專利名稱：一種航空遙感慣性穩(wěn)定平臺不平衡力矩估計與補償方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種航空遙感慣性穩(wěn)定平臺不平衡力矩估計與補償方法，可用于各種
中、高精度的航空遙感用慣性穩(wěn)定平臺不平衡力矩的補償，特別適合于具有質(zhì)量不平衡且 跟蹤當(dāng)?shù)氐乩硭降暮娇者b感慣性穩(wěn)定平臺。
背景技術(shù)：
航空遙感系統(tǒng)在機動性、實時性、可重復(fù)觀測性、遙感設(shè)備可更換性、獲取高分辨 率遙感數(shù)據(jù)能力、經(jīng)濟成本以及立體觀測等很多方面，都具獨特的優(yōu)勢。因此，在西方發(fā)達 國家，用于城市規(guī)劃和基本地圖測繪大約65%以上的高分辨率空間數(shù)據(jù)是依靠航空遙感系 統(tǒng)來保證的。高分辨率對地觀測是航空遙感系統(tǒng)發(fā)展的重要方向，但是由于大氣紊流和載 機自身因素的影響，載機機體無法保持平穩(wěn)，造成安裝在載機上的成像載荷視軸搖晃，成像 質(zhì)量下降。慣性穩(wěn)定平臺組成的高分辨率航空遙感平臺是解決這個問題的有效措施。慣性 穩(wěn)定平臺用于隔離載機的角運動，跟蹤當(dāng)?shù)氐乩硭剑蓴_力矩對成像載荷的影響，使 成像載荷穩(wěn)定成像。航空遙感用慣性穩(wěn)定平臺是螺穩(wěn)定跟蹤裝置的一個分支，其結(jié)構(gòu)和功 能與傳統(tǒng)的機載光電吊倉有相似之處，但又不同于傳統(tǒng)的機載光電吊倉。光電吊倉只需要 要承載天線、導(dǎo)引頭等小負(fù)載，因此光電吊倉一般較輕，承載能力?。欢娇者b感用慣性穩(wěn) 定平臺需要承載質(zhì)量較大的科學(xué)相機，特別對于多鏡頭的科學(xué)相機，其質(zhì)量可達100kg，同 時平臺自身的重量要求一般不超過40kg。因此，航空遙感用慣性穩(wěn)定平臺具有承載自重比 大，穩(wěn)定精度要求高的特點。 穩(wěn)定精度是慣性穩(wěn)定平臺的主要技術(shù)指標(biāo)之一，反映了穩(wěn)定平臺對干擾力矩的抑 制能力。平臺的干擾力矩主要包括不平衡力矩、摩擦力矩，控制系統(tǒng)一般通過反饋控制實現(xiàn) 對各種干擾力矩的有效抑制?？刂葡到y(tǒng)對干擾力矩的抑制能力可以用力矩剛度來表征，力 矩剛度越大，控制系統(tǒng)對干擾力矩的抑制能力越強，平臺的穩(wěn)定精度越高?？梢酝ㄟ^提高控 制系統(tǒng)的開環(huán)增益來提高力矩剛度，然而控制系統(tǒng)的開環(huán)增益不能無限的增大，而且增加 開環(huán)增益會造成系統(tǒng)的穩(wěn)定裕度下降，加大控制系統(tǒng)的設(shè)計難度，所以平臺的力矩剛度是 一個有限值，過大的干擾力矩會使平臺無法滿足穩(wěn)定精度的要求。 由于加工誤差等因素，慣性穩(wěn)定平臺一般都存在質(zhì)量偏心，常規(guī)的解決方法是通 過增加配重塊來克服質(zhì)量偏心，將不平衡力矩限制在很小的幅度之內(nèi)，依靠反饋控制即滿 足平臺穩(wěn)定精度的要求。然而航空遙感用慣性穩(wěn)定平臺需要承載多種載荷，不同載荷的質(zhì) 心位置不同，且質(zhì)心在工作過程中會發(fā)生移動，難以通過配重的方式克服質(zhì)量偏心。由于平 臺承載比大，在重力加速度和飛機干擾加速度的作用下，產(chǎn)生較大的不平衡力矩，導(dǎo)致平臺 的穩(wěn)定精度下降，無法通過提高控制系統(tǒng)力矩剛度的方法滿足平臺穩(wěn)定精度的要求。
