交叉耦合補償在飛機水平安定面疲勞試驗中的應(yīng)用

張永興，米 征

(中國飛機強度研究所 全尺寸飛機結(jié)構(gòu)靜力/疲勞實驗室，陜西 西安 710065)

1 引 言

在多通道飛機結(jié)構(gòu)疲勞試驗[1]過程中，各通道間通過試驗件產(chǎn)生互相影響，從而形成交叉耦合，尤其在試驗件剛度小、變形大的情況下，通道間的交叉耦合將增大試驗加載誤差，影響試驗速率。

為了補償交叉耦合作用對疲勞試驗控制品質(zhì)的影響，本文探討了交叉耦合補償技術(shù)的原理，研究了交叉耦合補償技術(shù)在疲勞試驗中的應(yīng)用。實際應(yīng)用結(jié)果表明，交叉耦合補償技術(shù)可以有效補償各控制通道間的耦合作用，改善試驗控制品質(zhì)。

2 交叉耦合補償技術(shù)

交叉耦合補償首先是在多軸運動系統(tǒng)[2]中提出的。在多軸運動數(shù)控加工領(lǐng)域，早期一般采用單獨控制各軸運動的方法，通過單獨控制各軸跟蹤誤差的方式降低系統(tǒng)的輪廓誤差。但實際上，輪廓誤差與各軸的跟蹤誤差并不是嚴格的線性關(guān)系，同時各軸之間存在相互影響及自身控制參數(shù)不匹配的情況，這些因素導(dǎo)致了單純減小跟蹤誤差并不能提高系統(tǒng)的輪廓精度。為了進一步控制系統(tǒng)的輪廓誤差，就需要在控制模型中引入補償器[3]，其方法是直接以輪廓誤差為控制對象，將多個運動軸視為一個系統(tǒng)，不僅控制各軸的跟蹤誤差，同時考慮各軸運動的互相影響，根據(jù)輪廓誤差的大小對各軸進行相應(yīng)的補償，從而達到對輪廓誤差控制的目的。

2.1 飛機結(jié)構(gòu)疲勞試驗中的交叉耦合

飛機結(jié)構(gòu)疲勞試驗一般通過液壓作動缸將載荷施加到試驗件[5]上，控制模式基本采用典型的PID控制[6]，每個控制回路只控制單個加載點的加載誤差。然而，現(xiàn)實中各加載點通過加載裝置與試驗件產(chǎn)生交叉耦合，造成單純調(diào)整各個控制回路的PID參數(shù)無法進一步減小加載誤差，典型機翼結(jié)構(gòu)試驗中的交叉耦合現(xiàn)象如圖1所示。

圖1 典型結(jié)構(gòu)試驗中的交叉耦合

2.2 飛機結(jié)構(gòu)疲勞試驗中的耦合補償技術(shù)

多通道飛機結(jié)構(gòu)疲勞試驗可以視為一個多輸入多輸出系統(tǒng)，為了補償各通道之間的交叉耦合，需要在典型PID控制回路的基礎(chǔ)上增加一個補償器，一般采用開環(huán)定參數(shù)補償?shù)姆椒?，即在PID控制的基礎(chǔ)上疊加對各通道的補償量，如圖2所示，而補償量大小的確定則是基于在試件彈性范圍內(nèi)載荷與變形基本為線性關(guān)系的原則，通過一個典型載荷下的試驗件響應(yīng)測試得到對應(yīng)的補償量。

圖2 交叉耦合補償基本原理

基于MTS控制器的交叉耦合補償控制技術(shù)[5]是用補償矩陣將各控制通道間的影響進行解耦，基本方法是通過一個典型載荷狀態(tài)下的測試，根據(jù)各通道在當前PID參數(shù)下的誤差大小計算出所需的補償量，具體算法如圖3所示。

圖3 交叉耦合補償算法

以一個有n個控制通道的試驗為例，補償矩陣中Output為各控制通道的輸出值，PIDFS為各控制通道的基本控制參數(shù)，矩陣中Cij為j通道對i通道的補償系數(shù)，而主對角線上的元素Cii則是i通道對自身的補償系數(shù)。矩陣中元素的正負代表補償?shù)姆较?，絕對值的大小與控制回路間耦合作用的強弱正相關(guān)。d(command)/dt為響應(yīng)控制通道命令的微分。CCC_Span為補償矩陣的比例系數(shù)，調(diào)節(jié)范圍為0～1。

3 交叉耦合補償技術(shù)的實現(xiàn)

交叉耦合補償技術(shù)的實現(xiàn)應(yīng)建立在對單個加載點充分優(yōu)化的基礎(chǔ)上，優(yōu)化的內(nèi)容應(yīng)包含但不限于連接方式、伺服閥匹配性、基本控制參數(shù)等方面。

