陳高華，賈彥斌，李熒興

（1.太原科技大學(xué)電子信息工程學(xué)院，太原 030024；2.北方自動(dòng)控制技術(shù)研究所，太原 030006）

火箭炮位置伺服系統(tǒng)的魯棒性多內(nèi)模控制*

陳高華1，賈彥斌2，李熒興2

（1.太原科技大學(xué)電子信息工程學(xué)院，太原 030024；2.北方自動(dòng)控制技術(shù)研究所，太原 030006）

為了實(shí)現(xiàn)火箭炮交流伺服系統(tǒng)的高精度位置跟蹤控制，引入補(bǔ)償模塊，設(shè)計(jì)了一種魯棒多內(nèi)模預(yù)估控制器，是一種適應(yīng)于參數(shù)時(shí)變的控制器。理論分析和仿真結(jié)果表明，所提出的方法設(shè)計(jì)簡(jiǎn)單，參數(shù)調(diào)整方便，可以使系統(tǒng)同時(shí)具有良好的目標(biāo)值跟蹤特性、干擾抑制特性和魯棒性。

火箭炮，伺服系統(tǒng)，內(nèi)?？刂?，參數(shù)時(shí)變，參數(shù)調(diào)整，魯棒性

引言

交流伺服系統(tǒng)是用于火箭炮方位射向高精度自動(dòng)瞄準(zhǔn)和俯仰射角高精度自動(dòng)瞄準(zhǔn)的有效途徑?；鸺诰哂袗毫拥呢?fù)載特性［1］，為了克服系統(tǒng)的參數(shù)變化和外界干擾的不良影響，實(shí)現(xiàn)高精度射擊等要求，必須提高火箭炮位置伺服系統(tǒng)的控制性能。內(nèi)模控制是一種實(shí)用性很強(qiáng)的控制方法，其主要特點(diǎn)是結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單、調(diào)節(jié)性能好、易于在線分析，特別是對(duì)于魯棒及抗干擾性的改善和大時(shí)滯系統(tǒng)的控制，效果尤為顯著［2-3］。但是當(dāng)估計(jì)模型和實(shí)際對(duì)象存在較大誤差或?qū)ο蟠嬖趪?yán)重的非線性特性時(shí)，控制品質(zhì)會(huì)下降［4-5］。

為了充分發(fā)揮內(nèi)模控制的優(yōu)越性能，使之具有更強(qiáng)的適應(yīng)性，本文提出了一種魯棒性的多內(nèi)?？刂品椒?，整個(gè)設(shè)計(jì)過程簡(jiǎn)單清晰，控制器參數(shù)調(diào)整方便。將所設(shè)計(jì)方法運(yùn)用于某火箭炮交流伺服系統(tǒng)，對(duì)位置環(huán)進(jìn)行仿真，結(jié)果表明本文方法可以使系統(tǒng)同時(shí)具有良好的目標(biāo)值跟蹤特性、干擾抑制特性和魯棒性。

1 內(nèi)?？刂圃?/h2>

內(nèi)?？刂平Y(jié)構(gòu)如下頁(yè)圖1所示，其中G0，0，Gc分別為被控對(duì)象、標(biāo)稱數(shù)學(xué)模型（內(nèi)部模型）和內(nèi)模控制器。r，y，ym，v分別為系統(tǒng)的輸入、輸出、模型輸出和擾動(dòng)。

系統(tǒng)輸出與輸入、系統(tǒng)輸出與擾動(dòng)間的傳遞函數(shù)分別為：

圖1 內(nèi)?？刂平Y(jié)構(gòu)圖

系統(tǒng)的閉環(huán)響應(yīng)為：

系統(tǒng)的反饋信號(hào)為：

如沒有外界擾動(dòng)，即V（s）=0，且模型精確，即G0（s）=0（s），則反饋信號(hào)Dm（s）為零，模型的輸出與系統(tǒng)的輸出相等，內(nèi)?？刂葡到y(tǒng)具有開環(huán)結(jié)構(gòu)。如果存在外界擾動(dòng)，即V（s）≠0，且模型精確，即G0（s）=0（s），此時(shí)反饋信號(hào)Dm（s）=V（s），這表明引入內(nèi)部模型后，反饋量已由原來(lái)的輸出全反饋?zhàn)優(yōu)閿_動(dòng)估計(jì)量Dm（s）的反饋，相當(dāng)于一個(gè)擾動(dòng)估計(jì)器，Gc（s）相當(dāng)于一個(gè)擾動(dòng)補(bǔ)償器。

