柔性蒙皮變體機翼多電機分布式驅(qū)動系統(tǒng)研究

隨濤，徐志偉

（南京航空航天大學(xué) 機械結(jié)構(gòu)力學(xué)與控制國家重點實驗室，南京 210016）

變體機翼是一種能夠根據(jù)飛機飛行條件和任務(wù)需求，其構(gòu)型能夠進行實時改變，從而獲得最優(yōu)氣動性能的新型機翼；可分為大尺度機翼變形、中等尺度變形和局部小變形[1]，而機翼前后緣結(jié)構(gòu)的連續(xù)上下偏轉(zhuǎn)變形是其中的一種重要的變形形式。

機翼變形過程中，驅(qū)動方式主要包括傳統(tǒng)的電機驅(qū)動、液壓驅(qū)動、氣壓驅(qū)動等，而采用智能材料，比如：形狀記憶合金、壓電材料、磁流變和電流變等作為驅(qū)動器也是近幾年的研究重點[2]。智能材料驅(qū)動器各有優(yōu)缺點，但普遍技術(shù)不夠成熟，可靠性比較低，目前還處于實驗研究階段，并未得到大量的應(yīng)用[3-5]；常規(guī)的驅(qū)動形式，經(jīng)過很多年的實踐和應(yīng)用，一般都比較穩(wěn)定可靠，但也存在一定的缺點，如：重量和體積大等[6]；從目前的研究和實際應(yīng)用來看，電機驅(qū)動技術(shù)具有精度高、響應(yīng)快、穩(wěn)定可靠等優(yōu)點，是當(dāng)前變體飛行器中的重要的驅(qū)動方式之一，因此本文的可連續(xù)偏轉(zhuǎn)機翼后緣結(jié)構(gòu)采用了電機驅(qū)動技術(shù)，考慮到驅(qū)動功率的實際需求和設(shè)計空間的限制，采用了多電機分布式驅(qū)動方式。

在多電機分布式驅(qū)動系統(tǒng)中，協(xié)調(diào)控制始終是電機控制上的關(guān)鍵難題[7]。早期多電機同步控制方式主要包括：并行控制、主從控制、串聯(lián)控制等[8-9]，但此類同步控制方式精度較低，且有一定的缺陷，如：主從控制中，主電機受到干擾時，從電機可以對此響應(yīng)；但是，主電機不會對從電機受到的干擾做出響應(yīng)。20 世紀(jì)80 年代，Koren 等[10]提出交叉耦合控制，將電機數(shù)據(jù)耦合，解決了早期控制存在的缺陷，為后續(xù)研究提供了新思路。隨后，Perez-Pinal 等[11]學(xué)者提出偏差耦合同步控制，該控制方法適用于任意數(shù)量電機的同步。2002 年，Shih 等[12]設(shè)計出相鄰交叉耦合控制器，優(yōu)化了耦合算法。張承慧等[13]學(xué)者基于最小相關(guān)軸數(shù)目思想，提出相鄰耦合控制算法，并利用Barbalat 定理證明了該算法的收斂性和穩(wěn)定性。隨著對控制響應(yīng)速度要求的提高，國內(nèi)學(xué)者們對耦合補償器的優(yōu)化設(shè)計展開了研究，將PI 控制、模糊PID 及人工神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)等[14-19]各種算法運用到了補償器的設(shè)計中。

本文針對采用柔性蒙皮的全尺寸可連續(xù)偏轉(zhuǎn)后緣結(jié)構(gòu)模型，選用3 臺交流伺服電機，采用蝸輪-蝸桿和齒輪傳動減速機構(gòu)，驅(qū)動機翼后緣實現(xiàn)連續(xù)偏轉(zhuǎn)；采用基于偏差耦合的同步控制算法，對機翼后緣的偏轉(zhuǎn)角度進行了精確的控制，完成了地面加載實驗和低速風(fēng)洞載荷實驗，獲得了很高的控制精度，驗證了所設(shè)計驅(qū)動系統(tǒng)和控制方法的可行性。

