基于迭代學(xué)習(xí)的全尺寸飛機(jī)增壓試驗(yàn)控制器建模與仿真

牧 彬，林 峰

(1.中國(guó)飛機(jī)強(qiáng)度研究所十二室，陜西 西安 710065；2.全尺寸飛機(jī)結(jié)構(gòu)靜力/疲勞實(shí)驗(yàn)室，陜西 西安 710065)

1 引 言

氣密艙增壓試驗(yàn)是全尺寸飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度試驗(yàn)中的一項(xiàng)特殊試驗(yàn)，試驗(yàn)過(guò)程中需要對(duì)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(yàn)臺(tái)作為執(zhí)行機(jī)構(gòu)，通過(guò)控制充氣氣動(dòng)比例閥、放氣氣動(dòng)比例閥等閥門來(lái)控制高壓氣體進(jìn)入或排出試驗(yàn)件[1]。試驗(yàn)過(guò)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(jiǎn)單的優(yōu)點(diǎn)，但面臨跟隨性差、超調(diào)量大等問(wèn)題[2]。

近年來(lái)，國(guó)內(nèi)對(duì)全尺寸飛機(jī)增壓試驗(yàn)的控制策略進(jìn)行了理論分析，主要針對(duì)理想氣體數(shù)學(xué)模型開(kāi)展建模仿真[3]，研究集中在閥門尺寸大小、充放氣運(yùn)行時(shí)間計(jì)算等方面。迭代學(xué)習(xí)控制(Iterative Learning Control，ILC)經(jīng)過(guò)近30年的不斷發(fā)展，逐漸成為智能控制領(lǐng)域的一項(xiàng)重要研究?jī)?nèi)容，其突出特點(diǎn)是可以將上一周期的控制信號(hào)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(dòng)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(jī)增壓試驗(yàn)控制器相結(jié)合，有望成為解決增壓試驗(yàn)調(diào)節(jié)速度及穩(wěn)態(tài)精度的可行措施。

本文通過(guò)分析全尺寸飛機(jī)增壓試驗(yàn)充放氣控制過(guò)程及充氣加載試驗(yàn)臺(tái)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(shí)際情況建立AMESim仿真模型，驗(yàn)證對(duì)比該控制器與傳統(tǒng)PID控制器在充放氣過(guò)程中的調(diào)節(jié)能力，為全尺寸飛機(jī)增壓試驗(yàn)控制提供新型控制方法。

2 全尺寸飛機(jī)增壓試驗(yàn)

全尺寸飛機(jī)增壓試驗(yàn)是試航條例明確提出需要進(jìn)行地面驗(yàn)證的試驗(yàn)項(xiàng)目[5]，一般為全尺寸飛機(jī)靜力試驗(yàn)的首項(xiàng)試驗(yàn)內(nèi)容，考核駕駛艙、客艙、機(jī)翼油箱、機(jī)身油箱等氣密艙的結(jié)構(gòu)。在疲勞試驗(yàn)中，壓力控制是影響疲勞試驗(yàn)精度與速度的關(guān)鍵問(wèn)題[6]。試驗(yàn)采用空壓機(jī)作為動(dòng)力源，采用高壓氣罐作為存儲(chǔ)介質(zhì)，在空壓機(jī)上設(shè)置自動(dòng)啟停壓力限制。當(dāng)氣罐壓力變化后，空壓機(jī)自動(dòng)工作，保證氣罐內(nèi)有足夠高壓氣體。試驗(yàn)機(jī)考核部位開(kāi)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(dòng)作，對(duì)于大型飛機(jī)機(jī)身，通常利用懸窗作為氣路接口。采用氣動(dòng)比例閥或氣動(dòng)開(kāi)關(guān)閥作為執(zhí)行機(jī)構(gòu)，控制高壓氣體進(jìn)入或者排出試驗(yàn)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(diǎn)指令與反饋實(shí)時(shí)計(jì)算控制信號(hào)，并根據(jù)各個(gè)加載誤差情況調(diào)節(jié)加載指令速度，以實(shí)現(xiàn)各個(gè)加載點(diǎn)協(xié)調(diào)一致加載。

增壓試驗(yàn)屬于高風(fēng)險(xiǎn)試驗(yàn)項(xiàng)目，需要對(duì)管路壓力、先導(dǎo)壓力、結(jié)構(gòu)壓力等各處壓力進(jìn)行實(shí)時(shí)監(jiān)控。由于協(xié)調(diào)加載控制系統(tǒng)的驅(qū)動(dòng)能力有限，因此需要設(shè)計(jì)集成式充氣加載試驗(yàn)臺(tái)完成器件驅(qū)動(dòng)、信號(hào)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(yàn)臺(tái)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(hào)轉(zhuǎn)換為驅(qū)動(dòng)多個(gè)氣動(dòng)閥動(dòng)作的指令信號(hào)，通過(guò)PLC數(shù)據(jù)總線，在對(duì)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(shí)，將各類數(shù)據(jù)存儲(chǔ)記錄下來(lái)，再送往液晶面板顯示。充氣加載試驗(yàn)臺(tái)組成如圖1所示。

