本發(fā)明屬于試驗與測試，尤其涉及一種基于輸入偏差的運載火箭aac控制器增益系數(shù)在線測試方法。

背景技術：

1、運載火箭aac控制方法全稱為運載火箭自適應增廣控制(adaptive?augmentingcontrol，aac)，是一種通過傳感器數(shù)據(jù)在線調(diào)整系統(tǒng)的增益系數(shù)，從而提高系統(tǒng)的控制性能與穩(wěn)定性的控制方法。aac控制方法的基本原理為：基于模型參考的自適應姿態(tài)控制技術與傳統(tǒng)pd控制律結合構成完整的控制系統(tǒng)，在無干擾情況下不影響pd控制器的工作；與此同時，算法具有在線調(diào)整增益參數(shù)能力，可以根據(jù)終端誤差、控制信號頻率特性等參數(shù)，實時在線調(diào)節(jié)控制器的增益，從而達到更好的控制效果，并提升系統(tǒng)的魯棒性。

2、aac控制器使用一個乘性的前向回路自適應增益律，將自適應控制器與一個經(jīng)典設計的線性控制系統(tǒng)相結合，能夠依據(jù)實際輸出和參考模型輸出之間的誤差隨時調(diào)整回路總增益，系統(tǒng)具有增強作用。aac控制器的輸入為慣組姿態(tài)角、速率陀螺角速度、程序角、當前通道差分方程解的綜合輸出，aac的輸出為在線調(diào)整的增益系數(shù)。

3、現(xiàn)有的運載火箭測試項目中，還未有方法對aac控制器增益系數(shù)值進行測試，需要一種測試方法，對aac控制器的觸發(fā)、收斂與限幅等功能進行考核。

技術實現(xiàn)思路

1、本發(fā)明的技術解決問題：克服現(xiàn)有技術的不足，提供一種基于輸入偏差的運載火箭aac控制器增益系數(shù)在線測試方法，可針對不同的輸入，考核aac控制器增益系數(shù)輸出，并與標準值進行比較判讀，以考核不同姿態(tài)角偏差及姿態(tài)角速度偏差下，aac對姿控輸出的影響。

2、為了解決上述技術問題，本發(fā)明公開了一種基于輸入偏差的運載火箭aac控制器增益系數(shù)在線測試方法，包括：

3、s1，制作aac控制器測試用裝訂數(shù)據(jù)；

4、s2，控制系統(tǒng)箭上各單機通電、且處于正常工作狀態(tài)；

5、s3，控制轉(zhuǎn)臺運行至初始零位；

6、s4，對慣組進行內(nèi)部加溫達到穩(wěn)態(tài)運行狀態(tài)后，開始對慣組進行合成精度測試；

7、s5，在合成精度測試結果判定合格后，進入g系導航階段，啟動伺服機構，獲取g系導航階段伺服機構的舵擺角反饋；

8、s6，進行姿態(tài)角控制通道的aac控制器增益系數(shù)在線測試；

9、s7，進行姿態(tài)角速度控制通道的aac控制器增益系數(shù)在線測試；

10、s8，測試完成后，將伺服機構斷電、控制系統(tǒng)各單機斷電，結束測試。

11、在上述基于輸入偏差的運載火箭aac控制器增益系數(shù)在線測試方法中，aac控制器測試用裝訂數(shù)據(jù)，用于箭載計算機讀取運行，實現(xiàn)對測試通道的aac解算控制。

12、在上述基于輸入偏差的運載火箭aac控制器增益系數(shù)在線測試方法中，制作aac控制器測試用裝訂數(shù)據(jù)，包括：

13、根據(jù)測試需求，在裝訂數(shù)據(jù)中設定需要進行aac控制器增益測試的控制回路，包括：姿態(tài)角控制回路和/或姿態(tài)角速度控制回路；其中，對于需要進行測試的控制回路，測試標志設為true，對于不進行測試的控制回路，測試標志設為false；

14、在裝訂數(shù)據(jù)中設置aac控制器增益系數(shù)變化率的門限值ktdot_limit，作為aac控制器的觸發(fā)門限；

15、在裝訂數(shù)據(jù)中設置需要測試的通道，包括：俯仰通道、偏航通道和/或滾動通道；

16、在裝訂數(shù)據(jù)中設置姿態(tài)角通道靜態(tài)放大系數(shù)標準值α1，姿態(tài)角速度通道靜態(tài)放大系數(shù)標準值α2。

