李麗萍，閆金星

(1.西安郵電大學(xué) 教學(xué)質(zhì)量監(jiān)控與評(píng)估辦公室，西安 710121；2.中國(guó)空間技術(shù)研究院西安分院，西安 710100)

0 引言

航天器結(jié)構(gòu)較為復(fù)雜，由于受到環(huán)境多樣性和干擾性的影響，導(dǎo)致結(jié)構(gòu)存在較大的不確定性，使得精確數(shù)學(xué)模型難以建立[1]。目前航天技術(shù)的不斷發(fā)展和數(shù)字信息技術(shù)的迅猛發(fā)展，氣動(dòng)力研究尤其是風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)領(lǐng)域的理論與實(shí)踐得到了拓展和完善[2-3]。風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)指的是根據(jù)運(yùn)動(dòng)相對(duì)性原理，利用人工氣流模擬各種復(fù)雜的飛行狀態(tài)，控制各種氣流，獲取實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)的過(guò)程，是在大型設(shè)備研制中的先行者，其重要性日益突出。

當(dāng)前利用地面模擬技術(shù)設(shè)計(jì)的系統(tǒng)，都是采用地面模擬裝置來(lái)研究航天器控制系統(tǒng)的動(dòng)態(tài)特性。本實(shí)用新型包括計(jì)算機(jī)和各種物理模擬裝置，能夠?qū)教炱鳌⒖刂葡到y(tǒng)及各種飛行環(huán)境進(jìn)行仿真。在控制系統(tǒng)仿真研究中，首先要確定系統(tǒng)的模型，然后利用計(jì)算機(jī)仿真和各種仿真設(shè)備進(jìn)行仿真。采用該技術(shù)設(shè)計(jì)的系統(tǒng)可重復(fù)使用，但控制效果不理想[4]；采用半物理仿真技術(shù)，當(dāng)系統(tǒng)的某些部分或現(xiàn)象很難建模，或者需要滿足特定的要求時(shí)，將系統(tǒng)或其類(lèi)似系統(tǒng)的某些部分作為仿真模型的一部分，使仿真結(jié)果更可信。但由于受外界噪聲的影響，控制效果較差[5]。針對(duì)這一問(wèn)題，設(shè)計(jì)了基于多軸聯(lián)動(dòng)的航天器風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)控制系統(tǒng)。以機(jī)械機(jī)構(gòu)和控制器為主的多軸聯(lián)動(dòng)控制系統(tǒng)，提高了機(jī)械制造的質(zhì)量。

1 系統(tǒng)總體結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)

航天器帶動(dòng)力風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)控制系統(tǒng)主要由永磁交流伺服電機(jī)、伺服驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)、電機(jī)冷卻潤(rùn)滑循環(huán)器、現(xiàn)場(chǎng)控制柜和主監(jiān)控柜組成?？刂葡到y(tǒng)可由上位機(jī)協(xié)調(diào)控制四驅(qū)和冷卻循環(huán)系統(tǒng)，也可現(xiàn)場(chǎng)運(yùn)行，該系統(tǒng)包括工業(yè)控制計(jì)算機(jī)、數(shù)據(jù)采集卡和運(yùn)動(dòng)控制卡[6-8]。既能大大減少線路長(zhǎng)度，又能在不增加系統(tǒng)構(gòu)成成本的情況下，顯著提高系統(tǒng)的可靠性和穩(wěn)定性?？刂葡到y(tǒng)總體結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)如圖1所示。

圖1 控制系統(tǒng)總體結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)

由圖1可知，采用 PROFIBUS現(xiàn)場(chǎng)總線方式進(jìn)行控制，DP是一種很好的多電機(jī)同步控制網(wǎng)絡(luò)結(jié)構(gòu)。檢測(cè)和控制冷卻循環(huán)系統(tǒng)主要是通過(guò)西門(mén)子S7-300PLC，結(jié)合PROFIBUS控制4個(gè) American CT伺服驅(qū)動(dòng)器，以及S7-224PLCOS7-224PLC[9-10]。通過(guò)PROFIBUS總線，S7-300 PLC與上位監(jiān)控計(jì)算機(jī)進(jìn)行通信，工業(yè)控制計(jì)算機(jī)與風(fēng)洞主控和管理計(jì)算機(jī)進(jìn)行通信。

2 系統(tǒng)硬件結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)

