飛機(jī)座艙蓋試驗(yàn)臺(tái)增壓系統(tǒng)分段PID控制器設(shè)計(jì)

涂喻昕，馬春香，張賢錦，楊蓓，王云

(1.南昌航空大學(xué) 飛行器工程學(xué)院， 南昌 330063) (2.江西洪都航空工業(yè)集團(tuán)有限責(zé)任公司 650飛機(jī)設(shè)計(jì)研究所， 南昌 330024)

0 引 言

座艙增壓系統(tǒng)是飛行器生命保障系統(tǒng)的重要實(shí)驗(yàn)設(shè)施之一。飛機(jī)在飛行過程中，隨著飛行高度的不斷提升，座艙蓋有機(jī)玻璃很容易形成損傷，影響飛行安全。解決這一問題通常的方法是，根據(jù)飛行包線的情況制定具體的載荷譜，在試驗(yàn)臺(tái)上對(duì)其進(jìn)行加載試驗(yàn)，驗(yàn)證壓力疲勞可靠性。

座艙壓力調(diào)節(jié)系統(tǒng)先后經(jīng)歷了氣動(dòng)式、電子氣動(dòng)式、數(shù)字式三個(gè)發(fā)展階段。在國外，座艙壓力系統(tǒng)供應(yīng)商以提供數(shù)字電動(dòng)式為主，數(shù)字式座艙壓力調(diào)節(jié)系統(tǒng)以其適應(yīng)性強(qiáng)、舒適性好的特點(diǎn)，在各類大型飛機(jī)中得到了廣泛應(yīng)用，其核心技術(shù)在于系統(tǒng)控制器的研制，但由于技術(shù)保密等原因，相關(guān)文獻(xiàn)資料較少。國內(nèi)，韓葉飛等通過建立壓力控制系統(tǒng)模型，研究了模型的線性化處理和擬合降階，并進(jìn)行了控制仿真驗(yàn)證；聶進(jìn)方等建立了高空模擬艙系統(tǒng)，通過虛擬儀器測(cè)控平臺(tái)，對(duì)飛機(jī)飛行過程中的各飛行狀態(tài)進(jìn)行模擬試驗(yàn)，但未對(duì)座艙增壓系統(tǒng)進(jìn)行深入研究及現(xiàn)場(chǎng)試驗(yàn)。目前，我國各軍用與民用飛機(jī)座艙功能試驗(yàn)基本上是使用充氣試驗(yàn)臺(tái)，試驗(yàn)臺(tái)充氣壓力的控制仍主要采用人工調(diào)節(jié)方式進(jìn)行系統(tǒng)試驗(yàn)，導(dǎo)致壓力控制精度較低并影響了試驗(yàn)效率，同時(shí)也降低了試驗(yàn)過程中的安全性，不具備通用性。

針對(duì)上述問題，本文根據(jù)現(xiàn)場(chǎng)試驗(yàn)臺(tái)座艙增壓系統(tǒng)建立系統(tǒng)模型，設(shè)計(jì)座艙壓力系統(tǒng)的PID控制器，安裝在工控機(jī)的模擬量輸入板卡通過壓力傳感器實(shí)時(shí)采集壓力信號(hào)并與電腦端進(jìn)行通信，采用分段控制方法對(duì)座艙壓力系統(tǒng)試驗(yàn)過程中的各個(gè)階段實(shí)行閉環(huán)控制；對(duì)系統(tǒng)進(jìn)行仿真分析及試驗(yàn)驗(yàn)證，以期為座艙壓力調(diào)節(jié)系統(tǒng)的控制設(shè)計(jì)提供依據(jù)。

1 座艙增壓系統(tǒng)控制策略

1.1 系統(tǒng)工作原理

座艙增壓系統(tǒng)采用座艙正壓加載，即采用使艙內(nèi)壓力高于艙外壓力的方式進(jìn)行飛機(jī)座艙蓋加載。這是目前飛機(jī)座艙蓋加溫加載試驗(yàn)通用的加載方法。具體就是采用向座艙內(nèi)充氣的方式，使座艙蓋內(nèi)外形成壓力差，實(shí)現(xiàn)座艙蓋加載。