17、在上述基于輸入偏差的運載火箭aac控制器增益系數(shù)在線測試方法中，控制轉(zhuǎn)臺，包括：三軸位置轉(zhuǎn)臺和單軸速率轉(zhuǎn)臺；其中，慣組安裝在三軸位置轉(zhuǎn)臺上，速率陀螺安裝在單軸速率轉(zhuǎn)臺上。

18、在上述基于輸入偏差的運載火箭aac控制器增益系數(shù)在線測試方法中，控制轉(zhuǎn)臺運行至初始零位，包括：控制三軸位置轉(zhuǎn)臺轉(zhuǎn)動，使得慣組初始姿態(tài)角為初始零位；控制單軸速率轉(zhuǎn)臺為0°/s狀態(tài)。

19、在上述基于輸入偏差的運載火箭aac控制器增益系數(shù)在線測試方法中，在g系導航階段，導航坐標系采用扣除地速分量的發(fā)射點重力坐標系，即g系導航階段僅根據(jù)真實姿態(tài)角或姿態(tài)角速度變化引起對伺服機構的控制輸出，不受地球自轉(zhuǎn)影響。

20、在上述基于輸入偏差的運載火箭aac控制器增益系數(shù)在線測試方法中，進行姿態(tài)角控制通道的aac控制器增益系數(shù)在線測試，包括：

21、上位機控制箭機控制軟件進入伺服控制階段；其中，在伺服控制階段，導航坐標系采用扣除地速分量的發(fā)射點重力坐標系，即伺服控制階段僅根據(jù)真實姿態(tài)角變化而引起對伺服機構的控制輸出，需要扣除地球自轉(zhuǎn)影響；

22、當對俯仰姿態(tài)角控制通道進行測試時，關閉角姿態(tài)角速度控制通道、偏航姿態(tài)角控制通道、滾動姿態(tài)角控制通道的響應能力，以免引入誤差干擾；控制三軸位置轉(zhuǎn)臺俯仰通道初始位置90°作為俯仰程序角input1_1，即input1_1＝90°；控制三軸位置轉(zhuǎn)臺俯仰通道轉(zhuǎn)制某個角度，引入姿態(tài)角偏差，觸發(fā)aac控制器進行控制，待三軸位置轉(zhuǎn)臺轉(zhuǎn)動到位后，等待aac控制器收斂時間t1后，獲取當前狀態(tài)下慣組輸出的俯仰姿態(tài)角input2_1、伺服機構輸出的俯仰舵擺角ouput2_1，計算得到aac控制器俯仰姿態(tài)角控制通道增益系數(shù)kt_1；

23、當對偏航姿態(tài)角控制通道進行測試時，關閉角姿態(tài)角速度控制通道、俯仰姿態(tài)角控制通道、滾動姿態(tài)角控制通道的響應能力，以免引入誤差干擾；控制三軸位置轉(zhuǎn)臺偏航通道初始位置90°作為偏航程序角input1_2，即input1_2＝0°；控制三軸位置轉(zhuǎn)臺偏航通道轉(zhuǎn)制某個角度，引入姿態(tài)角偏差，觸發(fā)aac控制器進行控制，待三軸位置轉(zhuǎn)臺轉(zhuǎn)動到位后，等待aac控制器收斂時間t1后，獲取當前狀態(tài)下慣組輸出的偏航姿態(tài)角input2_2、伺服機構輸出的偏航舵擺角ouput2_2，計算得到aac控制器偏航姿態(tài)角控制通道增益系數(shù)kt_2；

24、當對滾動姿態(tài)角控制通道進行測試時，關閉角姿態(tài)角速度控制通道、俯仰姿態(tài)角控制通道、偏航姿態(tài)角控制通道的響應能力，以免引入誤差干擾；控制三軸位置轉(zhuǎn)臺滾動通道初始位置90°作為滾動程序角input1_3，即input1_3＝0°；控制三軸位置轉(zhuǎn)臺滾動通道轉(zhuǎn)制某個角度，引入姿態(tài)角偏差，觸發(fā)aac控制器進行控制，待三軸位置轉(zhuǎn)臺轉(zhuǎn)動到位后，等待aac控制器收斂時間t1后，獲取當前狀態(tài)下慣組輸出的滾動姿態(tài)角input2_3、伺服機構輸出的滾動舵擺角ouput2_2，計算得到aac控制器滾動姿態(tài)角控制通道增益系數(shù)kt_3；

