基于AMESim的飞机舷窗组件压力试验气动系统设计及仿真.pdf

2 0 1 5年 2月 第 4 3 卷 第 4期 机床与液压 MACHI NE TOOL ＆ HYDRAUL I CS F e b ． 2 01 5 Vo 1 ． 4 3 No ． 4 DOI 1 0 ． 3 9 6 9 ／ j ． i s s n ． 1 0 0 1 3 8 8 1 ． 2 0 1 5 ． 0 4 ． 0 2 1 基于 A ME S i m的飞机舷窗组件压力试验气动系统设计及仿真 丁渊 明 ，钱 浩涵 一，郭钢 祥 ，张永超 1 ． 浙江省计量科学研究院，浙江杭 州 3 1 0 0 1 3 ；2 ． 中国计量学院 ，浙江杭州 I 3 1 0 0 1 8 摘要航空有机玻璃是飞机机体透明件的主要材料，其物理性能直接影响着飞机的正常飞行和机组人员的安全。飞机 舷窗组件物理性能测试系统是一套基于温度一 压力复合测试 的航空有机玻璃热物性测试装置 ，针对其中的气压控制部分进 行单独的仿真研究。建立了绝热充放气系统的数学模型，介绍了飞机舷窗组件压力试验系统的硬件组成及其压力控制算法 设计，基于 A ME S i m和 MA T L A B ／ S i mu l i n k建立了联合仿真模型，在模糊自适应 P I D控制下，对阶跃响应、周期性快速充放 气、连续缓慢充放气等过程中压力腔内的环境进行了仿真。通过分析系统内压力、温度两个参数的变化曲线 ，表明了实现 此压力试验系统压力控制的可行性，并为压力试验系统及其模糊 P I D控制算法的设计提供了依据。 关键词 气动技术 ；压力控制；系统仿真；模糊 P I D控制 中图分 类号 T H1 3 8 文献标 志码 A 文章编号 1 0 0 1 - 3 8 8 1 2 0 1 5 4 0 6 9 3 De s i g n a nd S i mul a t i o n o f Pr e s s ur e Te s t i ng Pne u ma t i c S y s t e m o f Ae r o na u t i c Po r t ho l e As s e mb l y Ba s e d o n AM ES i m D I N G Y u a n m i n g ， Q I A N H a o h a n 一， G U O G a n g x i a n g ， Z H A N G Y o n g c h a o 1 ． Z h e j i a n g I n s t i t u t e o f Me t r o l o g y ，H a n g z h o u Z h e j i a n g 3 1 0 0 1 3 ， C h i n a ；2 ． C h i n a J i l i a n g U n i v e r s i t y ， H a n g z h o u Z h e j i a n g 3 1 0 0 1 8 ， C h i n a Abs t r ac t Ae r o n a u t i c PMMA i s t h e ma i n ma t e r i a l o f a i r f r a me t r an s pa r e nc y a n d i t s p hy s i c a l p r o pe r t y ha s a d i r e c t i mp a c t o n a i r p l a n e ’ S n o r ma l fl i g h t a n d t h e s a f e t y o f i t s fl i g h t c r e w． P h y s i c a l p r o p e r t y t e s t i n g s y s t e m o f a e r o n a u t i c p o rt h o l e a s s e mb l y i s a s e t o f t h e r mo p hy s i c al p r o pe rty t e s t i n g d e v i c e f o r a e r o n a u t i c PMMA ba s e d o n t e mpe r a t u r e p r e s s u r e para me t e r s ．