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具体通过卡普拉斯变换方法进行转换。
[0031] 在本实施例中，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O 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AU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化、粘度系数Co。
[0032] 参见图2,在本实施例中，步骤3中的控制器传递函数的表达式为：
其中，
[0034] 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。
[0035] 在本实施例中，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， ,
[0037] 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。
[0038] 在本实施例中，所述步骤3中的非对称作动缸传递函数的表达式为：
[0040] 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活塞两侧面积 比血、h2比例系数;k。。零位压力流量系数;k。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；CO为伺服阀节流窗口面积梯度;S拉普 拉斯算子。
[0041 ]在本实施例中，所述步骤4中的试验加载系统的禪合传递函数为：
其中， >
[0043] 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。
[0044] 在本实施例中，所述系统稳定阔值具体为：幅值裕度h〉6dB，相位裕度6Odeg<0< 90deg。可W理解的是，该系统稳定阔值可W根据需要而自行设定。
[0045] 最后需要指出的是：W上实施例仅用W说明本发明的技术方案，而非对其限制。尽 管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解:其依然 可W对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替 换;而运些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精 神和范围。
【主权项】
1. 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、喷嘴挡板伺服阀以及非对称作 动筒，其特征在于，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以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、喷嘴挡板伺服阀以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、喷嘴挡板伺服阀以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以及非对称作动缸传 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以及非对称作动 缸传递函数耦合，从而形成试验加载系统的耦合传递函数； 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:设定系统稳定阈值，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、试验加载系统的耦合传递函数以及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阈值，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。2. 如权利要求1所述的飞机结构静强度PID参数调试方法，其特征在于，所述步骤3中的 分别将所述步骤2中的控制器、喷嘴挡板伺服阀以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。3. 如权利要求2所述的飞机结构静强度PID参数调试方法，其特征在于，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ω sv、阀阻尼比ξ8ν、阀增SKsv; 所述非对称作动缸作动缸的参数具体为:后腔活塞面积Al、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&、粘度系数C。。4. 如权利要求3所述的飞机结构静强度PID参数调试方法，其特征在于，所述步骤3中的 控制器传递函数的表达式为：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。5. 如权利要求3所述的飞机结构静强度PID参数调试方法，其特征在于，所述步骤3中的 喷嘴挡板伺服阀传递函数的表达式为：G2(S)伺服阀传递函数;Xv(S)伺服阀位移;Ksv为伺服阀增益；Hs)伺服阀输入电流；co sv 为伺服阀固有频率;Lv为伺服阀阻尼比；s拉普拉斯算子；COsv和|sv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，cosv为伺服阀 100 %开口的频响曲线中最大幅值比所对应频率。6. 如权利要求3所述的飞机结构静强度PID参数调试方法，其特征在于，所述步骤3中的 非对称作动缸传递函数的表达式为：G3(S)作动缸传递函数;Xp(S)为活塞位移;Xv(S)伺服阀阀芯位移；α活塞两侧面积比； hi、h2比例系数;k。。零位压力流量系数;k。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M 1为作动缸后腔活塞面积;A2为作动缸前腔活塞面 积;AQ1、A Q2为活塞正负向运动时的活塞等效城压面积;Ae为活塞平均面积;化为液压油体积 模量;r。为阀芯阀套间的径向间隙；C。为油液粘度；ω为伺服阀节流窗口面积梯度;s拉普拉 斯算子。7. 如权利要求3所述的飞机结构静强度PID参数调试方法，其特征在于，所述步骤4中的 试验加载系统的耦合传递函数为：XP(s)为活塞位移;E(S)为输出电流;G1(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。8. 如权利要求1所述的飞机结构静强度PID参数调试方法，其特征在于，所述系统稳定 阈值具体为:幅值裕度h>6dB，相位裕度60deg〈9〈90deg。
【专利摘要】本发明公开了一种飞机结构静强度PID参数调试方法。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以及非对称作动缸的参数；步骤2：建立待调试通道中的控制器、喷嘴挡板伺服阀以及非对称作动缸的数学模型；步骤3：转换成控制器传递函数、喷嘴挡板伺服阀传递函数以及非对称作动缸传递函数；步骤4：将控制器传递函数、喷嘴挡板伺服阀传递函数以及非对称作动缸传递函数耦合；步骤5：确定待调试通道中的PID参数范围；步骤6：判断伯德图中的PID参数是否符合系统稳定阈值，若是，则结束调试。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，节省试验准备时间，降低试验成本和风险。
【IPC分类】G05B11/42
【公开号】CN105527835
【申请号】CN201510907143
【发明人】赵洪伟, 路璐, 米征, 吝继锋, 张永兴, 毛爽
【申请人】中国飞机强度研究所
【公开日】2016年4月27日
【申请日】2015年12月9日