大容积气密强度试验虚拟控制技术初探

吝继锋，赵洪伟，张永兴

(中国飞机强度研究所全尺寸飞机结构静力/疲劳实验室，陕西 西安 710065)

大容积气密强度试验虚拟控制技术初探

吝继锋，赵洪伟，张永兴

(中国飞机强度研究所全尺寸飞机结构静力/疲劳实验室，陕西 西安 710065)

在大容积飞机结构气密强度试验中，气流分布不均。为了保证试验件的安全，满足多个充气台伺服控制信号命令一致，本文提出一种虚拟控制技术，建立结构气密试验充/放气时间的数学模型，虚拟计算试验中所需充气台的型号和数量，给出虚拟控制回路，最后通过一个大容积气罐气密试验对本文方法进行了验证。试验结果表明，本文方法对大容积结构气密试验有效，解决了气密试验充气台型号和数量的选择及虚拟控制问题，提高了试验效率和控制精度。

大容积气密试验;虚拟控制;充/放气时间;充气台

1 引 言

气密强度试验是飞机结构强度试验中的关键试验之一，其目的是验证各部件(包括机身气密增压舱、油箱、驾驶舱等)的结构强度。气密强度试验的风险性在飞机结构强度试验中是巨大的，要经过调试，设置合理的控制参数，选择一定型号和数量的充气台、充气管路、传感器、仪表等设备，才能保证试验的顺利进行。

由于大型飞机的体积和气密强度均较大，所以其气密强度试验充/放气所需时间较长，所需充气台数量较多。目前，对于气密强度试验中所需充气台型号和数量的计算没有可用的方法，主要以经验为主，没有经过理论计算验证。本文通过对充气台充放气工作原理的分析和气密舱充放气过程的研究，建立了气密舱充放气数学模型，提出一种气密强度试验所需充气台型号和数量的虚拟计算方法。该方法适用于气密强度试验，对于充气台型号和数量的选择具有一定的理论指导意义。

在大容积气密强度试验中，由于气流分布不均，为了保证试验件的安全，在气密舱的不同区域布置了多个气压传感器。根据试验方的要求，需要使用多个传感器的最大值作为主反馈，且各个充气台的充放气动作必须一致。本文通过对MTS控制系统的研究，提出一种虚拟控制技术，将多个气压传感器输入利用虚拟输入通道计算编程求最大值作为主反馈，建立虚拟控制回路，保证了各个充气台伺服控制信号一致，满足了试验方的要求 。

2 充气台型号和数量的虚拟计算

2.1 充放气系统的组成及控制原理

在飞机结构强度试验中，气密强度试验系统由空压站、充气台、控制系统[3-5]、气密舱、压力传感器和连接管路组成，如图1所示。空压站是充放气系统的气源，提供一定的气源压力，通过连接管路与充气台连接。控制系统根据当前命令和气压传感器的反馈控制充气台的充放气动作，充气台通过管路与气密舱连接。空压站的气源压力在充放气过程中是设定不变的。本文不考虑充气连接管路形状和长度的影响，所以影响充放气系统性能的主要因素是充气台和控制系统。

图1 充放气系统示意图

充气台控制原理是：采用气压传感器信号作为反馈，与试验远程控制系统构成闭环回路，如图2所示。气压传感器的反馈信号，经A/D转换后与试验远程控制系统的命令信号进行比较。当命令大于反馈时，伺服充气台根据系统输出的电流信号驱动泊膜比例阀，控制充气动作，阀的开度随着电流信号的变化而变化，此时角座开关阀处于关闭状态；当命令小于反馈时，泊膜比例阀关闭，这时伺服充气台将根据系统输出的电流信号驱动常开式角座开关阀，完成放气动作。

图2 控制原理图

2.2 充气台气体流动状态判断

在温度不变时，空气的平均自由程与压强成反比。20℃时，空气的平均自由程可用式(1)计算[1]。

(1)

在进行气密强度试验时，气源的压力一般为0.8MPa，气体分子自由程由式(2)计算。

(2)

气密舱放气时，舱内压力最小为0.1MPa，气体分子自由程由式(3)计算。

(3)

由式(2)和式(3)可得：充气和放气时，平均自由程的值远远小于充气阀和放气阀的阀孔直径，气密舱充放气时，气体流动状态是粘滞流。

2.3 充气台型号和数量虚拟计算

气密舱充放气示意图如图3所示，气密舱通过多个充气台充/放气，各充气口截面积分别为A1，A2，…，An，则气密舱充气口总截面积由式(4)计算[7]。

A=A1+A2+……+An

(4)