發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的技術(shù)解決問題是克服常規(guī)反饋控制對幅值較大的不平衡力矩抑制能力 不足的缺陷，提供一種航空遙感慣性穩(wěn)定平臺不平衡力矩估計與補償方法，降低對平臺力矩剛度的要求。 本發(fā)明的技術(shù)解決方案為一種航空遙感慣性穩(wěn)定平臺不平衡力矩估計與補償方 法，具體步驟如下 (1)采用安裝在航空遙感慣性平臺上的MEMS加速度計測量出施加在平臺框架上 的天向?qū)崟r加速度信息，所述天向?qū)崟r加速度信息包括重力加速度g和運動加速度a ;
(2)采用霍爾電流傳感器測量出安裝在框架上的力矩電機的電流I，通過低通濾 波器對力矩電機電流I進行濾波，得到平均電流/; (3)根據(jù)步驟(1)和步驟(2)中獲得的加速度信息和力矩電機平均電流/，估計出 平臺的不平衡力矩Mdi，MM,, =;^'/~'^，其中Kt為力矩電機力矩系數(shù)； (4)將步驟(3)中獲得的不平衡力矩M^i除以力矩電機力矩系數(shù)KT，得到用于補 償不平衡力矩所需要的電流I。。mp ; (5)將步驟(4)中得到的I。。mp補償?shù)搅仉姍C電流環(huán)的給定上；
(6)周期性的重復(fù)步驟(1) (5)。 發(fā)明的原理是慣性穩(wěn)定平臺跟蹤當(dāng)?shù)厮?，在穩(wěn)態(tài)情況下，控制系統(tǒng)通過閉環(huán)反 饋的作用，控制力矩電機輸出與干擾力矩相等、方向相反的抵抗轉(zhuǎn)矩。力矩電機輸出的轉(zhuǎn)矩 與電樞電流成正比關(guān)系^ = 1^* I，可以得到
KT I = Meg+Mea+Mf
① 式中，KT為力矩電機力矩系數(shù)，Meg為平臺在重力加速度作用下框架的不平衡力矩 分量，MM為平臺在飛機運動干擾加速度作用下框架的不平衡力矩分量，Mf為摩擦力矩。
由于大氣紊流是一個隨機過程，且其均值為零，所以飛機運動干擾加速度作用下 框架的不平衡力矩分量、摩擦力矩、以及電機反電動勢干擾均可視為白噪聲。所以通過對電 機電樞電流進行Butterworth低通濾波，可以得到框架僅在重力加速度g作用下產(chǎn)生的不 平衡力矩分量 ^y.7-M^ =m'g./e ② 式中，KT為力矩電機力矩系數(shù)，/為濾波后的電機電樞電流，Meg為平臺在重力加速
度作用下框架的不平衡力矩分量，m為框架質(zhì)量，le為框架的質(zhì)量偏心距。 重力加速度g和飛機運動干擾加速度a可由加速度計測量得到，則在重力加速度
和飛機運動干擾加速度的共同作用下框架的不平衡力矩的計算公式為 Mesti = m(g+a)le ③ 由式②可得質(zhì)量偏心距4 ，并代入式③得到框架不平衡力矩的估計方程為
l =《r . / ^~" ④④ 估計出不平衡力矩M^i后，在力矩電機電流環(huán)的輸入端補償大小為M^i/KT的電流 給定信號，電流環(huán)輸出與M^i大小相等、方向相反的補償力矩，從而實現(xiàn)對不平衡力矩干擾 的有效抑制，提高平臺的穩(wěn)定精度。 本發(fā)明與現(xiàn)有技術(shù)相比的優(yōu)點在于通過實時的估計出穩(wěn)定平臺的不平衡力矩，然后在控制系統(tǒng)中進行前饋控補償，從而很好的抑制了穩(wěn)定平臺不平衡力矩干擾，降低對 穩(wěn)定平臺控制系統(tǒng)力矩剛度的要求，提高穩(wěn)定平臺的穩(wěn)定精度和穩(wěn)定裕度。
