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    柔性蒙皮變體機翼多電機分布式驅(qū)動系統(tǒng)研究

    2023-10-16 09:21:52隨濤徐志偉
    機械科學(xué)與技術(shù) 2023年9期
    關(guān)鍵詞:后緣補償器機翼

    隨濤,徐志偉

    (南京航空航天大學(xué) 機械結(jié)構(gòu)力學(xué)與控制國家重點實驗室,南京 210016)

    變體機翼是一種能夠根據(jù)飛機飛行條件和任務(wù)需求,其構(gòu)型能夠進行實時改變,從而獲得最優(yōu)氣動性能的新型機翼;可分為大尺度機翼變形、中等尺度變形和局部小變形[1],而機翼前后緣結(jié)構(gòu)的連續(xù)上下偏轉(zhuǎn)變形是其中的一種重要的變形形式。

    機翼變形過程中,驅(qū)動方式主要包括傳統(tǒng)的電機驅(qū)動、液壓驅(qū)動、氣壓驅(qū)動等,而采用智能材料,比如:形狀記憶合金、壓電材料、磁流變和電流變等作為驅(qū)動器也是近幾年的研究重點[2]。智能材料驅(qū)動器各有優(yōu)缺點,但普遍技術(shù)不夠成熟,可靠性比較低,目前還處于實驗研究階段,并未得到大量的應(yīng)用[3-5];常規(guī)的驅(qū)動形式,經(jīng)過很多年的實踐和應(yīng)用,一般都比較穩(wěn)定可靠,但也存在一定的缺點,如:重量和體積大等[6];從目前的研究和實際應(yīng)用來看,電機驅(qū)動技術(shù)具有精度高、響應(yīng)快、穩(wěn)定可靠等優(yōu)點,是當(dāng)前變體飛行器中的重要的驅(qū)動方式之一,因此本文的可連續(xù)偏轉(zhuǎn)機翼后緣結(jié)構(gòu)采用了電機驅(qū)動技術(shù),考慮到驅(qū)動功率的實際需求和設(shè)計空間的限制,采用了多電機分布式驅(qū)動方式。

    在多電機分布式驅(qū)動系統(tǒng)中,協(xié)調(diào)控制始終是電機控制上的關(guān)鍵難題[7]。早期多電機同步控制方式主要包括:并行控制、主從控制、串聯(lián)控制等[8-9],但此類同步控制方式精度較低,且有一定的缺陷,如:主從控制中,主電機受到干擾時,從電機可以對此響應(yīng);但是,主電機不會對從電機受到的干擾做出響應(yīng)。20 世紀(jì)80 年代,Koren 等[10]提出交叉耦合控制,將電機數(shù)據(jù)耦合,解決了早期控制存在的缺陷,為后續(xù)研究提供了新思路。隨后,Perez-Pinal 等[11]學(xué)者提出偏差耦合同步控制,該控制方法適用于任意數(shù)量電機的同步。2002 年,Shih 等[12]設(shè)計出相鄰交叉耦合控制器,優(yōu)化了耦合算法。張承慧等[13]學(xué)者基于最小相關(guān)軸數(shù)目思想,提出相鄰耦合控制算法,并利用Barbalat 定理證明了該算法的收斂性和穩(wěn)定性。隨著對控制響應(yīng)速度要求的提高,國內(nèi)學(xué)者們對耦合補償器的優(yōu)化設(shè)計展開了研究,將PI 控制、模糊PID 及人工神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)等[14-19]各種算法運用到了補償器的設(shè)計中。

    本文針對采用柔性蒙皮的全尺寸可連續(xù)偏轉(zhuǎn)后緣結(jié)構(gòu)模型,選用3 臺交流伺服電機,采用蝸輪-蝸桿和齒輪傳動減速機構(gòu),驅(qū)動機翼后緣實現(xiàn)連續(xù)偏轉(zhuǎn);采用基于偏差耦合的同步控制算法,對機翼后緣的偏轉(zhuǎn)角度進行了精確的控制,完成了地面加載實驗和低速風(fēng)洞載荷實驗,獲得了很高的控制精度,驗證了所設(shè)計驅(qū)動系統(tǒng)和控制方法的可行性。

