一种用于风洞自由滚转动态实验的滚转阻尼补偿方法

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一种用于风洞自由滚转动态实验的滚转阻尼补偿方法
申请号	CN202011427510.9	申请日	2020-12-07	公开(公告)号	CN112525471A	公开(公告)日	2021-03-19
申请人	中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所;			发明人	杨海泳; 赵忠良; 马上; 李乾; 李玉平;
摘要	本发明公开了一种用于风洞自由滚转动态实验的滚转阻尼补偿方法。该方法包括以下步骤：确定阻尼补偿目标函数；确定系统控制策略；确定系统控制参数；实施风洞实验。在阻尼补偿目标函数及飞行器模型不变时，前三个步骤可只进行一次，风洞每次运行只需要重复执行第四步。本发明的用于风洞自由滚转动态实验的滚转阻尼补偿方法通过力矩致动器驱动飞行器模型进行滚转运动产生滚转力矩，同时也利用力矩致动器对飞行器模型施加不同放大系数的补偿滚转力矩，进而减小机构阻尼，从而满足自由滚转动态实验对机构阻尼尽可能小的要求。
权利要求	1.一种用于风洞自由滚转动态实验的滚转阻尼补偿方法，其特征在于，所述的滚转阻尼补偿方法使用的实验机构的关键执行部件和传感器包括用于驱动芯轴产生滚转力矩并对芯轴施加不同放大系数的补偿滚转力矩的力矩致动器，用于测量芯轴旋转角度的旋转编码器，用于测量芯轴施加给飞行器模型的滚转力矩的天平，以及选配的用于放大滚转力矩的减速电机；所述的滚转阻尼补偿方法包括以下步骤：a.确定阻尼补偿目标函数g＝func(x)；阻尼补偿目标函数的值是芯轴施加在飞行器模型上的期望滚转力矩，自变量x根据风洞自由滚转动态实验的需要选取；如果阻尼补偿目标函数的值始终为零g＝0，则表示补偿全部机构阻尼；如果自变量x选择芯轴滚转角速度ω，阻尼补偿目标函数的值与芯轴滚转角速度ω成正比且符号相反，即g＝‑kω，则表示只补偿部分机构阻尼，并使剩余的机构阻尼呈现出粘性阻尼的特性； b.确定系统控制策略；系统控制策略选择PID，采用比例P和积分I两个环节，并辅以前馈提升控制精度；系统控制策略将芯轴施加在飞行器模型上的滚转力矩视为系统的实际输出，芯轴施加在飞行器模型上的滚转力矩的值等于滚转力矩天平测值f的负值‑f，阻尼补偿目标函数的值g视为给定值，系统的控制目标是g+f趋于0； c.确定系统控制参数；控制芯轴旋转，以转速为前馈控制的执行输入参数，测量在不同转速下的力矩致动器的输出力矩；外力带动飞行器模型进行滚转运动，以输出力矩为力矩致动器的执行输入力矩参数，获得天平测值的变化过程，采用任意一种PID参数整定方法确定执行输入参数和执行输入力矩参数； d.实施风洞实验；将系统控制策略和系统控制参数应用于实验机构的控制系统，启动风洞，进行实验；在阻尼补偿目标函数及飞行器模型不变时，步骤a～步骤c只进行一次，之后风洞每次运行只需要重复执行步骤d。 2.根据权利要求1所述的用于风洞自由滚转动态实验的滚转阻尼补偿方法，其特征在于，飞行器模型的旋转角度、转速和滚转力矩均采用天平坐标系，根据右手螺旋法则确定正方向。 3.根据权利要求1所述的用于风洞自由滚转动态实验的滚转阻尼补偿方法，其特征在于，所述的力矩致动器具有转速反馈。 4.根据权利要求1所述的用于风洞自由滚转动态实验的滚转阻尼补偿方法，其特征在于，所述的旋转编码器差分测量芯轴的旋转角度。
