大容積氣密強(qiáng)度試驗(yàn)虛擬控制技術(shù)初探

吝繼鋒，趙洪偉，張永興

(中國(guó)飛機(jī)強(qiáng)度研究所全尺寸飛機(jī)結(jié)構(gòu)靜力/疲勞實(shí)驗(yàn)室，陜西 西安 710065)

大容積氣密強(qiáng)度試驗(yàn)虛擬控制技術(shù)初探

吝繼鋒，趙洪偉，張永興

(中國(guó)飛機(jī)強(qiáng)度研究所全尺寸飛機(jī)結(jié)構(gòu)靜力/疲勞實(shí)驗(yàn)室，陜西 西安 710065)

在大容積飛機(jī)結(jié)構(gòu)氣密強(qiáng)度試驗(yàn)中，氣流分布不均。為了保證試驗(yàn)件的安全，滿足多個(gè)充氣臺(tái)伺服控制信號(hào)命令一致，本文提出一種虛擬控制技術(shù)，建立結(jié)構(gòu)氣密試驗(yàn)充/放氣時(shí)間的數(shù)學(xué)模型，虛擬計(jì)算試驗(yàn)中所需充氣臺(tái)的型號(hào)和數(shù)量，給出虛擬控制回路，最后通過一個(gè)大容積氣罐氣密試驗(yàn)對(duì)本文方法進(jìn)行了驗(yàn)證。試驗(yàn)結(jié)果表明，本文方法對(duì)大容積結(jié)構(gòu)氣密試驗(yàn)有效，解決了氣密試驗(yàn)充氣臺(tái)型號(hào)和數(shù)量的選擇及虛擬控制問題，提高了試驗(yàn)效率和控制精度。

大容積氣密試驗(yàn);虛擬控制;充/放氣時(shí)間;充氣臺(tái)

1 引 言

氣密強(qiáng)度試驗(yàn)是飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度試驗(yàn)中的關(guān)鍵試驗(yàn)之一，其目的是驗(yàn)證各部件(包括機(jī)身氣密增壓艙、油箱、駕駛艙等)的結(jié)構(gòu)強(qiáng)度。氣密強(qiáng)度試驗(yàn)的風(fēng)險(xiǎn)性在飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度試驗(yàn)中是巨大的，要經(jīng)過調(diào)試，設(shè)置合理的控制參數(shù)，選擇一定型號(hào)和數(shù)量的充氣臺(tái)、充氣管路、傳感器、儀表等設(shè)備，才能保證試驗(yàn)的順利進(jìn)行。

由于大型飛機(jī)的體積和氣密強(qiáng)度均較大，所以其氣密強(qiáng)度試驗(yàn)充/放氣所需時(shí)間較長(zhǎng)，所需充氣臺(tái)數(shù)量較多。目前，對(duì)于氣密強(qiáng)度試驗(yàn)中所需充氣臺(tái)型號(hào)和數(shù)量的計(jì)算沒有可用的方法，主要以經(jīng)驗(yàn)為主，沒有經(jīng)過理論計(jì)算驗(yàn)證。本文通過對(duì)充氣臺(tái)充放氣工作原理的分析和氣密艙充放氣過程的研究，建立了氣密艙充放氣數(shù)學(xué)模型，提出一種氣密強(qiáng)度試驗(yàn)所需充氣臺(tái)型號(hào)和數(shù)量的虛擬計(jì)算方法。該方法適用于氣密強(qiáng)度試驗(yàn)，對(duì)于充氣臺(tái)型號(hào)和數(shù)量的選擇具有一定的理論指導(dǎo)意義。

在大容積氣密強(qiáng)度試驗(yàn)中，由于氣流分布不均，為了保證試驗(yàn)件的安全，在氣密艙的不同區(qū)域布置了多個(gè)氣壓傳感器。根據(jù)試驗(yàn)方的要求，需要使用多個(gè)傳感器的最大值作為主反饋，且各個(gè)充氣臺(tái)的充放氣動(dòng)作必須一致。本文通過對(duì)MTS控制系統(tǒng)的研究，提出一種虛擬控制技術(shù)，將多個(gè)氣壓傳感器輸入利用虛擬輸入通道計(jì)算編程求最大值作為主反饋，建立虛擬控制回路，保證了各個(gè)充氣臺(tái)伺服控制信號(hào)一致，滿足了試驗(yàn)方的要求 。

