一种飞机缝翼疲劳试验随动系统角度补偿控制方法及系统技术方案

本申请属于飞机疲劳试验设计领域，特别涉及一种飞机缝翼疲劳试验随动系统角度补偿控制方法及装置。该方法包括获取作动筒反馈的位移值，并基于所述位移值及预置的位移角度模型计算因作动筒伸缩导致的随动框架发生偏转的第一偏转角；截获当前缝翼翼面驱动系统发送给翼面驱动机构的第二偏转角；确定所述第一偏转角与所述第二偏转角的角度差值；对所述角度差值通过位移角度模型反求出位移补偿量；将所述位移补偿量叠加到位移指令中，实现随动系统角度补偿控制。本申请实现了角度精确补偿控制。本申请实现了角度精确补偿控制。本申请实现了角度精确补偿控制。

【技术实现步骤摘要】
一种飞机缝翼疲劳试验随动系统角度补偿控制方法及系统


[0001]本申请属于飞机疲劳试验设计领域，特别涉及一种飞机缝翼疲劳试验随动系统角度补偿控制方法及装置。

技术介绍

[0002]在飞机缝翼全尺寸疲劳试验中，翼面偏转运动通常采用交流伺服电机驱动系统完成，翼面载荷施加由控制系统通过摆臂式随动框架完成，两套系统需要同步进行，由驱动系统反馈的翼面偏转角度和随动框架倾斜角度之间的误差越小越好，因此角度误差可以作为随动系统跟踪翼面偏转的最重要判据，对于研究摆臂式随动系统的角度控制具有重要价值。
[0003]目前随动系统中采用摆臂式随动机构，采用液压作动器驱动绕翼面偏转中心轴转动，根据随动机构几何模型中作动器位移伸长量与倾斜角度的近似线性关系，由翼面偏转角度计算得到作动器位移，作为被控物理量，输入到控制系统中，实现随动机构倾斜角度与翼面偏转角度始终保持一致，并采用角度误差作为安全保护措施。这种基于位移控制的角度控制方法，由于近似线性关系的缘故，理论上就存在角度误差，采用角度误差作为安全保护措施并不能解决两套系统的随动关联，加载过程中存在较长时间的非同步加载状态。

