾驶仪 的性能，有重大影响.1 2研究背景随着新一代飞行器的研制以及各种特殊飞行器如空天飞行器，高超音速飞行器的发 展，其飞行控制系统要求具有更高的控制精细度以及可靠性。作为飞控系统的执行部件 舵机，其动态性能、稳态性能直接影响飞控系统的动态品质和控制精度。因此高动态下 的高性能控制就成为舵机控制的新要求。根据能源的不同，舵机可分为三种类型：气动舵机（包括冷气舵机、燃气舵机）、 液压舵机和电动舵机。相比较而言，目前在大型飞行器中，多釆用大功率和快速性的液 压舵机。但液压舵机结构加工、安装调试难度大，油路泄漏多，储存期短，制造维护成 本高，发展具有较大的局限性，气动舵机则结构相对简单，制造容易但是损耗较大，刚 度小，只适用于小功率情况，而电动舵机则具有较好的输出力矩，抗负载能力和频响。 特别是随着电子技术的发展，新型大功率，低功耗元器件的出现，电机的体积不断变小， 输出功率变大，电能一机械能转化效率更高；化学热电池的体积更小，能量更大，从而 使电动舵机具有能源单一化、地面维护简单容易、易于自检，控制电路模块化、任务可 靠度更高的特点，使其逐步取代其他儿种类型的舵机成为舵机发展的方向。13舵系统分类防空导弹舵系统的种类很多，通常有如下的分类法：(1)按执行机构的能源舵系统可分为：液压舵系统、气压舵系统、燃气舵系统、电动舵系统.其中燃气舵系统 也可归类为气压舵系统，即气压舵系统包括冷气和燃气两种.液压舵系统的优点是，体积小，比功率(单位质量的功率)大，频带宽，快速性好， 负载刚度高.缺点是，作为执行机构的液压舵机(特别是伺服阀)加工复杂，成本昂贵， 对污染敏感，系统维护费用高.液压舵系统多用于中、远程防空导弹上.气压舵系统具有结构简单、造价低廉、消耗弹上能源少，对污染不英敏感的优点.缺 点是负载刚度低，频带窄，快速性差.目前采用提高气源压力，改进关键件的结构设计 和改进密封方法，以及改进制造工艺等，可使快速性和负载刚度都有明显提高.气压舵 系统多用于中程防空导弹上，也有用于远程的.燃气舵系统具有质量轻，快速性好，体积小和成本低的优点.但燃气舵机的电磁机 构在高温和燃气的污染下，工作寿命短.因此，这种舵系统只适合于近程小型防空导弹 应用.电动舵系统的执行元件通常为直流伺服电动机.电动舵系统的突出优点是能源单一, 结构简单，工艺性好，可靠性高，使用维护方便，成本低廉.特别近十年来电动机的性 能有了突飞猛进的发展，在快速性、负载刚度、温升等方面都比以前有明显的改善，因 而在战术导弹中乂受到广泛的注意.电动舵系统多用于近程小型防空导弹.(2) 按反馈形式舵系统可分为位置反馈舵系统，速度反馈舵系统，气动較链力矩反馈舵系统，开路工作 状态舵系统等.(3) 按差动形式舵系统可分为机械差动舵系统和电差动舵系统。1.4电动駝机的国内外研究现状电动舵机研制始于二战。二次大战期间，美国制造了功能完善的电气式C1自动驾 驶仪，其中就采用了电动舵机。早期的电动舵机输出力矩小，响应速度慢，控制精度相 对较低，但其结构紧凑，制造成本低，易于维护，经济性好。70年代中期以來，随着稀土永磁材料和新型大功率电子元器件的出现和发展，电动 舵机的应用越來越广泛。如美国的“毒刺”肩射式地空导弹，AIM-120空空导弹，以色 列的VIPER反坦克/反直升机导弹都釆用了电动舵机。其中美国的AIM-120空空导弹釆 用了由直流无刷伺服电机和滚珠丝杠传动装置构成的电动比例舵机；以色列的无人机以 及美国的JADM航空智能炸弹都釆用了由直流伺服电机和谐波减速传动装置构成的电 动舵机。在这些舵机中，有技术指标报道的是以色列的VIPER导弹舵机，该舵机的最 大餃链力矩为lONm,带宽为20Hz,控制精度误差小于1%。随着空空导弹机动性要求的增强，静不稳定气动布局成为空空导弹设计的主要方向, 如新一代的美国空空导弹AIM-9X,以色列的怪蛇4,分析表明舵系统固有频率随着导 弹静不稳定度的增加而非线性增长。下图为舵系统固有频率与导弹静稳定度之间的关系 图：图1-1舵机固有频率与导弹静稳定度的关系图由图11可以看出静不稳定弹要求舵系统有更高的工作频率，同样快速的情况下, 静稳定弹与静不稳定弹相比允许用固有频率1/2到1/3的舵系统。相反，使用同样固有 频率的舵系统，静不稳定弹对指令反应要比静稳定弹慢两借。在新一代空空导弹舵机中以AIM-9X导弹舵机为代表，为保证超机动性，因此釆用 静不稳定气动布局。