基于多軸聯動的航天器帶動力風洞實驗控制系統設計

李麗萍，閆金星

(1.西安郵電大學 教學質量監控與評估辦公室，西安 710121；2.中國空間技術研究院西安分院，西安 710100)

0 引言

航天器結構較為復雜，由于受到環境多樣性和干擾性的影響，導致結構存在較大的不確定性，使得精確數學模型難以建立[1]。目前航天技術的不斷發展和數字信息技術的迅猛發展，氣動力研究尤其是風洞實驗領域的理論與實踐得到了拓展和完善[2-3]。風洞實驗指的是根據運動相對性原理，利用人工氣流模擬各種復雜的飛行狀態，控制各種氣流，獲取實驗數據的過程，是在大型設備研制中的先行者，其重要性日益突出。

當前利用地面模擬技術設計的系統，都是采用地面模擬裝置來研究航天器控制系統的動態特性。本實用新型包括計算機和各種物理模擬裝置，能夠對航天器、控制系統及各種飛行環境進行仿真。在控制系統仿真研究中，首先要確定系統的模型，然后利用計算機仿真和各種仿真設備進行仿真。采用該技術設計的系統可重復使用，但控制效果不理想[4]；采用半物理仿真技術，當系統的某些部分或現象很難建模，或者需要滿足特定的要求時，將系統或其類似系統的某些部分作為仿真模型的一部分，使仿真結果更可信。但由于受外界噪聲的影響，控制效果較差[5]。針對這一問題，設計了基于多軸聯動的航天器風洞實驗控制系統。以機械機構和控制器為主的多軸聯動控制系統，提高了機械制造的質量。

1 系統總體結構設計

航天器帶動力風洞實驗控制系統主要由永磁交流伺服電機、伺服驅動系統、電機冷卻潤滑循環器、現場控制柜和主監控柜組成。控制系統可由上位機協調控制四驅和冷卻循環系統，也可現場運行，該系統包括工業控制計算機、數據采集卡和運動控制卡[6-8]。既能大大減少線路長度，又能在不增加系統構成成本的情況下，顯著提高系統的可靠性和穩定性。控制系統總體結構設計如圖1所示。

圖1 控制系統總體結構設計

由圖1可知，采用 PROFIBUS現場總線方式進行控制，DP是一種很好的多電機同步控制網絡結構。檢測和控制冷卻循環系統主要是通過西門子S7-300PLC，結合PROFIBUS控制4個 American CT伺服驅動器，以及S7-224PLCOS7-224PLC[9-10]。通過PROFIBUS總線，S7-300 PLC與上位監控計算機進行通信，工業控制計算機與風洞主控和管理計算機進行通信。

2 系統硬件結構設計

航天器帶動力風洞實驗控制系統的帶動力風洞作為一種大型裝置，可以分階段進行實驗，或者選擇原來的實驗繼續進行最后一個未完成的實驗。風洞控制系統實驗管理模塊為不同用戶或不同實驗階段實驗數據的采集和管理提供了易操作的界面。

2.1 伺服電機模塊

根據伺服電機多層控制運行模式，劃分管理權限優先順序[11]。將控制優先級劃分為：風洞管理系統層、監控系統層、現場系統層和手動控制層。伺服電機模塊結構如圖2所示。

圖2 伺服電機模塊結構

由圖2可知，設計的風洞管理系統對伺服電機控制是最優先的，在風洞管理系統接收到啟動命令后，可在該監控系統界面啟動伺服電機；當監測系統沒有啟動命令時，可從現場控制界面啟動伺服電機。如果沒有啟動指令，現場系統控制柜面板上的自動/手動旋鈕將被置于手動操作位置，而具有高級權限和低權限的操作會被中斷。在現場系統控制下，伺服電機啟動后，可在監控系統中停止[12]。同樣，如果伺服電機在監控系統中啟動，也可以在風洞管理系統中停止。

2.2 現場控制器

現場控制器如圖3所示。

圖3 現場控制器

由圖3可知，該系統以西門子S7-300 PLC為主站，對四臺伺服驅動器進行控制，并配有S7-224。通過通信擴展模塊EM277，PROFIBUS監測并連接S7-224循環冷卻系統，通過RS-485將PLC S7-200和觸摸屏進行通信。觸摸屏即可顯示運行狀態、現場參數、參數設置和操作參數，現場系統控制通過 PROFIBUS連接到監控系統，設置選擇開關為手動/自動切換。