航天器帶動(dòng)力風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)控制系統(tǒng)的帶動(dòng)力風(fēng)洞作為一種大型裝置，可以分階段進(jìn)行實(shí)驗(yàn)，或者選擇原來(lái)的實(shí)驗(yàn)繼續(xù)進(jìn)行最后一個(gè)未完成的實(shí)驗(yàn)。風(fēng)洞控制系統(tǒng)實(shí)驗(yàn)管理模塊為不同用戶或不同實(shí)驗(yàn)階段實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)的采集和管理提供了易操作的界面。

2.1 伺服電機(jī)模塊

根據(jù)伺服電機(jī)多層控制運(yùn)行模式，劃分管理權(quán)限優(yōu)先順序[11]。將控制優(yōu)先級(jí)劃分為：風(fēng)洞管理系統(tǒng)層、監(jiān)控系統(tǒng)層、現(xiàn)場(chǎng)系統(tǒng)層和手動(dòng)控制層。伺服電機(jī)模塊結(jié)構(gòu)如圖2所示。

圖2 伺服電機(jī)模塊結(jié)構(gòu)

由圖2可知，設(shè)計(jì)的風(fēng)洞管理系統(tǒng)對(duì)伺服電機(jī)控制是最優(yōu)先的，在風(fēng)洞管理系統(tǒng)接收到啟動(dòng)命令后，可在該監(jiān)控系統(tǒng)界面啟動(dòng)伺服電機(jī)；當(dāng)監(jiān)測(cè)系統(tǒng)沒(méi)有啟動(dòng)命令時(shí)，可從現(xiàn)場(chǎng)控制界面啟動(dòng)伺服電機(jī)。如果沒(méi)有啟動(dòng)指令，現(xiàn)場(chǎng)系統(tǒng)控制柜面板上的自動(dòng)/手動(dòng)旋鈕將被置于手動(dòng)操作位置，而具有高級(jí)權(quán)限和低權(quán)限的操作會(huì)被中斷。在現(xiàn)場(chǎng)系統(tǒng)控制下，伺服電機(jī)啟動(dòng)后，可在監(jiān)控系統(tǒng)中停止[12]。同樣，如果伺服電機(jī)在監(jiān)控系統(tǒng)中啟動(dòng)，也可以在風(fēng)洞管理系統(tǒng)中停止。

2.2 現(xiàn)場(chǎng)控制器

現(xiàn)場(chǎng)控制器如圖3所示。

圖3 現(xiàn)場(chǎng)控制器

由圖3可知，該系統(tǒng)以西門(mén)子S7-300 PLC為主站，對(duì)四臺(tái)伺服驅(qū)動(dòng)器進(jìn)行控制，并配有S7-224。通過(guò)通信擴(kuò)展模塊EM277，PROFIBUS監(jiān)測(cè)并連接S7-224循環(huán)冷卻系統(tǒng)，通過(guò)RS-485將PLC S7-200和觸摸屏進(jìn)行通信。觸摸屏即可顯示運(yùn)行狀態(tài)、現(xiàn)場(chǎng)參數(shù)、參數(shù)設(shè)置和操作參數(shù)，現(xiàn)場(chǎng)系統(tǒng)控制通過(guò) PROFIBUS連接到監(jiān)控系統(tǒng)，設(shè)置選擇開(kāi)關(guān)為手動(dòng)/自動(dòng)切換。

2.3 迎角機(jī)構(gòu)

為了適應(yīng)新一代武器裝備發(fā)展的需要，提高航天器風(fēng)洞測(cè)試能力，研制了一種航天器風(fēng)洞測(cè)試支撐裝置，迎角機(jī)構(gòu)如圖4所示。

圖4 迎角機(jī)構(gòu)

由圖4可知，迎角機(jī)構(gòu)采用模塊化分層結(jié)構(gòu)，支承架由下向上、由x向外、由z向橫向、由y向提升、由側(cè)滑角機(jī)構(gòu)向迎角機(jī)構(gòu)移動(dòng)。迎角機(jī)構(gòu)可以連續(xù)控制模型迎角的變化，側(cè)滑角機(jī)構(gòu)可以連續(xù)控制模型的側(cè)滑角的變化；為補(bǔ)償迎角和側(cè)滑角隨著y、z方向的偏移而發(fā)生的變化，分別采用了y方向的提升機(jī)構(gòu)和z方向的側(cè)滑角，保證了模型的中心位置在測(cè)試段的中心線上[13]。x移除機(jī)構(gòu)是將迎角機(jī)構(gòu)從試塊的頂部移開(kāi)，使得模型、試塊的頂蓋等試塊易于安裝。