座艙增壓系統(tǒng)由控制閥和空氣管網(wǎng)等組成。主要包括：低壓氣源(0.8 MPa)、各手動(dòng)閥、氣動(dòng)閥、安全閥以及壓力傳感器。系統(tǒng)結(jié)構(gòu)原理圖如圖1所示。

圖1 座艙增壓系統(tǒng)結(jié)構(gòu)原理圖

1.2 控制方案及策略設(shè)計(jì)

本系統(tǒng)的控制方案是：上位機(jī)接收壓力傳感器模擬信號(hào)并進(jìn)行K/B轉(zhuǎn)換，其結(jié)果與給定值做比較，反饋至程序內(nèi)PID控制器進(jìn)行計(jì)算，將數(shù)據(jù)輸出至板卡并轉(zhuǎn)化為4～20 mA模擬量信號(hào)以控制閥門開度，對(duì)應(yīng)線性開度為全關(guān)至全開，通過控制兩個(gè)氣動(dòng)閥(即進(jìn)口閥與出口閥)的開度，從而控制內(nèi)部壓力，滿足加載要求?？刂品桨溉鐖D2所示。

圖2 控制方案

在加載試驗(yàn)中，需要不斷提高壓力載荷以確定試驗(yàn)件的疲勞特性。為了保證試驗(yàn)的真實(shí)性和加載精度、減少傳感器非線性的影響，在進(jìn)行不同載荷加載前，需要對(duì)傳感器進(jìn)行標(biāo)定。試驗(yàn)件及傳感器的重復(fù)拆裝所帶來的安裝誤差會(huì)持續(xù)影響整個(gè)試驗(yàn)過程。為了簡(jiǎn)化試驗(yàn)過程、精確試驗(yàn)數(shù)據(jù)，通過LabVIEW子程序?qū)Σ煌膫鞲衅鬟M(jìn)行數(shù)據(jù)標(biāo)定，并將這些對(duì)應(yīng)關(guān)系儲(chǔ)存在ini文件中，供主程序隨時(shí)調(diào)用。

控制策略主要采用分段控制，將壓力曲線分為上升、平穩(wěn)、下降三個(gè)階段，分別采取不同的PID參數(shù)加以控制。升壓階段與穩(wěn)壓階段，出口閥全關(guān)，通過控制進(jìn)口閥來調(diào)節(jié)艙內(nèi)壓力；降壓階段，進(jìn)口閥全關(guān)，賦予出口閥給定初值，通過控制出口閥來調(diào)節(jié)艙內(nèi)壓力。本文使用PID控制器對(duì)座艙壓力系統(tǒng)進(jìn)行控制，通過采用分段控制方法，可以盡可能地做到曲線最優(yōu)化。

2 系統(tǒng)建模

2.1 基本假設(shè)

座艙增壓系統(tǒng)進(jìn)行壓力試驗(yàn)時(shí)，其結(jié)構(gòu)涉及座艙、管道、氣動(dòng)閥等，氣體流動(dòng)狀態(tài)十分復(fù)雜，為便于系統(tǒng)建模，先進(jìn)行如下必要的假設(shè)：

(1) 忽略溫度的影響，假定整個(gè)系統(tǒng)的空氣溫度不變，均等于大氣環(huán)境溫度；

(2) 作理想氣體處理，氣體在閥口或各個(gè)節(jié)流口處的流動(dòng)滿足理想氣體狀態(tài)方程；

(3) 等效泄露面積為常數(shù)；

(4) 忽略管路的壓力損失；

(5) 艙內(nèi)容積保持恒定。

則氣體的質(zhì)量流量公式為

(1)