25、將計算得到的kt_i與相應的標準值進行比較；其中，i＝1,2,3；

26、若計算得到的kt_i與相應的標準值一致，則輸出合格標識；否則，輸出不合格標識。

27、在上述基于輸入偏差的運載火箭aac控制器增益系數(shù)在線測試方法中，

28、

29、其中，output1_i表示步驟s5中獲取的g系導航階段伺服機構的舵擺角反饋。

30、在上述基于輸入偏差的運載火箭aac控制器增益系數(shù)在線測試方法中，進行姿態(tài)角速度控制通道的aac控制器增益系數(shù)在線測試，包括：

31、上位機控制箭機控制軟件進入伺服控制階段；其中，在伺服控制階段，導航坐標系采用扣除地速分量的發(fā)射點重力坐標系，即伺服控制階段僅根據(jù)真實姿態(tài)角變化而引起對伺服機構的控制輸出，需要扣除地球自轉(zhuǎn)影響；

32、當對俯仰姿態(tài)角速度控制通道測試時，關閉姿態(tài)角控制通道、偏航姿態(tài)角速度控制通道、滾動姿態(tài)角速度控制通道的響應能力，以免引入誤差干擾；控制單軸速率轉(zhuǎn)臺俯仰通道初始速度為0°/s作為俯仰程序角速度input3_1；控制單軸速率轉(zhuǎn)臺俯仰通道轉(zhuǎn)制某個角速度，引入姿態(tài)角速度偏差，觸發(fā)aac控制器進行控制，待單軸速率轉(zhuǎn)臺速度穩(wěn)定，需等aac控制器收斂時間t2后，獲取當前狀態(tài)下速率陀螺輸出的俯仰姿態(tài)角速度input4_1、伺服機構輸出的俯仰舵擺角ouput4_1；計算得到aac控制器俯仰姿態(tài)角速度控制通道增益系數(shù)pt_1；

33、當對偏航姿態(tài)角速度控制通道測試時，關閉姿態(tài)角控制通道、俯仰姿態(tài)角速度控制通道、滾動姿態(tài)角速度控制通道的響應能力，以免引入誤差干擾；控制單軸速率轉(zhuǎn)臺偏航通道初始速度為0°/s作為偏航程序角速度input3_2；控制單軸速率轉(zhuǎn)臺偏航通道轉(zhuǎn)制某個角速度，引入姿態(tài)角速度偏差，觸發(fā)aac控制器進行控制，待單軸速率轉(zhuǎn)臺速度穩(wěn)定，需等aac控制器收斂時間t2后，獲取當前狀態(tài)下速率陀螺輸出的偏航姿態(tài)角速度input4_2、伺服機構輸出的偏航舵擺角ouput4_2；計算得到aac控制器偏航姿態(tài)角速度控制通道增益系數(shù)pt_2；

34、將計算得到的pt_j與相應的標準值進行比較；其中，j＝1,2；

35、若計算得到的pt_j與相應的標準值一致，則輸出合格標識；否則，輸出不合格標識。

36、在上述基于輸入偏差的運載火箭aac控制器增益系數(shù)在線測試方法中，

37、

38、其中，output1_j表示步驟s5中獲取的g系導航階段伺服機構的舵擺角反饋。

39、本發(fā)明具有以下優(yōu)點：

40、(1)本發(fā)明公開了一種基于輸入偏差的運載火箭aac控制器增益系數(shù)在線測試方法，針對運載火箭單項測試中，對aac控制器增益系數(shù)的獲取難題，采用實物輸入引起偏差的方式，實現(xiàn)在線狀態(tài)下，對控制器增益系數(shù)進行獲取，獲取的增益系數(shù)準確性高。

41、(2)本發(fā)明公開了一種基于輸入偏差的運載火箭aac控制器增益系數(shù)在線測試方法，通過單項測試，完成了對aac控制器設計正確性的考核，提高了運載火箭測試覆蓋性，實現(xiàn)對aac控制器的觸發(fā)、收斂與限幅等功能進行考核，提高了運載火箭飛行控制的準確性和可靠性。