[发明专利]一种飞机结构静强度PID参数调试方法

说明书

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。

技术领域

本发明涉及飞机结构静强度试验技术领域，特别是涉及一种飞机结构静强度PID参数调试方法。

背景技术

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)控制，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，以实现对系统的控制。

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,所以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。

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

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。

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、喷嘴挡板伺服阀以及非对称作动筒，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。

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。

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ω_sv、阀阻尼比ξ_sv、伺服阀增益k_sv；所述非对称作动缸作动缸的参数具体为:后腔活塞面积A₁、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β_e、粘度系数C_o。

优选地，所述步骤3中的控制器传递函数的表达式为：

其中，

G₁(s)控制器传递函数；I(s)为输出电流；E(s)为输出电流；k_p为比例增益；k_i为积分增益；k_d为阻尼增益；s拉普拉斯算子。

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，