式中：

C

為流量系數(shù)；

A

為節(jié)流口流通面積；

P

為上游氣壓；

P

為下游氣壓；

M

為氣體摩爾質(zhì)量；

k

為比熱容比；

Z

為氣體壓縮系數(shù)；

R

為理想氣體常數(shù)；

T

為氣體的開氏溫度。

2.2 座艙壓力模型建模

假設(shè)艙內(nèi)壓力分布均勻，座艙壓力模型如圖3所示，

Q

為進(jìn)氣流量；

Q

為排氣流量；

Q

為艙內(nèi)泄露流量；

P

為大氣壓力；

P

為氣源壓力；

P

為座艙壓力；

V

為艙內(nèi)體積；

A

為進(jìn)氣閥當(dāng)前流通有效面積；

A

為排氣閥當(dāng)前流通有效面積；

A

為泄露量等效面積。

圖3 座艙壓力模型

2.3 電氣比例閥建模

電氣比例閥的閥芯位置是由比例電磁鐵的電磁力與閥出口壓力反饋到閥芯上的作用力決定，由牛頓第二定律得到比例壓力閥閥芯的力平衡方程為

(2)

式中：

m

為閥芯構(gòu)件的總質(zhì)量；

x

為彈簧位移量；

x

為彈簧的預(yù)壓縮量；

k

為比例閥的電流-力系數(shù)增益；

I

為控制電流；

b

為閥芯運(yùn)動(dòng)阻尼系數(shù)；

A

為閥芯端部有效面積；

p

為閥的輸出壓力；

k

為閥的液動(dòng)力與反饋彈簧等效剛度；

F

為庫倫摩擦力。

2.4 座艙內(nèi)壓力系統(tǒng)建模

根據(jù)理想氣體狀態(tài)方程，艙內(nèi)壓力的微分方程為

(3)

(4)

A

=π

D

·

x

(5)

式中：

C

為進(jìn)氣閥口流量系數(shù)；

D

為閥芯直徑。

(6)

(7)

式中：

C

為排氣閥口流量系數(shù)；

C

為泄露流量系數(shù)。

2.5 狀態(tài)空間方程

對(duì)控制過程中的各階段，用系統(tǒng)的物理機(jī)理建立狀態(tài)空間方程。對(duì)增壓與穩(wěn)壓狀態(tài)，

Q

=0，即

(8)

令=[

z

z

z

]，則有：

(9)

可知，傳遞函數(shù)：

G

(

s

)=(

s

-)+

(10)

式中：為單位矩陣。對(duì)降壓狀態(tài)，計(jì)算方法同上述方法一致，即

Q

=0，有

(11)

3 PID控制器

3.1 PID控制器的設(shè)計(jì)方法

PID控制由于其算法簡(jiǎn)易、安全性高和魯棒性好等優(yōu)點(diǎn)而被應(yīng)用在各個(gè)領(lǐng)域。隨著自動(dòng)控制的發(fā)展，PID控制依然在控制領(lǐng)域中占主導(dǎo)地位。其輸入信號(hào)與輸出信號(hào)的關(guān)系為

(12)

式中：

K

為比例系數(shù)；

T

為積分時(shí)間常數(shù)；

T

為微分時(shí)間常數(shù)。

實(shí)際應(yīng)用中，使用增量式PID控制算法是通過對(duì)控制量增量進(jìn)行控制的方法，該算法計(jì)算量小、不容易被影響，其表達(dá)式為

Δ

u

(

k

)=

K

[

e

(

k

)-

e

(

k

-1)]+

K

e

(

k

)+

K

[

e

(

k

)-2

e

(

k

-1)+

e

(

k

-2)]

(13)

u

(

k

)=

u

(

k

-1)+Δ

u

(

k

)

(14)

參數(shù)整定以Ziegle-Nichols穩(wěn)定邊界法整定PID參數(shù)最為著名，Ziegle-Nichols整定公式如表1所示。

表1 Ziegle-Nichols整定公式

按經(jīng)典Ziegle-Nichols設(shè)計(jì)方法，通過適當(dāng)?shù)剡x擇控制器中的PID參數(shù)，將系統(tǒng)Nyquist曲線上的某一點(diǎn)

