CN117602098A - 一种飞机缝翼疲劳试验随动系统及角度跟踪控制方法 - Google Patents

Abstract

本申请提供了一种飞机缝翼疲劳试验随动系统，包括随动加载机构和角度跟踪控制系统；随动加载机构包括框架支座、与框架支座铰接的随动框架、用于驱动随动框架转动的驱动作动筒以及铰接在随动框架上且连接翼面试验件的加载作动筒；角度跟踪控制系统包括协调加载控制系统、测力传感器和安装在随动框架上的倾角传感器，协调加载控制系统接收驱动作动筒位移信号、测力传感器力信号、倾角传感器角度测量信号、缝翼翼面驱动系统的偏转角度信号及角度差值信号，通过角度测量信号修正偏转角度信号以得到驱动作动筒位移伸长量与翼面偏转角度之间的关系，协调加载控制系统根据修正后的驱动作动筒位移伸长量与翼面偏转角度之间的关系控制驱动作动筒的动作。

Description

一种飞机缝翼疲劳试验随动系统及角度跟踪控制方法

技术领域

本申请属于飞机缝翼疲劳试验技术领域，特别涉及一种飞机缝翼疲劳试验随动系统及角度跟踪控制方法。

背景技术

在飞机缝翼全尺寸疲劳试验中，翼面偏转运动通常采用交流伺服电机驱动系统完成，翼面载荷施加由控制系统通过摆臂式随动框架完成，两套系统各自运动，由数字IO作为同步运动交互判断信号，以驱动系统翼面偏转角度和随动框架倾斜角度之间的误差作为精度控制和安全防护的最重要判据，因此，尽可能较小角度误差对随动系统角度跟踪控制具有重要价值。

目前的随动系统中采用摆臂式随动机构，采用液压作动筒驱动绕翼面偏转中心轴转动，根据随动机构几何模型中液压作动筒的位移伸长量与倾斜角度的近似线性关系(以下简称“位移-角度”模型)，由翼面偏转角度计算得到液压作动筒位移，作为被控物理量，输入到控制系统载荷谱中，实现随动机构倾斜角度与翼面偏转角度始终保持一致，并采用角度误差作为安全保护措施。这种基于位移控制的角度控制方法，仅仅以时间作为同步运动依据，并没有直接控制角度，不能实现角度实时跟踪控制，各种角度值只是作为监视量或中间量，受随动机构位控精度、缝翼翼面驱动系统精度和时间差异等因素的影响，通过大量的调试工作可将角度误差保持在试验精度要求的范围以内，并没有根本上得到有效控制减小。

发明内容

本申请的目的是提供了一种飞机缝翼疲劳试验随动系统及角度跟踪控制系统，以解决或减轻背景技术中的至少一个问题。

本申请的技术方案是：一种飞机缝翼疲劳试验随动系统，所述随动系统包括随动加载机构和角度跟踪控制系统；

所述随动加载机构包括框架支座、与框架支座铰接的随动框架、用于驱动随动框架转动的驱动作动筒以及铰接在随动框架上且连接翼面试验件的加载作动筒；

所述角度跟踪控制系统包括协调加载控制系统、介于驱动作动筒与随动框架之间的测力传感器和安装在随动框架上的倾角传感器，所述协调加载控制系统接收驱动作动筒的位移信号、测力传感器的力信号、倾角传感器的角度测量信号、用于驱动翼面试验件偏转的缝翼翼面驱动系统的偏转角度信号及角度测量信号与偏转角度信号的角度差值信号，通过所述角度测量信号修正所述偏转角度信号以得到驱动作动筒位移伸长量与翼面偏转角度之间的关系，所述协调加载控制系统根据修正后的驱动作动筒位移伸长量与翼面偏转角度之间的关系控制驱动作动筒的动作。

优选的，所述驱动作动筒为位移作动筒。

优选的，所述加载作动筒包括第一加载作动筒和第二加载作动筒，所述第一加载作动筒连接翼面试验件的外型面，所述第二加载作动筒连接翼面试验件的前缘。

优选的，所述第一加载作动筒和第二加载作动筒为力控作动筒。

优选的，所述角度跟踪控制系统通过IO接口与缝翼翼面驱动系统进行数据交互，以获得缝翼翼面驱动系统对翼面试验件的偏角角度。

优选的，所述协调加载控制系统根据所述角度差值信号控制驱动作动筒的动作之前，通过对驱动作动筒的位移信号、倾角传感器的角度测量信号以及用于缝翼翼面驱动系统的偏转角度信号对所述角度差值信号进行修正。