圖1為本發(fā)明實施步驟示意圖； 圖2為航空遙感用三軸慣性穩(wěn)定平臺結(jié)構(gòu)示意圖； 圖3為使用本發(fā)明的航空遙感慣性穩(wěn)定平臺的橫滾框和俯仰框控制系統(tǒng)傳遞函 數(shù)框圖； 圖4為MEMS加速度計原理圖； 圖5為霍爾電流傳感器及其信號調(diào)理電路； 圖6為TMS320F28335的ADC部分原理圖； 圖7為MATLAB仿真時未采用本發(fā)明的慣性穩(wěn)定平臺在不平衡力矩作用下的角速 率輸出； 圖8為MATLAB仿真時采用了本發(fā)明的慣性穩(wěn)定平臺在不平衡力矩作用下的角速 率輸出。
具體實施例方式
慣性穩(wěn)定平臺與P0S(位置、姿態(tài)測量系統(tǒng))協(xié)同工作，可以看作是一個角位置伺 服系統(tǒng)。POS安裝在平臺上，解算并輸出姿態(tài)信息，這個姿態(tài)誤差角度可看作是平臺姿態(tài)的 反饋信息。如圖2所示，航空遙感慣性穩(wěn)定平臺由外至內(nèi)分別是橫滾框、俯仰框和方位框， 橫滾框繞X軸旋轉(zhuǎn)，俯仰框繞Y軸旋轉(zhuǎn)，方位框繞Z軸旋轉(zhuǎn)。橫滾框、俯仰框跟蹤當(dāng)?shù)氐乩?水平，方位框跟蹤載機航向，三個框架的控制系統(tǒng)相對獨立。本發(fā)明只應(yīng)用于橫滾框和俯仰 框，方位框不適用。遙感載荷和POS安裝在方位框上，MEMS加速度計安裝在穩(wěn)定平臺方位 框上，且其敏感軸垂直于當(dāng)?shù)厮健D中，Gx， Gy， Gz為安裝在各框架上的速率陀螺，Mx， My， Mz為三臺力矩電機，Mx安裝在基座上，My安裝在橫滾框上，Mz安裝在俯仰框上，Kx， Ky， Kz為 各框架的伺服控制器。伺服控制器根據(jù)速框架角速率信息和POS提供的姿態(tài)和位置信息產(chǎn) 生控制信號給力矩電機，力矩電機輸出驅(qū)動力矩以抵消干擾力矩并驅(qū)動框架轉(zhuǎn)動，達到穩(wěn) 定和跟蹤的目的。 應(yīng)用了本發(fā)明的航空遙感慣性穩(wěn)定平臺橫滾框、俯仰框控制系統(tǒng)傳遞函數(shù)框圖如 圖3所示。由內(nèi)而外分別為電流環(huán)、穩(wěn)定回路、跟蹤回路。電流環(huán)用于加快力矩電機轉(zhuǎn)矩響 應(yīng)速度，同時抑制電機反電動勢擾動；穩(wěn)定回路用于提供速率阻尼，提高系統(tǒng)的穩(wěn)定性和對 干擾的響應(yīng)速度；跟蹤回路用于調(diào)整成像載荷視軸的精確指向，跟蹤當(dāng)?shù)氐乩硭胶洼d機 航向。圖中，9in為框架相對于當(dāng)?shù)厮降慕俏恢媒o定，且ein = o， e。ut為框架相對于當(dāng) 地水平的角位置輸出；"in為框架角速率給定；"。ut為框架角速率輸出；Iin為力矩電機電 流給定；I。ut為力矩電機電流輸出；KT為力矩電機力矩系數(shù)；J為包括載荷在內(nèi)的框架轉(zhuǎn)動 慣性風(fēng)為不平衡力矩；Mf為摩擦力矩；Ke"為電機反動勢，其中"為電機轉(zhuǎn)速，Ke為電機
反電動勢系數(shù)；&^^為電流控制器，其中，&為電流控制器比例系數(shù)，t 。為電流控制器
5時間常數(shù)，s復(fù)數(shù)運算算子；<formula>formula see original document page 6</formula>為P麗功率驅(qū)動單元的傳遞函數(shù)，其中U為電機驅(qū)動供
電電壓，T,為P麗周期<formula>formula see original document page 6</formula>Y為電機電樞繞組傳遞函數(shù)，其中L為電機電磁時間常數(shù)，Km