A

：

G

(

jω

)=

r

e

(π+)移動(dòng)到期望點(diǎn)

A

：

G

(

jω

)=

r

e

(π+)，則有公式：

(15)

式中：

ω

為系統(tǒng)Nyquist曲線的剪切頻率。選擇不同的參數(shù)

r

和

φ

，可以設(shè)計(jì)出更加穩(wěn)定的控制器。

3.2 系統(tǒng)模型降階

座艙增壓控制系統(tǒng)是一個(gè)復(fù)雜的非線性高階系統(tǒng)，為了便于研究該系統(tǒng)，可將原系統(tǒng)模型線性化并降階擬合為帶延遲環(huán)節(jié)的一階慣性系統(tǒng)，具體形式為

(16)

式中：

K

為系統(tǒng)增益；

T

為慣性時(shí)間常數(shù)；

τ

為延遲時(shí)間。

而后可解得該系統(tǒng)的慣性時(shí)間常數(shù)與延遲時(shí)間，進(jìn)而設(shè)計(jì)出系統(tǒng)PID控制器。

3.3 壓力控制系統(tǒng)仿真

對(duì)于如式(16)所示的座艙增壓系統(tǒng)，根據(jù)現(xiàn)場(chǎng)測(cè)量以及試驗(yàn)數(shù)據(jù)倒推的方式計(jì)算公式中參數(shù)的具體值，故座艙增壓系統(tǒng)增壓與穩(wěn)壓階段的傳遞函數(shù)為

(17)

利用座艙增壓系統(tǒng)的傳遞函數(shù)，可以得到PID控制仿真模型，如圖4所示。

圖4 控制系統(tǒng)仿真模型圖

按改進(jìn)經(jīng)典Ziegle-Nichols方法進(jìn)行PID調(diào)參控制，可大幅減小該一階慣性系統(tǒng)的震蕩幅度，仿真設(shè)計(jì)結(jié)果如圖5所示。

圖5 仿真設(shè)計(jì)結(jié)果

從圖5可以看出：系統(tǒng)輸出最大超調(diào)量為0.3%，輸出量進(jìn)入2%誤差帶的調(diào)整時(shí)間為10.8 s，證明了該控制系統(tǒng)的穩(wěn)定性，能夠滿足座艙增壓系統(tǒng)的試驗(yàn)要求。

4 測(cè)控系統(tǒng)的功能開發(fā)

目前最為常用的虛擬軟件是LabVIEW，它是美國國家儀表設(shè)計(jì)的虛擬儀器開發(fā)平臺(tái)，是一款功能強(qiáng)大、工具多樣的圖形化編程語言，主要用于設(shè)備控制、數(shù)據(jù)采集、數(shù)據(jù)處理、工業(yè)過程仿真及控制等領(lǐng)域。LabVIEW通過VISA技術(shù)、MODBUS通訊技術(shù)、自定義硬件設(shè)備技術(shù)可以支持各類硬件的通訊。

上位機(jī)軟件是通過LabVIEW平臺(tái)開發(fā)的一套壓力系統(tǒng)軟件，滿足座艙增壓系統(tǒng)的試驗(yàn)要求。該軟件主要功能包括：參數(shù)設(shè)置、零點(diǎn)采集、數(shù)據(jù)采集及保存、數(shù)據(jù)分析回放等功能。

根據(jù)上述功能要求，程序結(jié)構(gòu)分為四個(gè)模塊：數(shù)據(jù)采集模塊、參數(shù)設(shè)置模塊、手動(dòng)調(diào)節(jié)模塊、報(bào)警及處理模塊。

