一种飞机结构静强度pid参数调试方法
【技术领域】
[0001] 本发明设及飞机结构静强度试验技术领域，特别是设及一种飞机结构静强度PID 参数调试方法。
【背景技术】
[0002] 飞机结构强度试验一般采用PID控制，PID控制规律为比例、积分、微分（阻尼）控 审IJ，即根据系统的偏差量，利用比例、积分、微分算法，计算出控制调节量，W实现对系统的 控制。
[0003] 现有技术中，飞机结构试验PID控制参数主要是搭建试验平台，通过在试验过程中 的人工试凑获得，所W调试过程中载荷可能出现振荡，对试验件结构和试验设备的安全性 造成危害，导致潜在风险。
[0004] 因此，希望有一种技术方案来克服或至少减轻现有技术的至少一个上述缺陷。
【发明内容】
[0005] 本发明的目的在于提供一种飞机结构静强度PID参数调试方法来克服或至少减轻 现有技术的中的至少一个上述缺陷。
[0006] 为实现上述目的，本发明提供一种飞机结构静强度PID参数调试方法，用于调试多 通道试验控制系统中任意一通道的PID参数，其中，每个多通道试验控制系统包括控制器、 喷嘴挡板伺服阀W及非对称作动筒，所述飞机结构静强度PID参数调试方法包括如下步骤： 步骤1:获得待调试通道中的喷嘴挡板伺服阀W及非对称作动缸的参数;步骤2:分别建立待 调试通道中的控制器、喷嘴挡板伺服阀W及非对称作动缸的数学模型；步骤3:分别将所述 步骤2中的控制器、喷嘴挡板伺服阀W及非对称作动缸数学模型转换成各自的传递函数，即 控制器传递函数、喷嘴挡板伺服阀传递函数W及非对称作动缸传递函数;步骤4:将所述步 骤3中的控制器传递函数、喷嘴挡板伺服阀传递函数W及非对称作动缸传递函数禪合，从而 形成试验加载系统的禪合传递函数;步骤5:利用开环系统稳定裕度分析方法确定待调试通 道中的PID参数范围；步骤6:设定系统稳定阔值，并绘制控制器传递函数、喷嘴挡板伺服阀 传递函数、非对称作动缸传递函数、试验加载系统的禪合传递函数W及PID参数的伯德图， 并判断伯德图中的PID参数是否符合系统稳定阔值，若是，则结束调试;若否，则重复所述步 骤5,直至判断结果为是。
[0007] 优选地，所述步骤3中的分别将所述步骤2中的控制器、喷嘴挡板伺服阀W及非对 称作动缸数学模型转换成各自的传递函数具体通过卡普拉斯变换方法进行转换。
[000引优选地，所述步骤1中的喷嘴挡板伺服阀的参数具体为:伺服阀固有频率CO SV、阀阻 尼比Csv、阀增益Ksv;所述非对称作动缸作动缸的参数具体为:后腔活塞面积Ai、作动缸前腔 活塞面积A2、作动缸活塞及活塞杆的质量m、液压油源的体积模量耗、粘度系数C。。
[0009]优选地，所述步骤3中的控制器传递函数的表达式为：
其中，
[oow Gi(S)控制器传递函数；I(S)为输出电流;E(S)为输出电流;Kp为比例增益;Ki为积 分增益;Kd为阻尼增益;S拉普拉斯算子。
[0012]优选地，所述步骤3中的喷嘴挡板伺服阀传递函数的表达式为：
其中， ,
[0014] G2(S)伺服阀传递函数;Xv(S)伺服阀位移;Ksv为伺服阀增益；I(S)伺服阀输入电 流；为伺服阀固有频率;Csv为伺服阀阻尼比；S拉普拉斯算子；COsv和Csv可由伺服阀厂商 提供的伺服阀响应曲线估计得出，
M90是相位滞后90deg时对应幅值，《sv为 伺服阀100 %开口的频响曲线中最大幅值比所对应频率。
[0015] 优选地，所述步骤3中的非对称作动缸传递函数的表达式为：
[0017] G3(S)作动缸传递函数;Xp(S)为活塞位移;Xv(S)伺服阀阀忍位移;a活塞两侦晒积 比血、h2比例系数;kc。零位压力流量系数;kc零位压力流量系数;m为折算到活塞和活塞杆上 运动部分的质量;V。为作动缸压力腔容积;Al为作动缸后腔活塞面积;A2为作动缸前腔活塞 面积;4〇1、4〇2为活塞正负向运动时的活塞等效城压面积;46为活塞平均面积;|36为液压油体 积模量;。为阀忍阀套间的径向间隙；Cd为油液粘度；O为伺服阀节流窗口面积梯度;S拉普 拉斯算子。