另一方面，本申请提供的技术方案是：一种如上任一所述的飞机缝翼疲劳试验随动系统的角度跟踪控制方法，包括：

采用模拟量输入通道，将翼面驱动机构111的偏转角度通过缝翼翼面驱动系统引入到协调加载控制系统中，将倾角传感器安装在随动框架上；

根据随动框架的结构模型得到几何参数，建立驱动作动筒位移伸出量与翼面试验件偏转角度的关系模型，根据所述关系模型建立以位移为被控量、偏转角度为目标量的载荷谱；

使协调加载控制系统的加载通道内产生驱动作动筒的输出信号、驱动作动筒的位移输入、测力传感器的力输入、倾角传感器的角度测量输入、缝翼翼面驱动系统的偏转角度输入和角度测力输入与偏转角度之间的角度误差输入；

将驱动作动筒内的的位移输入作为主反馈，使驱动作动筒驱动随动框架，对照缝翼翼面驱动系统的各个卡位状态，标定倾角传感器在不同卡位位置的角度反馈值，从而确定驱动作动筒的位移与翼面偏转角度的对应关系；

将倾角传感器的角度测量输入作为主反馈，给定角度命令，整定角度控制PID参数，建立一个以角度为驱动作动筒被控量的载荷谱，循环运行载荷谱，调节角度控制的跟随性和精确度。

优选的，该方法还包括：

将角度误差输入设置为主反馈，建立一个以角度误差为被控量的载荷谱，载荷谱值均设置为零，启动缝翼翼面驱动系统，验证随动系统跟踪驱动系统角度变化情况，适当调节PID控制参数，得到角度实时跟踪的较优控制品质。

本申请的随动系统及角度跟踪控制方法中的驱动作动筒采用角度量作为被控物理量，控制原理简单，在保持硬件资源不变的基础上，对随动加载框架的结构设计没有附加要求，节省试验成本，经济性高，最终可实现角度跟踪控制，可以有效减小试验全过程中的随动角度误差，忽略试验件卡位状态的影响，功能实现更加简单。

附图说明

为了更清楚地说明本申请提供的技术方案，下面将对附图作简单地介绍。显而易见地，下面描述的附图仅仅是本申请的一些实施例。

图1为本申请的随动加载机构示意图。

图2为本申请的随动系统角度跟踪控制系统示意图。

图3为本申请中的角度跟踪控制过程示意图。

附图标记：

101-随动框架

102-框架支座

103-驱动作动器

104-第一加载作动筒

105-第二加载作动筒

106-翼面试验件

107-测力传感器

108-倾角传感器

109-协调加载控制系统

110-缝翼翼面驱动系统

111-翼面驱动机构

具体实施方式

为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行更加详细的描述。

本申请在基于位移控制的角度跟踪控制基础上，将缝翼偏转角度引入控制系统中作为一路角度反馈信号，将随动机构的倾角传感器作为另一路角度反馈信号，将二者之间的角度误差作为被控物理量，建立新的角度控制载荷谱，实现角度实时跟踪控制。

为此，本申请提供了一种用于飞机缝翼疲劳试验的随动系统，该随动系统包括随动加载机构及角度跟踪控制系统。

首先如图1的随动加载机构示意图，随动框架101的右下角铰接在框架支座102上，驱动作动筒103一端铰接在随动框架101的侧边、另一端铰接在框架支座102上。其中，驱动作动筒103采用位控作动筒而取代传统的液压作动筒。翼面试验件106的上侧面和前缘分别通过第一加载作动筒104和第二加载作动筒105连接在随动框架101上，通过第一加载作动筒104和第二加载作动筒105实现向翼面试验件106的上侧面和前缘施加作用力，以模拟翼面的各部位气动载荷。其中，第一加载作动筒104和第二加载作动筒105均采用力控作动筒。

如图2所示的角度跟踪控制系统示意图，可用于实现基于角度误差的随动系统实时高精度跟踪驱动，该角度跟踪控制系统包括：测力传感器107、倾角传感器108及协调加载控制系统109。

测力传感器107设置在驱动作动筒107与随动框架101之间，用于测量驱动作动筒103作用随动框架101的驱动力，测力传感器107的测量值当作物理输入传输至协调加载控制系统109。

