變彎度機(jī)翼后緣多電機(jī)分布式控制系統(tǒng)設(shè)計與驗(yàn)證

張夢杰，薛景鋒，王文娟，徐志偉

1.中國航空研究院，北京 100012

2.南京航空航天大學(xué)，江蘇 南京 210016

變體飛機(jī)是指能根據(jù)飛行環(huán)境變化和飛行任務(wù)來靈活地改變其形狀，以得到滿足環(huán)境和任務(wù)要求的氣動、結(jié)構(gòu)以及總體性能的飛行器。按變形方式可分為大尺度變形、中等變形及局部小變形三類[1]，變彎度機(jī)翼通過改變機(jī)翼彎度實(shí)現(xiàn)變形，屬于中等變形情況[2]。

為了實(shí)現(xiàn)變彎度機(jī)翼沿展向在不同的橫截面能夠協(xié)同變形，機(jī)翼上分布了多組驅(qū)動裝置，從而使機(jī)翼產(chǎn)生滿足不同氣動特性的氣動外形。通過控制變彎度機(jī)翼中的作動器，使其能夠協(xié)調(diào)運(yùn)動。國外對于變彎度機(jī)翼的公開資料多集中在對變形驅(qū)動器的研究上，對于變彎度控制系統(tǒng)結(jié)構(gòu)的細(xì)節(jié)報道較少[3]。歐盟靈巧智能飛機(jī)結(jié)構(gòu)（SARISTU）項(xiàng)目中采用光纖光柵傳感器制備了光纖形狀傳感器，通過光纖梁測量后緣蒙皮變形，作為變形控制的反饋信號，進(jìn)行后緣分布式閉環(huán)控制[4]。國內(nèi)對于變體機(jī)翼多電機(jī)分布式驅(qū)動系統(tǒng)有所研究。2022年，南京航空航天大學(xué)的隨濤針對可變彎度柔性波紋蒙皮后緣模型結(jié)構(gòu)，采用了多電機(jī)驅(qū)動技術(shù)，設(shè)計并制備了機(jī)翼模型、驅(qū)動及測控系統(tǒng)[5]。

在機(jī)翼變形控制系統(tǒng)的驅(qū)動器選擇上，目前的驅(qū)動方式主要包括傳統(tǒng)的電機(jī)驅(qū)動、液壓驅(qū)動、氣壓驅(qū)動等，隨著材料技術(shù)的發(fā)展，智能材料驅(qū)動器在機(jī)翼變形驅(qū)動上的應(yīng)用也越來越多[6-7]。但從目前的研究和實(shí)際應(yīng)用來看，伺服電機(jī)驅(qū)動技術(shù)還是目前機(jī)翼驅(qū)動的重要方式之一，具有精度高、響應(yīng)快、穩(wěn)定可靠等優(yōu)點(diǎn)[8]，因此本文的可連續(xù)偏轉(zhuǎn)機(jī)翼后緣結(jié)構(gòu)采用了伺服電機(jī)驅(qū)動技術(shù)，考慮到驅(qū)動功率的實(shí)際需求和設(shè)計空間的限制，采用了三臺電機(jī)的分布式驅(qū)動方式。

在分布式驅(qū)動系統(tǒng)中，多臺電機(jī)的協(xié)調(diào)控制是分布式驅(qū)動控制的關(guān)鍵?？刂葡到y(tǒng)需采集各電機(jī)的反饋信息，通過同步控制結(jié)構(gòu)與算法的配合，對各電機(jī)的轉(zhuǎn)速差進(jìn)行補(bǔ)償，從而消除各電機(jī)間的轉(zhuǎn)速差或保持準(zhǔn)確的轉(zhuǎn)速比，實(shí)現(xiàn)多臺電機(jī)的協(xié)調(diào)控制[9]。目前，多電機(jī)同步控制結(jié)構(gòu)主要包括并行控制、主從控制、交叉耦合控制和偏差耦合控制等[10-12]。并行控制為電機(jī)設(shè)定速度并將電機(jī)的實(shí)際速度作為反饋控制電機(jī)速度不能很好保證電機(jī)之間的同步；主從控制模式和串聯(lián)控制模式是將某個電機(jī)作為主電機(jī)，其余電機(jī)共享主電機(jī)的輸出信號，當(dāng)主電機(jī)受到擾動時，從電機(jī)會做出同步響應(yīng)，但從電機(jī)受到干擾時卻不能控制主電機(jī)響應(yīng)；交叉耦合法解決了上述電機(jī)之間的信號交流問題，任意一臺電機(jī)受到影響時另一臺電機(jī)都會做出同步響應(yīng)，但交叉耦合法只適用于兩臺電機(jī)的同步控制；偏差耦合控制結(jié)構(gòu)優(yōu)點(diǎn)在于多電機(jī)系統(tǒng)耦合程度高，任一電機(jī)受到負(fù)載作用時，轉(zhuǎn)速偏差被快速補(bǔ)償，從而實(shí)現(xiàn)多電機(jī)系統(tǒng)的協(xié)調(diào)控制[13]。

