本发明公开了一种基于电机积分鲁棒控制驱动的加油软管振动抑制方法，该方法主要包括：首先，建立空中加油软管松弛程度与驱动电机角位置指令之间的近似转换关系，以通过回收消除软管松弛实现软管振动抑制；在此基础上，针对带未知负载的永磁同步电机模型，设计鲁棒积分伺服跟踪控制器，以实现对电机角位置指令快速、准确跟踪，以及时抑制加油软管振动。本发明方法可用于空中加油软管振动抑制和伺服收放控制，能够实现快速、准确、有效地抑制加油软管振动，可有效降低因加油软管振动而造成的加油事故。
1.一种基于电机积分鲁棒控制驱动的加油软管振动抑制方法，其特征在于，包括如下步骤：
步骤1，设定空中加油机飞行速度和中度紊流大气环境，将各风场进行矢量合成后分解为惯性系下三轴风分量，以此为基础，采用有限元和多体动力学建模思想，建立中度紊流下受加油机拖拽的柔性加油软管‑锥套组合体多体动力学模型；并设定受油机受油插头相对对接剖面；
步骤2，依据柔性加油软管‑锥套组合体多体动力学模型参数，建立消除加油软管对接*
松弛所需回收长度ΔL与永磁同步电机角位置指令θ之间的转换关系；
步骤3，依据柔性加油软管‑锥套组合体多体动力学模型参数，建立电机负载TL与加油软管起始端所受拉力T1之间的转换关系；
步骤4，根据永磁同步电机模型，设计扩张状态观测器，以观测估计拖曳加油软管引起的不可测量负载扰动项；
步骤5，将步骤4观测估计的不可测量负载扰动项作为部分前馈补偿量，针对永磁同步电机角位置θ和角速度ω回路，根据误差积分鲁棒控制方法设计角位置积分鲁棒跟踪控制器获取q轴的电流参考指令 具体过程为：步骤51，定义角位置踪误差e1、角速度跟踪误差e2、辅助误差rθ、电机角速度参考指令*
其中，kθ1,kθ2均为反馈增益，kθ1＞0,kθ2＞0；
步骤52，根据误差积分鲁棒控制方法设计角位置积分鲁棒跟踪控制器获取q轴的电流参考指令 具体如下：
iqs1＝‑gω (kθ2+krθ)e2其中，gω＝3Pψf/(2J)，fω＝‑Bω/J，J、B、P、ψf分别为电机转动惯量、摩擦系数、极对数、磁链， 为扩张状态观测器对不可测量负载扰动项Dω的观测估计值，iqa为模型辅助前馈项，iqs为鲁棒反馈控制项，iqs1为线性前馈控制线，iqs2为非线性鲁棒控制项，krθ为角位置回路反馈增益，krθ＞0，βθ为角位置回路积分鲁棒控制增益，βθ＞0，sign(·)为符号函数，t为时间；
步骤6，针对永磁同步电机q轴电流回路，设计q轴电流积分鲁棒跟踪控制器获取 具体过程为：
步骤61，定义q轴跟踪误差eq和辅助误差rq；具体如下：其中，iq为q轴的电流，为q轴的电流参考指令，kq为q轴电流回路反馈增益；
步骤62，设计q轴电流积分鲁棒跟踪控制器获取 具体如下：其中，gq＝1/Ls，fq＝‑Riq/Ls，Ls为电机定子电感，krq为q轴电流回路反馈增益，βq为q轴电流回路积分鲁棒控制增益，krq＞0，βq＞0；
步骤7，针对永磁同步电机d轴电流回路，设计d轴电流积分鲁棒跟踪控制器获取 具体过程为：
步骤71，定义d轴跟踪误差ed和辅助误差rd；具体如下：其中，id为d轴的电流、为d轴的电流参考指令，kd为d轴电流回路反馈增益；
步骤72，设计d轴电流积分鲁棒跟踪控制器获取 具体如下：其中，gd＝1/Ls，fd＝‑Rid/Ls，krd为d轴电流回路反馈增益，βd为d轴电流回路积分鲁棒控制增益，krd＞0，βd＞0。
2.根据权利要求1所述基于电机积分鲁棒控制驱动的加油软管振动抑制方法，其特征*
