[發明專利]用于空天飛機強度測試的熱試驗中快時變熱載荷控制方法

有效

• 申請號: 202210631913.8
• 申請日: 2022-06-07
• 公開（公告）號: CN114706295B
• 公開（公告）日: 2022-08-26
• 發明（設計）人: 王彬文;張佳斌;秦強;賈二院
• 申請（專利權）人: 中國飛機強度研究所
• 主分類號: G05B11/42
• 分類號: G05B11/42
• 代理公司: 北京棧橋知識產權代理事務所(普通合伙) 11670
• 代理人: 胡穎

本發明提供了用于空天飛機強度測試的熱試驗中快時變熱載荷控制方法，屬于飛機測試技術領域。方法包括以下步驟：S1、獲取熱載荷控制數據，劃分試驗件溫區并設計加熱器；S2、提取曲線特征并設計標定曲線后，建立曲線特征與控制器輸出電壓之間的關系；S3、確定比例前饋、微分前饋與PID控制參數結合的試驗控制參數整定方式；S4、通過模擬試驗驗證試驗控制參數整定方式；S5、進行飛機結構熱試驗。本發明解決了傳統的PID控制技術在熱載荷快速變化過程中固定參數無法滿足飛機結構熱試驗過程控制需要及時調整的問題，有效提升標定曲線跟隨性和控制精度，在飛機結構熱試驗中有較大的應用價值。

技術領域

本發明涉及飛機測試技術領域，具體是涉及用于空天飛機強度測試的熱試驗中快時變熱載荷控制方法。

背景技術

空天飛機結構熱試驗技術是為了解決飛行器在高速飛行過程中由于其表面經歷的氣動加熱而引起表面溫度變化通過地面等效模擬而發展起來的一種地面試驗技術，空天飛機結構熱試驗技術是研究結構熱問題的有效方法，對結構的設計、強度以及可靠性分析、產品性能檢驗和鑒定的重要手段。

目前常見的結構熱試驗采用傳統PID控制技術進行試驗控制，該技術是通過比例P、積分I、微分D與誤差之間的線性組合計算輸出，以驅動功率設備，使得功率設備做出對加熱器進行輸出功率的調整。

但是，空天飛機結構熱試驗的特點是PID控制系統滯后較大，在進行熱載荷快速變化時，常用的微分前饋+PID控制控制很難滿足要求，在空天飛機結構熱試驗過程中，只能依靠工程技術人員根據空天飛機結構熱試驗控制情況，實時對控制參數進行調整。

由以上內容可知，空天飛機結構熱試驗控制過程對技術人員要求較高，亟需一種空天飛機強度測試的熱試驗中快時變熱載荷控制方法來解決該問題。

發明內容

本發明解決的技術問題是：傳統的PID控制技術在熱載荷快速變化過程中固定參數無法滿足空天飛機結構熱試驗過程控制及時調整的需求。

為解決上述問題，本發明的技術方案如下：

用于空天飛機強度測試的熱試驗中快時變熱載荷控制方法，包括以下步驟：

S1、獲取熱載荷控制數據，對試驗件進行溫區劃分，并設計與溫區對應的加熱器；

S2、從步驟S1熱載荷控制數據中提取曲線特征并設計標定曲線后，采用試驗片進行標定，并依據曲線特征和對應控制器輸出電壓，建立曲線特征與控制器輸出電壓之間的關系；

S3、根據步驟S2的標定曲線，確定比例前饋、微分前饋與PID控制參數結合的試驗控制參數整定方式，

試驗控制參數整定方式包括兩部分：一是由比例前饋、微分前饋相結合的方式組成的自整定模式，二是由PID控制參數組合的PID控制模式，控制器通過自整定模式與PID控制模式相結合達到熱載荷控制的目的，其中：

自整定模式具體包括以下步驟：

S3-1、設定比例前饋的計算公式、微分前饋的計算公式，

S3-2、將比例前饋系數作為固定參數，通過誤差值、誤差率對微分前饋比例系數進行調整，具體包括以下內容：

S3-2-1、標定數據最高熱載荷對應的控制器輸出電壓和最大熱載荷變化率對應的控制器輸出電壓，令，，其中，為比例前饋的計算輸出，為微分前饋的計算輸出，

S3-2-2、設定微分前饋最大值的公式如下：

上式中，為微分前饋系數最大值，為熱載荷命令值的最大變化速率，為最大熱載荷變化率對應的控制器輸出電壓，為熱載荷傳感器量程，則微分前饋比例系數變化范圍為，

S3-2-3、設置誤差閾值，對微分前饋比例系數進行整定：