2 多內(nèi)模控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)

2.1 多內(nèi)?？刂平Y(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)

內(nèi)模控制作為時(shí)滯系統(tǒng)中的一種有效控制方法，在應(yīng)用上仍然存在一些問題，如對(duì)于時(shí)變對(duì)象時(shí)常出現(xiàn)不穩(wěn)定現(xiàn)象。本文引入補(bǔ)償模塊，設(shè)計(jì)了一種適應(yīng)于參數(shù)時(shí)變的多內(nèi)?？刂平Y(jié)構(gòu)。如圖2所示。圖2的等效結(jié)構(gòu)如圖3所示。

圖中Gc（s）、Go（s）、G0（s）、P（s）分別為控制器、被控對(duì)象、對(duì)象的數(shù)學(xué)模型和補(bǔ)償模塊。

由圖3可得系統(tǒng)輸出與輸入、系統(tǒng)輸出與擾動(dòng)間的傳遞函數(shù)分別為：

圖2 多內(nèi)模控制結(jié)構(gòu)

圖3 多內(nèi)?？刂频刃ЫY(jié)構(gòu)

由此可得為達(dá)到系統(tǒng)無(wú)靜差調(diào)節(jié)，G0（s）及P（s）的靜態(tài)增益應(yīng)與G0（s）的靜態(tài)增益相同。

當(dāng)系統(tǒng)參數(shù)攝動(dòng)時(shí)，補(bǔ)償模塊P（s）固定在近乎最優(yōu)結(jié)構(gòu)的模型時(shí)，可以不必經(jīng)常改變控制器參數(shù)，以提高系統(tǒng)的魯棒性。

2.2 控制器Gc（s）的設(shè)計(jì)

控制器Gc（s）采用不完全微分型PID，即

設(shè)對(duì)象的最優(yōu)估計(jì)模型為：

其中T1＞T2，?。?/p>

選擇Gc（s）的參數(shù)為：Ti=T1，TD=T2，Td=TD/v（v為1～20），當(dāng)0（s）≈G0（s）時(shí)，由式（5）可得：

無(wú)因次化為：

取2ωnζ=1.414，則得Kp的優(yōu)化參數(shù)為：

3 仿真及結(jié)果分析

為了驗(yàn)證控制方法的有效性，將本文設(shè)計(jì)的多內(nèi)?？刂破髋c常規(guī)內(nèi)?？刂破鬟\(yùn)用于某火箭炮交流伺服系統(tǒng)，對(duì)位置環(huán)進(jìn)行仿真。根據(jù)文獻(xiàn)［6］，設(shè)系統(tǒng)的傳遞函數(shù)為：

將式（15）變換為二階加時(shí)滯模型［7］，即：

其中α為一個(gè)足夠大的數(shù)（本文取α=10 000）。

P（s）取近乎最優(yōu)結(jié)構(gòu)的模型，即：

控制器Gc（s）的參數(shù)為：

Ti=10 000，TD=0.007 3，Td=TD/v，根據(jù)式（14）可得Kp的值。

當(dāng)位置給定為80°，在t=0.6 s時(shí)加入一個(gè)階躍擾動(dòng)，取v=2，Td=TD/v=0.003 65，Kp=2.83。圖4為模型精確時(shí)常規(guī)內(nèi)模控制和本文方法的位置響應(yīng)曲線，由圖可見本文方法響應(yīng)速度快，干擾抑制能力強(qiáng)，具有較好的動(dòng)態(tài)響應(yīng)性能，控制效果明顯優(yōu)于常規(guī)內(nèi)?？刂啤D5、圖6為系統(tǒng)參數(shù)發(fā)生變化時(shí)常規(guī)內(nèi)模控制和本文方法的位置響應(yīng)曲線，當(dāng)T失配40%，即T=0.004 38時(shí)，響應(yīng)曲線如圖5，當(dāng)T失配40%，即T=0.004 38，τ失配50%，即τ=0.000 3時(shí)，響應(yīng)曲線如圖6，由圖可見本文方法具有更強(qiáng)的魯棒性。