在于，步骤2所述消除加油软管对接松弛所需回收长度ΔL与永磁同步电机角位置指令θ之间的转换关系为：
其中，L0为对接前加油软管长度，LH为对接前加油软管始末两端直线距离，Δx、Δy、Δz分别为对接前后软管末端即锥套位置变化在惯性系x、y、z轴的分量，r为电机卷盘半径，i为减速器的减速比。
3.根据权利要求1所述基于电机积分鲁棒控制驱动的加油软管振动抑制方法，其特征在于，步骤3所述电机负载TL与加油软管起始端所受拉力T1之间的转换关系为：其中，r为电机卷盘半径，i为减速器的减速比，s为传递函数中的拉氏变换符号。
4.根据权利要求1所述基于电机积分鲁棒控制驱动的加油软管振动抑制方法，其特征在于，所述步骤4的具体过程为：步骤41，永磁同步电机模型为：其中，TL为电机负载，θ、ω分别为电机角位置、角速度，id和ud分别为d轴的电流和电压，iq和uq分别为q轴的电流和电压，R、J、Ls、B、P、ψf分别为电机定子电阻、转动惯量、定子电感、摩擦系数、极对数和磁链；
步骤42，将不可测量负载扰动项 增广为位置/速度系统的新状态，得到位置/速度增广系统；公式为：
步骤43，将步骤42的位置/速度增广系统写成矩阵描述形式；公式为：T T T
其中，X1＝[θ ω Dω] ， Φ1(X1)＝[0 fω 0] ，G1＝[0 1 0] ，Δω＝[0 0 T
步骤44，针对矩阵描述形式设计扩张状态观测器，估计不可测量负载扰动项Dω；公式为：
其中， 为增广系统状态X1的估计值， 为扩张状态观测器参数，w1为扩张状态观测器带宽变量，为电机角位置θ的估计，定义 为扩张状态观测器对不可测量负载扰动项Dω的观测估计值，则 为向量 的第三个元素。
一种基于电机积分鲁棒控制驱动的加油软管振动抑制方法
技术领域
[0001] 本发明涉及一种基于电机积分鲁棒控制驱动的加油软管振动抑制方法，属于无人系统振动控制技术领域。
背景技术
[0002] 软管锥套式空中加油系统自上世纪以来，已广泛应用，具有作用不可替代。软管锥套组合体是软式加油对接、传输燃油过程中最为关键的设备。大量的飞行试验显示，加油软
管作为典型的刚‑柔‑液耦合系统，对加油机牵连、紊流、受油机前扰波、加油机尾涡等外部
干扰，以及燃油压力、软管柔性材料形变等内部扰动均是十分敏感的。特别是在加油对接
中，受油机以一个相对过冲速度撞开锥套阀门实现对接锁定，其惯性将推动加油软管前移，
造成加油软管松弛，进而在尾涡、紊流等扰流作用下，产生的剧烈振动。软管振动会对受油
插头和加油软管产生很大的瞬时载荷，极易导致受油插头与锥套脱离，极大地降低了对接
成功率，甚至会造成加油软管、插头断裂事故，严重影响空中加油安全。
[0003] 当前软管振动抑制思路主要有稳定软管张力和受油机合理对接操纵两个方面。但考虑到加油软管特殊的刚‑柔‑液耦合系统同时受多种内、外扰动影响，其复杂的动力学特
性至今仍难以准确描述，致使目前各种抑制措施始终不尽满意。当前，加油吊舱多装备用以
保持软管张力稳定以抑制软管振动的恒力弹簧设备，然而加油对接事故率仍高达2.5％，远
远高于危险等级最高的着陆阶段。加油软管振动的危害性要求其在出现之初，就能够被及
时、迅速且准确地抑制。因此，很有必要设计一种抗扰动、快速软管振动抑制控制系统，提升
加油软管系统稳定性和加油对接安全性。
发明内容
[0004] 本发明所要解决的技术问题是：提供一种基于电机积分鲁棒控制驱动的加油软管振动抑制方法，有效地抑制了加油软管振动，提高了加油软管稳定性和加油对接安全性。
[0005] 本发明为解决上述技术问题采用以下技术方案：
