智能化多功能加载测试装置研发设计文档格式.docx

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3.2.2ACS600控制系统的基本结构…………………………………………………19

3.2.3ACS600伺服驱动器的特点……………………………………………………20

3.2.4加载控制器……………………………………………………………………20

3.3前台控制计算机…………………………………………………………………21

3.4电气接口…………………………………………………………………………22

3.4.1驱动器与电机的电气接口……………………………………………………22

3.4.2控制器与驱动器的电气接口…………………………………………………22

4结论…………………………………………………………………………………25

参考文件………………………………………………………………………………26

致谢……………………………………………………………………………………28

1引言

1.1弹翼加载模拟系统研制背景及目的

导弹的展开机构是利用机械构件将安装于其中的火工品爆炸产生的力作为推力来展开弹翼的。

但是由于导弹发射时的环境各有差异，如天气、风向、风力、攻角等，造成了火工品填药量的不等。

火工品的填药量过多可能造成弹翼的损伤或弹道的偏移，装填量不足则弹翼不能够完全打开或打开不可靠，均会造成导弹发射失败。

因此为了可以低成本的测量各种不同情况下发射导弹的风阻曲线与火工品填药量的关系，设计负载模拟器，进行地面模拟实验以确定其关系是十分必要的。

除风洞实验外，目前国内还很少有针对火工品作动筒的加载系统，按照展开机构展开受力情况根据攻角、风力等不同曲线提供实时高速、准确加载的实验设备。

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负载模拟系统用以真实、快速地拟不同攻角情况下的风阻曲线，给弹翼施加模拟真实系统载荷的阻力矩，同时记录整个过程中如角速度、角加速度和角度过冲量等重要数据，从而得到各种情况下发射导弹的风阻曲线与火工品填药量的关系。

理论上，该实验平台可以真实快速的模拟系统的真实负载，大大的节约了成本，缩短了研究周期，并且在实验过程中可以计算保存大量实验数据，便于分析研究，在产品的研制和生产中都能起着十分重要的作用。

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1.2国内外加载技术的现状

国内现有资料表明，负载较大的加载系统通常采用液压加载的方式，而电动加载现在还鲜有资料介绍，系统的研究基本上无经验可循。

加载试验为爆炸过程中风阻载荷的模拟，快速性及实时性要求非常严格，从而进一步加大了系统设计的难度。

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1.3本文研究内容及思路

本文研究的是一字型折叠弹翼，图1.1、1.2分别为该一字型折叠弹翼的展开过程示意图和展开机构原理图。

图1.1一字型导弹弹翼展开方位图

图1.2折叠弹翼展开机构原理图

由于是对爆炸过程中风阻载荷的模拟，加载测试过程对快速性及实时性要求非常严格，这是设计本套加载测试装置的关键。

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考虑到凡加载装置都会不可避免的要产生多余力，为此本文先对多余力产生的原因进行了分析并对消除多余力的方法进行了研究，然后在此基础上确立了加载测试系统使用一套控制系统控制弹翼加载试验台的方案，理论上，本套加载测试装置能够满足对快速性和实时性的要求。

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2多余力分析及消除

2.1加载系统多余力的产生原因

对于加载系统最主要的功能是能够产生所需要的模拟负载。

多余力消除是所有加载系统都遇到的问题，也是能否真实加载的关键。

弹用加载平台属于被动式加载系统，当弹翼动作后，加载系统即被动的按照载荷谱给弹翼加载。

多余力的存在会造成模拟载荷失真，并且会随着实验信号频率增加而增大。

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电动加载系统中多余力的出现不同于液压加载系统。

液压加载系统的多余力是由于加载对象的主动运动造成负载腔的强迫流量而产生，可以通过增加连通孔等措施加以消除。

但弹用加载系统中的多余力的产生主要是由电机转子及传动轴等多余转动惯量引入的，如图2.1所示。

在实际工作中，弹翼展开过程中并不存在电机转厦礴恳蹒骈時盡继價骚。

2.1多余力产生示意图

子和传动轴，但在加载系统中是无法避免的，在弹翼展开过程中，电机转子及传动轴引入的多余转动惯量累加到弹翼的转动惯量之中，因此多余力的存在有其必然性。

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对加载系统多余力的研究，理论上还没有形成统一的体系，抑制多余力的效果还不同程度存在许多缺陷。