2.4 多軸聯(lián)動(dòng)控制器

多軸聯(lián)動(dòng)控制器主要包括運(yùn)動(dòng)控制器、伺服控制器和I/O控制器，采用工控機(jī)作為信息處理平臺(tái)，通過(guò)人機(jī)界面管理和監(jiān)控控制系統(tǒng)的工作，達(dá)到穩(wěn)定控制的要求。利用RS-232串行通信原理，以 DSP為核心，設(shè)計(jì)可實(shí)現(xiàn)多軸聯(lián)動(dòng)控制的控制器?；谪?fù)載慣量，主軸提升機(jī)選擇2 kW伺服驅(qū)動(dòng)器。多軸聯(lián)動(dòng)控制器如圖5所示。

圖5 多軸聯(lián)動(dòng)控制器

如圖5所示，通過(guò)電機(jī)開(kāi)關(guān)連接伺服控制器和運(yùn)動(dòng)控制器，主要用于對(duì)機(jī)械結(jié)構(gòu)運(yùn)動(dòng)進(jìn)行控制[14-15]。為確保系統(tǒng)運(yùn)行的安全性，需要設(shè)計(jì)相應(yīng)的運(yùn)動(dòng)控制器程序，實(shí)現(xiàn)伺服電機(jī)的緊急停止。

3 系統(tǒng)軟件部分設(shè)計(jì)

3.1 數(shù)據(jù)處理

航天器帶動(dòng)力風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)控制系統(tǒng)數(shù)據(jù)處理通常包括信號(hào)處理和機(jī)械處理兩部分[16]。其中，信號(hào)處理則是對(duì)被測(cè)傳感器的電信號(hào)進(jìn)行簡(jiǎn)單的處理，使之轉(zhuǎn)化為相應(yīng)的物理量指標(biāo)；而機(jī)械處理則是對(duì)被改變的物理量進(jìn)行相關(guān)處理，即迎角運(yùn)動(dòng)問(wèn)題。

對(duì)于迎角勻速轉(zhuǎn)動(dòng)及精確定位，需先在控制過(guò)程中，假定虛擬旋轉(zhuǎn)軸的角度為迎角要求的理想角速度。虛軸轉(zhuǎn)動(dòng)時(shí)，根據(jù)虛軸與迎角滑塊機(jī)構(gòu)、z向橫向平移機(jī)構(gòu)、y向升降機(jī)構(gòu)、側(cè)滑角機(jī)構(gòu)位置及速度之間的關(guān)系，連續(xù)計(jì)算各機(jī)構(gòu)的動(dòng)態(tài)目標(biāo)位置。在此基礎(chǔ)上，以虛擬轉(zhuǎn)軸為主軸，實(shí)現(xiàn)對(duì)攻角機(jī)構(gòu)、z向橫向平移機(jī)構(gòu)、y向提升機(jī)構(gòu)和側(cè)滑角機(jī)構(gòu)的位置跟蹤。多軸聯(lián)動(dòng)隨動(dòng)控制動(dòng)態(tài)目標(biāo)位置計(jì)算框架如圖6所示。

圖6 多軸聯(lián)動(dòng)隨動(dòng)控制動(dòng)態(tài)目標(biāo)位置計(jì)算

由圖6可知，各軸的驅(qū)動(dòng)是由同步恒磁體驅(qū)動(dòng)電機(jī)完成，軸的隨動(dòng)是由各驅(qū)動(dòng)軸的三閉環(huán)控制完成[17]。由內(nèi)至外的控制電路分為電流電路、速度電路和位置電路，實(shí)際上，電流環(huán)和速度環(huán)都是由電機(jī)驅(qū)動(dòng)的大功率逆變器?；旧隙际?PI控制，外圍采用 PID控制。針對(duì)伺服系統(tǒng)的時(shí)滯特性，引入速度補(bǔ)償，進(jìn)一步提高系統(tǒng)的控制精度。每一軸的伺服定位控制過(guò)程中，伺服誤差大小不同，控制目標(biāo)和方法也不同。其目的是保證系統(tǒng)的快速響應(yīng)，提供足夠的控制量，使系統(tǒng)迅速進(jìn)入小誤差區(qū)域[18]。其設(shè)計(jì)目標(biāo)是追求小誤差區(qū)的精度，使系統(tǒng)進(jìn)入小誤差區(qū)后不能退出大誤差區(qū)。對(duì)于大誤差區(qū)和小誤差區(qū)，合理組合PID控制參數(shù)，實(shí)現(xiàn)柔性bang-bang控制。

將比例控制和變形控制相結(jié)合，在誤差較大的地區(qū)使用柔性bang-bang控制，以消除系統(tǒng)動(dòng)態(tài)性能和穩(wěn)態(tài)精度之間的矛盾，誤差計(jì)算公式為：

u=kpe+uc

(1)