[0006] 一种基于电机积分鲁棒控制驱动的加油软管振动抑制方法，包括如下步骤：
[0007] 步骤1，设定空中加油机飞行速度和中度紊流大气环境，将各风场进行矢量合成后分解为惯性系下三轴风分量，以此为基础，采用有限元和多体动力学建模思想，建立中度紊
流下受加油机拖拽的柔性加油软管‑锥套组合体多体动力学模型；并设定受油机受油插头
相对对接剖面；
[0008] 步骤2，依据柔性加油软管‑锥套组合体多体动力学模型参数，建立消除加油软管对接松弛所需回收长度ΔL与永磁同步电机角位置指令 之间的转换关系；
[0009] 步骤3，依据柔性加油软管‑锥套组合体多体动力学模型参数，建立电机负载TL与加油软管起始端所受拉力T1之间的转换关系；
[0010] 步骤4，根据永磁同步电机模型，设计扩张状态干扰观测器，以观测估计拖曳加油软管引起的不可测量负载扰动项；
[0011] 步骤5，将步骤4观测估计的不可测量负载扰动项作为部分前馈补偿量，针对永磁同步电机角位置 和角速度ω回路，设计角位置积分鲁棒跟踪控制器 具体过程为：
[0012] 步骤51，定义角位置踪误差e1、角速度跟踪误差e2、辅助误差 电机角速度参考指*
令ω；具体如下：
[0013]
[0014] 其中， 均为反馈增益，
[0015] 步骤52，根据误差积分鲁棒控制方法设计角位置回路积分鲁棒跟踪控制器 具体如下：
[0016]
[0017]
[0018] iqs＝iqs1+iqs2
[0019]
[0020]
[0021] 其中，gω＝3Pψf/(2J)，fω＝‑Bω/J，J、B、P、ψf分别为电机转动惯量、摩擦系数、极对数、磁链， 为观测器对不可测量负载扰动项Dω的观测估计值，iqa为模型辅助前馈项，iqs为
鲁棒反馈控制项，iqs1为线性前馈控制线，iqs2为非线性鲁棒控制项， 为角位置回路反馈
增益， 为角位置回路积分鲁棒控制增益， sign(·)为符号函数，t为时间；
[0022] 步骤6，针对永磁同步电机q轴电流回路，设计q轴电流积分鲁棒跟踪控制器 具体过程为：
[0023] 步骤61，定义q轴跟踪误差eq和辅助误差rq；具体如下：
[0024]
[0025] 其中，iq为q轴的电流、为q轴的电流参考指令，kq为q轴电流回路反馈增益；
[0026] 步骤62，设计q轴电流回路积分鲁棒跟踪控制器 具体如下：
[0027]
[0028] 其中，gq＝1/Ls，fq＝‑Riq/Ls，Ls为电机定子电感，krq为q轴电流回路反馈增益，βq为q轴电流回路积分鲁棒控制增益，krq＞0，βq＞0；
[0029] 步骤7，针对永磁同步电机d轴电流回路，设计d轴电流积分鲁棒跟踪控制器 具体过程为：
[0030] 步骤71，定义d轴跟踪误差ed和辅助误差rd；具体如下：
[0031]
[0032] 其中，id为d轴的电流、为d轴的电流参考指令，kd为d轴电流回路反馈增益；
[0033] 步骤72，设计d轴电流回路积分鲁棒跟踪控制器 具体如下：
[0034]
[0035] 其中，gd＝1/Ls，fd＝‑Rid/Ls，krd为d轴电流回路反馈增益，βd为d轴电流回路积分鲁棒控制增益，krd＞0，βd＞0。
[0036] 作为本发明的一种优选方案，步骤2所述消除加油软管对接松弛所需回收长度ΔL与永磁同步电机角位置指令 之间的转换关系为：
[0037]
[0038] 其中，L0为对接前加油软管长度，LH为对接前加油软管始末两端直线距离，Δx、Δy、Δz分别为对接前后软管末端即锥套位置变化在惯性系x、y、z轴的分量，r为电机卷盘半