本文針對變彎度機(jī)翼多節(jié)轉(zhuǎn)動全尺寸后緣模型，選用三臺交流伺服電機(jī)，驅(qū)動機(jī)翼后緣實(shí)現(xiàn)連續(xù)偏轉(zhuǎn)；采用基于偏差耦合的同步控制算法，實(shí)現(xiàn)了三臺電機(jī)的協(xié)同控制，以角度傳感器和光纖變形傳感器融合的反饋實(shí)現(xiàn)機(jī)翼后緣偏轉(zhuǎn)閉環(huán)控制。完成了空載試驗(yàn)和地面加載試驗(yàn)，獲得了很高的控制精度，驗(yàn)證了所設(shè)計驅(qū)動系統(tǒng)和控制方法的可行性。

1 變彎度機(jī)翼后緣驅(qū)動結(jié)構(gòu)模型

變彎度機(jī)翼結(jié)構(gòu)選取中國航空研究院遠(yuǎn)程公務(wù)機(jī)（CAE-AVM）模型機(jī)翼展向30%位置剖面作為基本翼型，沿展向拉伸為等直段機(jī)翼，展長2700mm，弦長4300mm，柔性后緣占機(jī)翼弦長的30%。后緣要求能夠連續(xù)光滑偏轉(zhuǎn)-2°～15°。

全尺寸后緣多節(jié)轉(zhuǎn)動模型驅(qū)動機(jī)構(gòu)采用伺服電機(jī)進(jìn)行驅(qū)動，包括伺服電機(jī)、第一級行星齒輪減速和第二級為蝸輪蝸桿減速，減速比分別為15∶1 和40∶1。如果采用單臺電機(jī)驅(qū)動，則需要大功率電機(jī)，后緣及后面的艙段無法容納大尺寸的電機(jī)，綜合考慮采用了三臺功率為1kW 的交流伺服電機(jī)驅(qū)動后緣的偏轉(zhuǎn)。采用三臺電機(jī)驅(qū)動6 個后緣多節(jié)轉(zhuǎn)動機(jī)構(gòu)，其中一臺電機(jī)驅(qū)動兩個后緣轉(zhuǎn)動機(jī)構(gòu)，通過聯(lián)軸器將6 個多節(jié)轉(zhuǎn)動機(jī)構(gòu)的輸入軸連接在一起，如圖1 所示。為保證偏轉(zhuǎn)時后緣結(jié)構(gòu)協(xié)調(diào)變形，三臺電機(jī)必須同步偏轉(zhuǎn)。全尺寸后緣偏轉(zhuǎn)過程中，主要的載荷包括驅(qū)動指關(guān)節(jié)機(jī)構(gòu)偏轉(zhuǎn)和地面試驗(yàn)載荷等，并考慮各種減速機(jī)構(gòu)的摩擦和傳遞效率帶來的損失。

圖1 變彎度機(jī)翼后緣驅(qū)動系統(tǒng)結(jié)構(gòu)示意圖Fig.1 Variable camber wing trailing edge drive system