取 v=6，Td=TD/v=0.001 22，Kp=8.47。當(dāng) T失配40%，即T=0.004 38，常規(guī)內(nèi)模控制和本文方法的位置響應(yīng)曲線如圖7所示，比較圖7和圖5可以發(fā)現(xiàn)，當(dāng)v增大時(shí)，系統(tǒng)的響應(yīng)速度加快，干擾抑制特性增強(qiáng)，但超調(diào)會(huì)增大。

圖4 v=2模型精確時(shí)位置響應(yīng)曲線

圖5 v=2當(dāng)T失配40%時(shí)位置響應(yīng)曲線

圖6 v=2當(dāng)T失配40%失配50%時(shí)位置響應(yīng)曲線

圖7 v=6當(dāng)T失配40%時(shí)位置響應(yīng)曲線

4 結(jié) 論

針對(duì)火箭炮交流伺服系統(tǒng)這一非線性、不確定時(shí)滯對(duì)象，本文提出了一種魯棒性多內(nèi)?？刂品椒ǎㄟ^引入補(bǔ)償模塊，設(shè)計(jì)了一種適應(yīng)于參數(shù)時(shí)變的多內(nèi)模控制結(jié)構(gòu)。仿真結(jié)果表明，本文方法可以使系統(tǒng)同時(shí)具有良好的目標(biāo)值跟蹤性能、干擾抑制特性和魯棒性。系統(tǒng)總體性能較好，控制器參數(shù)調(diào)整方便，算法簡(jiǎn)單、易實(shí)現(xiàn)。

［1］胡 健，馬大為，郭亞軍，等.基于Elman網(wǎng)絡(luò)的自適應(yīng)火箭炮交流位置伺服系統(tǒng)［J］.彈箭與制導(dǎo)學(xué)報(bào)，2010，30（5）：181-184.

［2］戴文站，丁 良，楊愛萍.內(nèi)?？刂蒲芯窟M(jìn)展［J］.控制工程，2011，18（4）：487-495.

［3］周 涌，陳慶偉，胡維禮.內(nèi)?？刂蒲芯康男掳l(fā)展［J］.控制理論與應(yīng)用，2004，21（3）：475-482.

［4］Arputha J，Selvi V，Radhakrishnan T K，et al.Model Based IMC Controller for Processes with Dead Time［J］.Instrumentation Science&Technology，2006，34（4）：463-474.

［5］Liu T，Gao F.New Insight Into Internal Model Control Filter Design for Load Disturbance Rejection［J］.IET Control Theory and Applications，2010，4（3）：448-460.

［6］柴華偉，馬大為，李志剛.火箭炮交流伺服系統(tǒng)的內(nèi)模PID控制［J］.電氣自動(dòng)化，2006，28（5）：17-19.

［7］趙志誠(chéng)，劉志遠(yuǎn)，張井崗.一種時(shí)滯過程內(nèi)模PID控制器魯棒整定方法［J］.信息與控制，2010，39（5）：526-530.

Robust Multiple Internal Model Control of Rocket Launcher Position Servo System

CHEN Gao-hua1，JIA Yan-bin2，LI Ying-xing2
（1.School of Electronic Information Engineering，Taiyuan University of Science and Technology，Taiyuan 030024，China；
2.North Automation Control Technology Institute，Taiyuan 030006，China）

In order to realize high precision position tracking control in rocket launcher position servo system，through the introduction of compensation module，a robust multiple internal model controller is designed in the paper，it is a controller which suitable for parameter variation.The theory analysis and simulation results show that the proposed method has the advantages of simple design，convenient parameter adjustment，the system can also have good target tracking performance，disturbance rejection and robustness.

rocket launcher，servo system，internal model control，parameter variation，parameter tuning，robustness

TP273

A

1002-0640（2014）09-139-03

2013-10-20

2013-12-07

山西省青年科技研究基金資助項(xiàng)目（2012021015-3）

陳高華（1978- ），女，山西原平人，碩士，副教授。研究方向：智能控制等。