径，i为减速器的减速比。
[0039] 作为本发明的一种优选方案，步骤3所述电机负载TL与加油软管起始端所受拉力T1之间的转换关系为：
[0040]
[0041] 其中，r为电机卷盘半径，i为减速器的减速比，s为传递函数中的拉氏变换符号。
[0042] 作为本发明的一种优选方案，所述步骤4的具体过程为：
[0043] 步骤41，永磁同步电机模型为：
[0044]
[0045] 其中， ω分别为电机角位置、角速度，id和ud分别为d轴的电流和电压，iq和uq分别为q轴的电流和电压，R、J、Ls、B、P、ψf分别为电机定子电阻、转动惯量、定子电感、摩擦系
数、极对数和磁链；
[0046] 步骤42，将不可测量负载扰动项 增广为位置/速度系统的新状态，得到位置/速度增广系统；公式为：
[0047]
[0048] 其中， hω为Dω的导数；
[0049] 步骤43，将步骤42的位置/速度增广系统写成矩阵描述形式；公式为：
[0050]
[0051] 其中， Φ1(X1)＝[0 fω 0]T，G1＝[0 1 0]T，Δω＝T
[0 0 hω]；
[0052] 步骤44，针对矩阵描述形式设计状态扩张干扰观测器，估计不可测量负载扰动项Dω；公式为：
[0053]
[0054] 其中， 为增广系统状态X1的估计值， 为扩张状态观测器参数，w1为观测器带宽变量， 为电机角位置 的估计，定义 为观测器对不可测量负载扰动
项Dω的观测估计值，则 为向量 的第三个元素。
[0055] 本发明采用以上技术方案与现有技术相比，具有以下技术效果：
[0056] 1、本发明加油软管振动抑制方法，可实现对由软管振动诱发的不可测量负载扰动的准确观测估计。
[0057] 2、本发明加油软管振动抑制方法，可显著提高软管振动抑制驱动控制系统对外界不确定时变负载扰动的抵抗能力。
[0058] 3、本发明加油软管振动抑制方法，可快速、准确、有效地抑制加油软管振动，显著提高加油软管稳定性。
附图说明
[0059] 图1是本发明一种基于电机积分鲁棒控制驱动的加油软管振动抑制方法控制框图。
[0060] 图2是本发明实施例中受油插头对接加速度、速度和位移剖面。
[0061] 图3(a)是无振动抑制情况下加油软管形态图。
[0062] 图3(b)是采用本发明振动抑制情况下加油软管形态图。
[0063] 图4是有、无振动抑制两种情况下受油插头所受软管锥套作用力对比图。
具体实施方式
[0064] 下面详细描述本发明的实施方式，所述实施方式的示例在附图中示出。下面通过参考附图描述的实施方式是示例性的，仅用于解释本发明，而不能解释为对本发明的限制。
[0065] 本发明一种基于电机积分鲁棒控制驱动的加油软管振动抑制方法，先基于软管‑锥套组合体运动模型，构建加油软管松弛程度与驱动电机角位置收放指令之间的转换式；
然后，设计扩张状态观测器，以实现对软管振动诱发的不可测量负载扰动的准确观测估计，
提高系统抗干扰能力；继而，将观测的负载扰动作为前馈补偿量，并逐步分回路设计永磁同
步电机积分鲁棒控制器，实现对加油软管振动及时、准确、可靠的抑制。
[0066] 本实施例中，设定空中加油机以200m/s的地速飞行，飞行高度为7010m。
[0067] 如图1所示，基于永磁同步电机积分鲁棒控制驱动的空中加油软管振动抑制方法，具体包括如下步骤：
[0068] 步骤一、设定空中加油机飞行速度和中度紊流大气环境，将各风场进行矢量合成T
