一種運載火箭半實物仿真試驗伺服系統動態特性測試方法，搭建包括伺服控制器、伺服機構、擺角傳感器、伺服動態特性測試計算機、負載發動機、伺服系統油源、加載系統的伺服系統動態測試環境后，通過包括伺服系統零位標定、伺服系統標度因數測試、伺服系統動態特性測試及數據處理的測試獲得安裝在發動機負載臺上的伺服系統在各頻點的幅頻特性和相頻特性數值，為伺服系統傳遞函數擬合提供依據。

技術領域

本發明涉及一種運載火箭半實物仿真試驗伺服系統動態特性測試方法，屬于運載火箭控制系統半實物仿真領域。

背景技術

運載火箭姿態控制系統設計時對伺服系統的動態特性有嚴格的要求，即低頻段相位不能滯后過多，高頻段諧振峰值不能太大，否則將影響系統的穩定性。半實物仿真試驗中伺服機構安裝在發動機上，由于發動機噴管有一定的柔性，在實際火箭飛行狀態偏心力矩的作用會導致發動機噴管有一定的形變，伺服機構地面測試不能完全模擬裝機后的動態特性，為了保證姿態控制系統設計時系統穩定裕度的真實性，也要求設計所采用的伺服系統的動態特性必須接近真實狀態。因此，需要在運載火箭半實物仿真發動機負載臺上開展伺服系統動態特性測試。

發明內容

本發明解決的技術問題是：針對目前現有技術中，缺少能夠實現對不同狀態伺服系統的動態性能結果進行比較分析的伺服系統測試方法的問題，提出了一種運載火箭半實物仿真試驗伺服系統動態特性測試方法。

本發明解決上述技術問題是通過如下技術方案予以實現的：

一種運載火箭半實物仿真試驗伺服系統動態特性測試方法，步驟如下：

(1)搭建伺服系統動態測試環境；

所述伺服系統動態測試環境包括伺服控制器、伺服機構、擺角傳感器、伺服動態特性測試計算機、負載發動機、伺服系統油源、加載系統；

(2)預設伺服動態特性激勵信號表，并編寫動態測試程序；

(3)通過伺服系統油源將伺服能源加壓至正常工作壓力，加載系統處于正常工作狀態，為伺服控制器、擺角傳感器上電，伺服系統動態測試環境中各器件參數正常后，通過測試計算機發送零值激勵信號，當伺服機構運動至零位后，采集擺角傳感器輸出信號，并于零值激勵信號發送結束后處理輸出電壓值，截取電壓值穩定后的數據求取平均值，根據所得數據確定零位時擺角傳感器輸出軸b(V)；

(4)通過測試計算機發送階梯激勵信號，發送結束后，處理輸出電壓值，截取各階梯點穩定后的電壓數據，求取平均值，獲取各階梯激勵下的擺角傳感器輸出數據，并利用輸出數據減去零位時的擺角傳感器輸出值b(V)，并與階梯激勵信號進行擬合，獲取伺服系統標度因數k(V/o)；

(5)通過測試計算機發送正弦激勵信號，發送結束后，處理輸出電壓值，截取各頻率點穩定后的電壓數據，求取平均值，獲取各頻率點正弦信號激勵下的擺角傳感器輸出數據，將處理后的擺角傳感器輸出數據減去零位時的擺角傳感器輸出值b(V)，獲取各頻點真實的正弦輸出響應信號y(n)；

(6)根據步驟(5)所得減去零位時的擺角傳感器輸出值b(V)的擺角傳感器輸出數據，對各頻率點的特征幅值及相位變化進行分析，并將各頻率點的特征幅值減去20lgk，相位變化不變，獲取伺服系統于各頻率點的幅頻裕度及相位裕度。

所述伺服動態特性測試計算機通過外部1553B總線發送數字激勵信號至伺服控制器，并通過A/D板卡采集擺角傳感器的模擬信號。

所述伺服動態特性激勵信號包括零值信號、階梯信號、正弦測試信號，所述階梯信號根據負載發動機實際擺角的限幅值作為最大值，信號兩端限幅值階梯級數不低于20級，階梯信號各位置保持時間不小于30s。

所述正弦測試信號幅值為0.5°，測試頻點為20個，在2～150rad/s均勻分布，每個頻點的發送時間為5個周期。

所述零值激勵信號的發送時間為30s。