    1 采用柔性波紋蒙皮的可連續(xù)偏轉(zhuǎn)機翼后緣結(jié)構(gòu)模型設(shè)計

    針對某柔性后緣機翼翼型,后緣結(jié)構(gòu)要求能夠連續(xù)光滑向下偏轉(zhuǎn)0~15°,全尺寸模型展長1.49 m、后緣弦長0.6 m;為了實現(xiàn)后緣與固定段的連續(xù)過渡,采用了纖維和骨架增強橡膠復(fù)合材料,根據(jù)偏轉(zhuǎn)過程中后緣舵面不同位置處形變量和氣動載荷的要求,對波紋蒙皮的厚度、變形量、承載力等參變量進行了綜合優(yōu)化設(shè)計和仿真分析,使得蒙皮可以同時滿足彈性變形和氣動承載的要求。設(shè)計完成后,采用模具整體成型制備工藝方法實現(xiàn)蒙皮的制備,并通過壓條將蒙皮與后緣結(jié)構(gòu)相連,如圖1 所示。

    圖1 多電機驅(qū)動后緣結(jié)構(gòu)模型Fig.1 The model of trailing edge structure driven by multiple motors

    采用電機驅(qū)動技術(shù),設(shè)計了電機減速器-蝸輪蝸桿減速器-齒輪對減速器三級減速機構(gòu),三級減速機構(gòu)減速比分別為:8∶1、70∶1 和6∶1,總減速比3 360∶1。后緣偏轉(zhuǎn)過程中,主要的載荷包括柔性蒙皮彈性變形和外部氣動載荷,當(dāng)然還要考慮各種減速機構(gòu)的摩擦和傳遞效率帶來的損失。采用單臺電機驅(qū)動,則需要大功率電機,使得體積增大,后緣及前面的艙段無法容納這么大尺寸的電機,綜合考慮后采用了3 臺功率較小的交流伺服電機(750 W/臺)驅(qū)動后緣結(jié)構(gòu)的偏轉(zhuǎn),如圖1 所示。

    電機經(jīng)過三級傳動機構(gòu)將扭矩傳遞到搖臂結(jié)構(gòu),搖臂結(jié)構(gòu)通過后邊條及長桁條帶動后緣向下偏轉(zhuǎn)。為保證偏轉(zhuǎn)時蒙皮協(xié)調(diào)變形,3 臺電機必須同步偏轉(zhuǎn),設(shè)計要求連桿結(jié)構(gòu)角度偏差小于0.5°。傳動軸上安裝有角度傳感器,可實時獲取后緣的偏轉(zhuǎn)角度。

    3 臺電機驅(qū)動的波紋柔性蒙皮機翼后緣,具有展長大、減速比高、展向氣動載荷分布不同且實時變化、柔性蒙皮變形驅(qū)動力矩大等特點,若采用速度同步控制,電機速度差異產(chǎn)生的累積角度差可能導(dǎo)致后緣結(jié)構(gòu)偏轉(zhuǎn)的扭轉(zhuǎn)損傷。因此,本文采用了角度同步控制的方法,確保后緣變形的協(xié)調(diào)性。

    2 三電機偏差耦合同步控制策略

    目前多電機同步控制策略有很多種,主要包括:并行控制、主從控制、虛擬總軸控制、交叉耦合控制和偏差耦合控制等,其中偏差耦合控制是基于交叉耦合控制的一種衍生控制方法,對于多臺電機的同步控制精度更高。

    偏差耦合控制的主要思想是根據(jù)各電機實時數(shù)據(jù),動態(tài)調(diào)整每臺電機的輸入信號,使系統(tǒng)達到目標(biāo)控制效果。對于3 臺電機組成的驅(qū)動系統(tǒng)中的任意一臺電機,如電機1,其跟隨誤差定義為

    電機1 與其他電機的角度同步誤差可定義為:

    式中:ω*為電機目標(biāo)轉(zhuǎn)動速度;ωn與 θn分 別為第n臺電機的轉(zhuǎn)動速度和角度數(shù)據(jù),n=1,2,3。各電機之間保持同步,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,各電機的輸入信號由參考速度 ω*、輸出速度 ωn及速度補償器輸出 ωrn三者共同決定,其中TL為電機受到的擾動扭矩。

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

    本文中3 臺電機采用同型號松下交流伺服電機及配套的控制器,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)。因電機系統(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,確定由電機與控制器組成的電機系統(tǒng)可按慣性環(huán)節(jié)處理。各電機辨識得到的傳遞函數(shù)G(s)n(n=1,2,3)為:

    由式(4)~式(6)可知,3 臺同型號電機的速度響應(yīng)也略有差異。

    控制系統(tǒng)的補償器用于調(diào)整電機輸入信號,實現(xiàn)電機同步,其內(nèi)部對各電機數(shù)據(jù)進行耦合處理。補償器的設(shè)計對控制系統(tǒng)性能起著關(guān)鍵性作用。本文分別設(shè)計了兩種不同結(jié)構(gòu)的補償器,如圖3 和圖4 所示。

    圖3 采用固定補償系數(shù)的補償器1Fig.3 Compensator 1 with fixed compensation coefficient

    圖4 采用模糊PI 的補償器1Fig.4 Compensator 1 with fuzzy PI control

    圖3 和圖4 分別為采用了固定補償系數(shù)和模糊PI 的補償器結(jié)構(gòu)。補償器首先獲得電機的實際轉(zhuǎn)動角度,進一步得到電機1 相對于電機2 和3 的角度同步誤差,利用補償系數(shù)或模糊PI 控制器進行補償修正得到電機的1 的補償信號 ωr1。通過多次仿真和實驗分別確定了合適的補償系數(shù)(K13=K12=5)和模糊參數(shù),并利用Simulink 對系統(tǒng)進行仿真分析。仿真時設(shè)定3 臺電機轉(zhuǎn)速為1 000 r/min,0 s時刻同時啟動,3 s 時刻為電機1 施加20°的瞬時角度擾動,仿真結(jié)果如圖5。

    圖5 補償器對同步性能的影響Fig.5 The influence of the compensator on synchronization performance

    分析仿真結(jié)果可知,采用模糊PI 算法的補償器控制效果更優(yōu):電機啟動階段的角度差較低;控制系統(tǒng)對仿真施加的20°角度干擾有更快的響應(yīng)速度。但復(fù)雜的控制算法將大大增加系統(tǒng)軟硬件設(shè)計的難度,同時降低控制系統(tǒng)的實時性。綜合考慮最終選擇采用固定補償系數(shù)的補償器。

    3 測控系統(tǒng)軟硬件的設(shè)計和實現(xiàn)

    3.1 系統(tǒng)硬件結(jié)構(gòu)

    測控系統(tǒng)硬件采用NI(National instrument)公司的數(shù)據(jù)采集卡,實現(xiàn)與電機驅(qū)動器以及角度傳感器之間的信號交互,系統(tǒng)原理框圖如圖6 所示。

    圖6 控制系統(tǒng)框圖Fig.6 Control system diagram

    因機翼內(nèi)部空間有限,電機控制器和控制系統(tǒng)布置在機翼的外部。電機驅(qū)動器、開關(guān)電源、各種調(diào)理電路等集中布置在控制箱中,數(shù)據(jù)采集卡配置在工控機中,軟件采用LabVIEW 編程,控制系統(tǒng)如圖7 所示。

    圖7 風(fēng)動外控制系統(tǒng)實物圖Fig.7 Physical diagram of the wind-driven external control system

    系統(tǒng)中數(shù)據(jù)采集卡的具體參數(shù)如表1 所示。

    表1 數(shù)據(jù)采集卡參數(shù)Tab.1 Data acquisition card parameters

    電機功率400 W,額定轉(zhuǎn)矩1.27 Nm,最高轉(zhuǎn)速3 000 r/min,采用位置控制模式;電機編碼器為2 500線相對編碼器,輸出信號最高頻率125 kHz。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159 kHz;編碼器信號經(jīng)過濾波器和光電耦合隔離后輸入數(shù)據(jù)采集卡PCI-6602。