The pa rt o f pr e s s ur e c o n t r o l wa s s e p a r a t e l y s t u d i e d t h r o u g h s i mu l a t i o n ． T h e ma t h e ma t i c a l mo d e l s o f a d i a b a t i c g a s c h a r g i n g a n d d i s c h a r g i n g s y s t e m w e r e b u i l t ，a n d t h e n t h e h a r d wa r e s t r u c t u r e a n d p r e s s u r e c o n t r o l a l g o ri t h m w e r e i n t r o d u c e d ．At l a s t t h e c o - s i mu l a t i o n mo d e l s we r e b u i l t b a s e d o n AME S i m a n d MATLAB／S i mu l i nk，a n d t h e e nv i r o nme n t i n p r e s s u r e c a v i t y d ur i n g t h e p r o c e s s e s o f s t e p r e s p o n s e，c y c l i c a l f a s t g as c ha r g i n g a nd d i s c h arg i n g ， c o n t i n u o u s s l o w g a s c h a r n g a n d d i s c h a r g i n g w a s s i mu l a t e d a n d a n a l y z e d ． T h e s i m u l a t i o n r e s u l t s ，t h r o u g h c u r v e a n a l y s i s o f p r e s s u r e a n d t e mp e r a t u r e i n s y s t e m ，d e mo n s t r a t e t h e f e a s i b i l i t y o f a c h i e v i n g p r e s s u r e c o n t r o l a n d p r o v i d e f o u n d a t i o n s f o r d e s i g n o f t h e p r e s s u r e t e s t i n g s y s t e m a n d i t s f u z z y P I D c o n t r o l a l g o r i t h m． Ke y wor dsPn e uma t i c s y s t e m ；Pr e s s u r e c o n t r o l ；S y s t e m s i mul a t i o n；Fu z z y PI D c o n t r o l 研究 舷窗玻璃在循 环增 压／ 减压 载荷 的影 响下 的 变形情况 ，是 飞机 舷 窗组 件 物理 性能 测试 的主要 研 究 内容之一 ，压力容腔 在充放 气过 程 中的压力 变化 、 温度变化直接影 响 着试 验 结 果 的有 效性 j 。因此 ， 对飞机舷窗组件物理性能测试 系统中的压力控制部 分进 行单 独仿 真研 究具 有重 要 意义 。文 中在 绝热 充 放气系统模型基础上设 计了压力试验气动系统 ， 提 出 了 一 种 基 于 模 糊 P I D 的 压 力 控 制 方 法 。采 用 A M E S i m和 MA T L A B ／ S i m u l i n k的联合 仿 真 对 系统 压 力控制 的可行 性进行 了验证分析 。 收稿 日期 基 金项 目 作者简介 通信作者 1 系统建模与分析 1 ． 1绝热充 气过 程 如图 1 所示 ，压力 为 P 。 、温度为 ， 的恒定气源 ， 通过有效截面积 ．S 、临界 压力 比 b的气动元 件 ，向初 始压力为 P 。 、初始 温度 T o 设 T o T 、容积为 的 容器充气。 - ． Pl 图 1 定容积绝热充气 2 O1 31 221 国家质检总局科技计划项目 2 0 1 2 Q K 3 0 9 丁渊明 1 9 8 0 一 ，博士 ，副研究员 ，主要研 究方 向为机械 电子控制 。E - m a i l J d a d a i z j u ． e d u ． c n 。 