變彎度機(jī)翼后緣多節(jié)轉(zhuǎn)動結(jié)構(gòu)驅(qū)動傳遞均以串聯(lián)方式進(jìn)行，出于結(jié)構(gòu)彈性變形和間隙的原因，不能準(zhǔn)確判定結(jié)構(gòu)變形，采用基于分布式光纖變形傳感器測量的變形反饋和多點(diǎn)驅(qū)動的協(xié)同控制是比較好的解決方案。傳動軸端部安裝有角度傳感器，可實(shí)時獲取全尺寸后緣傳動軸偏轉(zhuǎn)角度，通過偏轉(zhuǎn)軸與后緣偏角的對應(yīng)關(guān)系，得到后緣理論偏角。同時，在后緣變形肋上安裝光纖變形傳感器，實(shí)時采集光纖變形梁上的應(yīng)變數(shù)據(jù)，通過變形算法，得到后緣實(shí)際偏轉(zhuǎn)角度?？刂葡到y(tǒng)通過采集傳動軸上的角度傳感器信號及光纖變形傳感器角度信號進(jìn)行閉環(huán)控制。

2 基于偏差耦合策略的多電機(jī)同步控制方法

對于多電機(jī)（三臺電機(jī)及以上）的同步控制目前主要采用偏差耦合的控制方式。偏差耦合控制方法是對交叉耦合控制方法的一種拓展，交叉耦合同步控制只適用于兩臺電機(jī)的同步。F.Perez-Pinal 基于交叉耦合改進(jìn)了偏差耦合控制方式，使得其可以同步控制三臺電機(jī)的運(yùn)轉(zhuǎn)[14]。偏差耦合控制方法相較于其他控制方式，是目前主流控制方式。

偏差耦合控制策略主要是根據(jù)系統(tǒng)中各電機(jī)實(shí)時反饋的狀態(tài)，動態(tài)調(diào)整每臺電機(jī)的輸入信號，對各電機(jī)的轉(zhuǎn)速差進(jìn)行補(bǔ)償，使系統(tǒng)達(dá)到目標(biāo)控制效果。對于三臺電機(jī)組成的驅(qū)動系統(tǒng)中的任意一臺電機(jī)，如電機(jī)1，其跟隨誤差為

電機(jī)1與其他電機(jī)的角度同步誤差可定義為

式中，ω?為電機(jī)目標(biāo)轉(zhuǎn)動速度，需要使e1(t)、ε12(t)和ε13(t)快速穩(wěn)定收斂至接近于零。偏差耦合控制原理如圖2 所示，各電機(jī)的輸入信號由參考速度ω?、輸出速度ωn（n=1,2,3，下同）及速度補(bǔ)償器輸出ωrn三者共同決定，其中TL為電機(jī)受到的擾動扭矩。

圖2 偏差耦合同步控制系統(tǒng)框圖Fig.2 Diagram of deviation coupling synchronous control system

本文中三臺電機(jī)采用同型號的功率為1kW 的松下交流伺服電機(jī)及配套的驅(qū)動器。伺服電機(jī)內(nèi)部為三閉環(huán)控制系統(tǒng)，從內(nèi)到外依次為電流環(huán)、速度環(huán)和位置環(huán)，編碼器2500 線程，即電機(jī)轉(zhuǎn)軸每轉(zhuǎn)動一圈，編碼器輸出2500 個脈沖信號，輸出脈沖信號由電機(jī)轉(zhuǎn)速決定。

因電機(jī)系統(tǒng)輸入輸出均為速度信號，經(jīng)過多次系統(tǒng)辨識參數(shù)調(diào)整，確定由電機(jī)與控制器組成的電機(jī)系統(tǒng)可按慣性環(huán)節(jié)處理。各電機(jī)辨識得到的傳遞函數(shù)G(s)n為

由此可見，三臺同型號伺服電機(jī)的速度響應(yīng)也略有差異。

控制系統(tǒng)中偏差耦合補(bǔ)償器用于調(diào)整各個電機(jī)輸入信號，實(shí)現(xiàn)三臺電機(jī)同步，其內(nèi)部對系統(tǒng)中各臺電機(jī)數(shù)據(jù)進(jìn)行耦合處理。補(bǔ)償器1內(nèi)部結(jié)構(gòu)如圖3所示。

