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为提高直驱阀系统的动态特性和稳定性,设计了1种位置环加电流环的直驱阀双闭环控制系统,其中位置环采用比例积分控制加相位超前校正,电流环采用比例积分控制。在MATLAB平台上,开展了电流环仿真、位置环的参数辨识以及仿真;在由DSP和FPGA构成的验证平台上,开展了试验验证,电流环与位置环的控制效果与仿真模型均一致,获得了400 Hz以上的电流控制带宽和25 Hz以上的位置控制带宽。研究结果表明:此控制器设计及校正方法可有效提高直驱阀系统的动态特性和稳定性。 相似文献
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针对高性能伺服控制器对复杂的控制算法以及较小延时的需求,研究了一种基于FPGA和DSP的高性能伺服控制器设计方法。FPGA完成电流环、坐标变换、空间脉宽矢量调制、电流位置读取,DSP则负责速度环、位置环和上位机通信,使系统既能实现复杂的控制算法,又能将延时控制到最小,从而保证控制器的最佳性能。此外,详细介绍了两者之间的通信方式以及三环控制器设计。试验数据结果表明,伺服控制器速度环带宽能达到100 Hz,额定转速下稳速精度在1 r/min以内,定位精度能达到0.02°,证实了该控制器结构的实效性。 相似文献
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《燃气涡轮试验与研究》2019,(6)
为满足高空舱飞行环境模拟控制系统电液伺服位置控制回路高精度、高响应的需求,采用系统仿真和工程实用控制系统设计与调试相结合手段,依次分析并建立了高空舱电液伺服位置控制回路的数学模型;在MatlabSimulink平台上进行了控制仿真调试与分析,表明所得到的电液伺服位置控制回路可满足高精度控制要求;在控制系统仿真分析的基础上,对实际的控制系统进行了前馈+反馈校正、串级控制等工程改进工作。经实际飞行环境模拟试验验证,工程实现后的电液伺服位置控制回路取得了理想的动态响应和位置跟踪能力,保证了高空台飞行环境模拟控制系统的过渡态调节品质和稳态调节精度。 相似文献
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中继卫星天线指向控制策略研究 总被引:9,自引:3,他引:9
首先根据中继卫星系统中中继卫星跟踪用户星的要求,定义了中继卫星天线坐标系,推导出了中继卫星天线对用户星的跟踪规律,通过该跟踪规律可以推出中继卫星跟踪用户星时天线方位和俯仰轴转角,为了保证中继卫星与用户星之间的通信,中继卫星单址天线需要精确的指向用户星;然后详细描述了天线指向控制概念,并且设计了星上自主控制方案,星上自主控制方案由捕获和自动跟踪模式组成,一方面设计了天线捕获过程,另一方面对自动跟踪模式的天线步进逻辑进行了合理选择;最后根据推导的跟踪规律,以不同轨道的用户星作为跟踪目标,对所设计的天线指向控制系统进行了数学仿真,并且通过对仿真结果的分析验证了中继卫星单址天线指向性能。 相似文献
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新型复合式无人直升机悬停/着陆控制 总被引:3,自引:2,他引:1
旋翼-涵道复合式无人直升机是一种具有特殊机体结构的新型无人直升机,悬停和着陆控制是该类无人直升机飞行控制设计的一大难点。依据复合式无人直升机运动机理建立了非线性动力学模型,在悬停配平状态下进行小扰动线化和降阶处理,给出了用于控制律设计和仿真的线性模型。运用期望隐模型和特征结构配置方法设计了姿态角速度与垂向速度控制内回路,内回路输出角速度积分得到的姿态角反馈和线速度反馈构成纵横向线速度控制外回路。悬停/着陆仿真验证了内回路能实现良好的角速度指令跟踪解耦控制,外回路能实现良好的悬停位置保持和着陆轨迹跟踪控制。 相似文献