2 充氣臺(tái)型號(hào)和數(shù)量的虛擬計(jì)算

2.1 充放氣系統(tǒng)的組成及控制原理

在飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度試驗(yàn)中，氣密強(qiáng)度試驗(yàn)系統(tǒng)由空壓站、充氣臺(tái)、控制系統(tǒng)[3-5]、氣密艙、壓力傳感器和連接管路組成，如圖1所示?？諌赫臼浅浞艢庀到y(tǒng)的氣源，提供一定的氣源壓力，通過連接管路與充氣臺(tái)連接?？刂葡到y(tǒng)根據(jù)當(dāng)前命令和氣壓傳感器的反饋控制充氣臺(tái)的充放氣動(dòng)作，充氣臺(tái)通過管路與氣密艙連接?？諌赫镜臍庠磯毫υ诔浞艢膺^程中是設(shè)定不變的。本文不考慮充氣連接管路形狀和長(zhǎng)度的影響，所以影響充放氣系統(tǒng)性能的主要因素是充氣臺(tái)和控制系統(tǒng)。

圖1 充放氣系統(tǒng)示意圖

充氣臺(tái)控制原理是：采用氣壓傳感器信號(hào)作為反饋，與試驗(yàn)遠(yuǎn)程控制系統(tǒng)構(gòu)成閉環(huán)回路，如圖2所示。氣壓傳感器的反饋信號(hào)，經(jīng)A/D轉(zhuǎn)換后與試驗(yàn)遠(yuǎn)程控制系統(tǒng)的命令信號(hào)進(jìn)行比較。當(dāng)命令大于反饋時(shí)，伺服充氣臺(tái)根據(jù)系統(tǒng)輸出的電流信號(hào)驅(qū)動(dòng)泊膜比例閥，控制充氣動(dòng)作，閥的開度隨著電流信號(hào)的變化而變化，此時(shí)角座開關(guān)閥處于關(guān)閉狀態(tài)；當(dāng)命令小于反饋時(shí)，泊膜比例閥關(guān)閉，這時(shí)伺服充氣臺(tái)將根據(jù)系統(tǒng)輸出的電流信號(hào)驅(qū)動(dòng)常開式角座開關(guān)閥，完成放氣動(dòng)作。

圖2 控制原理圖

2.2 充氣臺(tái)氣體流動(dòng)狀態(tài)判斷

在溫度不變時(shí)，空氣的平均自由程與壓強(qiáng)成反比。20℃時(shí)，空氣的平均自由程可用式(1)計(jì)算[1]。

(1)

在進(jìn)行氣密強(qiáng)度試驗(yàn)時(shí)，氣源的壓力一般為0.8MPa，氣體分子自由程由式(2)計(jì)算。

(2)

氣密艙放氣時(shí)，艙內(nèi)壓力最小為0.1MPa，氣體分子自由程由式(3)計(jì)算。

(3)

由式(2)和式(3)可得：充氣和放氣時(shí)，平均自由程的值遠(yuǎn)遠(yuǎn)小于充氣閥和放氣閥的閥孔直徑，氣密艙充放氣時(shí)，氣體流動(dòng)狀態(tài)是粘滯流。

2.3 充氣臺(tái)型號(hào)和數(shù)量虛擬計(jì)算

氣密艙充放氣示意圖如圖3所示，氣密艙通過多個(gè)充氣臺(tái)充/放氣，各充氣口截面積分別為A1，A2，…，An，則氣密艙充氣口總截面積由式(4)計(jì)算[7]。

A=A1+A2+……+An

(4)

圖3 氣密艙充放氣示意圖

大氣壓強(qiáng)為P0，氣源壓強(qiáng)為P1，氣密艙體積為V，氣體流過充氣口的流量為Q。在氣密艙充放氣過程中，氣密艙內(nèi)部壓強(qiáng)由P2變化為P3。

設(shè)在某一時(shí)刻t，氣密艙V中的壓強(qiáng)為P2，經(jīng)過dt時(shí)間后，氣密艙V中的壓強(qiáng)變化為dP2，從充氣口進(jìn)入氣密艙容器中的氣體流量為Qdt，由此可得式(5)：

VdP2=Qdt

(5)

由式(5)可得式(6)：

(6)

在粘滯流狀態(tài)下，氣密艙充氣時(shí)，氣體流經(jīng)小孔的流量由式(7)計(jì)算[1]。

(7)

其中，A為充氣孔截面積(m3)；P1為氣源壓強(qiáng)(Pa)；P2為氣密艙內(nèi)壓強(qiáng)(Pa)；r為絕熱指數(shù)；R為氣體常數(shù)，8.3143(J/K·mol)；M為氣體摩爾質(zhì)量(kg/mol)；T為氣體溫度(K)。

將式(7)代入式(6)，可得式(8)：

(8)

對(duì)式(8)兩邊積分，得式(9)：

(9)

式中，C為常數(shù)。

將氣密艙初始狀態(tài)P2和氣密艙末狀態(tài)P3代入，可得充氣時(shí)間為：

(10)

同理，可計(jì)算放氣時(shí)間為：

(11)