钱浩涵 ，E - ma i l h a o h a n q i a n g ma i l ． c o m。 7 0- 机床与液压 第 4 3卷 定容积绝热充气过程满足方程 一 是 P 2 ㈩ 式 中 K为等熵指数 。 将上式积分并 代入容 器 内初 始状 态 P p 。 ，T 2 T o T ，则上式变为 一 T o 2 1 1 ， c 一 P o ／ p 2 、 容器内气体压力由P 。 充至P 所需的时间 jI f 1 ． 2 8 5 一 1 ． r 3 ＼ Pl， 式 中 为充 放气 时间常数 。 在充气 过程 中 ，当容 器 内气 体 压力 小 于等 于 临 界压力 即p ／ p 。 ≤b 时 ，有效截面处气体 以声速流 动 ，气体以最大质量流量 q 为容器充气 ；当容器 内 气体压力大于临界压力 即p 。 6 时，有效截面 处气体以亚声速流动，随着容器压力升高 ，气体质 量流量 q 逐渐降低直至充气结束。 1 ． 2绝热放 气过 程 垡 图 2 定容积绝热放气 如 图 2 所 示 ，容 积为 的容器 内初始压力 为 P 。 、 初始温度为 ，通过有效截 面积 s 、临界压力 比 b的 气动元件，向压力为 P ，的外界大气放气。在容器放 气过程 中，气体流速也有声速与亚声速两个 阶段 ， 两个 阶段 内气体质量流量发生变化 。放 气时间 t 为 两 个放气阶段时间之和 ，即 { 。 】 0 ． 9 14 x 4 式 中 P 为临界压力 ，一般取 P 0 ． 1 9 2 M P a 绝 对 压力 。 在放气 过程 中 ，当容 器 内气 体 压力 大 于 等于 临 界压力 即p ， ／ p 。 ≤b 时，有效截面处气体以声速流 动，放出气体 的质量流量随容器内气体温度的变化 而变化；当容器内气体压力小于临界压力 即 P ／ P 6 时，有效截面处气体以亚声速流动，气体流速 和质 量流量逐 渐减小直 至放气结束 。 2 飞机舷窗组件压力试验气动系统设计 2 ． 1 压力试 验 气动 系统硬 件设 计 飞机舷窗组件压力试验气动系统基本硬件结构 如 图 3所示 ，主 要 由气 源 、进 气 电磁 阀 、放 气 电磁 阀 、压力试验腔 、压力传感器 、微控制器组成 。 图 3 系统硬件结构 在此 系统 中，由空 压机 组处 理排 出的高 压空 气 经电气比例阀减压后得到 2 9 3 ． 1 5 K、0 ． 6 MP a 的近似 恒温恒压 的理 想气 源 ，利用 控制 器输 出的脉 冲对 压 力试验腔 体前 后 两个 电磁 阀进 行 开关 控 制 ，得 到近 似连续 的流量 和 压力 信号 ，从而 实现 系统 充 气增 压 和排气减压 ，使其最终达到目标压力值。 2 ． 2 模糊 自适应 P I D控制器设计 气压控 制 系统 实 际上为 非 线性 系 统 ，因此 文 中 采用模糊 P I D控制器 实现系统的压力控制。如图 4所示，模糊控制器选用系统的实际压力 P与设定压 力 P - p的偏 差 e p - p及其 变化率 e c d e ／ d t 作为 二 维输入变量 ，利用模糊控制规则找出 P I D 3个参 数 、K 和 与 e 、e c 之 问的模 糊关 系 ，在运 行 中通 过不 断检测 e 和 e c ，根据模糊控制原理对 P I D的 3 个 参 数进行实时在 线修 改 ，以满足不 同 e和 e c 时 对控 制参数的要 求 ，保 证控 制器 的输 出能够 使 系统输 出 响应具有 良好的动静态特性 。 图 4 系统模糊 P I D控制原理 图 3系统仿 真及 结果 分析 3 ． 1 仿 真模 型 根据 系统硬件结构 ，应用 A ME S i m 和 S i m u l i n k建 立 了基 于模 糊 P I D的 飞机舷 窗组 件 压力 试验 气 动系 统联合仿真模型，实现增压 、保压及减压过程的仿真 分析 。图 5所示为系 ⑧ ～ ⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯三 飞机舷窗组件压力试验气动系统 A ME S i m模型 一 ，、 可 一 一 ， 一 一 ～ 第 4期 丁渊明 等基于 A ME S i m的飞机舷窗组件压力试验气动系统设计及仿真 ‘7 1 3 ． 2 仿 真分析 阶跃 响应 曲线常用 于评 价一个 系统 性能 的优 劣。 以恒压 0 ． 5 M P a的气源对压力容腔进行充气仿真试 验 ，图 6为模糊 P I D控制算法下 的阶跃 响应 曲线 。