说明书全文	一种用于风洞自由滚转动态实验的滚转阻尼补偿方法技术领域 [0001] 本发明属于风洞动态实验技术领域，具体涉及一种用于风洞自由滚转动态实验的滚转阻尼补偿方法。背景技术 [0002] 自由滚转动态实验是一种风洞动态实验。自由滚转动态实验时，飞行器模型在气动力作用下进行自由滚转，通过分析飞行器模型的滚转运动过程或滚转运动过程中的动态气动力，能够获取飞行器模型包括摇滚特性在内的滚转动态气动特性。 [0003] 自由滚转动态实验中飞行器模型受到机构阻尼和气动阻尼的影响。其中，气动阻尼是决定摇滚特性的关键参数之一，但是机构阻尼对摇滚特性的影响较大，本领域技术人员一直致力于采取各种措施减小机构阻尼的影响。曾经出现过细长三角翼摇滚起始迎角测量偏差较大的问题，分析认为机构阻尼较大是可能的原因之一。以往减小机构阻尼影响的方法是尽可能减小机构的机械阻尼，如采用小阻尼轴承并设计合理的轴承支撑结构，或者采用气体轴承等。各种措施实施下来以后，确实能够有效地减小机构阻尼，但是每个飞行器模型的机构阻尼差异很大，一旦更换飞行器模型，必须针对相应的飞行器模型设计专有的减小机构阻尼的措施，通用性较差。而且，每个飞行器模型的机构阻尼差异很大，在数据分析过程中如何剔除每个飞行器模型机构阻尼影响，也是比较困难的。 [0004] 当前，亟需发展一种用于风洞自由滚转动态实验的滚转阻尼补偿方法。发明内容 [0005] 本发明所要解决的技术问题是提供一种用于风洞自由滚转动态实验的滚转阻尼补偿方法。 [0006] 本发明的用于风洞自由滚转动态实验的滚转阻尼补偿方法，其特点是，所述的滚转阻尼补偿方法使用的实验机构的关键执行部件和传感器包括用于驱动芯轴产生滚转力矩并对芯轴施加不同放大系数的补偿滚转力矩的力矩致动器，用于测量芯轴旋转角度的旋转编码器，用于测量芯轴施加给飞行器模型的滚转力矩的天平，以及选配的用于放大滚转力矩的减速电机； [0007] 所述的滚转阻尼补偿方法包括以下步骤： [0008] a.确定阻尼补偿目标函数g＝func(x)； [0009] 阻尼补偿目标函数的值是芯轴施加在飞行器模型上的期望滚转力矩，自变量x根据风洞自由滚转动态实验的需要选取；如果阻尼补偿目标函数的值始终为零g＝0，则表示补偿全部机构阻尼；如果自变量x选择芯轴滚转角速度ω，阻尼补偿目标函数的值与芯轴滚转角速度ω成正比且符号相反，即g＝‑kω，则表示只补偿部分机构阻尼，并使剩余的机构阻尼呈现出粘性阻尼的特性； [0010] b.确定系统控制策略； [0011] 系统控制策略选择PID，采用比例P和积分I两个环节，并辅以前馈提升控制精度；系统控制策略将芯轴施加在飞行器模型上的滚转力矩视为系统的实际输出，芯轴施加在飞行器模型上的滚转力矩的值等于滚转力矩天平测值f的负值‑f，阻尼补偿目标函数的值g视为给定值，系统的控制目标是g+f趋于0； [0012] c.确定系统控制参数； [0013] 控制芯轴旋转，以转速为前馈控制的执行输入参数，测量在不同转速下的力矩致动器的输出力矩；外力带动飞行器模型进行滚转运动，以输出力矩为力矩致动器的执行输入力矩参数，获得天平测值的变化过程，采用任意一种PID参数整定方法确定执行输入参数和执行输入力矩参数； [0014] d.实施风洞实验； [0015] 将系统控制策略和系统控制参数应用于实验机构的控制系统，启动风洞，进行实验； [0016] 在阻尼补偿目标函数及飞行器模型不变时，步骤a～步骤c只进行一次，之后风洞每次运行只需要重复执行步骤d。 [0017] 进一步地，飞行器模型的旋转角度、转速和滚转力矩均采用天平坐标系，根据右手螺旋法则确定正方向。 [0018] 进一步地，所述的力矩致动器具有转速反馈。 [0019] 进一步地，所述的旋转编码器差分测量芯轴的旋转角度。 [0020] 本发明的用于风洞自由滚转动态实验的滚转阻尼补偿方法通过力矩致动器驱动飞行器模型进行滚转运动产生滚转力矩，同时也利用力矩致动器对飞行器模型施加不同放大系数的补偿滚转力矩，进而减小机构阻尼，从而满足自由滚转动态实验对机构阻尼尽可能小的要求。 [0021] 本发明的用于风洞自由滚转动态实验的滚转阻尼补偿方法，可同时用于飞行器模型在气动载荷下的摇滚特性的研究和机构阻尼对飞行器摇滚特性的影响的研究。 [0022] 本发明的用于风洞自由滚转动态实验的滚转阻尼补偿方法，适用于任意形式的风洞自由滚转动态实验机构，具有普适性。附图说明 [0023] 图1为本发明的用于风洞自由滚转动态实验的滚转阻尼补偿方法使用的实验机构Ⅰ； [0024] 图2为本发明的用于风洞自由滚转动态实验的滚转阻尼补偿方法使用的实验机构Ⅱ。 [0025] 图中，1.力矩致动器 2.旋转编码器 3.天平 4.减速电机 5.芯轴。具体实施方式 [0026] 下面结合附图和实施例详细说明本发明。 [0027] 本发明的用于风洞自由滚转动态实验的滚转阻尼补偿方法使用的实验机构的关键执行部件和传感器包括用于驱动芯轴产生滚转力矩并对芯轴施加不同放大系数的补偿滚转力矩的力矩致动器，用于测量芯轴旋转角度的旋转编码器，用于测量芯轴施加给飞行器模型的滚转力矩的天平，以及选配的用于放大滚转力矩的减速电机； [0028] 所述的滚转阻尼补偿方法包括以下步骤： [0029] a.确定阻尼补偿目标函数g＝func(x)； [0030] 阻尼补偿目标函数的值是芯轴施加在飞行器模型上的期望滚转力矩，自变量x根据风洞自由滚转动态实验的需要选取；如果阻尼补偿目标函数的值始终为零g＝0，则表示补偿全部机构阻尼；如果自变量x选择芯轴滚转角速度ω，阻尼补偿目标函数的值与芯轴滚转角速度ω成正比且符号相反，即g＝‑kω，则表示只补偿部分机构阻尼，并使剩余的机构阻尼呈现出粘性阻尼的特性； [0031] b.确定系统控制策略； [0032] 系统控制策略选择PID，采用比例P和积分I两个环节，并辅以前馈提升控制精度；系统控制策略将芯轴施加在飞行器模型上的滚转力矩视为系统的实际输出，芯轴施加在飞行器模型上的滚转力矩的值等于滚转力矩天平测值f的负值‑f，阻尼补偿目标函数的值g视为给定值，系统的控制目标是g+f趋于0； [0033] c.确定系统控制参数； [0034] 控制芯轴旋转，以转速为前馈控制的执行输入参数，测量在不同转速下的力矩致动器的输出力矩；外力带动飞行器模型进行滚转运动，以输出力矩为力矩致动器的执行输入力矩参数，获得天平测值的变化过程，采用任意一种PID参数整定方法确定执行输入参数和执行输入力矩参数； [0035] d.实施风洞实验； [0036] 将系统控制策略和系统控制参数应用于实验机构的控制系统，启动风洞，进行实验； [0037] 在阻尼补偿目标函数及飞行器模型不变时，步骤a～步骤c只进行一次，之后风洞每次运行只需要重复执行步骤d。 [0038] 进一步地，飞行器模型的旋转角度、转速和滚转力矩均采用天平坐标系，根据右手螺旋法则确定正方向。 [0039] 进一步地，所述的力矩致动器具有转速反馈。 [0040] 进一步地，所述的旋转编码器差分测量芯轴的旋转角度。 [0041] 实施例1 [0042] 如图1所示，本实施例使用的滚转动态实验机构Ⅰ为T型杆式结构，包括水平放置的尾支杆，尾支杆的中心轴线上安装有芯轴5，芯轴5前端伸出尾支杆并固定连接天平3，天平3 上固定连接飞行器模型；芯轴5后端伸出尾支杆，芯轴5后端的上方和下方对称安装有力矩致动器1，两个力矩致动器1用于驱动飞行器模型进行滚转运动产生滚转力矩，也对飞行器模型施加不同放大系数的补偿滚转力矩；芯轴5后端套装有旋转编码器2。 [0043] a.确定阻尼补偿目标函数g＝func(x) [0044] 当研究飞行器模型在气动载荷下的摇滚特性时，阻尼补偿目标函数g＝0。