后分解为惯性系下三轴风分量VW＝[uW vW wW] ，uW、vW和wW为惯性系下x、y、z三轴方向风量大
小；以此为基础，采用有限元和多体动力学建模思想，建立紊流下受加油机拖拽的柔性加油
软管‑锥套组合体多体动力学模型，以描述其受力和运动状态。
[0069] 此步骤中选取大气紊流为中度紊流，加油软管‑锥套组合体有限元节点数N＝24；加油软管‑锥套参数如下：锥套质量md＝29.5kg，锥套直径dd＝0.61m，软管直径dh＝0.067m，
锥套空气阻力系数cd＝0.831，软管表面摩擦系数ct,k＝0.001，软管空气阻力系数cn,k＝
0.28，单位长度软管质量μ＝4.11kg/m。
[0070] 步骤二、如图2所示，设定本实施例中受油机受油插头相对对接剖面(加速度、速度和位移剖面)。
[0071] 步骤三、建立消除加油软管对接松弛所需回收长度ΔL与永磁同步电机角位置指令 之间的转换关系：
[0072]
[0073] 式中，L0为对接前加油软管长度，LH为对接前加油软管始末两端直线距离，Δx、Δy和Δz为对接前后软管末端(锥套)位置变化在惯性系各轴的分量，r为电机卷盘半径，i为减
速器的减速比；
[0074] 此步骤中选取加油软管初始长度为L0＝14.33m；永磁同步电机参数如下：定子电2
阻R＝1.65Ω，转动惯量J＝0.001kg·m ，定子电感Ls＝0.0092H、摩擦系数B＝1.831e‑5N·
m·s，极对数P＝4，磁链ψf＝0.175Wb，卷盘半径r＝0.06m，减速器减速比i＝10。
[0075] 步骤四、建立电机负载TL与加油软管起始端所受拉力T1之间的转换关系式：
[0076]
[0077] 步骤五、针对永磁同步电机模型：
[0078]
[0079] 设计扩张状态干扰观测器，以观测估计拖曳加油软管引起的不可测量负载扰动项TL/J，并将在角位置回路控制器设计时予以补偿。
[0080] 具体步骤如下：
[0081] 步骤501、将 增广为位置/速度系统的新状态，得到位置/速度增广系统；具体如下：
[0082]
[0083] 式中， hω是Dω的导数；
[0084] 步骤502、将式(4)写成矩阵描述形式；具体如下：
[0085]T T T
[0086] 式中， G1＝[0 1 0] ，Φ1(X1)＝[0 fω 0] ，Δω＝[0 0 hω] ；
[0087] 步骤503、针对上式设计状态扩张干扰观测器，估计不可测量负载扰动项Dω；具体如下：
[0088]
[0089] 式中， 为增广系统状态X1的估计值， 为扩张状态观测器参数，w1为观测器带宽变量；定义 为观测器(6)对不可测量负载扰动项Dω的观测估计值，则
为向量 的第三个元素。
[0090] 此步骤中，选取扩张状态观测器参数为：w1＝200；L1＝[3×200 3×2002 2003]T。
[0091] 步骤六、以步骤四估计的不可测量负载扰动TL/J作为部分前馈补偿量，针对永磁同步电机角位置和角速度回路，设计基于角位置跟踪误差的积分鲁棒角位置跟踪控制器。
[0092] 具体步骤如下：
[0093] 步骤601，定义角位置踪误差e1、角速度跟踪误差e2、辅助误差 及电机角速度参考*
指令ω；具体如下：
[0094]
[0095] 式中， 为反馈增益；
[0096] 步骤602，根据误差积分鲁棒控制方法设计角位置回路积分鲁棒跟踪控制器 具体如下：
[0097]
[0098]
[0099] iqs＝iqs1+iqs2 (8)
[0100]
[0101]