圖1 充氣加載試驗(yàn)臺(tái)組成

全尺寸飛機(jī)增壓試驗(yàn)典型過(guò)程如圖2所示，共有5個(gè)階段，每個(gè)階段對(duì)應(yīng)飛機(jī)飛行中的實(shí)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(duì)應(yīng)飛機(jī)氣密艙內(nèi)部壓力從地面壓力增至目標(biāo)壓力，再?gòu)哪繕?biāo)壓力降至地面壓力。根據(jù)飛機(jī)性能及飛行任務(wù)等因素，不同飛機(jī)的目標(biāo)壓力各有不同，地面壓力為一般實(shí)驗(yàn)室當(dāng)?shù)貙?shí)際大氣壓。需要注意的是，試驗(yàn)過(guò)程中，目標(biāo)壓力及地面壓力都是相對(duì)壓力，試驗(yàn)中使用氣體壓力傳感器測(cè)量的是相對(duì)于實(shí)驗(yàn)室當(dāng)?shù)氐膶?shí)際氣壓。

圖2 增壓試驗(yàn)過(guò)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(yùn)行特點(diǎn)的控制場(chǎng)景，這與全尺寸飛機(jī)疲勞試驗(yàn)運(yùn)行特點(diǎn)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(jiǎn)單，僅需針對(duì)當(dāng)前誤差進(jìn)行比例、積分、微分等運(yùn)算后，與當(dāng)前控制器輸出進(jìn)行疊加，作為下一時(shí)刻控制器輸出信號(hào)[9]，控制結(jié)構(gòu)如圖3所示。

圖3 迭代學(xué)習(xí)過(guò)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(jì)算結(jié)果，uk(t)代表第k次控制器計(jì)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(xiàng)時(shí)，不考慮積分及微分項(xiàng)，可以得到P型學(xué)習(xí)率，這是最為簡(jiǎn)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(xiàng)，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(jī)增壓試驗(yàn)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(gè)模塊庫(kù)，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(jī)增壓試驗(yàn)控制器如圖4所示，圖中編號(hào)1代表高壓氣罐，編號(hào)2代表充氣比例閥，編號(hào)3代表飛機(jī)氣密艙，編號(hào)4代表氣壓傳感器，編號(hào)5代表放氣比例閥一，編號(hào)6代表放氣比例閥二，編號(hào)7代表大氣環(huán)境，編號(hào)8代表指令生成與迭代學(xué)習(xí)控制模塊。編號(hào)1、3、7使用帶熱交換的氣體空間模型，編號(hào)2、5、6使用氣動(dòng)比例閥模型。編號(hào)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(hào)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(shí)際物理試驗(yàn)過(guò)程中，為了防止控制系統(tǒng)相位滯后過(guò)多、充氣放氣兩個(gè)載荷方向換向過(guò)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(shí)際試驗(yàn)，仿真模型中同樣加入積分保護(hù)環(huán)節(jié)。實(shí)際物理試驗(yàn)過(guò)程中，控制器輸出信號(hào)為±10V的電壓信號(hào)，伺服閥接收的為單向電流信號(hào)，因此需要增加信號(hào)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(kāi)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?jí)毫?MPa；飛機(jī)氣密艙內(nèi)部體積為55m3，初始?jí)毫?MPa；實(shí)驗(yàn)室廠房環(huán)境體積為20000m3，初始?jí)毫?MPa；所有氣體管路直徑為100mm；高壓氣罐至充氣比例閥管路長(zhǎng)度為200m；充氣比例閥至飛機(jī)氣密艙管路長(zhǎng)度為10m；飛機(jī)氣密艙至壓力傳感器管路長(zhǎng)度為1m；壓力傳感器至放氣比例閥管路長(zhǎng)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(shí)10s從0MPa加載至0.02MPa，保載10s后退載到0MPa，退載時(shí)間為10s。仿真過(guò)程中再建立一套傳統(tǒng)PID控制器用作對(duì)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(duì)比

通過(guò)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(shì)，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(guò)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?？梢钥闯觯诘鷮W(xué)習(xí)的控制器在充放氣動(dòng)作啟動(dòng)時(shí)刻響應(yīng)更加迅速，同時(shí)在充放氣動(dòng)作接近尾聲時(shí)能夠更快停止。

6 結(jié) 論

本文通過(guò)分析全尺寸飛機(jī)增壓試驗(yàn)過(guò)程及充放氣試驗(yàn)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(yàn)?zāi)Ｐ?，選取典型試驗(yàn)載荷進(jìn)行仿真驗(yàn)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(shì)，能夠?yàn)榻Y(jié)構(gòu)強(qiáng)度試驗(yàn)工程應(yīng)用提供技術(shù)儲(chǔ)備。

圖6 兩種控制器閥輸出曲線對(duì)比