牧 彬，林 峰

(1.中國飛機強度研究所十二室，陜西 西安 710065；2.全尺寸飛機結(jié)構(gòu)靜力/疲勞實驗室，陜西 西安 710065)

1 引 言

氣密艙增壓試驗是全尺寸飛機結(jié)構(gòu)強度試驗中的一項特殊試驗，試驗過程中需要對油箱、客艙、貨艙等密閉部件進(jìn)行增壓(包括泄壓)，考核氣密結(jié)構(gòu)的承載能力，一般采用充氣加載試驗臺作為執(zhí)行機構(gòu)，通過控制充氣氣動比例閥、放氣氣動比例閥等閥門來控制高壓氣體進(jìn)入或排出試驗件[1]。試驗過程中，采用協(xié)調(diào)加載控制設(shè)備作為控制系統(tǒng)，普遍采用PID型控制器完成壓力負(fù)反饋情況下的閉環(huán)控制，具有穩(wěn)定可靠、結(jié)構(gòu)簡單的優(yōu)點，但面臨跟隨性差、超調(diào)量大等問題[2]。

近年來，國內(nèi)對全尺寸飛機增壓試驗的控制策略進(jìn)行了理論分析，主要針對理想氣體數(shù)學(xué)模型開展建模仿真[3]，研究集中在閥門尺寸大小、充放氣運行時間計算等方面。迭代學(xué)習(xí)控制(Iterative Learning Control，ILC)經(jīng)過近30年的不斷發(fā)展，逐漸成為智能控制領(lǐng)域的一項重要研究內(nèi)容，其突出特點是可以將上一周期的控制信號與誤差相關(guān)信息應(yīng)用到下一控制周期中，提高控制系統(tǒng)的動態(tài)響應(yīng)速度及穩(wěn)定性[4]。因此，將迭代學(xué)習(xí)控制策略與全尺寸飛機增壓試驗控制器相結(jié)合，有望成為解決增壓試驗調(diào)節(jié)速度及穩(wěn)態(tài)精度的可行措施。

本文通過分析全尺寸飛機增壓試驗充放氣控制過程及充氣加載試驗臺工作原理，引入基于迭代學(xué)習(xí)的非線性PID控制器，依據(jù)工程實際情況建立AMESim仿真模型，驗證對比該控制器與傳統(tǒng)PID控制器在充放氣過程中的調(diào)節(jié)能力，為全尺寸飛機增壓試驗控制提供新型控制方法。

2 全尺寸飛機增壓試驗

全尺寸飛機增壓試驗是試航條例明確提出需要進(jìn)行地面驗證的試驗項目[5]，一般為全尺寸飛機靜力試驗的首項試驗內(nèi)容，考核駕駛艙、客艙、機翼油箱、機身油箱等氣密艙的結(jié)構(gòu)。在疲勞試驗中，壓力控制是影響疲勞試驗精度與速度的關(guān)鍵問題[6]。試驗采用空壓機作為動力源，采用高壓氣罐作為存儲介質(zhì)，在空壓機上設(shè)置自動啟停壓力限制。當(dāng)氣罐壓力變化后，空壓機自動工作，保證氣罐內(nèi)有足夠高壓氣體。試驗機考核部位開孔，制作堵頭，完成氣體管路的搭建。該氣體接口完成充氣及放氣動作，對于大型飛機機身，通常利用懸窗作為氣路接口。采用氣動比例閥或氣動開關(guān)閥作為執(zhí)行機構(gòu)，控制高壓氣體進(jìn)入或者排出試驗件內(nèi)部。采用協(xié)調(diào)加載控制系統(tǒng)作為控制器，根據(jù)當(dāng)前加載點指令與反饋實時計算控制信號，并根據(jù)各個加載誤差情況調(diào)節(jié)加載指令速度，以實現(xiàn)各個加載點協(xié)調(diào)一致加載。