[0102] 式中，t为时间，gω＝3Pψf/(2J)，fω＝‑Bω/J， 为角位置回路反馈增益，为角位置回路积分鲁棒控制增益，sign(·)为符号函数，iqa为模型辅助前馈项，iqs为鲁棒
反馈控制项，iqs1为线性前馈控制线，iqs2为非线性鲁棒控制项。
[0103] 此步骤中，gω＝3Pψf/(2J)，fω＝‑Bω/J；选取控制增益参数为：
[0104] 步骤七、针对永磁同步电机q轴电流回路，设计q轴电流积分鲁棒跟踪控制器。
[0105] 具体步骤如下：
[0106] 步骤701，定义q轴跟踪误差eq和辅助误差rq；具体如下：
[0107]
[0108] 式中，kq为q轴电流回路反馈增益；
[0109] 步骤702，设计q轴电流回路积分鲁棒跟踪控制器 具体如下：
[0110]
[0111] 式中，gq＝1/Ls，fq＝‑Riq/Ls，krq＞0为q轴电流回路反馈增益，βq＞0为q轴电流回路积分鲁棒控制增益。
[0112] 此步骤中，gq＝1/Ls，fq＝‑Riq/Ls；选取控制增益参数为：kq＝40，krq＝20，βq＝0.5。
[0113] 步骤八、针对永磁同步电机d轴电流回路，设计d轴电流积分鲁棒跟踪控制器。
[0114] 具体步骤如下：
[0115] 步骤801，定义d轴跟踪误差ed和辅助误差rd；具体如下：
[0116]
[0117] 式中，kd为d轴电流回路反馈增益；
[0118] 步骤802，设计d轴电流回路积分鲁棒跟踪控制器 具体如下：
[0119]
[0120] 式中，gd＝1/Ls，fd＝‑Rid/Ls，krd＞0为d轴电流回路反馈增益，βd＞0为d轴电流回路积分鲁棒控制增益。
[0121] 此步骤中，gd＝1/Ls，fd＝‑Rid/Ls；设定d轴期望电流为 并选取控制增益参数为：kd＝40，krd＝20，βd＝0.5。
[0122] 采用本发明空中加油软管振动抑制方法在上述给定的空中加油对接条件下，配合振动抑制控制器控制作用，获取的加油软管形态图和电机外部负载结果图。
[0123] 如图3(a)～图3(b)所示，是本实例中无振动抑制情况下加油软管形态和采用本发明振动抑制控制情况下加油软管形态图；图3(a)振动抑制情况下加油软管形态图；图3(b)
为采用本发明振动抑制控制情况下加油软管形态图；可以看出在无振动抑制措施情况下，
加油软管震动十分剧烈，形态变化非常大，这对加油软管结构安全构成巨大威胁；而采用本
发明基于永磁同步电机驱动的加油软管振动抑制方法后，加油软管从始至终未出现显著的
振动现象，其历史形态也未出现明显的变化，说明本发明方法快速、准确、有效地抑制了加
油软管振动。
[0124] 如图4所示，是有无振动抑制两种情况下受油插头所受软管锥套作用力对比图。可以看出，在无振动抑制措施的情况下，受油插头所受软管锥套作用力数值较大，且随着软管
振动的进行，其数值在较大范围内快速变化，这也反映了加油软管振动时，其对受油插头作
用力是大幅快速变化的，对软管和受油插头结构安全威胁巨大；而采用本发明对加油软管
进行抑制后，受油插头所受软管锥套作用力全程数值较小，且其变化波动相比较为稳定，这
充分说明了本发明能够很好地抑制软管振动，维持软管和受油插头受力较小且受力稳定。
[0125] 综合上述分析和仿真验证，充分证明了本文基于一种基于电机积分鲁棒控制驱动的加油软管振动抑制方法在空中加油软管振动抑制方面的有效性。
[0126] 以上实施例仅为说明本发明的技术思想，不能以此限定本发明的保护范围，凡是按照本发明提出的技术思想，在技术方案基础上所做的任何改动，均落入本发明保护范围
之内。