可 知开始时系统存在一定的超调，待系统稳定后跟 踪误差小于 0 ． 0 2 MP a 。 为验证此 控 制器 的有 效 性 ，进 行 了常规 P I D控 制器下 的充 气仿 真 试验 ，将模 糊 P I D与 常规 P I D控 制器下充气的阶跃响应曲线进行了比较。结合图 6与 图 7可知 模 糊 P I D算法能够更加有效地 实现 系统压 力 跟 踪 控 制 ，其 阶 跃 响 应 稳 态 误 差 较 常 规 P I D 的 0 ． 0 6 MP a 减小 了约 6 5 ％。 o J0 51 0 1 2 5 I L一 ～ 一 一 ． 图 6 模糊 P I D下的阶跃 图7 常规 P I D下的阶跃 响应曲线 响应 曲线 周期性快速充放气试验用于测试飞机舷窗组件 的压力疲劳特性 。考虑电磁阀等气动元件对腔体充 放气时间的影响，将充放气频率设定为 0 ． 1 H z ，即 1 0 s 内完成一次 0 ． 1 M P a 一0 ． 6 MP a 一0 ． 1 M P a 压力变 化 。由图 8 a 、 b 所 示 的周期 性快 速充 放 气过 程中腔内压力、温度变化 曲线可知腔内输出压力 曲线 能有效跟 踪 目标 压力 曲线 ，跟踪 误差小 于 0 ． 0 3 5 M P a ；而快速充气过程带来的温升和快速放气过程带 来的温降比较明显，最高温度与最低温度的差值超 过了 7 0 K。 0 6 0 ． 5 霸 皇 o 4 O． 3 0 2 O． 1 t | s t f s a 压 力 曲线 b 温度 曲线 图 8 周期性快速充放气过程 连续缓慢充放气试验用于模拟飞机实际飞行工 况下 的压力 、温度环境 。如 图 9 a 、 b 分别为一 次缓慢充放气过程中 3 0 0 s 完成一次 0 ． 1 M P a 一0 ． 6 MP a 一0 ． 1 M P a压 力 变 化 腔 内压 力 、温 度 变 化 曲 线 ，可知 腔内输出压力曲线仍能有效跟踪 目标压力 曲线 ，但存在较大幅值的振荡现象 ，这是由充放气电 磁阀的开关频率限制引起的。因此 ，在条件允许下应 选择开关频率尽可能高的电磁阀；而连续缓慢充放 气过程引起 的温度变化较小 。 0． 7 O． 6 0． 5 0 ． 2 0． 1 0 ． 0 图9 连续缓慢充放气过程 4结束语 利 用 A M E S i m 软 件 的 图 形 化 建 模 方 法 和 MA T L A B ／ S i m u l i n k的控制算法模型对飞机舷窗组件 压 力试验系统进行了仿真分析，避免了繁琐的数值计 算 和大量 的测试实验 。通过对 系统 内压力 、温度两个 参数的仿真曲线分析 ，发现腔内输出压力曲线能有 效跟踪 目标压 力 曲线 ，且 其 阶跃 响应 稳 态误 差 较 常 规 P I D控制减小 了约 6 5 ％，这证 明了实现此压力试 验系统压力控制的可行性 ，并为压力试验系统及其 模糊 P I D控制算法的设计提供了依据。 参考文献 [ 1 ]唐君君． 较大容积容器的压力控制研究[ D] ． 南京 南京 航空航天大学 ， 2 0 0 9 ． [ 2 ]杨钢， 徐小威， 高隆隆， 等． 高压气体定容积充放气的特 性[ J ] ． 兰州理工大学学报， 2 0 1 0 ， 3 6 3 4 2 - 4 6 ． [ 3 ]徐炳 辉． 气 动手 册 [ M] ． 上海 上海 科 学技 术 出版 社 ， 2 0 0 5 ． [ 4 ]陈志毅， 颜冰， 闫晓伟． 密闭容腔气体压力的自适应模糊 P I D控 制 [ J ] ． 探 测 与 控 制 学 报 ， 2 0 0 9 ， 3 1 s 1 909 2． 9 6． [ 5 ]孙静 ， 王新民， 金国举． 基于 A ME S i m的液压位置控制系 统动态 特 性研 究 [ J ] ． 机床 与 液 压， 2 0 1 2 ， 4 O1 1 1 2 0 -1 2 2 ． [ 6 ]王军， 张幽彤， 仇滔， 等． 柴油机高压共轨压力控制的动 态仿 真 与 分 析 [ J ] ． 系 统仿 真 学 报， 2 0 0 9 ， 2 1 9 2 4 92-2 49 5． [ 7 ]田凡． 电液伺服系统模糊 P I D控制仿真与试验研究[ D ] ． 太原 太原理工大学， 2 0 1 0 ． [ 8 ]何二宝， 杜群贵， 冯元元． 电控空气悬架车身高度调节的 模糊 P I D控制[ J ] ． 机床与液压， 2 0 1 2 ， 4 0 5 8 6 - 8 8 ．