為電機電流系數(shù)；<formula>formula see original document page 6</formula>為速率控制器，其中K。為速率控制器比例系數(shù)，t 。為電流控制
器時間常數(shù)<formula>formula see original document page 6</formula>為速率陀螺的傳遞函數(shù)，其中L為速率陀螺時間常數(shù)。控制系統(tǒng)采數(shù)字 伺服控制技術(shù)，各種算法均在TMS320F28335內(nèi)部以數(shù)字方式實現(xiàn)。 如圖4所示，本發(fā)明使用MEMS加速度計MMA7261敏感平臺鉛垂方向的加速度，圖
中MMA7261的0g輸出電壓為1. 65V，靈敏度為480mV/g，測量范圍為-2. 5g +2. 5g。MMAX7261
經(jīng)過分壓、濾波后輸入到圖6中的TMS320F28335的ADCB5引腳進行A/D轉(zhuǎn)換。 如圖5所示，本發(fā)明使用霍爾電流傳感器TBC25C04串聯(lián)在電機線路中，TBC25C04
以l : 500的關(guān)系輸出與電機電流I成正比的電流信號I—SENSE—M1，經(jīng)過信號處理電路轉(zhuǎn)
換成電壓信號<formula>formula see original document page 6</formula>并輸送到TMS320F28335進行A/D轉(zhuǎn)換。 為了證明本明的效果，進行了MATLAB仿真。仿真參數(shù)設(shè)為摩擦力矩的幅值
為O. 3Nm，反電動勢干擾的幅值為1V，飛機運動干擾加速度a的幅值為lg、頻率為1Hz，
Butterworth低通濾波器的截止頻率"。為0. 1Hz，框架的質(zhì)量偏心距為lcm，框架質(zhì)量
為120Kg，則在重力加速度和交變的飛機運動干擾加速度作用下，不平衡力矩的表達式為
<formula>formula see original document page 6</formula>圖7是未使用本發(fā)明的慣性穩(wěn)定平臺的角速率輸出，圖8
為使用了本發(fā)明的慣性穩(wěn)定平臺的角速率輸出，可以看出使用本發(fā)明后，平臺對不平衡力
矩的抑制能力得到大幅提升，平臺可以獲得更高的穩(wěn)定精度。 本發(fā)明的具體實施方法如下 1、慣性穩(wěn)定平臺上電，控制系統(tǒng)開始工作； 2、使用安裝在平臺上的MEMS加速度計MMA7261測量出施加在平臺框架上包括重 力加速度g和運動加速度a在內(nèi)的天向?qū)崟r加速度，MEMS加速度計的傳遞函數(shù)為一階慣性 1
環(huán)節(jié)^J 。加速度計信號調(diào)理電路將加速度計輸出信號進行濾波、分壓，將電壓范圍搬移
到0 3V的A/D轉(zhuǎn)換輸入電壓范圍內(nèi)。A/D將此電壓信號轉(zhuǎn)換為數(shù)字量傳送給數(shù)字控制器， 從而獲得平臺天向?qū)崟r加速度g+a。； 3、霍爾電流傳感器TBC25C04串聯(lián)在相應(yīng)框架力矩電機線路中，輸出與力矩電 機的電流I成正比的電流信號，進行信號調(diào)理和A/D轉(zhuǎn)換后，在數(shù)字控制器中使用兩 階Butterworth低通濾波器對力矩電機電流I進行濾波得到平均電流/，使用的兩階
_1
Butterworth低通濾波器的傳遞函數(shù)為<formula>formula see original document page 6</formula>其中"。為截止頻率，"。=