2.3 迎角機構

為了適應新一代武器裝備發展的需要，提高航天器風洞測試能力，研制了一種航天器風洞測試支撐裝置，迎角機構如圖4所示。

圖4 迎角機構

由圖4可知，迎角機構采用模塊化分層結構，支承架由下向上、由x向外、由z向橫向、由y向提升、由側滑角機構向迎角機構移動。迎角機構可以連續控制模型迎角的變化，側滑角機構可以連續控制模型的側滑角的變化；為補償迎角和側滑角隨著y、z方向的偏移而發生的變化，分別采用了y方向的提升機構和z方向的側滑角，保證了模型的中心位置在測試段的中心線上[13]。x移除機構是將迎角機構從試塊的頂部移開，使得模型、試塊的頂蓋等試塊易于安裝。

2.4 多軸聯動控制器

多軸聯動控制器主要包括運動控制器、伺服控制器和I/O控制器，采用工控機作為信息處理平臺，通過人機界面管理和監控控制系統的工作，達到穩定控制的要求。利用RS-232串行通信原理，以 DSP為核心，設計可實現多軸聯動控制的控制器。基于負載慣量，主軸提升機選擇2 kW伺服驅動器。多軸聯動控制器如圖5所示。

圖5 多軸聯動控制器

如圖5所示，通過電機開關連接伺服控制器和運動控制器，主要用于對機械結構運動進行控制[14-15]。為確保系統運行的安全性，需要設計相應的運動控制器程序，實現伺服電機的緊急停止。

3 系統軟件部分設計

3.1 數據處理

航天器帶動力風洞實驗控制系統數據處理通常包括信號處理和機械處理兩部分[16]。其中，信號處理則是對被測傳感器的電信號進行簡單的處理，使之轉化為相應的物理量指標；而機械處理則是對被改變的物理量進行相關處理，即迎角運動問題。

對于迎角勻速轉動及精確定位，需先在控制過程中，假定虛擬旋轉軸的角度為迎角要求的理想角速度。虛軸轉動時，根據虛軸與迎角滑塊機構、z向橫向平移機構、y向升降機構、側滑角機構位置及速度之間的關系，連續計算各機構的動態目標位置。在此基礎上，以虛擬轉軸為主軸，實現對攻角機構、z向橫向平移機構、y向提升機構和側滑角機構的位置跟蹤。多軸聯動隨動控制動態目標位置計算框架如圖6所示。

圖6 多軸聯動隨動控制動態目標位置計算

由圖6可知，各軸的驅動是由同步恒磁體驅動電機完成，軸的隨動是由各驅動軸的三閉環控制完成[17]。由內至外的控制電路分為電流電路、速度電路和位置電路，實際上，電流環和速度環都是由電機驅動的大功率逆變器。基本上都是 PI控制，外圍采用 PID控制。針對伺服系統的時滯特性，引入速度補償，進一步提高系統的控制精度。每一軸的伺服定位控制過程中，伺服誤差大小不同，控制目標和方法也不同。其目的是保證系統的快速響應，提供足夠的控制量，使系統迅速進入小誤差區域[18]。其設計目標是追求小誤差區的精度，使系統進入小誤差區后不能退出大誤差區。對于大誤差區和小誤差區，合理組合PID控制參數，實現柔性bang-bang控制。

將比例控制和變形控制相結合，在誤差較大的地區使用柔性bang-bang控制，以消除系統動態性能和穩態精度之間的矛盾，誤差計算公式為：

u=kpe+uc

(1)

公式(1)中，kp表示比例系數；e表示位置跟蹤誤差；uc表示誤差函數。

誤差函數公式為：

uc=u(Δyk,θ)

(2)

公式(2)中，Δyk表示即將運動的位置與當前位置輸入變量；θ為當前誤差。該函數隨著誤差的增加而增大，以此保證各個電機能夠與輸入目標信號一致，確保系統數據處理結果精準性。

3.2 基于多軸聯動的航天器帶動力風洞實驗控制流程

在誤差數據支持下，基于多軸聯動的航天器帶動力風洞實驗控制流程，如圖7所示。

圖7 基于多軸聯動的航天器帶動力風洞實驗控制流程

由圖7可知，實驗控制過程的狀態分為測試意圖、測試調試、測試實施和測試完成，其中測試準備、測試調試和測試實施是提供高質量氣動數據和分析結論的關鍵。通過風洞試吹風，測試其是否成功，如果吹風不成功，則重新進行風洞試吹風，如果吹風成功，實驗正式吹風。編寫實驗計劃，對風洞各崗位進行準備，完成準備后，進行動力吹風，檢測流場是否穩定，如果流場不穩定，則重新進行動力吹風，如果流場穩定，則定位姿態角，采集誤差數據并處理誤差數據，由此實現航天器帶動力風洞實驗控制。

