吝繼鋒，趙洪偉，張永興

(中國飛機強度研究所全尺寸飛機結(jié)構(gòu)靜力/疲勞實驗室，陜西 西安 710065)

大容積氣密強度試驗虛擬控制技術(shù)初探

吝繼鋒，趙洪偉，張永興

(中國飛機強度研究所全尺寸飛機結(jié)構(gòu)靜力/疲勞實驗室，陜西 西安 710065)

在大容積飛機結(jié)構(gòu)氣密強度試驗中，氣流分布不均。為了保證試驗件的安全，滿足多個充氣臺伺服控制信號命令一致，本文提出一種虛擬控制技術(shù)，建立結(jié)構(gòu)氣密試驗充/放氣時間的數(shù)學模型，虛擬計算試驗中所需充氣臺的型號和數(shù)量，給出虛擬控制回路，最后通過一個大容積氣罐氣密試驗對本文方法進行了驗證。試驗結(jié)果表明，本文方法對大容積結(jié)構(gòu)氣密試驗有效，解決了氣密試驗充氣臺型號和數(shù)量的選擇及虛擬控制問題，提高了試驗效率和控制精度。

大容積氣密試驗;虛擬控制;充/放氣時間;充氣臺

1 引 言

氣密強度試驗是飛機結(jié)構(gòu)強度試驗中的關鍵試驗之一，其目的是驗證各部件(包括機身氣密增壓艙、油箱、駕駛艙等)的結(jié)構(gòu)強度。氣密強度試驗的風險性在飛機結(jié)構(gòu)強度試驗中是巨大的，要經(jīng)過調(diào)試，設置合理的控制參數(shù)，選擇一定型號和數(shù)量的充氣臺、充氣管路、傳感器、儀表等設備，才能保證試驗的順利進行。

由于大型飛機的體積和氣密強度均較大，所以其氣密強度試驗充/放氣所需時間較長，所需充氣臺數(shù)量較多。目前，對于氣密強度試驗中所需充氣臺型號和數(shù)量的計算沒有可用的方法，主要以經(jīng)驗為主，沒有經(jīng)過理論計算驗證。本文通過對充氣臺充放氣工作原理的分析和氣密艙充放氣過程的研究，建立了氣密艙充放氣數(shù)學模型，提出一種氣密強度試驗所需充氣臺型號和數(shù)量的虛擬計算方法。該方法適用于氣密強度試驗，對于充氣臺型號和數(shù)量的選擇具有一定的理論指導意義。

在大容積氣密強度試驗中，由于氣流分布不均，為了保證試驗件的安全，在氣密艙的不同區(qū)域布置了多個氣壓傳感器。根據(jù)試驗方的要求，需要使用多個傳感器的最大值作為主反饋，且各個充氣臺的充放氣動作必須一致。本文通過對MTS控制系統(tǒng)的研究，提出一種虛擬控制技術(shù)，將多個氣壓傳感器輸入利用虛擬輸入通道計算編程求最大值作為主反饋，建立虛擬控制回路，保證了各個充氣臺伺服控制信號一致，滿足了試驗方的要求 。

2 充氣臺型號和數(shù)量的虛擬計算

2.1 充放氣系統(tǒng)的組成及控制原理

在飛機結(jié)構(gòu)強度試驗中，氣密強度試驗系統(tǒng)由空壓站、充氣臺、控制系統(tǒng)[3-5]、氣密艙、壓力傳感器和連接管路組成，如圖1所示?？諌赫臼浅浞艢庀到y(tǒng)的氣源，提供一定的氣源壓力，通過連接管路與充氣臺連接?？刂葡到y(tǒng)根據(jù)當前命令和氣壓傳感器的反饋控制充氣臺的充放氣動作，充氣臺通過管路與氣密艙連接?？諌赫镜臍庠磯毫υ诔浞艢膺^程中是設定不變的。本文不考慮充氣連接管路形狀和長度的影響，所以影響充放氣系統(tǒng)性能的主要因素是充氣臺和控制系統(tǒng)。

圖1 充放氣系統(tǒng)示意圖

充氣臺控制原理是：采用氣壓傳感器信號作為反饋，與試驗遠程控制系統(tǒng)構(gòu)成閉環(huán)回路，如圖2所示。氣壓傳感器的反饋信號，經(jīng)A/D轉(zhuǎn)換后與試驗遠程控制系統(tǒng)的命令信號進行比較。當命令大于反饋時，伺服充氣臺根據(jù)系統(tǒng)輸出的電流信號驅(qū)動泊膜比例閥，控制充氣動作，閥的開度隨著電流信號的變化而變化，此時角座開關閥處于關閉狀態(tài)；當命令小于反饋時，泊膜比例閥關閉，這時伺服充氣臺將根據(jù)系統(tǒng)輸出的電流信號驅(qū)動常開式角座開關閥，完成放氣動作。

圖2 控制原理圖

2.2 充氣臺氣體流動狀態(tài)判斷

在溫度不變時，空氣的平均自由程與壓強成反比。20℃時，空氣的平均自由程可用式(1)計算[1]。

(1)

在進行氣密強度試驗時，氣源的壓力一般為0.8MPa，氣體分子自由程由式(2)計算。

(2)

氣密艙放氣時，艙內(nèi)壓力最小為0.1MPa，氣體分子自由程由式(3)計算。

(3)

由式(2)和式(3)可得：充氣和放氣時，平均自由程的值遠遠小于充氣閥和放氣閥的閥孔直徑，氣密艙充放氣時，氣體流動狀態(tài)是粘滯流。

2.3 充氣臺型號和數(shù)量虛擬計算

氣密艙充放氣示意圖如圖3所示，氣密艙通過多個充氣臺充/放氣，各充氣口截面積分別為A1，A2，…，An，則氣密艙充氣口總截面積由式(4)計算[7]。

A=A1+A2+……+An

(4)