將計(jì)算出的充/放氣時(shí)間與MTS控制系統(tǒng)載荷譜設(shè)置的時(shí)間進(jìn)行對(duì)比，如果計(jì)算出的時(shí)間大于載荷譜設(shè)置時(shí)間，必須通過增大充氣臺(tái)截面積(即改變充氣臺(tái)型號(hào))或者增加充氣臺(tái)數(shù)量以改善系統(tǒng)性能。根據(jù)以上研究及飛機(jī)的結(jié)構(gòu)特點(diǎn)，可確定大容積充氣試驗(yàn)所需充氣臺(tái)的數(shù)量和型號(hào)。

3 虛擬控制回路建立

常規(guī)的充氣試驗(yàn)控制方案是一路氣壓傳感器匹配一個(gè)充壓臺(tái)，構(gòu)成一個(gè)控制回路，其余的傳感器作為監(jiān)視。由于大容積充氣試驗(yàn)中，氣密艙體積較大而且存在漏氣點(diǎn)，再考慮傳感器布置位置帶來的影響，客觀上每一路氣壓傳感器測(cè)得的氣壓值會(huì)存在差異。如果參與控制的多個(gè)充壓臺(tái)的輸入信號(hào)不一致，會(huì)造成充氣臺(tái)動(dòng)作不同步的現(xiàn)象。為了避免這種問題，需要從多路傳感器反饋值中篩選出一個(gè)值參與閉環(huán)回路控制，一般選擇最大值或平均值。同時(shí)，為了保證多個(gè)充氣臺(tái)伺服控制信號(hào)一致，使用多個(gè)虛擬輸入調(diào)用同一個(gè)反饋。試驗(yàn)控制原理圖如圖4所示。

圖4 大容積充氣試驗(yàn)虛擬控制原理圖

為了在反饋值中找出最大值，需要對(duì)它們進(jìn)行比較。區(qū)別于一般的排序法，只需要找出多個(gè)數(shù)據(jù)中的最大值即可，不需要按大小順序排隊(duì)。本文采用了類似冒泡排序的篩選方法，首先將前兩個(gè)數(shù)據(jù)進(jìn)行比較，選出較大的一個(gè)后再與第三個(gè)數(shù)據(jù)進(jìn)行比較，依次類推，直至比較到最后一個(gè)數(shù)據(jù)，選出最大值，如圖5所示。

圖5 排序算法

4 試驗(yàn)驗(yàn)證

為了驗(yàn)證提出的大容積充氣試驗(yàn)虛擬控制技術(shù)，本文搭建了一個(gè)氣罐氣密試驗(yàn)平臺(tái)。試驗(yàn)過程中，在同一個(gè)采樣時(shí)刻，排序的樣本容量為11，采用如圖5所示的排序算法找出最大值。

氣罐氣密試驗(yàn)加載結(jié)果如表1、表2所示。從表中可以看出，在充壓過程中，1-4#主動(dòng)加載點(diǎn)的反饋值即為11路輸入值中的最大值，從而保證了1-4#加載點(diǎn)的伺服輸出指令相同，實(shí)現(xiàn)了4個(gè)充氣臺(tái)的同步工作。

試驗(yàn)結(jié)果表明，該方法真實(shí)有效，同時(shí)未對(duì)試驗(yàn)控制造成遲滯。

表1 多路傳感器反饋

表2 氣罐氣密試驗(yàn)加載結(jié)果

5 結(jié) 論

(1)大容積充氣試驗(yàn)虛擬控制方法是有效的；

(2)解決了大容積充氣試驗(yàn)中充氣臺(tái)數(shù)量和型號(hào)的選擇問題；

(3)解決了大容積充氣試驗(yàn)中虛擬回路控制問題；

(4)提高了強(qiáng)度試驗(yàn)效率和精度。

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Preliminary Study on Virtual Control Technology for Large Volume Charge Test

Lin Jifeng, Zhao Hongwei, Zhang Yongxing

(Full Scale Aircraft Structural Static/Fatigue Laboratory of Aircraft Strength Research Institute of China, Xi′an 710065, Shaanxi, China)

In large volume gas tightness strength test of aircraft structure, the airflow distribution is not homogeneous. In order to ensure the safety of specimen and the consistency of servo control signals of multi-inflators, a virtual control technology is proposed in the paper, and the mathematical model of charge/defilation time of gas tightness strength test is established. The type and quantity of inflators are calculated in theory, and the virtual control loop is provided. Finally, the gas tightness strength test of a large volume tank is presented to validate the method proposed in the paper. The test results show that the method is effective, which solves the problems of inflator choice and virtual control, and improves the test efficiency and the control precision.

large volume gas tightness test; virtual control; charge/deflation time; inflator

2016-11-30

吝繼鋒(1985—)，男，碩士研究生，工程師，研究方向：飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度試驗(yàn)控制方法。

V216.1+4

B

10.3969/j.issn.1674-3407.2016.04.005