现阶段舵机控制系统常用PID控制，PLD控制是连续系统中技术成熟且应用广泛的 一种控制方法。它的结构简单，不一定需要系统的确切数学模型，参数更易调整，在长 期应用中已积累了丰富的经验。其在工程中应用相当广泛，传统的pm控制通常在设计 时通过牺牲系统动态性能來满足系统鲁棒性要求，在对舵机性能要求不高的情况下PLD 控制是能满足设计指标的，但是随着飞行器飞行控制性能要求的提高，在实际应用中， 舵机系统的参数会随着飞行状态、时间、位置等外在因素的影响而发生变化，如对于稀 土永磁电机而言，稀土永磁电机磁性材料存在磁滞、饱和现象，永磁体磁性能随温度非 线性变化，电机运行时电枢反应影响气隙磁场，电枢绕组的自感、互感随电枢电流频率 变化及电机的输出转矩随负载变化等，使驱动器具有非线性、多变量、强藕合以及参数 摄动大等特点。另外，PWM驱动装置存在死区、饱和等非线性，传动机构含有弹性、 间隙和摩擦阻力死区等非线性因素，以及系统包含的未建模动态等，都将造成系统模型 不准确及参数失配。同时由于我国电机生产工艺技术水平的不足，使得舵机之间性能参 数存在一定的差异。传统Pin控制算法相较于其他先进现代复杂控制算法而言，控制鲁 棒性较差，目前结合现代控制理论，己经提出了很多新型的控制方法，如变结构控制、 无传感器控制、模糊控制、神经网络控制、自适应控制、迭代学习控制、专家系统等, 这些都是数字电动舵机控制策略的重要发展方向。2. 电动舵机系统的结构设计2.1电动舵机的结构分析功率放大器何服电机一减速器位烈检测图2-1典型电动舵机位置反馈控制回路原理框图如上图所示，电动舵机系统通常釆用一般负反馈型式，主要由控制器和驱动机构组 成，其中驱动机构主要由电机和减速器组成。电动舵机以电力为能源，通常由伺服电机 （交流或直流）、位置传感器、减速传动机构、控制器（数字或模拟）、安全保护装置等 组成。2. 2电动舵机的工作状态分析舵机正常工作时，舵机控制器接受制导计算机给定的舵面偏转指令，驱动伺服电机 带动舵面偏转，同时舵机控制器实时采集实际的舵面角度，保证舵面在一定的响应时间 内以一定的精度趋近给定角度值，使导弹完成升降，偏航及协调转弯等飞行任务，最后 达到预定的飞行姿态和航线飞行。控制器采用高速PWM调速模式，通过调整PWM的脉冲宽度，实现对输出电压平均 值得控制，从而达到通过控制电机的电枢电压來实现舵机调速。当实际舵面偏角0与要 求的角度6存在误差时，控制器产生PWM波调制信号和控制伺服电机正反转信号， PWM信号经过驱动器进行功率放大后，驱动伺服电机转动。伺服电机的力矩通过减速 传动机构，带动舵面按照要求的角度偏转；角度误差为正时，给出伺服电机正转的信号， 舵面负方向转动，从而不断的调整角度，形成位置闭环控制系统。3. 电动駝系统的参数分析计算3.1设计参数1设计一个由伺服电机驱动的电动舵，其指标要求如下：1）最大舵偏角速度4=757.52）最大舵偏角 送uax = 20。1.03）电动机堵气力矩Mz 20.2NIU.4）舵面具有特殊形状，气动狡链力矩很小。在飞行过程中可能出现轻度的反 操纵，对应的气动較链力矩为：Mj=O.O7Zm ；弹上热电池供电电压： 14. 8V1.48V5）输入IV电压，输出1角。2根据上述基本技术要求，参照伺服电机系列产品，选择伺服电动机。其主要参数为：额定转速3600r/min；额定电压14. 8V；激磁电流1 65A：工作电流1. 1A：堵转 电流W7A；控制力矩0. 15Nm :堵转力矩$0. 2Nm：传递函数形式W&二Kdj/ （s （Tdjs+1）机电时间常数TdjWO. 008s.根据空载最大舵偏角速度和电动机额定转速，确定减速比为1=1:2883. 2舵系统设计一般要求1、应满足控制系统提出的最大舵偏角和空载最大舵偏角速度的要求2、应能输出足够大的操纵力和操纵力矩，以适应外界负载的变化，并且在最大气 动餃链力矩状态下，应具有一定的舵偏角速度队舵面的反操纵作用，应具有有效的制动 能力，或称刹车能应具有足够的带宽，以满足弹上飞行控制系统的需要：体积小、质量 轻、比功率大、成本低、可靠性高及便于维护。3. 