圖3 補(bǔ)償器1內(nèi)部結(jié)構(gòu)圖Fig.3 Diagram of internal structure of compensator 1

偏差耦合補(bǔ)償器首先對系統(tǒng)中各臺電機(jī)的速度進(jìn)行積分，得到各電機(jī)的實(shí)際轉(zhuǎn)動角度，從而得到電機(jī)1相對于其他兩臺電機(jī)的角度偏差，經(jīng)過補(bǔ)償系數(shù)修正后輸出補(bǔ)償信號ωr1，從而使電機(jī)1 相對于其他兩臺電機(jī)同步。通過多次仿真分析及試驗(yàn)測試，確定補(bǔ)償系數(shù)K12=K13= 5。該補(bǔ)償器將三臺電機(jī)之間的角度偏差耦合輸入，通過實(shí)時調(diào)整電機(jī)轉(zhuǎn)速從而控制電機(jī)的轉(zhuǎn)動角度，保證三臺電機(jī)之間轉(zhuǎn)動角度的同步性。

3 多電機(jī)分布式控制系統(tǒng)設(shè)計與實(shí)現(xiàn)

3.1 控制系統(tǒng)硬件構(gòu)成

多電機(jī)分布式控制系統(tǒng)硬件采用STM32 控制器作為主控制器，完成三臺電機(jī)間偏差耦合同步控制，以及與上位機(jī)和協(xié)控制器間的數(shù)據(jù)交互。FPGA 控制器作為協(xié)控制器，主要負(fù)責(zé)與電機(jī)驅(qū)動器間的數(shù)據(jù)交互。STM32 和FPGA 間傳輸?shù)臄?shù)據(jù)為電機(jī)的轉(zhuǎn)動角度和控制信息，為減少數(shù)據(jù)傳輸延遲，本文選擇了高速的并行總線FSMC總線。Labview 軟件作為上位機(jī)軟件運(yùn)行環(huán)境進(jìn)行人機(jī)交互，STM32將電機(jī)運(yùn)行情況傳輸至上位機(jī)軟件，并接收上位機(jī)發(fā)送的控制命令。系統(tǒng)原理框圖如圖4所示。

圖4 變彎度機(jī)翼后緣控制系統(tǒng)原理框圖Fig.4 Schematic diagram of variable camber wing trailing edge control system

驅(qū)動器與電機(jī)之間通過動力線和編碼器線進(jìn)行信號傳輸，每臺電機(jī)需配置一個獨(dú)立的驅(qū)動器，因此可以通過控制驅(qū)動器與電機(jī)之間的信號交互從而控制電機(jī)的運(yùn)動。角度傳感器信號通過相應(yīng)的電流—電壓轉(zhuǎn)換電路輸入STM32控制器。光纖變形傳感器經(jīng)過變形計算模塊進(jìn)行解調(diào)及計算，將計算得到的后緣實(shí)際偏轉(zhuǎn)角度發(fā)送至上位機(jī)。STM32和FPGA控制器、電機(jī)驅(qū)動器、開關(guān)電源和各種調(diào)理電路等集中布置在控制箱中。因機(jī)翼內(nèi)部空間有限，控制箱置于變彎度機(jī)翼的外部。同時變彎度機(jī)翼后緣在進(jìn)行加載時，需要與加載設(shè)備控制器間有信號交互，STM32 接收加載設(shè)備控制器的觸發(fā)和急停信號，同時加載設(shè)備采集變彎度機(jī)翼變形角度信號。

三臺驅(qū)動電機(jī)的功率均為1kW，額定轉(zhuǎn)矩為3.18N?m，最高轉(zhuǎn)速為3000r/min，采用位置控制模式；電機(jī)編碼器為2500線相對編碼器，輸出信號最高頻率為125kHz。為減小電磁干擾的影響，設(shè)計了一階無源RC濾波電路，截止頻率為159kHz；編碼器信號經(jīng)過濾波器和光電耦合隔離后輸入FPGA控制器。

角度傳感器為霍爾型傳感器，角度測量范圍為0°～180°、測量精度≤0.3°、響應(yīng)時間為600μs、輸出信號為4～20mA電流信號，其輸出電流大小與輸入角度呈線性關(guān)系。