    角度傳感器采用霍爾型傳感器,具體參數(shù):測量范圍0~ 180°、測量精度小于等于0.3°、響應(yīng)時間600 μs、輸出4~20 mA 電流信號,其輸出電流大小與輸入角度呈線性關(guān)系。傳感器信號通過相應(yīng)的電流-電壓轉(zhuǎn)換電路,從模擬信號通道輸入數(shù)據(jù)采集卡PCI-6220。

    3.2 測控系統(tǒng)軟件設(shè)計

    控制系統(tǒng)軟件選用LabVIEW 軟件,系統(tǒng)流程圖如圖8 所示。

    圖8 測控過程軟件流程圖Fig.8 Software flowchart for the measurement and control process

    首先進行系統(tǒng)初始化,對DAQ 設(shè)備的I/O 通道進行配置,并定義后緣減速臨界角度范圍,即

    式中v*為后緣的設(shè)定偏轉(zhuǎn)速度,°/s。

    系統(tǒng)“啟動”后,電機經(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,電機進入減速階段,直至停止;偏差耦合同步控制作用于電機運行全過程,保證電機間的同步性;同時,設(shè)定電機之間轉(zhuǎn)動角度差大于30°時,電機被立即強行停止以保護后緣結(jié)構(gòu)。

    4 機翼后緣結(jié)構(gòu)偏轉(zhuǎn)實驗驗證

    4.1 電機空載同步實驗

    為驗證多電機轉(zhuǎn)動角度的同步性,首先在空載情況下對控制系統(tǒng)進行實驗測試。該實驗包括兩部分:1)空載無干擾情況下,測試電機以不同轉(zhuǎn)速運行時的同步效果;2)空載有干擾情況下,測試電機以設(shè)定轉(zhuǎn)速956 r/min 運行時的同步效果。

    首先將電機固定于工作臺上,當(dāng)轉(zhuǎn)速分別為:500 r/min、1 000 r/min、2 000 r/min 和3 000 r/min時,3 臺電機的同步測試結(jié)果如表2 所示。由于3 臺電機響應(yīng)速度稍有不同,當(dāng)指令脈沖信號到達時,電機無法同步轉(zhuǎn)動,會導(dǎo)致啟動階段電機之間存在較大的角度偏差。

    實驗結(jié)果表明:電機啟動階段最大角度差隨設(shè)定轉(zhuǎn)速提高而增大,而勻速運行階段各電機的最大角度差穩(wěn)定在0.4°~0.6°,與轉(zhuǎn)速無直接關(guān)聯(lián)。

    設(shè)定電機轉(zhuǎn)速為956 r/min,通過實驗驗證控制系統(tǒng)的同步控制效果。圖9 所示為系統(tǒng)運行過程中電機的實時角度差測試數(shù)據(jù):空載啟動階段產(chǎn)生的最大角度偏差為0.7°,電機運行至0.5 s 時,電機角度差降低至0.5°,之后電機角度差始終保持在0.5°以內(nèi);在2 s 時電機已經(jīng)處于設(shè)定轉(zhuǎn)速的勻速運行階段,此時在軟件中對電機2 施加5°角度滯后偏差,在之后的0.5 s 內(nèi)該角度偏差被成功消除;此后電機之間保持角度偏差不超過0.5°。該實驗驗證了空載情況下控制系統(tǒng)可以實現(xiàn)三電機之間的角度同步,電機高速運轉(zhuǎn)時角度偏差不超過0.5°。

    圖9 空載電機同步實驗曲線Fig.9 The synchronization experiment curve of the unloaded motor

    4.2 地面載荷機翼后緣偏轉(zhuǎn)實驗

    將電機安裝于機翼中,實驗?zāi)P腿鐖D10 所示。設(shè)定電機最大轉(zhuǎn)速956 r/min,根據(jù)減速比可知后緣偏轉(zhuǎn)速率為1.7 °/s。對后緣翼面施加等效的分布載荷,并在軟件控制界面依次發(fā)送如下的指令:1)下偏至9°;2)下偏至12°;3)下偏至15°;4)上偏回0 初始位置。柔性后緣偏轉(zhuǎn)變形效果如圖11 所示。