1 采用柔性波紋蒙皮的可連續(xù)偏轉(zhuǎn)機翼后緣結(jié)構(gòu)模型設(shè)計

針對某柔性后緣機翼翼型，后緣結(jié)構(gòu)要求能夠連續(xù)光滑向下偏轉(zhuǎn)0～15°，全尺寸模型展長1.49 m、后緣弦長0.6 m；為了實現(xiàn)后緣與固定段的連續(xù)過渡，采用了纖維和骨架增強橡膠復(fù)合材料，根據(jù)偏轉(zhuǎn)過程中后緣舵面不同位置處形變量和氣動載荷的要求，對波紋蒙皮的厚度、變形量、承載力等參變量進行了綜合優(yōu)化設(shè)計和仿真分析，使得蒙皮可以同時滿足彈性變形和氣動承載的要求。設(shè)計完成后，采用模具整體成型制備工藝方法實現(xiàn)蒙皮的制備，并通過壓條將蒙皮與后緣結(jié)構(gòu)相連，如圖1 所示。

圖1 多電機驅(qū)動后緣結(jié)構(gòu)模型Fig.1 The model of trailing edge structure driven by multiple motors

采用電機驅(qū)動技術(shù)，設(shè)計了電機減速器-蝸輪蝸桿減速器-齒輪對減速器三級減速機構(gòu)，三級減速機構(gòu)減速比分別為：8∶1、70∶1 和6∶1，總減速比3 360∶1。后緣偏轉(zhuǎn)過程中，主要的載荷包括柔性蒙皮彈性變形和外部氣動載荷，當(dāng)然還要考慮各種減速機構(gòu)的摩擦和傳遞效率帶來的損失。采用單臺電機驅(qū)動，則需要大功率電機，使得體積增大，后緣及前面的艙段無法容納這么大尺寸的電機，綜合考慮后采用了3 臺功率較小的交流伺服電機（750 W/臺）驅(qū)動后緣結(jié)構(gòu)的偏轉(zhuǎn)，如圖1 所示。

電機經(jīng)過三級傳動機構(gòu)將扭矩傳遞到搖臂結(jié)構(gòu)，搖臂結(jié)構(gòu)通過后邊條及長桁條帶動后緣向下偏轉(zhuǎn)。為保證偏轉(zhuǎn)時蒙皮協(xié)調(diào)變形，3 臺電機必須同步偏轉(zhuǎn)，設(shè)計要求連桿結(jié)構(gòu)角度偏差小于0.5°。傳動軸上安裝有角度傳感器，可實時獲取后緣的偏轉(zhuǎn)角度。

3 臺電機驅(qū)動的波紋柔性蒙皮機翼后緣，具有展長大、減速比高、展向氣動載荷分布不同且實時變化、柔性蒙皮變形驅(qū)動力矩大等特點，若采用速度同步控制，電機速度差異產(chǎn)生的累積角度差可能導(dǎo)致后緣結(jié)構(gòu)偏轉(zhuǎn)的扭轉(zhuǎn)損傷。因此，本文采用了角度同步控制的方法，確保后緣變形的協(xié)調(diào)性。

2 三電機偏差耦合同步控制策略

目前多電機同步控制策略有很多種，主要包括：并行控制、主從控制、虛擬總軸控制、交叉耦合控制和偏差耦合控制等，其中偏差耦合控制是基于交叉耦合控制的一種衍生控制方法，對于多臺電機的同步控制精度更高。

偏差耦合控制的主要思想是根據(jù)各電機實時數(shù)據(jù)，動態(tài)調(diào)整每臺電機的輸入信號，使系統(tǒng)達到目標(biāo)控制效果。對于3 臺電機組成的驅(qū)動系統(tǒng)中的任意一臺電機，如電機1，其跟隨誤差定義為

電機1 與其他電機的角度同步誤差可定義為：

式中：ω*為電機目標(biāo)轉(zhuǎn)動速度；ωn與 θn分 別為第n臺電機的轉(zhuǎn)動速度和角度數(shù)據(jù)，n=1,2,3。各電機之間保持同步，需要使e1(t)、ε12(t)和 ε13(t)快速穩(wěn)定收斂至接近于零。偏差耦合控制原理如圖2，各電機的輸入信號由參考速度 ω*、輸出速度 ωn及速度補償器輸出 ωrn三者共同決定，其中TL為電機受到的擾動扭矩。

圖2 偏差耦合同步控制系統(tǒng)框圖Fig.2 Diagram of the deviation-coupled synchronous control system