光纖變形傳感器與光纖變形計算模塊連接，其內(nèi)裝有光纖解調(diào)模塊，將采集到的光纖光柵傳感器的信號解算成波長信號，后通過“波長—變形角度”的對應(yīng)關(guān)系，得到后緣的偏轉(zhuǎn)角度，光纖變形計算模塊與控制系統(tǒng)的上位機(jī)連接，控制系統(tǒng)采集變形傳感器測量的后緣偏角，實(shí)現(xiàn)在加載情況下后緣彈性變形的精確測量。

3.2 融合角度傳感器與光纖變形傳感器的系統(tǒng)軟件流程

測控系統(tǒng)軟件流程如圖5所示。在上位機(jī)軟件界面中輸入后緣目標(biāo)偏轉(zhuǎn)角度后，起動系統(tǒng)，電機(jī)經(jīng)過加速階段加速至目標(biāo)轉(zhuǎn)速v?，隨后保持勻速轉(zhuǎn)動，當(dāng)后緣偏轉(zhuǎn)至與設(shè)定角度差小于θ?時，電機(jī)進(jìn)入減速階段，直至停止。

圖5 測控系統(tǒng)軟件流程Fig.5 Software flow chart measurement and control system

式中，v*為后緣的設(shè)定偏轉(zhuǎn)速度。

當(dāng)角度傳感器達(dá)到設(shè)定目標(biāo)偏轉(zhuǎn)角度時，上位機(jī)采集光纖變形角度信號，比較光纖變形角度與設(shè)定的目標(biāo)角度偏差，補(bǔ)償電機(jī)偏轉(zhuǎn)，消除因結(jié)構(gòu)間隙及彈性造成的角度偏差。偏差耦合同步控制作用于控制系統(tǒng)電機(jī)轉(zhuǎn)動全過程，從而保證三臺電機(jī)間的同步性；同時，設(shè)定電機(jī)之間轉(zhuǎn)動角度差大于50°時，電機(jī)被立即強(qiáng)行停止，以保護(hù)后緣結(jié)構(gòu)。

4 變彎度機(jī)翼后緣偏轉(zhuǎn)試驗(yàn)驗(yàn)證

4.1 電機(jī)空載同步試驗(yàn)

為驗(yàn)證變彎度后緣變形的協(xié)同及光順，即需要保證三臺電機(jī)轉(zhuǎn)動角度的同步，首先在后緣空載情況下對控制系統(tǒng)進(jìn)行試驗(yàn)測試。主要進(jìn)行兩項(xiàng)試驗(yàn)：（1）在無干擾情況下，測試電機(jī)以不同轉(zhuǎn)速運(yùn)行時的同步效果；（2）在有干擾情況下，測試電機(jī)以固定轉(zhuǎn)速運(yùn)行時的同步效果。

首先將三臺電機(jī)放置于工作臺上，設(shè)定轉(zhuǎn)速分別為300r/min、1000r/min、2000r/min，三臺電機(jī)的同步測試結(jié)果見表1。由于三臺電機(jī)的響應(yīng)曲線略有差別，當(dāng)FPGA 控制器發(fā)送的電機(jī)轉(zhuǎn)動脈沖信號到達(dá)時，電機(jī)瞬時無法同步轉(zhuǎn)動，所以在啟動階段三臺電機(jī)之間的角度差較大。

表1 不同轉(zhuǎn)速時的角度差測試結(jié)果Table 1 Test results of angle difference of three motors at different speeds

通過上述試驗(yàn)，可以看到，隨著設(shè)定的電機(jī)轉(zhuǎn)動速度增加，起動階段三臺電機(jī)間的最大角度差逐漸增大；在電機(jī)保持勻速轉(zhuǎn)動階段，三臺電機(jī)間的最大角度差在0.4°～0.6°，與轉(zhuǎn)速無直接關(guān)系。