加载系统多余力的抑制与消除可以从硬件（机械）结构上进行改进，如:

尽可能减小电机转子及传动系统的转动惯量。

但实际应用中，设计及制造转子转动惯量小、输出转矩大的电机具有较大的难度。

另一方面，多余力可以从软件算法上进行消除，具有耗资小、设计调试灵活的特点。

在本弹翼加载系统中采用两种方法相结合。

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2.2转动轴受力及转矩示意图

2.2多余力分析与计算

同一时刻在加载系统传动轴上有三种力:

①主动力:

由火工品爆炸时，作动筒将弹翼往外推展的力;

②模拟风阻:

由加载系统产生的模拟风阻;

③惯性力:

在加载运动过程中由于机械惯性作用产生的惯性力。

由于三种力作用在同一传动轴上，如图2.2所示，所能测出的只有三种力

在轴上的合力。

主动力为爆炸过程产生，是无法测量及预知的，因而，如何根

据转角和攻角及载荷谱加载曲线产生准确的模拟风阻载荷成为关键。

解决方法

之一为根据电机角速度、角加速度计算出控制器控制输出，通过伺服驱动器控

制电机输出模拟载荷。

该计算的准确性可以在加载台调试过程中让主动力为零

时由轴上的转矩传感器得到校验。

各转矩之间的关系可以用数学公式表示为:

M阻=Mm+M’

M’=M惯性+△M误差=J1×

+△M

其中M阻为加载曲线上给出的负载阻力矩，Mm为电机出力矩，M’为多余力矩，M惯性为惯性多余力，△M为加载控制误差。

则电机出力Mm为:

籟丛妈羥为贍偾蛏练淨。

Mm=M阻－M’=M阻－J1×

－△M

转动惯量虽然可以通过事先测定弹翼的面密度、截面积、高度等物理量计算得到，但仍存在无法计算部分，且计算较复杂。

可以通过测量系统空载时的施加转矩和产生的角加速度，利用公式J=M/

计算得到。

采用测试多组数据求均值的方法来减少测量误差，这样就可得到系统多余转动惯量J1较为精确的值。

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加载台多余转动惯量J1如已测得，

（k）亦实时测量计算获取，则可通过公式:

M（k）=J1×

（k）

计算出惯性力矩，在控制算法中予以消除。

弹翼的展开过程如上图1.1所示,电机转子及弹用加载系统某一时刻的多余力矩包括:

①惯性力矩。

由于存在多余转动惯量,很小的角加速度就会带来较大的惯性力矩,严重地影响了加载系统的控制性能和加载精度。

②加载控制误差,即前一时刻实际转矩输出与期望力矩输出的差值。

由于存在曲线的跟踪误差,实际产生的转矩不可能完全等于期望阻力矩,两者之间的误差△M也会影响到下一时刻的实际输出转矩。

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2.3惯性力矩

惯性力是多余力的主要成分，加载系统的合成惯量J是真实惯量Jo（弹翼

惯量）与加载台附加惯量J1（电机转子及传动轴）的和。

即:

J=JO+J1

因此，合成惯性力矩M为:

M=J×

=JO×

+J1×

应该消除得惯性力矩即为J1×

2.4加载控制误差

加载误差△M（k）可以通过伺服驱动器转矩返回值和阻力矩期望值计算得到：

△M（k）=M（k）—M阻（k）

其中，M（k）为第k次输出对应的实际转矩，M阻（k）为第k次输出对应的期望阻力矩。

2.5多余力计算公式

考虑多余力矩的两个部分，则第k+l次输出对应的多余力矩为:

M′（k+1）=M（k+1）+△M（k）

对于实时工作的每一采样点，电机的输出转矩为:

Mm（k+1）=M阻（k十1）—M′（k十1）

=M阻（k十1）－J1×

（k+1）－△M（k）

=M阻（k十1）－J1×

（k+1）－M（k）+M阻（k）

其中，M阻（k十1）为第k十1次输出对应的期望输出转矩值。

控制器每5ms输出一个转矩控制点，已知电机延迟时间小于5ms，为了保证控制精度，每一个输出转矩为计算得到的下一个输出点对应的输出转矩值（提前一拍输出控制点以消除电机时延）。

下一个输出点对应的角度为:

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K+1=

K+

×

△t+

△t2/2

实时测量

并计算

、

值.

M=J×

+J1×

合成惯性力矩为多余惯性力矩J1×

通过控制算法予以消除。

其中转动惯量J1通过测量系统空载时施加转矩M0

3系统结构及工作原理

3.1硬件结构示意图

在上文对多余力的产生原因及消除方法进行了深入分析的基础上，确定以下的硬件系统。

具体由加载实验台、驱动控制柜和前台控制计算机三部分组成。

其中加载实验台包括机械台架、伺服电机，它们是系统的执行部分;

驱动控制柜包括了控制器、伺服驱动器以及实验选择开关;

前台控制计算机是系统的人机交互部分，通过RS232串口与控制器通信进行指令和数据的传输。

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这些硬件各部分功能具体为：

3.1加载试验台

加载试验台为前端设备，主要由驱动电机、转矩传感器、光电编码器、限位开关、作动筒推力传感器及基座等组件构成。

这里着重说明关键部件:

驱动电机、转矩传感器及光电编码器。

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3.1.1驱动电机设计

1.驱动电机选择

驱动电机为加载系统的执行机构，其性能直接影响到加载试验的成功与否。

考虑到这套加载测试系统具有瞬时性的特点，选用的弹翼加载驱动电机采用自行设计的短时大力矩异步电动机，具有转动惯量小、输出转矩大、能忍耐短时间大电流的特点。

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2.驱动电机参数设计

（1）.相关参数计算:

导弹发射时在压心处受的最大气动载荷约为10101N（约1T），粗略估算作用于单侧弹翼上的气动阻力矩、摩擦力矩及惯性力矩之和约为750Nm,取上限800Nm.则弹翼加载载荷最大转矩Mmax（左右翼同时加载）:

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Mmax2≥2×

800Nm=1600Nm

取Mmax=1800Nm

传动轴最大角速度粗估（以线性估计，其中

为常数系数，取为3）.

传动轴最大转速估计:

Nmax=75rpm

驱动电机最大驱动功率计算:

（2）.驱动电机参数设计

①选取驱动电机输出功率为15kw;

②极对数4;

③输出额定转矩:

Mn=190Nm;

减速齿轮效率

=80;

3.4电气接口

3.4.1驱动器与电机的电气接口

整个系统采用一个驱动控制柜控制弹翼加载台的方案。

伺服驱动器与驱动电机的连接如图3.7所示:

图3.7伺服驱动器与电机接线示意图

伺服驱动器三相输出u,v,w同时接入两套过流保护开关T1,T2，其作用为防止试验过程中电流过大而损坏电机。

过流保护开关的后面分别连接接触器，接触器开关K1,K2分别由其上的控制线圈J1,J2控制，接触器的后面分别按对应的相序接入驱动电机的u,v,w相。

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试验开始前，先通过控制柜面板上的试验类型选择开关S选择相应试验类型，通过接触器控制线圈J1或J2，去吸合触点Kl或K2。

试验类型选择完毕后，接通相应的过流保护开关T1或T2，就可以顺利的将所选择的驱动电机接入伺服驱动器。

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4.结论

弹翼电动加载实验为爆炸过程，每次实验历时为60ms左右，系统的实现难点在于快速性和多余力消除。

本加载测试系统在理论上解决了电动加载系统上述的两个主要难点，可对导弹弹翼设计和导弹发射提供大量实验数据。

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