倾角传感器108设置在随动框架101上，用于测量随动框架101的偏转角度，倾角传感器108的测量值也当作物理输入传输至协调加载控制系统109。

协调控制加载系统109与缝翼翼面驱动系统110通过I/O接口进行信息交互，缝翼翼面驱动系统110通过翼面驱动结构111可控制翼面试验件106进行角度偏转，在此过程中，其可通过对电压进行模拟量采集而得到翼面的偏转角度，该角度作为虚拟输入传输至协调加载控制系统109中。

随动加载机构中的驱动作动筒103连接协调加载控制系统109，协调控制加载系统109通过输出位移控制信号可以控制驱动作动筒103产生位移量，并驱动随动框架101随着翼面驱动机构111控制翼面试验件106进行偏转时进行同步运动，使两者保持相对静止。

其中，协调加载控制系统109接收的输入信号包括：驱动作动筒103产生的位移值、测力传感器107测量的力值、倾角传感器108测量的随动框架101倾斜角度反馈值以及缝翼翼面驱动系统110发送的翼面试验件106偏转角度和根据偏转角度及倾斜角度测力值的角度差值，协调加载控制系统109根据角度差值生成驱动作动筒103的位移控制指令以使驱动作动筒103产生相应的位移。

当缝翼翼面驱动系统110通过翼面驱动机构111控制翼面试验件106运动时，为了实现第一加载作动筒104及第二加载作动筒105对翼面试验件106的相对静止加载，随动框架101需要在驱动作动筒103在“位移-角度”加载谱的驱动下带动两加载作动筒运动。而翼面驱动机构106控制翼面发生的偏转角度变化引起了角度误差，驱动作动筒103执行相应的收放动作，使得倾角传感器108的角度反馈发生变化，角度误差减小，当误差趋于零时，两套系统处于相对静止状态。本申请以角度误差作为被控量，不考虑卡位状态，随动系统根据驱动系统的角度变化实施跟踪控制，角度误差不仅可以保持在误差要求范围以内，并且在不断减小。本申请在保持原有试验硬件资源的前提下，改变了载荷谱和控制率，实现了高精度的角度实时跟踪控制，实现了真正意义上的随动控制。

在基于图2所示的随动系统角度跟踪控制系统图，本申请还提供了上述随动系统的角度跟踪控制过程，包括如下步骤：

S1、获得缝翼翼面驱动系统110的偏转角度：采用模拟量输入通道，将翼面驱动机构111的偏转角度引入到协调加载控制系统109中，经过滤波处理得到平滑的偏转角度，避免波动导致系统振荡，在随动框架101上安装倾角传感器108，其角度反馈与缝翼偏转角度的方向一致，即与缝翼翼面驱动系统110的偏转角度的正负符号一致(均为正)；

S2、建立数学模型：根据图1所示的随动框架101的机械结构图及加载点位置在数模软件中得到几何模型及各项参数，建立驱动作动筒103的位移伸长量与翼面试验件106的倾斜角度的关系模型(以下简称“位移-角度”模型)，根据该关系模型建立一个以位移量为被控量的载荷谱，用于试验前期安装和调试，此时可暂不安装力加载作动筒；

S3、在图2所示的协调加载控制系统的加载通道内设置驱动作动筒103的输出、位移传感器的输入1(驱动作动筒103内部自带有位移传感器)、测力传感器107的输入2、倾角传感器108的输入3、偏转角度虚拟输入4(通过编程调取滤波后的翼面偏转角度)、角度误差虚拟输入5(偏转角度虚拟输入4-倾角传感器输入3)，共计1个物理输出、3个物理输入、2个虚拟输入，可将某一输入设置为主反馈进行修正；

S4、将位移传感器的输入1作为主反馈，采用驱动作动筒103驱动随动框架101，对照缝翼翼面驱动系统110达到初始卡位状态，倾角传感器108进行调零，标定为初始卡位，同时标定倾角传感器108在不同卡位位置的角度反馈值，确定驱动作动筒103的位移与翼面偏转角度的准确对应关系，修正载荷谱，保证倾角传感器108的反馈真实准确；

S5、将倾角传感器108的输入3作为主反馈，控制原理如图3所示，手动给定角度命令，整定角度控制PID参数，建立一个以角度为驱动作动筒103被控量的载荷谱，循环运行载荷谱，调节角度控制的跟随性和精确度；

S6、最后将角度误差虚拟输入5设置为主反馈，建立一个以角度误差为被控量的载荷谱，载荷谱值均设置为零，启动缝翼翼面驱动系统110，验证随动系统跟踪驱动系统角度变化情况，适当调节PID控制参数，得到角度实时跟踪的较优控制品质；