設(shè)定電機(jī)轉(zhuǎn)速為1000r/min，對控制系統(tǒng)施加干擾，測試電機(jī)的同步性能。圖6 為測試過程中三臺電機(jī)的角度差：在起動階段，三臺電機(jī)最大角度差為0.7°，當(dāng)系統(tǒng)達(dá)到勻速穩(wěn)定運(yùn)行時，三臺電機(jī)角度差降至0.6°；在2s 時三臺電機(jī)已經(jīng)處于以設(shè)定轉(zhuǎn)速的勻速運(yùn)行階段，此時通過上位機(jī)對控制系統(tǒng)施加干擾信號，對電機(jī)2 施加5°的角度滯后，通過曲線可以看到，該角度差在0.5s內(nèi)被消除，三臺電機(jī)恢復(fù)同步運(yùn)行。

圖6 空載三電機(jī)角度偏差曲線Fig.6 Motor angle difference curve under no-load condition

通過上述兩個試驗(yàn)，在空載有無干擾的情況下，控制系統(tǒng)均可以實(shí)現(xiàn)三臺電機(jī)之間的角度同步。

4.2 變彎度機(jī)翼后緣空載偏轉(zhuǎn)試驗(yàn)

將三臺電機(jī)安裝于變彎度機(jī)翼后緣艙內(nèi)，如圖7 所示，進(jìn)行空載狀態(tài)下變彎度機(jī)翼后緣的偏轉(zhuǎn)試驗(yàn)，設(shè)置電機(jī)的轉(zhuǎn)速為300r/min。通過上位機(jī)軟件控制界面發(fā)送如下指令：（1）由-2°下偏至5°；（2）下偏至10°；（3）下偏至15°；（4）上偏回至0°。變彎度機(jī)翼后緣偏轉(zhuǎn)如圖8 所示。變彎度機(jī)翼后緣向下偏轉(zhuǎn)的三次過程中，超調(diào)量分別為0.18°、0.15°、0.07°；由15°上偏回至0°的偏轉(zhuǎn)過程中，超調(diào)量為0.2°。

圖7 變彎度機(jī)翼后緣電機(jī)裝配圖Fig.7 Assembly drawing of motors for trailing edge of variable camber wing

圖8 變彎度后緣不同偏轉(zhuǎn)狀態(tài)Fig.8 Different deflection states of variable camber wing trailing edge

圖9為變彎度機(jī)翼后緣位置曲線，圖10為偏轉(zhuǎn)過程中三臺電機(jī)實(shí)時角度差，由此可見，在起動時，由于三臺電機(jī)位置不同，所帶動的機(jī)構(gòu)力矩不同且各電機(jī)自身特性也存在差異，所以在偏轉(zhuǎn)起動階段角度差較大，起動瞬時角度差不超過15°，勻速運(yùn)行階段三臺電機(jī)角度差小于5°。由此可見，在變彎度機(jī)翼空載情況下，三臺電機(jī)角度差較小，能夠?qū)崿F(xiàn)變彎度機(jī)翼后緣的協(xié)同偏轉(zhuǎn)。

圖9 變彎度后緣偏轉(zhuǎn)位置曲線Fig.9 Deflection position curve of variable camber wing trailing edge

圖10 三電機(jī)實(shí)時角度差Fig.10 Real time angle difference of three motors

4.3 變彎度機(jī)翼后緣加載試驗(yàn)

為驗(yàn)證變彎度機(jī)翼后緣在加載情況下的變形能力和變形精度，變彎度機(jī)翼全尺寸后緣進(jìn)行地面靜力試驗(yàn)和地面隨動加載試驗(yàn)，如圖11所示，試驗(yàn)在航空工業(yè)強(qiáng)度所進(jìn)行。加載試驗(yàn)?zāi)M了起降狀態(tài)和巡航狀態(tài)的載荷，其中，起降狀態(tài)的最大載荷是7143N，巡航狀態(tài)的最大載荷是17072N，在變彎度機(jī)翼后緣上蒙皮共施加了12個作用點(diǎn)，在下蒙皮施加了6個作用點(diǎn)。在試驗(yàn)的過程中，變形和加載的過程流暢協(xié)同，變形輪廓通過多相機(jī)實(shí)時工業(yè)攝像測量系統(tǒng)進(jìn)行測量。

圖11 后緣加載試驗(yàn)Fig.11 Trailing edge loading test

（1）靜力加載試驗(yàn)