圖3 氣密艙充放氣示意圖

大氣壓強為P0，氣源壓強為P1，氣密艙體積為V，氣體流過充氣口的流量為Q。在氣密艙充放氣過程中，氣密艙內(nèi)部壓強由P2變化為P3。

設在某一時刻t，氣密艙V中的壓強為P2，經(jīng)過dt時間后，氣密艙V中的壓強變化為dP2，從充氣口進入氣密艙容器中的氣體流量為Qdt，由此可得式(5)：

VdP2=Qdt

(5)

由式(5)可得式(6)：

(6)

在粘滯流狀態(tài)下，氣密艙充氣時，氣體流經(jīng)小孔的流量由式(7)計算[1]。

(7)

其中，A為充氣孔截面積(m3)；P1為氣源壓強(Pa)；P2為氣密艙內(nèi)壓強(Pa)；r為絕熱指數(shù)；R為氣體常數(shù)，8.3143(J/K·mol)；M為氣體摩爾質(zhì)量(kg/mol)；T為氣體溫度(K)。

將式(7)代入式(6)，可得式(8)：

(8)

對式(8)兩邊積分，得式(9)：

(9)

式中，C為常數(shù)。

將氣密艙初始狀態(tài)P2和氣密艙末狀態(tài)P3代入，可得充氣時間為：

(10)

同理，可計算放氣時間為：

(11)

將計算出的充/放氣時間與MTS控制系統(tǒng)載荷譜設置的時間進行對比，如果計算出的時間大于載荷譜設置時間，必須通過增大充氣臺截面積(即改變充氣臺型號)或者增加充氣臺數(shù)量以改善系統(tǒng)性能。根據(jù)以上研究及飛機的結(jié)構(gòu)特點，可確定大容積充氣試驗所需充氣臺的數(shù)量和型號。

3 虛擬控制回路建立

常規(guī)的充氣試驗控制方案是一路氣壓傳感器匹配一個充壓臺，構(gòu)成一個控制回路，其余的傳感器作為監(jiān)視。由于大容積充氣試驗中，氣密艙體積較大而且存在漏氣點，再考慮傳感器布置位置帶來的影響，客觀上每一路氣壓傳感器測得的氣壓值會存在差異。如果參與控制的多個充壓臺的輸入信號不一致，會造成充氣臺動作不同步的現(xiàn)象。為了避免這種問題，需要從多路傳感器反饋值中篩選出一個值參與閉環(huán)回路控制，一般選擇最大值或平均值。同時，為了保證多個充氣臺伺服控制信號一致，使用多個虛擬輸入調(diào)用同一個反饋。試驗控制原理圖如圖4所示。

圖4 大容積充氣試驗虛擬控制原理圖

為了在反饋值中找出最大值，需要對它們進行比較。區(qū)別于一般的排序法，只需要找出多個數(shù)據(jù)中的最大值即可，不需要按大小順序排隊。本文采用了類似冒泡排序的篩選方法，首先將前兩個數(shù)據(jù)進行比較，選出較大的一個后再與第三個數(shù)據(jù)進行比較，依次類推，直至比較到最后一個數(shù)據(jù)，選出最大值，如圖5所示。

圖5 排序算法

4 試驗驗證

為了驗證提出的大容積充氣試驗虛擬控制技術(shù)，本文搭建了一個氣罐氣密試驗平臺。試驗過程中，在同一個采樣時刻，排序的樣本容量為11，采用如圖5所示的排序算法找出最大值。

氣罐氣密試驗加載結(jié)果如表1、表2所示。從表中可以看出，在充壓過程中，1-4#主動加載點的反饋值即為11路輸入值中的最大值，從而保證了1-4#加載點的伺服輸出指令相同，實現(xiàn)了4個充氣臺的同步工作。

試驗結(jié)果表明，該方法真實有效，同時未對試驗控制造成遲滯。

表1 多路傳感器反饋

表2 氣罐氣密試驗加載結(jié)果

5 結(jié) 論

(1)大容積充氣試驗虛擬控制方法是有效的；

(2)解決了大容積充氣試驗中充氣臺數(shù)量和型號的選擇問題；

(3)解決了大容積充氣試驗中虛擬回路控制問題；

(4)提高了強度試驗效率和精度。

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Preliminary Study on Virtual Control Technology for Large Volume Charge Test

Lin Jifeng, Zhao Hongwei, Zhang Yongxing

(Full Scale Aircraft Structural Static/Fatigue Laboratory of Aircraft Strength Research Institute of China, Xi′an 710065, Shaanxi, China)

In large volume gas tightness strength test of aircraft structure, the airflow distribution is not homogeneous. In order to ensure the safety of specimen and the consistency of servo control signals of multi-inflators, a virtual control technology is proposed in the paper, and the mathematical model of charge/defilation time of gas tightness strength test is established. The type and quantity of inflators are calculated in theory, and the virtual control loop is provided. Finally, the gas tightness strength test of a large volume tank is presented to validate the method proposed in the paper. The test results show that the method is effective, which solves the problems of inflator choice and virtual control, and improves the test efficiency and the control precision.

large volume gas tightness test; virtual control; charge/deflation time; inflator

2016-11-30

吝繼鋒(1985—)，男，碩士研究生，工程師，研究方向：飛機結(jié)構(gòu)強度試驗控制方法。

V216.1+4

B

10.3969/j.issn.1674-3407.2016.04.005