在一般的結(jié)構(gòu)疲勞試驗中，試驗的載荷狀態(tài)較多，試驗件在不同載荷狀態(tài)下的變形不同，各個加載點在不同載荷狀態(tài)下的耦合作用強弱不一，試驗中需要選取一個較為典型的載荷狀態(tài)，在該載荷狀態(tài)下測試試驗件的響應(yīng)，從而得到交叉耦合補償矩陣。此時，該矩陣的補償系數(shù)具有較好的代表性。實際應(yīng)用過程中，交叉耦合補償矩陣的生成過程應(yīng)首先保證所有加載點處于張緊狀態(tài)，即施加一定的預(yù)緊力，隨后逐個加載點依次加載，任意時刻只有一個加載點處于加載過程，測試該加載點與其它加載點的耦合作用，矩陣系數(shù)的大小與符號則代表耦合作用的強弱與方向。

試驗生成的交叉耦合補償矩陣如圖4所示，通過該矩陣可以看出，交叉耦合補償系數(shù)大小差異較大，這是由于加載點位置的關(guān)系導(dǎo)致耦合作用強弱不同，從而需要的補償量不同而產(chǎn)生的。

圖4 交叉耦合補償矩陣

在試驗系統(tǒng)中，任意加載點狀態(tài)的改變都會導(dǎo)致補償系數(shù)矩陣發(fā)生變化，所以試驗過程中，若加載系統(tǒng)的基本控制參數(shù)或者作動筒、伺服閥等硬件發(fā)生改變時，應(yīng)重新生成補償矩陣。

因此，交叉耦合補償應(yīng)用的條件是首先完成加載點的單點優(yōu)化，包括優(yōu)化加載系統(tǒng)的硬件和控制參數(shù)等，隨后在固化加載系統(tǒng)的條件下應(yīng)用交叉耦合補償。值得指出的是，加載系統(tǒng)的間隙對交叉耦合補償矩陣的影響較為明顯，所以實際過程中應(yīng)盡可能地消除連接間隙。

4 試驗應(yīng)用

大型客機水平安定面復(fù)合材料疲勞試驗是為了研究復(fù)合材料在重復(fù)載荷下的疲勞特性而進行的一項研究性試驗，該項試驗為典型的平尾結(jié)構(gòu)，采用復(fù)合材料，作為交叉耦合補償技術(shù)的應(yīng)用對象較為合適。在該項疲勞試驗中，加載點間的耦合作用較為明顯，嚴重影響了試驗速度。基于提高試驗速度的目的，在該項試驗中應(yīng)用了交叉耦合補償技術(shù)。水平安定面復(fù)合材料疲勞試驗結(jié)構(gòu)如圖5所示。

圖5 水平安定面結(jié)構(gòu)

試驗沿平尾左右安定面對稱布置了24個加載點，左右升降舵內(nèi)、中、外對稱布置了6個加載點，平尾安定面采用卡板加載，升降舵采用膠布帶杠桿系統(tǒng)加載。試驗現(xiàn)場如圖6所示。

圖6 試驗現(xiàn)場

試驗過程中，由于平尾外端的加載點載荷小，變形大，與其它加載點的耦合作用強，導(dǎo)致其跟隨性較差，越靠近平尾外端，加載點跟隨性越差且無法通過調(diào)整控制參數(shù)進行優(yōu)化。交叉耦合補償技術(shù)應(yīng)用過程中，選取該疲勞試驗中典型E類飛行譜塊作為參考對象，根據(jù)試驗實施載荷設(shè)計生成補償矩陣的載荷譜，通過運行該載荷譜得到了30×30的交叉耦合補償矩陣，左平尾加載點的補償系數(shù)矩陣如圖7所示。由圖可知，靠近平尾外側(cè)的加載點間耦合作用較為明顯，補償系數(shù)水平較高。

實施過程選取靠近平尾邊緣的10肋、11肋加載點為對象對比分析補償前后的效果。使用交叉耦合補償前的命令-反饋曲線見圖8，使用交叉耦合補償后的命令-反饋曲線見圖9。

圖7 左平尾加載點補償系數(shù)矩陣

圖8 補償前命令-反饋曲線

圖9 補償后命令-反饋曲線

通過對比可以看出，在循環(huán)載荷下，加載點的跟隨性明顯改善，加載誤差減小，同時加載一個循環(huán)所用的時間顯著縮短。應(yīng)用結(jié)果表明，交叉耦合補償技術(shù)不僅改善了加載點的跟隨性，在減小加載誤差的同時也提高了試驗速率。本試驗中，E類飛行譜運行時間由之前的30s縮短至14s，一個完整試驗周期的運行時間由原來的80h縮短至40h，提速50%，效果顯著。從應(yīng)用規(guī)模和應(yīng)用效果來說，達到了較好的水平。

5 結(jié) 論

本文針對多通道結(jié)構(gòu)疲勞試驗中的交叉耦合現(xiàn)象，研究了交叉耦合補償技術(shù)在疲勞試驗中的應(yīng)用方法。實際應(yīng)用表明，交叉耦合補償技術(shù)可以顯著改善疲勞試驗中各加載點的耦合影響，減小控制誤差的同時顯著提高試驗速率，從而節(jié)省試驗運行所需的人力物力。交叉耦合補償技術(shù)在大型客機水平安定面疲勞試驗中的成功應(yīng)用，為該技術(shù)在全尺寸飛機疲勞試驗中的工程應(yīng)用奠定了基礎(chǔ)。