靜力加載狀態(tài)下，在變彎度機(jī)翼后緣下偏過程中，選取巡航和起飛著陸不同偏轉(zhuǎn)角度狀態(tài)，利用工業(yè)攝像測量的變彎度機(jī)翼后緣實(shí)際偏角與設(shè)計模型對應(yīng)的理論偏角進(jìn)行對比，如圖12所示，變形精度見表2。

圖12 不同狀態(tài)理論偏角與試驗(yàn)實(shí)際偏角對比Fig.12 Comparison between theoretical deflection angle and actual deflection angle in different states

表2 不同狀態(tài)后緣變形精度Table2 Deformation accuracy of trailing edge in different states

由此可見，在靜力加載狀態(tài)下，融合角度傳感器和光纖變形傳感器可實(shí)現(xiàn)變彎度機(jī)翼后緣控制系統(tǒng)的反饋，變形精度在4.5%以內(nèi)。

（2）隨動加載試驗(yàn)

隨動加載試驗(yàn)中，設(shè)置最大載荷為7143N，設(shè)定電機(jī)轉(zhuǎn)速為300r/min，測試變彎度后緣在偏轉(zhuǎn)范圍-2°到15°范圍內(nèi)的偏轉(zhuǎn)過程，圖13為隨動加載過程中后緣位置曲線。

圖13 隨動加載后緣位置曲線Fig.13 Follow-up loading trailing edge position curve

在起降最大載荷狀態(tài)下，變彎度機(jī)翼后緣向下偏轉(zhuǎn)過程超調(diào)量為0.15°，上偏的超調(diào)量為0.08°。

圖14為隨動加載過程中三電機(jī)之間的實(shí)時角度差，在上偏和下偏的全過程中，電機(jī)1和電機(jī)2以及電機(jī)1和電機(jī)3的角度差波動較大，但最大角度差在30°以內(nèi)，仍可滿足控制系統(tǒng)要求；電機(jī)2 和電機(jī)3 角度差波動較小，最大角度差小于5°。由此可分析，可能由于電機(jī)1在驅(qū)動過程中，存在一定阻力，造成電機(jī)2、電機(jī)3與電機(jī)1的角度差較大，在試驗(yàn)后，可對電機(jī)1 的驅(qū)動結(jié)構(gòu)以及隨動加載點(diǎn)進(jìn)行檢查排除，但同時也可看出，通過偏差耦合算法，可通過電機(jī)轉(zhuǎn)速的調(diào)整，動態(tài)減小三臺電機(jī)間的角度差，實(shí)現(xiàn)變彎度機(jī)翼后緣的協(xié)同偏轉(zhuǎn)。

圖14 三電機(jī)實(shí)時角度差Fig.14 Real time angle difference of three motors

5 結(jié)論與展望

變彎度機(jī)翼全尺寸多節(jié)轉(zhuǎn)動后緣結(jié)構(gòu)控制系統(tǒng)以角度傳感器和光纖變形傳感器融合的反饋實(shí)現(xiàn)閉環(huán)控制，采用基于偏差耦合的同步控制算法實(shí)現(xiàn)電機(jī)的協(xié)同控制。搭建了后緣硬件控制系統(tǒng)，完成了空載、地面載荷加載試驗(yàn)。試驗(yàn)結(jié)果表明，該系統(tǒng)在有無載荷情況下，控制和驅(qū)動系統(tǒng)均能穩(wěn)定運(yùn)行，滿足機(jī)翼后緣偏轉(zhuǎn)控制精度的要求。

在后續(xù)的研究中，考慮機(jī)翼結(jié)構(gòu)減重，可采用關(guān)節(jié)驅(qū)動電機(jī)，簡化大量傳動機(jī)構(gòu)，提高驅(qū)動效率，在每個連接軸上安裝驅(qū)動電機(jī)，更有利于實(shí)現(xiàn)機(jī)翼的三維變形控制。在控制算法方面，可考慮融入智能算法等，通過更加優(yōu)化的控制結(jié)構(gòu)與算法來進(jìn)一步提高變彎度機(jī)翼控制系統(tǒng)的精度。