当研究机构阻尼对飞行器模型摇滚特性影响时，阻尼补偿目标函数g＝‑kω；其中，k值根据前期的实验获得的机构阻尼确定，现取值为k＝0.051Nm/(rad/s)；ω是芯轴5转速，单位rad/s，可使用力矩致动器1的转速反馈除以力矩致动器1到芯轴5的转速比14后得到，也可以用旋转编码器2的测值差分后得到。本实施例中，差分得到的转速信噪比更低，因此选择旋转编码器2的测值差分。 [0045] b.确定力矩执行控制策略 [0046] 本实施例采用前馈和PID控制策略，其中PID控制策略只包含比例P和积分I两个环节。前馈给出的控制量与PID给出的控制量之和输出到力矩致动器1。前馈根据芯轴5的转速 ω直接给出控制量。PID控制策略根据给定量和反馈量给出控制量，其中给定量是阻尼补偿目标函数的值g，反馈量是天平3测值的负值‑f，同时，反馈量也是系统的输出量。控制的目标是输出量‑f跟随给定量g，或者描述为误差量err＝g+f趋于0。其中，控制量的单位是Nm，为折算到芯轴5的驱动力矩，控制力矩致动器1时，控制量除以机械力矩放大倍数14和力矩致动器1的系数0.423Nm/V，转换成电压输出给力矩致动器1。误差量的单位也是Nm。 [0047] c.确定系统控制参数 [0048] c1.确定前馈控制参数 [0049] 在力矩致动器1上施加控制量，使芯轴5转动，调整控制量大小，使芯轴5转速分别达到‑22.44，‑20.20，‑17.05，‑13.91，‑10.77，‑7.63，‑4.49，‑0.90，0.90，3.14，6.28，9.42， 12.57，15.71，18.85，22.44 0rad/s，转速误差±10％以内，记录对应的转速ωi和控制量 ffi。在实施控制时，针对任意芯轴5转速ω(\|ω\|<22.44rad/s)，前馈控制量ff等于ffi关于 ωi线性插值。 [0050] 2)确定PID控制参数 [0051] 关闭积分环节，从0.1开始，逐步增大比例系数Kp，直至当Kp等于2.1时控制出现近似等幅振荡，振荡周期0.015s。最终Kp取2.1的约45％，结果为0.945，积分时间常数Ti取 0.015s约83％，结果为0.013s。 [0052] 用该参数地面运行机构，试运行的方法是人工拨动模型滚转，验证控制振荡情况，如果振荡超出许可，可增大积分时间常数Ti或减小比例系数Kp。本实施例中，振荡情况可接受，因此最终使用上述参数，于是PID参数Kp＝0.945，Ti＝0.013s。此外，人工拨动模型时施加的滚转力矩与风洞实验时的气动滚转力矩可进行类比，相关数据可用于控制效果分析。 [0053] d.实施风洞试验 [0054] d1.启动风洞； [0055] d2.运行迎角机构，飞行器模型迎角向目标值变化； [0056] d3.当飞行器模型迎角达到目标值后启动阻尼补偿控制； [0057] d4.测量并记录飞行器模型滚转角等参数变化历程； [0058] d5.停止阻尼补偿控制； [0059] d6.运行迎角机构，飞行器模型迎角向零值变化； [0060] d7.当飞行器模型迎角绝对值小于安全关车阈值后，关闭风洞。 [0061] 实施例2 [0062] 如图2所示，实施例2使用的滚转动态实验机构Ⅱ与滚转动态实验机构Ⅰ的结构基本相同，主要区别是力矩致动器1上安装有用于放大滚转力矩的减速电机4。 [0063] 尽管本发明的实施方案已公开如上，但其并不仅仅限于说明书和实施方式中所列运用，它完全可以被适用于各种适合本发明的领域。对于熟悉本领域的人员而言，在不脱离本发明原理的前提下，可容易地实现另外的改进和润饰，因此在不背离权利要求及等同范围所限定的一般概念下，本发明并不限于特定的细节和这里示出与描述的图例。