公式(1)中，kp表示比例系數(shù)；e表示位置跟蹤誤差；uc表示誤差函數(shù)。

誤差函數(shù)公式為：

uc=u(Δyk,θ)

(2)

公式(2)中，Δyk表示即將運(yùn)動(dòng)的位置與當(dāng)前位置輸入變量；θ為當(dāng)前誤差。該函數(shù)隨著誤差的增加而增大，以此保證各個(gè)電機(jī)能夠與輸入目標(biāo)信號(hào)一致，確保系統(tǒng)數(shù)據(jù)處理結(jié)果精準(zhǔn)性。

3.2 基于多軸聯(lián)動(dòng)的航天器帶動(dòng)力風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)控制流程

在誤差數(shù)據(jù)支持下，基于多軸聯(lián)動(dòng)的航天器帶動(dòng)力風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)控制流程，如圖7所示。

圖7 基于多軸聯(lián)動(dòng)的航天器帶動(dòng)力風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)控制流程

由圖7可知，實(shí)驗(yàn)控制過(guò)程的狀態(tài)分為測(cè)試意圖、測(cè)試調(diào)試、測(cè)試實(shí)施和測(cè)試完成，其中測(cè)試準(zhǔn)備、測(cè)試調(diào)試和測(cè)試實(shí)施是提供高質(zhì)量氣動(dòng)數(shù)據(jù)和分析結(jié)論的關(guān)鍵。通過(guò)風(fēng)洞試吹風(fēng)，測(cè)試其是否成功，如果吹風(fēng)不成功，則重新進(jìn)行風(fēng)洞試吹風(fēng)，如果吹風(fēng)成功，實(shí)驗(yàn)正式吹風(fēng)。編寫(xiě)實(shí)驗(yàn)計(jì)劃，對(duì)風(fēng)洞各崗位進(jìn)行準(zhǔn)備，完成準(zhǔn)備后，進(jìn)行動(dòng)力吹風(fēng)，檢測(cè)流場(chǎng)是否穩(wěn)定，如果流場(chǎng)不穩(wěn)定，則重新進(jìn)行動(dòng)力吹風(fēng)，如果流場(chǎng)穩(wěn)定，則定位姿態(tài)角，采集誤差數(shù)據(jù)并處理誤差數(shù)據(jù)，由此實(shí)現(xiàn)航天器帶動(dòng)力風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)控制。

4 實(shí)驗(yàn)分析

為了驗(yàn)證基于多軸聯(lián)動(dòng)的航天器帶動(dòng)力風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)合理性，搭建了實(shí)驗(yàn)平臺(tái)。風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)是以空氣動(dòng)力學(xué)相似原理為基礎(chǔ)，模擬受試物在氣流中的形狀，通過(guò)獲得有關(guān)參數(shù)和結(jié)果，對(duì)受試物的穩(wěn)定性、安全性等性能進(jìn)行評(píng)價(jià)的研究方法。

4.1 測(cè)力實(shí)驗(yàn)

測(cè)力實(shí)驗(yàn)旨在獲取航天器或其他飛行器的氣動(dòng)特性，進(jìn)行完整的模型力測(cè)，協(xié)調(diào)各分系統(tǒng)運(yùn)行風(fēng)洞，保持測(cè)試動(dòng)態(tài)壓力穩(wěn)定，根據(jù)測(cè)試要求，自動(dòng)改變模型的氣動(dòng)狀態(tài)，實(shí)現(xiàn)精確、高效的模型力測(cè)。當(dāng)航天器相對(duì)于空氣運(yùn)動(dòng)時(shí)，空氣動(dòng)力是航天器表面壓力和切向力的合力。如果氣動(dòng)點(diǎn)偏離重心，就會(huì)產(chǎn)生俯仰力矩，方向力矩和橫搖力矩。迎角運(yùn)動(dòng)時(shí)中心偏離風(fēng)洞軸心實(shí)際距離如表1所示。

表1 迎角運(yùn)動(dòng)時(shí)中心偏離風(fēng)洞軸心實(shí)際距離

由表1可知，實(shí)際偏離距離在0.05～0.32 mm范圍內(nèi)波動(dòng)，最大實(shí)際偏離距離為0.32 mm，最小實(shí)際偏離距離為0.05 mm，如果超過(guò)該范圍，那么說(shuō)明偏離誤差較大?；谠撉闆r，分別使用地面模擬技術(shù)、半物理仿真技術(shù)和基于多軸聯(lián)動(dòng)系統(tǒng)與實(shí)際的中心偏離風(fēng)洞軸心距離進(jìn)行對(duì)比，對(duì)比分析結(jié)果如圖8所示。