    圖10 后緣結(jié)構(gòu)裝配圖Fig.10 Assembly diagram of the trailing edge structure

    圖11 柔性后緣變形效果圖Fig.11 The effect of flexible trailing edge deformation

    圖11 為后緣位置15°時的變形效果圖。實驗測試數(shù)據(jù)如圖12 所示。

    圖12 后緣結(jié)構(gòu)偏轉(zhuǎn)實驗曲線Fig.12 Experimental curve of trailing edge structure deflection

    后緣結(jié)構(gòu)三次向下偏轉(zhuǎn)過程,偏轉(zhuǎn)超調(diào)量均為0.17°;由15°回到0°初始位置耗時9.5 s,超調(diào)量為0.03°。圖10b)為偏轉(zhuǎn)過程中電機間的實時角度差:3 臺電機在啟動階段因載荷和電機特性的差異,啟動瞬時產(chǎn)生不超過20°角度差;勻速運行階段電機角度差小于10°。

    4.3 機翼后緣結(jié)構(gòu)偏轉(zhuǎn)的風(fēng)洞載荷實驗

    風(fēng)洞實驗在南航低速風(fēng)洞中進行,閉口實驗段風(fēng)速最高可達60 m/s。機翼攻角可調(diào)整,工控機及控制箱置于風(fēng)洞實驗段外部。實驗中設(shè)定風(fēng)速56 m/s,機翼采用四種不同攻角(0、6°、10°和12°),分別測試后緣結(jié)構(gòu)不同攻角下的偏轉(zhuǎn)效果。考慮到攻角為12°時的氣動載荷最大,設(shè)定電機轉(zhuǎn)速956 r/min,分別測試有無風(fēng)載情況下的后緣結(jié)構(gòu)偏轉(zhuǎn)過程,測試數(shù)據(jù)如圖13 所示。

    圖13 低速風(fēng)載下后緣結(jié)構(gòu)偏轉(zhuǎn)測試曲線Fig.13 Test curve of trailing edge structure deflection under low-speed wind load

    由圖13a)可以看出,風(fēng)速56 m/s、攻角12°時,風(fēng)載對后緣結(jié)構(gòu)偏轉(zhuǎn)無顯著影響;有、無風(fēng)載作用時,后緣結(jié)構(gòu)向下偏轉(zhuǎn)的超調(diào)量分別為0.045°和0.132°;上偏的超調(diào)量分別為0.052°和0.001°,與載荷無直接關(guān)系。

    圖13b)為風(fēng)載實驗過程中各電機之間的角度差:下偏過程啟動階段角度差最大為15°,勻速運行階段角度差小于10°;上偏過程啟動階段角度差最大為13°,勻速運行階段角度差保持在5°以內(nèi)。

    保持風(fēng)速56 m/s,攻角不同時后緣結(jié)構(gòu)下偏(0~15°)測試結(jié)果如表3 所示。

    表3 不同攻角后緣結(jié)構(gòu)下偏測試結(jié)果Tab.3 Test results for deflection under different attack angles for the trailing edge structure (°)

    從表3 可以看出,不同風(fēng)載情況下,控制系統(tǒng)可以實現(xiàn)后緣下偏超調(diào)量不超過0.3°,下偏啟動階段各電機間產(chǎn)生的角度差不超過20°,勻速運行階段各電機角度差不超過10°,控制結(jié)果滿足機翼偏轉(zhuǎn)的設(shè)計要求。

    5 結(jié)束語

    本文基于偏差耦合控制理論,針對機翼柔性波紋蒙皮連接的后緣偏轉(zhuǎn)多電機分布驅(qū)動系統(tǒng),搭建了角度同步軟硬件控制系統(tǒng),完成了空載、地面載荷加載和風(fēng)洞載荷實驗。實驗結(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)均能夠穩(wěn)定的運行,而且具有很高的控制精度,滿足機翼柔性后緣結(jié)構(gòu)偏轉(zhuǎn)的要求。

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