數(shù)據(jù)采集模塊主要負(fù)責(zé)顯示，將采集的參數(shù)數(shù)據(jù)進(jìn)行處理、顯示及保存，包括的功能有數(shù)據(jù)采集、數(shù)據(jù)回放。該模塊主要由NI公司的PXIe輸入模塊將壓力信號(hào)傳至上位機(jī)，供LabVIEW調(diào)用并編寫程序加以完成。參數(shù)設(shè)置模塊包括的功能有：傳感器參數(shù)標(biāo)定、參數(shù)上下限設(shè)置、座艙加壓曲線參數(shù)設(shè)置。手動(dòng)調(diào)節(jié)模塊用于各個(gè)執(zhí)行機(jī)構(gòu)功能檢測(cè)，即閥門開關(guān)。報(bào)警及處理模塊用于重要執(zhí)行機(jī)構(gòu)的急停、故障報(bào)警、生成故障報(bào)表等。

其中最重要的模塊是手動(dòng)調(diào)節(jié)模塊，該模塊需要滿足的要求是：使低壓氣源傳來的氣體受電氣比例閥控制，電氣比例閥能夠接收模塊輸出的4～20 mA信號(hào)，對(duì)應(yīng)輸出線性閥門開度從全關(guān)到全開。手動(dòng)調(diào)節(jié)模塊程序框圖如圖6所示。

圖6 手動(dòng)調(diào)節(jié)模塊程序框圖

程序運(yùn)行后，對(duì)壓力曲線及PID參數(shù)進(jìn)行輸入設(shè)定，然后進(jìn)入壓力曲線PID控制階段，在整個(gè)程序運(yùn)行的過程中，需保證試驗(yàn)設(shè)備的安全。操作流程如圖7所示。完成曲線任務(wù)后，試驗(yàn)人員可根據(jù)自定的要求做出篩選，重新調(diào)整PID參數(shù)，如此迭代以完善曲線特性。

圖7 操作流程圖

5 試驗(yàn)結(jié)果與分析

為驗(yàn)證座艙增壓系統(tǒng)控制方案的可行性，對(duì)現(xiàn)場(chǎng)搭建的座艙增壓控制系統(tǒng)試驗(yàn)臺(tái)按操作流程進(jìn)行試驗(yàn)，現(xiàn)場(chǎng)試驗(yàn)壓力曲線如圖8所示。由于現(xiàn)場(chǎng)存在一定的信號(hào)干擾，已在程序中做了相應(yīng)的濾波處理，保證測(cè)量精度在±0.5 kPa范圍內(nèi)。

圖8 現(xiàn)場(chǎng)試驗(yàn)壓力曲線圖

從圖8可以看出：增壓階段與降壓階段，壓力系統(tǒng)的跟隨性較好，滿足壓力模擬跟隨偏差±5%(FS)的試驗(yàn)要求；穩(wěn)壓階段，曲線出現(xiàn)輕微波動(dòng)是由于現(xiàn)場(chǎng)干擾信號(hào)的不穩(wěn)定性以及存在一定的氣體泄露量等客觀因素造成的。數(shù)據(jù)表明穩(wěn)壓階段曲線表現(xiàn)較為穩(wěn)定，系統(tǒng)穩(wěn)定性較好。整條曲線的控制精度保持在±1 kPa范圍內(nèi)，滿足試驗(yàn)要求。

對(duì)于一條完整的試驗(yàn)曲線來說，軟件從輸入曲線起就可將其分解為各個(gè)上升、平穩(wěn)、下降階段，由此可以設(shè)定各個(gè)階段的PID參數(shù)。而本文試驗(yàn)曲線的增壓階段較降壓階段更為穩(wěn)定，說明增壓階段的PID參數(shù)整定較降壓階段更優(yōu)。

6 結(jié) 論

(1) 采用分段PID控制器能增強(qiáng)座艙增壓系統(tǒng)的穩(wěn)定性，有效提高系統(tǒng)的輸出精度。

(2) 本文設(shè)計(jì)的分段PID控制器提高了飛機(jī)座艙蓋試驗(yàn)臺(tái)增壓系統(tǒng)的控制精度與試驗(yàn)效率，且試驗(yàn)臺(tái)滿足各項(xiàng)技術(shù)要求，可為今后飛機(jī)座艙蓋試驗(yàn)臺(tái)增壓系統(tǒng)的控制器設(shè)計(jì)與調(diào)試提供參考依據(jù)。