0. 1 ; 4、根據(jù)獲得的加速度信息g+a和力矩電機平均電流/，計算出平臺的不平衡力矩M^，計算公式為^w =《r J'"^"，其中KT為力矩電機力矩系數(shù)； 5、將獲得的不平衡力矩M6sti除以力矩電機力矩系數(shù)KT，得到用于補償不平衡力矩 所需要的電流I。。mp ; 6、將得到的補償電流I。。mp與穩(wěn)定回路的輸出Iin相加后作為電流環(huán)的給定輸入到 電流環(huán)，從而電流環(huán)通過閉環(huán)校正輸出相應(yīng)大小的電流驅(qū)動電機，電機輸出抵抗不平衡力 矩所需要的轉(zhuǎn)矩。 7、周期性的重復(fù)步驟2 6，系統(tǒng)收斂穩(wěn)定后即可估計出不平衡力矩并自動進行補 償。 本發(fā)明說明書中未作詳細(xì)描述的內(nèi)容屬于本領(lǐng)域?qū)I(yè)技術(shù)人員公知的現(xiàn)有技術(shù)。
權(quán)利要求
一種航空遙感慣性穩(wěn)定平臺不平衡力矩估計與補償方法，其特征在于步驟如下(1)采用安裝在航空遙感慣性平臺上的MEMS加速度計測量出施加在平臺框架上的天向?qū)崟r加速度信息，所述天向?qū)崟r加速度信息包括重力加速度g和天向運動加速度a；(2)采用霍爾電流傳感器測量出安裝在框架上的力矩電機的電流I，通過低通濾波器對力矩電機電流I進行濾波，得到平均電流(3)根據(jù)步驟(1)和步驟(2)中獲得的加速度信息和力矩電機平均電流估計出平臺的不平衡力矩Mesti， <mrow><msub> <mi>M</mi> <mi>esti</mi></msub><mo>=</mo><msub> <mi>K</mi> <mi>T</mi></msub><mo>·</mo><mover> <mi>I</mi> <mo>~</mo></mover><mo>·</mo><mfrac> <mrow><mi>g</mi><mo>+</mo><mi>a</mi> </mrow> <mi>g</mi></mfrac><mo>,</mo> </mrow>其中KT為力矩電機力矩系數(shù)；(4)將步驟(3)中獲得的不平衡力矩Mesti除以力矩電機力矩系數(shù)KT，得到用于補償不平衡力矩所需要的電流Icomp；(5)將步驟(4)中得到的Icomp補償?shù)搅仉姍C電流環(huán)的給定上；(6)周期性的重復(fù)步驟(1)～(5)。F2009102412429C00011.tif,F2009102412429C00012.tif
全文摘要
一種航空遙感慣性穩(wěn)定平臺不平衡力矩估計與補償方法。根據(jù)實時測量出的平臺加速度和力矩電機的電流信息估計出平臺的不平衡力矩，然后計算出抵消此不平衡力矩所需的力矩電機電流值，并將此電流值補償?shù)搅仉姍C電流環(huán)的電流給定上，從而力矩電機輸出與不平衡力矩大小相等、方向相反的抵抗力矩，抑制穩(wěn)定平臺不平衡力矩干擾，降低對穩(wěn)定平臺力矩剛度的要求，提高穩(wěn)定平臺的穩(wěn)定精度。本發(fā)明具有穩(wěn)定性強、精度高的特點，適用于具有不平衡力矩的跟蹤當(dāng)?shù)氐乩硭降暮娇者b感慣性穩(wěn)定平臺。
文檔編號G01C21/18GK101709975SQ20091024124
公開日2010年5月19日 申請日期2009年11月27日 優(yōu)先權(quán)日2009年11月27日
發(fā)明者周向陽, 張延順, 戚自輝, 房建成, 穆全起, 鐘麥英 申請人:北京航空航天大學(xué)