[0018]优选地，所述步骤4中的试验加载系统的禪合传递函数为：
其中，
[0020] Xp(S)为活塞位移;E(S)为输出电流;Gi(S)为:控制器传递函数;G2(S)为:喷嘴挡板 伺服阀传递函数;G3(S)为:非对称作动缸传递函数;S拉普拉斯算子。
[0021] 优选地，所述系统稳定阔值具体为:幅值裕度h〉6地，相位裕度6Odeg<0<9Odeg。
[0022] 在本发明的飞机结构静强度PID参数调试方法不需要安装试验装置，直接通过建 立试验组件的数学模型即可得到结构试验的PID控制参数，同时可获知各组件的动态性能 信息，从而节省试验准备时间，降低试验成本和风险。
【附图说明】
[0023] 图1是本发明一实施例的飞机结构静强度PID参数调试方法的流程示意图。
[0024] 图2是图1所示的飞机结构静强度PID参数调试方法中的控制器控制示意图。
[0025] 图3是图1所示的飞机结构静强度PID参数调试方法中的伺服阀控制作动缸的结构 原理图。
【具体实施方式】
[0026] 为使本发明实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中 的附图，对本发明实施例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。所描述的实施例是本发明 一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用 于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。基于本发明中的实施例，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例，都属于本发明保护的范围。下 面结合附图对本发明的实施例进行详细说明。
[0027] 在本发明的描述中，需要理解的是，术语"中屯、"、"纵向横向前"、"后"、 "左"、"右"、"竖直"、"水平"、"顶"、"底""内"、"外"等指示的方位或位置关系为基于附图所 示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装 置或元件必须具有特定的方位、W特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明保护 范围的限制。
[0028] 图1是本发明一实施例的飞机结构静强度PID参数调试方法的流程示意图。图2是 图1所示的飞机结构静强度PID参数调试方法中的控制器控制示意图。图3是图1所示的飞机 结构静强度PID参数调试方法中的伺服阀控制作动缸的结构原理图。
[0029] 如图1所示的飞机结构静强度PID参数调试方法，用于调试多通道试验控制系统中 任意一通道的PID参数，其中，每个多通道试验控制系统包括控制器、喷嘴挡板伺服阀W及 非对称作动筒，所述飞机结构静强度PID参数调试方法包括如下步骤:步骤1:获得待调试通 道中的喷嘴挡板伺服阀W及非对称作动缸的参数；步骤2:分别建立待调试通道中的控制 器、喷嘴挡板伺服阀W及非对称作动缸的数学模型；步骤3:分别将步骤2中的控制器、喷嘴 挡板伺服阀W及非对称作动缸数学模型转换成各自的传递函数，即控制器传递函数、喷嘴 挡板伺服阀传递函数W及非对称作动缸传递函数;步骤4:将步骤3中的控制器传递函数、喷 嘴挡板伺服阀传递函数W及非对称作动缸传递函数禪合，从而形成试验加载系统的禪合传 递函数;步骤5:利用开环系统稳定裕度分析方法确定待调试通道中的PID参数范围；步骤6: 设定系统稳定阔值，并绘制控制器传递函数、喷嘴挡板伺服阀传递函数、非对称作动缸传递 函数、试验加载系统的禪合传递函数W及PID参数的伯德图，并判断伯德图中的PID参数是 否符合系统稳定阔值，若是，则结束调试;若否，则重复所述步骤5,直至判断结果为是。
[0030] 在本实施例中，步骤3中的