增壓試驗屬于高風(fēng)險試驗項目，需要對管路壓力、先導(dǎo)壓力、結(jié)構(gòu)壓力等各處壓力進(jìn)行實時監(jiān)控。由于協(xié)調(diào)加載控制系統(tǒng)的驅(qū)動能力有限，因此需要設(shè)計集成式充氣加載試驗臺完成器件驅(qū)動、信號轉(zhuǎn)換、壓力監(jiān)視、數(shù)據(jù)記錄、應(yīng)急保護(hù)等。充氣加載試驗臺的核心是PLC控制電路[7]，其將協(xié)調(diào)加載控制系統(tǒng)伺服閥輸出信號轉(zhuǎn)換為驅(qū)動多個氣動閥動作的指令信號，通過PLC數(shù)據(jù)總線，在對管路壓力、先導(dǎo)壓力、結(jié)構(gòu)壓力等各處壓力進(jìn)行監(jiān)控的同時，將各類數(shù)據(jù)存儲記錄下來，再送往液晶面板顯示。充氣加載試驗臺組成如圖1所示。

圖1 充氣加載試驗臺組成

全尺寸飛機增壓試驗典型過程如圖2所示，共有5個階段，每個階段對應(yīng)飛機飛行中的實際情況，以“地面滑行-爬升-巡航-降落-地面滑行”為完整循環(huán)[8]，對應(yīng)飛機氣密艙內(nèi)部壓力從地面壓力增至目標(biāo)壓力，再從目標(biāo)壓力降至地面壓力。根據(jù)飛機性能及飛行任務(wù)等因素，不同飛機的目標(biāo)壓力各有不同，地面壓力為一般實驗室當(dāng)?shù)貙嶋H大氣壓。需要注意的是，試驗過程中，目標(biāo)壓力及地面壓力都是相對壓力，試驗中使用氣體壓力傳感器測量的是相對于實驗室當(dāng)?shù)氐膶嶋H氣壓。

圖2 增壓試驗過程示意圖

3 迭代學(xué)習(xí)原理

迭代學(xué)習(xí)控制適用于具有重復(fù)運行特點的控制場景，這與全尺寸飛機疲勞試驗運行特點及其相似，并且迭代學(xué)習(xí)控制中的迭代學(xué)習(xí)算法較為簡單，僅需針對當(dāng)前誤差進(jìn)行比例、積分、微分等運算后，與當(dāng)前控制器輸出進(jìn)行疊加，作為下一時刻控制器輸出信號[9]，控制結(jié)構(gòu)如圖3所示。

圖3 迭代學(xué)習(xí)過程示意圖

迭代學(xué)習(xí)算法如式(1)所示，式中，uk+1(t)代表第k+1次控制器計算結(jié)果，uk(t)代表第k次控制器計算結(jié)果，ek+1(t)代表第k+1次控制誤差，Γ、L、Ψ分別代表PID的學(xué)習(xí)增益矩陣[10]。根據(jù)學(xué)習(xí)增益矩陣取值的不同，可以將迭代學(xué)習(xí)劃分為不同學(xué)習(xí)率。

uk+1(t)=f(uk(t),ek+1(t))

(1)

當(dāng)僅有比例項時，不考慮積分及微分項，可以得到P型學(xué)習(xí)率，這是最為簡單的一種迭代學(xué)習(xí)率，如式(2)所示。

uk+1(t)=uk(t)+Lek+1(t)

(2)

當(dāng)不考慮積分項，可得PD型學(xué)習(xí)率，其主要作用是引入誤差及誤差變化率，可加快系統(tǒng)調(diào)節(jié)速度[11]，如式(3)所示。

(3)

4 AMESim建模

全尺寸飛機增壓試驗控制建模及仿真采用AMESim軟件完成，包含液壓、氣壓、熱交換等多個模塊庫，可提供多種仿真模型以替代復(fù)雜的數(shù)據(jù)建模，主要應(yīng)用于航空航天、車輛、船舶等行業(yè)[12]?；诘鷮W(xué)習(xí)的全尺寸飛機增壓試驗控制器如圖4所示，圖中編號1代表高壓氣罐，編號2代表充氣比例閥，編號3代表飛機氣密艙，編號4代表氣壓傳感器，編號5代表放氣比例閥一，編號6代表放氣比例閥二，編號7代表大氣環(huán)境，編號8代表指令生成與迭代學(xué)習(xí)控制模塊。編號1、3、7使用帶熱交換的氣體空間模型，編號2、5、6使用氣動比例閥模型。編號8指令生成與迭代學(xué)習(xí)控制模塊由3部分組成，分別為指令生成模塊(采用分段線性信號源模型)、PID控制模塊(采用增益、積分、飽和等模型)、PD迭代學(xué)習(xí)模塊[13](采用增益、微分等模型)。