4 實驗分析

為了驗證基于多軸聯動的航天器帶動力風洞實驗控制系統設計合理性，搭建了實驗平臺。風洞實驗是以空氣動力學相似原理為基礎，模擬受試物在氣流中的形狀，通過獲得有關參數和結果，對受試物的穩定性、安全性等性能進行評價的研究方法。

4.1 測力實驗

測力實驗旨在獲取航天器或其他飛行器的氣動特性，進行完整的模型力測，協調各分系統運行風洞，保持測試動態壓力穩定，根據測試要求，自動改變模型的氣動狀態，實現精確、高效的模型力測。當航天器相對于空氣運動時，空氣動力是航天器表面壓力和切向力的合力。如果氣動點偏離重心，就會產生俯仰力矩，方向力矩和橫搖力矩。迎角運動時中心偏離風洞軸心實際距離如表1所示。

表1 迎角運動時中心偏離風洞軸心實際距離

由表1可知，實際偏離距離在0.05～0.32 mm范圍內波動，最大實際偏離距離為0.32 mm，最小實際偏離距離為0.05 mm，如果超過該范圍，那么說明偏離誤差較大。基于該情況，分別使用地面模擬技術、半物理仿真技術和基于多軸聯動系統與實際的中心偏離風洞軸心距離進行對比，對比分析結果如圖8所示。

圖8 不同方法迎角運動時中心偏離風洞軸心距離

由圖8可知，使用地面模擬技術最大偏離為0.68 mm，最小為0.1 mm，超出了最大實際偏離距離0.36 mm，控制精度最低；使用半物理仿真技術最大偏離距離為0.57 mm，最小為0.1 mm，超出了最大實際偏離距離0.25 mm，控制精度次之；而使用基于多軸聯動系統最大偏離距離為0.32 mm，最小為0.05 mm，在實際波動范圍內，控制精度最高。因為基于多軸聯動系統，在設計系統硬件結構的基礎上，組合PID控制參數，使用柔性bang-bang控制，控制小誤差區精度，消除系統動態性能和穩態精度影響，從而提高系統控制精度。

4.2 測壓實驗

測壓實驗為航天器及其部件的結構強度計算提供了氣動載荷分布的原始數據，為研究航天器及其部件的性能及模型周圍的流動特性提供了依據。航天器上旋翼所能承受壓力與旋轉角度之間關系如表2所示。

表2 航天器上旋翼所能承受壓力與旋轉角度之間關系

由表2可知，在不同旋轉角度下，上旋翼承受壓力呈上升-下降-上升-下降的變化趨勢。基于該情況，分別使用地面模擬技術、半物理仿真技術和基于多軸聯動系統，對航天器上旋翼所能承受壓力進行對比分析，結果如表3所示。

表3 不同方法航天器上旋翼所能承受壓力對比

由表3可知，使用地面模擬技術在不同旋轉角度下，上旋翼承受壓力呈不變-下降-上升的變化趨勢，控制誤差為0.08%；使用半物理仿真技術在不同旋轉角度下，上旋翼承受壓力呈上升-下降-上升-下降的變化趨勢，控制誤差為0.12%；使用基于多軸聯動系統在不同旋轉角度下，上旋翼承受壓力呈上升-下降-上升-下降的變化趨勢，變化范圍與實際值偏差較小，控制誤差僅為0.02%。因為基于多軸聯動系統，由上位機協調控制四驅和冷卻循環系統，提高系統的可靠性和穩定性，針對伺服系統的時滯特性，引入速度補償，進一步提高系統控制精度。

5 結束語

為了航天器中心偏離風洞軸心距離控制誤差，確保上旋翼所能承受壓力與實際值相符，設計基于多軸聯動的航天器帶動力風洞實驗控制系統。通過控制系統軟硬件設計，控制啟停指令，實現伺服電機緊急停車，計算多軸聯動隨動控制動態目標位置，使用柔性bang-bang控制，消除系統動態性能和穩態精度的影響，通過對各軸運動關系的分析，針對不同的誤差范圍，采用不同的控制策略，實現了對迎角的精確控制，使上旋翼所能承受壓力與實際值一致，減小了航天器中心偏離風洞軸心距離控制誤差。