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摘要：导弹在高空、低速等小动压条件下飞行时，经常会出现弹性伺服振荡问题，然而整弹由多个单机组成，飞行动力学特性和结构模态参数变化范围很大，难以在设计初期精确建模解决。本文基于整弹模态试验数据，提出了一种在舵机系统中采用结构滤波器解决弹性伺服稳定性方法，并通过系统验证，措施有效。
关键词：舵机；弹性伺服稳定性；滤波器
1 概述
随着导弹飞行速度越来越快，在过载突变等不可预期的激励下气动弹性问题越来越突出，弹性振动信号进入控制回路，导致系统的控制信号存在附加输出，舵机响应后进一步影响弹体气动及弹性振动，最终导致控制品质下降或系统持续振荡，严重时会造成弹体飞行失稳或结构损坏。虽然，在弹体设计阶段会针对弹性伺服稳定性问题进行建模优化设计，但是，导弹的飞行环境和结构动力学随飞行高度、速度、质量、热效应影响，参数离散性大，且存在间隙、接触刚度、摩擦等非线性因素，导致整弹模态试验不尽如人意，真实弹体的弹性效应依然存在。如果仅通过研制高刚度、无空回、高精度、小惯量的传动机构来解决，必然造成成本高，周期长，难度大。
某弹为十字舵，在进行全弹模态试验，发现2发产品均存在舵面一阶弯曲模态与舵面相耦合的情况，即存在伺服弹性问题。为了抑制弹性振荡，本文提出了一种结构滤波器的设计方法，利用模态试验数据，在舵机控制回路设计以整弹结构模态数据为中心频率的数字滤波器进行抑制，该方法简单有效，推广应用至其它型号。
2 结构滤波器设计
根据模态试验数据设计滤波器，本文选用典型的2阶Butterworth滤波器，具体设计如下：
Fs：1428Hz（对应控制周期700us）
Fcl=42Hz，Fc2=150Hz
数字滤波器模型如下：
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其中，
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均为归一化后的滤波器参数，参数设计如下：
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为控制量，分别当前控制周期、上一周期、上上一周期计算的控制量；
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为控制量滤波器后的值，分别为当前控制周期、上一周期、上上一周期控制量滤波值。
对滤波器进行频率特性分析，滤波器频率响应见图1所示，
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图1滤波器频率响应图
3 舵机系统仿真及验证
将设计好的滤波器采用串联模式带入舵机系统仿真模型中，模型见下图2所示。
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图2 舵机系统仿真模型
针对中心频率进行仿真分析，输入1°/82Hz舵偏指令，经过仿真分析可知，与原状态相比，舵反馈幅值明显降低，同时相电流也得到了抑制，其中相电流波形见下图3所示。
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图3 高频响应相电流波形比对
经过实物测试，产品性能指标满足系统使用要求，幅相频特性得到明显改善，整弹中心频率处幅值衰减变快，达到预期效果。其中，幅相频特性实测结果见图4所示。
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图4 优化前后实测幅相频特性曲线比对
目前，该产品已随整弹完成多次飞行验证，产品表现良好。
3 结论
本方法在较大参数摄动范围内明显提高整弹的气动伺服弹性稳定裕度，同时提高舵机产品可靠性，措施有效，算法可靠且易于实现，对实际工程应用具有很好的指导意义。
参考文献：
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