圖4 控制器仿真模型

在實際物理試驗過程中，為了防止控制系統(tǒng)相位滯后過多、充氣放氣兩個載荷方向換向過慢，特設(shè)置積分飽和環(huán)節(jié)[14]，控制PID控制器積分作用，保證系統(tǒng)響應(yīng)速度及加載精度都能滿足要求。為最大程度接近實際試驗，仿真模型中同樣加入積分保護(hù)環(huán)節(jié)。實際物理試驗過程中，控制器輸出信號為±10V的電壓信號，伺服閥接收的為單向電流信號，因此需要增加信號轉(zhuǎn)換環(huán)節(jié)，包括增益、飽和、單向飽和等模塊[15]。

5 仿真結(jié)果及分析

仿真開始前，設(shè)置環(huán)境溫度及氣密艙內(nèi)溫度為273.15K，高壓氣罐內(nèi)部體積為60m3，初始壓力為6MPa；飛機氣密艙內(nèi)部體積為55m3，初始壓力為0MPa；實驗室廠房環(huán)境體積為20000m3，初始壓力為0MPa；所有氣體管路直徑為100mm；高壓氣罐至充氣比例閥管路長度為200m；充氣比例閥至飛機氣密艙管路長度為10m；飛機氣密艙至壓力傳感器管路長度為1m；壓力傳感器至放氣比例閥管路長度分別為10m、11m；充氣比例閥與放氣比例閥直徑為100mm。

PID控制器中，比例參數(shù)為10，積分參數(shù)為1，積分飽和環(huán)節(jié)為20%，微分參數(shù)為0；PD迭代學(xué)習(xí)控制中，比例參數(shù)為50，微分參數(shù)為4；加載指令用時10s從0MPa加載至0.02MPa，保載10s后退載到0MPa，退載時間為10s。仿真過程中再建立一套傳統(tǒng)PID控制器用作對比，氣密艙、管路、指令等參數(shù)完全一致?；诘鷮W(xué)習(xí)的控制器與傳統(tǒng)PID控制器加載結(jié)果如圖5所示。

圖5 兩種控制器加載曲線對比

通過圖5可以看出，基于迭代學(xué)習(xí)的控制器比傳統(tǒng)PID控制器在充氣精度上有明顯優(yōu)勢，加載到0.02MPa后超調(diào)量由PID控制器的6.01%降低到2.22%；在充氣及放氣過程中，基于迭代學(xué)習(xí)的控制器加載反饋相位滯后都優(yōu)于PID控制器。

基于迭代學(xué)習(xí)的控制器與傳統(tǒng)PID控制器閥輸出結(jié)果如圖6所示。可以看出，基于迭代學(xué)習(xí)的控制器在充放氣動作啟動時刻響應(yīng)更加迅速，同時在充放氣動作接近尾聲時能夠更快停止。

6 結(jié) 論

本文通過分析全尺寸飛機增壓試驗過程及充放氣試驗裝置工作原理，引入基于迭代學(xué)習(xí)的非線性壓力控制器，建立AMESim增壓試驗?zāi)Ｐ停x取典型試驗載荷進(jìn)行仿真驗證。結(jié)果表明，與常規(guī)PID控制器相比，基于迭代學(xué)習(xí)壓力控制器在控制精度及響應(yīng)速度上具有明顯優(yōu)勢，能夠為結(jié)構(gòu)強度試驗工程應(yīng)用提供技術(shù)儲備。

圖6 兩種控制器閥輸出曲線對比