圖8 不同方法迎角運(yùn)動(dòng)時(shí)中心偏離風(fēng)洞軸心距離

由圖8可知，使用地面模擬技術(shù)最大偏離為0.68 mm，最小為0.1 mm，超出了最大實(shí)際偏離距離0.36 mm，控制精度最低；使用半物理仿真技術(shù)最大偏離距離為0.57 mm，最小為0.1 mm，超出了最大實(shí)際偏離距離0.25 mm，控制精度次之；而使用基于多軸聯(lián)動(dòng)系統(tǒng)最大偏離距離為0.32 mm，最小為0.05 mm，在實(shí)際波動(dòng)范圍內(nèi)，控制精度最高。因?yàn)榛诙噍S聯(lián)動(dòng)系統(tǒng)，在設(shè)計(jì)系統(tǒng)硬件結(jié)構(gòu)的基礎(chǔ)上，組合PID控制參數(shù)，使用柔性bang-bang控制，控制小誤差區(qū)精度，消除系統(tǒng)動(dòng)態(tài)性能和穩(wěn)態(tài)精度影響，從而提高系統(tǒng)控制精度。

4.2 測(cè)壓實(shí)驗(yàn)

測(cè)壓實(shí)驗(yàn)為航天器及其部件的結(jié)構(gòu)強(qiáng)度計(jì)算提供了氣動(dòng)載荷分布的原始數(shù)據(jù)，為研究航天器及其部件的性能及模型周?chē)牧鲃?dòng)特性提供了依據(jù)。航天器上旋翼所能承受壓力與旋轉(zhuǎn)角度之間關(guān)系如表2所示。

表2 航天器上旋翼所能承受壓力與旋轉(zhuǎn)角度之間關(guān)系

由表2可知，在不同旋轉(zhuǎn)角度下，上旋翼承受壓力呈上升-下降-上升-下降的變化趨勢(shì)?；谠撉闆r，分別使用地面模擬技術(shù)、半物理仿真技術(shù)和基于多軸聯(lián)動(dòng)系統(tǒng)，對(duì)航天器上旋翼所能承受壓力進(jìn)行對(duì)比分析，結(jié)果如表3所示。

表3 不同方法航天器上旋翼所能承受壓力對(duì)比

由表3可知，使用地面模擬技術(shù)在不同旋轉(zhuǎn)角度下，上旋翼承受壓力呈不變-下降-上升的變化趨勢(shì)，控制誤差為0.08%；使用半物理仿真技術(shù)在不同旋轉(zhuǎn)角度下，上旋翼承受壓力呈上升-下降-上升-下降的變化趨勢(shì)，控制誤差為0.12%；使用基于多軸聯(lián)動(dòng)系統(tǒng)在不同旋轉(zhuǎn)角度下，上旋翼承受壓力呈上升-下降-上升-下降的變化趨勢(shì)，變化范圍與實(shí)際值偏差較小，控制誤差僅為0.02%。因?yàn)榛诙噍S聯(lián)動(dòng)系統(tǒng)，由上位機(jī)協(xié)調(diào)控制四驅(qū)和冷卻循環(huán)系統(tǒng)，提高系統(tǒng)的可靠性和穩(wěn)定性，針對(duì)伺服系統(tǒng)的時(shí)滯特性，引入速度補(bǔ)償，進(jìn)一步提高系統(tǒng)控制精度。

5 結(jié)束語(yǔ)

為了航天器中心偏離風(fēng)洞軸心距離控制誤差，確保上旋翼所能承受壓力與實(shí)際值相符，設(shè)計(jì)基于多軸聯(lián)動(dòng)的航天器帶動(dòng)力風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)控制系統(tǒng)。通過(guò)控制系統(tǒng)軟硬件設(shè)計(jì)，控制啟停指令，實(shí)現(xiàn)伺服電機(jī)緊急停車(chē)，計(jì)算多軸聯(lián)動(dòng)隨動(dòng)控制動(dòng)態(tài)目標(biāo)位置，使用柔性bang-bang控制，消除系統(tǒng)動(dòng)態(tài)性能和穩(wěn)態(tài)精度的影響，通過(guò)對(duì)各軸運(yùn)動(dòng)關(guān)系的分析，針對(duì)不同的誤差范圍，采用不同的控制策略，實(shí)現(xiàn)了對(duì)迎角的精確控制，使上旋翼所能承受壓力與實(shí)際值一致，減小了航天器中心偏離風(fēng)洞軸心距離控制誤差。