图3 气密舱充放气示意图

大气压强为P0，气源压强为P1，气密舱体积为V，气体流过充气口的流量为Q。在气密舱充放气过程中，气密舱内部压强由P2变化为P3。

设在某一时刻t，气密舱V中的压强为P2，经过dt时间后，气密舱V中的压强变化为dP2，从充气口进入气密舱容器中的气体流量为Qdt，由此可得式(5)：

VdP2=Qdt

(5)

由式(5)可得式(6)：

(6)

在粘滞流状态下，气密舱充气时，气体流经小孔的流量由式(7)计算[1]。

(7)

其中，A为充气孔截面积(m3)；P1为气源压强(Pa)；P2为气密舱内压强(Pa)；r为绝热指数；R为气体常数，8.3143(J/K·mol)；M为气体摩尔质量(kg/mol)；T为气体温度(K)。

将式(7)代入式(6)，可得式(8)：

(8)

对式(8)两边积分，得式(9)：

(9)

式中，C为常数。

将气密舱初始状态P2和气密舱末状态P3代入，可得充气时间为：

(10)

同理，可计算放气时间为：

(11)

将计算出的充/放气时间与MTS控制系统载荷谱设置的时间进行对比，如果计算出的时间大于载荷谱设置时间，必须通过增大充气台截面积(即改变充气台型号)或者增加充气台数量以改善系统性能。根据以上研究及飞机的结构特点，可确定大容积充气试验所需充气台的数量和型号。

3 虚拟控制回路建立

常规的充气试验控制方案是一路气压传感器匹配一个充压台，构成一个控制回路，其余的传感器作为监视。由于大容积充气试验中，气密舱体积较大而且存在漏气点，再考虑传感器布置位置带来的影响，客观上每一路气压传感器测得的气压值会存在差异。如果参与控制的多个充压台的输入信号不一致，会造成充气台动作不同步的现象。为了避免这种问题，需要从多路传感器反馈值中筛选出一个值参与闭环回路控制，一般选择最大值或平均值。同时，为了保证多个充气台伺服控制信号一致，使用多个虚拟输入调用同一个反馈。试验控制原理图如图4所示。

图4 大容积充气试验虚拟控制原理图

为了在反馈值中找出最大值，需要对它们进行比较。区别于一般的排序法，只需要找出多个数据中的最大值即可，不需要按大小顺序排队。本文采用了类似冒泡排序的筛选方法，首先将前两个数据进行比较，选出较大的一个后再与第三个数据进行比较，依次类推，直至比较到最后一个数据，选出最大值，如图5所示。

图5 排序算法

4 试验验证

为了验证提出的大容积充气试验虚拟控制技术，本文搭建了一个气罐气密试验平台。试验过程中，在同一个采样时刻，排序的样本容量为11，采用如图5所示的排序算法找出最大值。

气罐气密试验加载结果如表1、表2所示。从表中可以看出，在充压过程中，1-4#主动加载点的反馈值即为11路输入值中的最大值，从而保证了1-4#加载点的伺服输出指令相同，实现了4个充气台的同步工作。

试验结果表明，该方法真实有效，同时未对试验控制造成迟滞。

表1 多路传感器反馈

表2 气罐气密试验加载结果

5 结 论

(1)大容积充气试验虚拟控制方法是有效的；

(2)解决了大容积充气试验中充气台数量和型号的选择问题；

(3)解决了大容积充气试验中虚拟回路控制问题；

(4)提高了强度试验效率和精度。

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Preliminary Study on Virtual Control Technology for Large Volume Charge Test

Lin Jifeng, Zhao Hongwei, Zhang Yongxing

(Full Scale Aircraft Structural Static/Fatigue Laboratory of Aircraft Strength Research Institute of China, Xi′an 710065, Shaanxi, China)

In large volume gas tightness strength test of aircraft structure, the airflow distribution is not homogeneous. In order to ensure the safety of specimen and the consistency of servo control signals of multi-inflators, a virtual control technology is proposed in the paper, and the mathematical model of charge/defilation time of gas tightness strength test is established. The type and quantity of inflators are calculated in theory, and the virtual control loop is provided. Finally, the gas tightness strength test of a large volume tank is presented to validate the method proposed in the paper. The test results show that the method is effective, which solves the problems of inflator choice and virtual control, and improves the test efficiency and the control precision.

large volume gas tightness test; virtual control; charge/deflation time; inflator

2016-11-30

吝继锋(1985—)，男，硕士研究生，工程师，研究方向：飞机结构强度试验控制方法。

V216.1+4

B

10.3969/j.issn.1674-3407.2016.04.005