S7、试验验证：按照上述步骤，完成多段缝翼随动系统的其他安装与调试工作，多系统联调验证本方法的可行性和准确性，设置角度误差监视保护动作，并通过数字IO信息交互，保证试验运行稳定安全。

本申请的随动系统及控制方法中的驱动作动筒采用角度量作为被控物理量，控制原理简单，在保持硬件资源不变的基础上，对随动加载框架的结构设计没有附加要求，节省试验成本，经济性高，最终可实现角度跟踪控制，可以有效减小试验全过程中的随动角度误差，忽略试验件卡位状态的影响，功能实现更加简单。

以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims (8)

1.一种飞机缝翼疲劳试验随动系统，其特征在于，所述随动系统包括随动加载机构和角度跟踪控制系统；

所述随动加载机构包括框架支座、与框架支座铰接的随动框架、用于驱动随动框架转动的驱动作动筒以及铰接在随动框架上且连接翼面试验件的加载作动筒；

所述角度跟踪控制系统包括协调加载控制系统、介于驱动作动筒与随动框架之间的测力传感器和安装在随动框架上的倾角传感器，所述协调加载控制系统接收驱动作动筒的位移信号、测力传感器的力信号、倾角传感器的角度测量信号、用于驱动翼面试验件偏转的缝翼翼面驱动系统的偏转角度信号及角度测量信号与偏转角度信号的角度差值信号，通过所述角度测量信号修正所述偏转角度信号以得到驱动作动筒位移伸长量与翼面偏转角度之间的关系，所述协调加载控制系统根据修正后的驱动作动筒位移伸长量与翼面偏转角度之间的关系控制驱动作动筒的动作。

2.如权利要求1所述的飞机缝翼疲劳试验随动系统，其特征在于，所述驱动作动筒为位移作动筒。

3.如权利要求1或2所述的飞机缝翼疲劳试验随动系统，其特征在于，所述加载作动筒包括第一加载作动筒和第二加载作动筒，所述第一加载作动筒连接翼面试验件的外型面，所述第二加载作动筒连接翼面试验件的前缘。

4.如权利要求3所述的飞机缝翼疲劳试验随动系统，其特征在于，所述第一加载作动筒和第二加载作动筒为力控作动筒。

5.如权利要求1所述的飞机缝翼疲劳试验随动系统，其特征在于，所述角度跟踪控制系统通过IO接口与缝翼翼面驱动系统进行数据交互，以获得缝翼翼面驱动系统对翼面试验件的偏角角度。

6.如权利要求5所述的飞机缝翼疲劳试验随动系统，其特征在于，所述协调加载控制系统根据所述角度差值信号控制驱动作动筒的动作之前，通过对驱动作动筒的位移信号、倾角传感器的角度测量信号以及用于缝翼翼面驱动系统的偏转角度信号对所述角度差值信号进行修正。

7.一种如权利要求1至6任一所述的飞机缝翼疲劳试验随动系统的角度跟踪控制方法，其特征在于，包括：

采用模拟量输入通道，将翼面驱动机构111的偏转角度通过缝翼翼面驱动系统引入到协调加载控制系统中，将倾角传感器安装在随动框架上；

根据随动框架的结构模型得到几何参数，建立驱动作动筒位移伸出量与翼面试验件偏转角度的关系模型，根据所述关系模型建立以位移为被控量、偏转角度为目标量的载荷谱；

使协调加载控制系统的加载通道内产生驱动作动筒的输出信号、驱动作动筒的位移输入、测力传感器的力输入、倾角传感器的角度测量输入、缝翼翼面驱动系统的偏转角度输入和角度测力输入与偏转角度之间的角度误差输入；

将驱动作动筒内的的位移输入作为主反馈，使驱动作动筒驱动随动框架，对照缝翼翼面驱动系统的各个卡位状态，标定倾角传感器在不同卡位位置的角度反馈值，从而确定驱动作动筒的位移与翼面偏转角度的对应关系；

将倾角传感器的角度测量输入作为主反馈，给定角度命令，整定角度控制PID参数，建立一个以角度为驱动作动筒被控量的载荷谱，循环运行载荷谱，调节角度控制的跟随性和精确度。

8.如权利要求7所述的角度跟踪控制方法，其特征在于，还包括：

将角度误差输入设置为主反馈，建立一个以角度误差为被控量的载荷谱，载荷谱值均设置为零，启动缝翼翼面驱动系统，验证随动系统跟踪驱动系统角度变化情况，适当调节PID控制参数，得到角度实时跟踪的较优控制品质。