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介绍了一种大型两轴稳定平台的惯性稳定和地理系姿态跟踪原理,建立了稳定平台俯仰框架和横滚框架的运动学模型和动力学模型,进行了稳定平台横滚通道的角速度回路和角位置回路设计,仿真分析了姿态角测量误差作用下的稳定平台姿态跟踪性能,与利用加速度计反馈实现调平的两轴阻尼稳定平台进行对比,比对结果验证了本文设计的控制系统在水平姿态跟踪速度和抗干扰能力上的优势.平台样机进行了姿态跟踪测试,结果验证了结合定位定向系统(POS)的稳定平台惯性稳定和姿态跟踪控制方法可行. 相似文献
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为减小谐振式光子晶体光纤陀螺系统中相对频率噪声对随机游走系数的影响,在反馈回路中引入PI控制器构成新反馈回路。通过建立谐振式光子晶体光纤陀螺环路模型,优化反馈控制模型中PI控制器参数,仿真得到谐振式光子晶体光纤陀螺的闭环带宽可达39.1k Hz,响应时间为1.24×10~(-4)s,超调量控制在8%以内。利用上述结果对谐振式光子晶体光纤陀螺进行检测带宽的优化设计仿真,得到当系统检测带宽小于3Hz时,可控频率噪声功率谱密度小于1.3μW/Hz,对应的随机游走系数(RWC)小于0.001(°)/h~(1/2),满足导航级陀螺系统的精度要求。 相似文献
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针对无人机自动着陆过程中外部不确定性强,影响控制精度和飞行安全的问题,提出一种基于鲁棒伺服线性二次型(Linear Quadratic Regulator,LQR)的横航向自动着陆控制律设计方法。基于鲁棒伺服LQR设计滚转姿态保持内回路,设计航向保持/预选模态和航向信标(Localizer,LOC)截获与跟踪模态,实现横航向轨迹的稳定与精确跟踪。数字仿真结果表明,该方法具有较好的控制效果。 相似文献
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建立了初步的激光大气传输模型和光船的三维运动模型,通过对单站大气盘旋入轨模式下的推进弹道仿真分析可知,单站推进模式下激光在稠密大气层中行程较大,激光传输衰减严重。针对上述问题,以激光推进发射微小卫星为应用目标,提出了基于过顶接力和等光程接力两种方式下三站入轨的推进模式,给出并分析了相应的仿真结果,并利用等光程接力方式分析了激光推进发射微小卫星的运载能力。结果表明,三站等光程接力方式可以有效的解决激光传输问题,减小了激光在稠密大气层中的传输距离和激光的传输损失,提高入轨质量。 相似文献
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以发射10kg级微小卫星为航天任务背景,基于地面推力1000N的设计指标,分析了吸气式激光推进的主要性能参数,依据所建立的激光推进能量相似律理论和数值计算研究结果,对激光参数、聚焦系统和喷管子系统进行设计,完成了封闭的吸气式激光推力器概念设计循环。所提出的二次反射聚焦系统与抛物形喷管组合的吸气式激光推力器概念模型经数值计算程序验证,可以获得地面500N/MW的冲量耦合系数。所提出的设计理论和方法对激光推力器概念设计有一定的参考价值,是研制激光推力器模型的重要基础。 相似文献
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多脉冲激光推进中,后续脉冲的推进性能受到之前激波流场的影响。为了获得喷管构型参数对多脉冲推进性能的影响规律,针对圆台形喷管构形,数值模拟了频率为20,50,100Hz时多脉冲流场演化过程,得到了喷管顶部直径和长度对多脉冲冲量耦合系数的影响规律。结果表明:多脉冲冲量耦合系数随着顶部直径的增加而增加;一定范围内增加喷管长度利于冲量耦合系数的提高,但喷管过长将不利于喷管内气体的恢复,多脉冲冲量耦合系数提高不明显;不同频率下顶部直径和长度对冲量耦合系数的影响规律基本一致。研究结果为多脉冲条件下喷管参数优化和实验参数选择提供参考。 相似文献
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