技术实现思路

[0004]为了解决上述技术问题，本申请提供了一种飞机缝翼疲劳试验随动系统角度补偿控制方法及装置，用来降低试验过程中随动机构倾斜角度与翼面转动角度间误差。
[0005]本申请第一方面提供了一种飞机缝翼疲劳试验随动系统角度补偿控制方法，主要包括：
[0006]步骤S1、获取预置的用于对随动框架进行作动筒加载的线性载荷谱，所述线性载荷谱以作动筒位移作为被控量；
[0007]步骤S2、根据所述线性载荷谱计算实时载荷谱位移指令，并将所述位移指令发送给位移控制器，由所述位移控制器驱动作动筒伸缩；
[0008]步骤S3、获取作动筒反馈的位移值，并基于所述位移值及预置的位移角度模型计算因作动筒伸缩导致的随动框架发生偏转的第一偏转角；
[0009]步骤S4、截获当前缝翼翼面驱动系统发送给翼面驱动机构的第二偏转角；
[0010]步骤S5、确定所述第一偏转角与所述第二偏转角的角度差值；
[0011]步骤S6、对所述角度差值通过位移角度模型反求出位移补偿量；
[0012]步骤S7、将所述位移补偿量叠加到位移指令中，由所述位移控制器基于补偿后的位移指令驱动作动筒做下一步长的伸缩控制。
[0013]优选的是，步骤S1进一步包括确定线性载荷谱，具体包括：
[0014]步骤S11、获取所述随动系统的偏转角度与驱动所述随动系统偏转的作动筒的伸缩量之间的关系，构建位移角度模型；
[0015]步骤S12、对位移角度模型中的至少包含最大偏转角度及最小偏转角度在内的多个角度值及其对应的位移值进行线性拟合，获得位移角度的线性关系，从而获得以位移作为被控量的线性载荷谱。
[0016]优选的是，在步骤S2中，由所述位移控制器驱动作动筒伸缩包括通过位移控制闭环实现，将作动筒伸缩的位移反馈值叠加到所述位移指令上。
[0017]优选的是，步骤S3进一步包括：
[0018]步骤S31、获取设置在随动框架上的倾角传感器给出的角度偏转值；
[0019]步骤S32、基于所述角度偏转值对所述第一偏转角进行修正。
[0020]本申请第二方面提供了一种飞机缝翼疲劳试验随动系统角度补偿控制系统，主要包括：
[0021]载荷谱获取模块，用于获取预置的用于对随动框架进行作动筒加载的线性载荷谱，所述线性载荷谱以作动筒位移作为被控量；
[0022]位移指令生成模块，用于根据所述线性载荷谱计算实时载荷谱位移指令，并将所述位移指令发送给位移控制器，由所述位移控制器驱动作动筒伸缩；
[0023]第一偏转角计算模块，用于获取作动筒反馈的位移值，并基于所述位移值及预置的位移角度模型计算因作动筒伸缩导致的随动框架发生偏转的第一偏转角；
[0024]第二偏转角获取模块，用于截获当前缝翼翼面驱动系统发送给翼面驱动机构的第二偏转角；
[0025]角度差值计算模块，用于确定所述第一偏转角与所述第二偏转角的角度差值；
[0026]位移补偿量计算模块，用于对所述角度差值通过位移角度模型反求出位移补偿量；
[0027]位移修正模块，用于将所述位移补偿量叠加到位移指令中，由所述位移控制器基于补偿后的位移指令驱动作动筒做下一步长的伸缩控制。
[0028]优选的是，所述载荷谱获取模块进一步包括载荷谱确定单元，所述载荷谱确定单元包括：
[0029]位移角度模型获取单元，用于获取所述随动系统的偏转角度与驱动所述随动系统偏转的作动筒的伸缩量之间的关系，构建位移角度模型；
[0030]线性拟合单元，用于对位移角度模型中的至少包含最大偏转角度及最小偏转角度在内的多个角度值及其对应的位移值进行线性拟合，获得位移角度的线性关系，从而获得以位移作为被控量的线性载荷谱。
[0031]优选的是，在所述位移指令生成模块中，由所述位移控制器驱动作动筒伸缩包括通过位移控制闭环实现，将作动筒伸缩的位移反馈值叠加到所述位移指令上。
[0032]优选的是，所述第一偏转角计算模块包括：
[0033]传感器参数获取单元，用于获取设置在随动框架上的倾角传感器给出的角度偏转值；
[0034]第一偏转角修正单元，用于基于所述角度偏转值对所述第一偏转角进行修正。
[0035]本申请通过补偿量解决了模型线性化的理论角度误差问题，提高了随动系统的控制精度。
附图说明
[0036]图1是本申请飞机缝翼疲劳试验随动系统角度补偿控制方法的一优选实施方式的原理框图。
[0037]图2是缝翼随动机构加载原理示意图。
具体实施方式
[0038]为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施方式中的附图，对本申请实施方式中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施方式是本申请一部分实施方式，而不是全部的实施方式。下面通过参考附图描述的实施方式是示例性的，旨在用于解释本申请，而不能理解为对本申请的限制。基于本申请中的实施方式，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施方式，都属于本申请保护的范围。下面结合附图对本申请的实施方式进行详细说明。
[0039]本申请第一方面提供了一种飞机缝翼疲劳试验随动系统角度补偿控制方法，如图1所示，主要包括：
[0040]步骤S1、获取预置的用于对随动框架进行作动筒加载的线性载荷谱，所述线性载荷谱以作动筒位移作为被控量；
[0041]步骤S2、根据所述线性载荷谱计算实时载荷谱位移指令，并将所述位移指令发送给位移控制器，由所述位移控制器驱动作动筒伸缩；
[0042]步骤S3、获取作动筒反馈的位移值，并基于所述位移值及预置的位移角度模型计算因作动筒伸缩导致的随动框架发生本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种飞机缝翼疲劳试验随动系统角度补偿控制方法，所述随动系统用于对翼面驱动机构驱动翼面进行偏转的偏转角进行跟随，所述随动系统由作动筒驱动偏转，其特征在于，该方法包括：步骤S1、获取预置的用于对随动框架进行作动筒加载的线性载荷谱，所述线性载荷谱以作动筒位移作为被控量；步骤S2、根据所述线性载荷谱计算实时载荷谱位移指令，并将所述位移指令发送给位移控制器，由所述位移控制器驱动作动筒伸缩；步骤S3、获取作动筒反馈的位移值，并基于所述位移值及预置的位移角度模型计算因作动筒伸缩导致的随动框架发生偏转的第一偏转角；步骤S4、截获当前缝翼翼面驱动系统发送给翼面驱动机构的第二偏转角；步骤S5、确定所述第一偏转角与所述第二偏转角的角度差值；步骤S6、对所述角度差值通过位移角度模型反求出位移补偿量；步骤S7、将所述位移补偿量叠加到位移指令中，由所述位移控制器基于补偿后的位移指令驱动作动筒做下一步长的伸缩控制。2.如权利要求1所述的飞机缝翼疲劳试验随动系统角度补偿控制方法，其特征在于，步骤S1进一步包括确定线性载荷谱，具体包括：步骤S11、获取所述随动系统的偏转角度与驱动所述随动系统偏转的作动筒的伸缩量之间的关系，构建位移角度模型；步骤S12、对位移角度模型中的至少包含最大偏转角度及最小偏转角度在内的多个角度值及其对应的位移值进行线性拟合，获得位移角度的线性关系，从而获得以位移作为被控量的线性载荷谱。3.如权利要求1所述的飞机缝翼疲劳试验随动系统角度补偿控制方法，其特征在于，在步骤S2中，由所述位移控制器驱动作动筒伸缩包括通过位移控制闭环实现，将作动筒伸缩的位移反馈值叠加到所述位移指令上。4.如权利要求1所述的飞机缝翼疲劳试验随动系统角度补偿控制方法，其特征在于，步骤S3进一步包括：步骤S31、获取设置在随动框架上的倾角传感器给出的角度偏转值；步骤S32、基于所述角度偏转值对所述第一偏转角进行修正。5.一种飞机缝翼疲劳试验随动系统角度补偿控制系统，...

【专利技术属性】
技术研发人员：毛爽，张建锋，刘振宇，张永兴，郭永跃，崔松涛，
申请(专利权)人：中国飞机强度研究所，
类型：发明
国别省市：