[发明专利]一种悬臂桁架疲劳试验的液压运动控制系统及方法

说明书

技术领域

本发明属于机械控制技术领域，尤其涉及一种悬臂桁架疲劳试验的液压运动控制系统及方法。

背景技术

现代大型飞机机翼中分布了大量的液压管路，这些管路的工作品质和可靠性对整个飞机的飞行安全与控制起着至关重要的作用，而飞机在飞行的过程中，机翼会因气流压力等原因发生复杂的弹性振动，使得紧固在其上的液压管路随之发生三维空间的动态组合变形。在极端变形情况下，液压管路某些部位可能会产生超出设计要求的应力和应变，导致管路发生损伤，引发飞行事故。在给定机翼极端变形的条件下，获得管路产生的极端应力和应变，可使设计师对管路设计的安全性进行有效评估。但由于机翼自身结构和其空间变形的复杂性，很难采用弹性力学的经典理论进行计算校核。而如果直接采用实际机翼进行管路飞行环境振动试验，特别是对于大跨度机翼，则需要付出高昂的试验成本，甚至是现实中无法实现的。因此，有必要研制一种结构简单，而又能够模拟飞行中机翼振动对其上液压管路影响效果的试验系统，对机翼液压管路的安全性进行合理试验评估。该疲劳试验模拟系统的建成将为管路安全性能评估提供一种全新的手段，使机翼管路的可靠性设计水平得到显著提升。柔性大跨度悬臂桁架结构与机翼具有等效的变形运动。首先，满足在重力作用下，悬臂桁架的下垂曲线与飞机停机时自然下垂曲线贴合；其次，悬臂桁架的自由端在外力牵引下可实现大幅缓慢弯曲上翘运动，以模拟飞机飞行过程中，机翼因气流升力而发生的大幅度上翘运动，并与指定位置处的给定曲线贴合；然后，悬臂桁架的自由端可通过控制，在指定位置处以一定的频率和幅度进行微幅简谐振动，以模拟机翼翼尖在指定位置处所发生的抖动。鉴于上述原因，该疲劳试验模拟系统机械结构采用大跨度悬臂桁架实现。疲劳试验模拟系统的控制部分采用液压系统实现，考虑到单独由非对称液压缸控制，则实现大行程的提升运动比较容易，但实现小幅振动运动难度较大，单独由对称液压缸控制，实现大行程提升运动时所需液压缸缸体较长，运动空间大，液压系统频带降低，响应速度变慢，测量液压缸行程的位移传感器较长，造价昂贵，基于以上原因，采用由非对称大液压缸和对称小液压缸串联结构，非对称大液压缸在上，对称小液压缸在下。其中，非对称液压缸为单杆缸，具有结构简单、行程大、占用空间少、承载能力强等优点，用于完成悬臂桁架自由端的提升动作；对称液压缸为双杆缸，行程较小时闭环频带较大，动态响应快，用于完成悬臂桁架自由端正弦振动。

目前，虽然也有能够满足该特殊的疲劳试验装置液压系统运动控制器，但存在一定的问题：

1、微处理器采用PIC18系列的单片机，在解算速度和处理能力上存在一定瓶颈，无法自行规划复杂振动轨迹，需要依靠上位机事先规划好振动轨迹后将离散数据传输到控制器执行，应用上有较大的局限性。

2、液压伺服阀采用硬件PID控制，参数调整难度大，控制效果差，可靠性低，不利于改进和维护。

3、控制器与上位机之间数据传输使用RS-232实现，通信可靠性差，传输速度慢，无法将磁致伸缩传感器测量的振动反馈信号实时传输到上位机，只能等待振动运动结束后再进行上传，不利于振动过程的实时监控。

4、使用单片机输出的PWM信号，经过整形隔离、有源滤波、驱动放大后控制电液比例阀和电液伺服阀运动，使得控制信号线性差，控制效果不理想。

发明内容

本发明的目的在于提供一种悬臂桁架疲劳试验的液压运动控制系统及方法，旨在解决目前的疲劳试验装置液压系统运动控制器存在的微处理器在解算速度和处理能力上存在一定瓶颈，无法自行规划复杂振动轨迹；液压伺服阀采用硬件PID控制，参数调整难度大，控制效果差，可靠性低，不利于改进和维护；控制器与上位机之间数据传输使用RS-232实现，通信可靠性差，传输速度慢，无法将磁致伸缩传感器测量的振动反馈信号实时传输到上位机，只能等待振动运动结束后再进行上传，不利于振动过程的实时监控；使用单片机输出的PWM信号，经过整形隔离、有源滤波、驱动放大后控制电液比例阀和电液伺服阀运动，使得控制信号线性差，控制效果不理想的问题。

本发明是这样实现的，一种悬臂桁架疲劳试验的液压运动控制方法，所述悬臂桁架疲劳试验的液压运动控制方法包括以下步骤：

悬臂桁架疲劳试验的液压运动控制方法，其特征在于，所述悬臂桁架疲劳试验的液压运动控制方法包括以下步骤：

步骤一：液压运动控制器等待上位机通过以太网接口发送运动命令及运动参数，运动命令及参数包括：悬臂桁架自由端提升位置，在该提升位置是否需要振动运动，振动曲线函数参数，在该提升位置的悬停时间；接收到后执行步骤二；