3駝的数学模型建立综合放大器舵机操纵机构+舵机电位反馈器操纵系统一图3-1舵系统反馈方式各系统的传递函数设计如下:综合放大器Kz%EjS + 1心环+ 1T2chS2 + 2hI；hS+l开环传递函数Z闭环传递函数%S(屯 S + lg + l)ES + l)T2S2 + 2TS + 13.4参数计算3.4.1电机传递函数的參数计算根据气动舵机结构工作原理和全负载状态下的舵机框图，可得到全负载状态下的气 动舵机传递函数。显然，全负载舵机的动态特性通常可以用比例环节，纯迟后缓解和二阶振荡环节。 惯性负载状态的舵机传递函数为式(31)可化为:sgs + l)龜 s + 1)sgjS+1)(3.1)(3.2)可见，在惯性负载下，舵机的动态特性可用比例，积分，惯性和纯迟后四个环节來 描述。上面已经得到了惯性负载下的舵机简化传递函数式，在一定程度上可以作为舵机的 典型传递函数。为了建立舵系统传递函数，还需要解决反馈装置和综合放大器的传递函 数问题，不失一般，若系统釆用连杆位移反馈，在反馈通道内设置一个惯性环节來消除 高压气体激起的有害震荡。于是反馈通道的传递函数为：(3.3) Wfk(S) =fS + 1式中，耳为反馈装置时间常数。综合放大器仅起信号综合放大的作用，显然可认为是一个比例环节，即 (S) = Kz(3.4)(35)这样，在图所示的计算形式下很容易得到舵系统的开环传递函数为：SgjS+lXT&s + l)同时，可得到舵系统的闭环传递函数可简化为：(3-6)KdxtCT&S + I)T2S2 +213 + 1式中由以上(3-1)至(3-6)公式计算，可得以下参数: 由于稳定系统阻尼为0.7,可得：彳=/17 = 0-舵机时间常数取Tdj = 0.005s反馈的时间常数取T& = 0.005s反馈的增益阳=亠=1.289 hDXT开环系统总增益Ko = KzKfkKdj = 133.378综合放大器的增益 =20舵机的增益Kdj = 2.833.4.2电机的指标参数额定转速3600r/min；额定电压14. 8V；激磁电流1. 65A；工作电流1. 1A：堵转电流6. 5A :控制力矩0. 13Nm :堵转力矩0. 2Nm；传递函数形式Wds=Kdj/ (s (Tdjs+D)机电时间常数Tdj二0.005s.根据空载最大舵偏角速度和电动机额定转速，确定减速比为i二1:2884. MATLAB系统仿真Transfer Fcn2图4. 1 mat I ab系统仿真图图4.2舵系统阶跃输入响应图结论本文研究了电动舵机的工作原理和结构组成，分析了电动舵机中各元件的工作原 理并建立其数学模型，搭建好完整的数学模型基于SIMULINK,对舵机系统进行仿真，达 到较好的控制性能。论文主要工作如下：1、学习了舵机的有关知识，分析技术现状，特别是电动舵机的工作原理和系统组 成。2、学习了电机的工作原理，研究电机的数学模型。3、建立了电动舵机各组成部分的数学模型。4、学习了 MATLAB有关知识，建立了舵机系统的仿真模型。经过SIMULINK软件仿真，得出如4. 2的阶跃输入响应图，如图所示，曲线平滑无 振荡，可知我们设计的电动舵系统是稳定的系统。结束语这次的课程设计我学习到了很多的知识，在学习的过程中发现理论知识与实践相结 合的重要性，也发现了自己在知识储备上的不足，我将在在以后的学习和工作中认真学 习，扎实基础，努力提高实践的能力和水平，这对将來的工作学习以及毕业设计即将有 很大的帮助。探测制导与控制专业属于高、精、尖的技术学科，通过本次设计我对本专业的知识 和今后了工作有了进一步了解，在了解专业方向以后，我做了一基本的规划，在以后的 学习中我会扎实工作努力，严格要求自己向这些方面发展，提高专业技术，争取在以后 的工作中有所作为。总之，这次课程设计让我非常受益，使我认识到科学精神的严谨性和学习知识的重 要性。在今后我会努力学习专业知识，认真钻研，争取在科学技术领域有所发展，为我 国的科学发展进步和国防事业的进步做出贡献。参考文献1 陈隆昌，阎治安，刘新正控制电机西安：电子科技人学出版社，20062 胡寿松，自动控制原理(第3版)M,国防工业出版社，1996.3 刘兴堂，弹箭制导控制技术的设计与仿真，西北工业大学出版社，19984 王正盛，MATLAB软件的运用，南京航天航空大学出版社，20035 汪军林，解付强，刘玉浩导弹电动舵机的研究现状及发展趋势J,飞航导弹2008 (3)6 闫杰，高超声速飞行器建模与精细姿态控制研究J,国家自然基金研制进展报告，北京，2010.