本文中3 臺電機采用同型號松下交流伺服電機及配套的控制器，內(nèi)部為三閉環(huán)控制系統(tǒng)，從內(nèi)到外依次為電流環(huán)、速度環(huán)和位置環(huán)。因電機系統(tǒng)輸入輸出均為速度信號，經(jīng)過多次系統(tǒng)辨識參數(shù)調(diào)整，確定由電機與控制器組成的電機系統(tǒng)可按慣性環(huán)節(jié)處理。各電機辨識得到的傳遞函數(shù)G(s)n（n=1,2,3）為：

由式（4）～式（6）可知，3 臺同型號電機的速度響應(yīng)也略有差異。

控制系統(tǒng)的補償器用于調(diào)整電機輸入信號，實現(xiàn)電機同步，其內(nèi)部對各電機數(shù)據(jù)進行耦合處理。補償器的設(shè)計對控制系統(tǒng)性能起著關(guān)鍵性作用。本文分別設(shè)計了兩種不同結(jié)構(gòu)的補償器，如圖3 和圖4 所示。

圖3 采用固定補償系數(shù)的補償器1Fig.3 Compensator 1 with fixed compensation coefficient

圖4 采用模糊PI 的補償器1Fig.4 Compensator 1 with fuzzy PI control

圖3 和圖4 分別為采用了固定補償系數(shù)和模糊PI 的補償器結(jié)構(gòu)。補償器首先獲得電機的實際轉(zhuǎn)動角度，進一步得到電機1 相對于電機2 和3 的角度同步誤差，利用補償系數(shù)或模糊PI 控制器進行補償修正得到電機的1 的補償信號 ωr1。通過多次仿真和實驗分別確定了合適的補償系數(shù)（K13=K12=5）和模糊參數(shù)，并利用Simulink 對系統(tǒng)進行仿真分析。仿真時設(shè)定3 臺電機轉(zhuǎn)速為1 000 r/min，0 s時刻同時啟動，3 s 時刻為電機1 施加20°的瞬時角度擾動，仿真結(jié)果如圖5。

圖5 補償器對同步性能的影響Fig.5 The influence of the compensator on synchronization performance

分析仿真結(jié)果可知，采用模糊PI 算法的補償器控制效果更優(yōu)：電機啟動階段的角度差較低；控制系統(tǒng)對仿真施加的20°角度干擾有更快的響應(yīng)速度。但復(fù)雜的控制算法將大大增加系統(tǒng)軟硬件設(shè)計的難度，同時降低控制系統(tǒng)的實時性。綜合考慮最終選擇采用固定補償系數(shù)的補償器。

3 測控系統(tǒng)軟硬件的設(shè)計和實現(xiàn)

3.1 系統(tǒng)硬件結(jié)構(gòu)

測控系統(tǒng)硬件采用NI（National instrument）公司的數(shù)據(jù)采集卡，實現(xiàn)與電機驅(qū)動器以及角度傳感器之間的信號交互，系統(tǒng)原理框圖如圖6 所示。

圖6 控制系統(tǒng)框圖Fig.6 Control system diagram

因機翼內(nèi)部空間有限，電機控制器和控制系統(tǒng)布置在機翼的外部。電機驅(qū)動器、開關(guān)電源、各種調(diào)理電路等集中布置在控制箱中，數(shù)據(jù)采集卡配置在工控機中，軟件采用LabVIEW 編程，控制系統(tǒng)如圖7 所示。

圖7 風(fēng)動外控制系統(tǒng)實物圖Fig.7 Physical diagram of the wind-driven external control system

系統(tǒng)中數(shù)據(jù)采集卡的具體參數(shù)如表1 所示。

表1 數(shù)據(jù)采集卡參數(shù)Tab.1 Data acquisition card parameters

電機功率400 W，額定轉(zhuǎn)矩1.27 Nm，最高轉(zhuǎn)速3 000 r/min，采用位置控制模式；電機編碼器為2 500線相對編碼器，輸出信號最高頻率125 kHz。為減小電磁干擾的影響，設(shè)計了一階無源RC 濾波電路，截止頻率159 kHz；編碼器信號經(jīng)過濾波器和光電耦合隔離后輸入數(shù)據(jù)采集卡PCI-6602。

角度傳感器采用霍爾型傳感器，具體參數(shù)：測量范圍0～ 180°、測量精度小于等于0.3°、響應(yīng)時間600 μs、輸出4～20 mA 電流信號，其輸出電流大小與輸入角度呈線性關(guān)系。傳感器信號通過相應(yīng)的電流-電壓轉(zhuǎn)換電路，從模擬信號通道輸入數(shù)據(jù)采集卡PCI-6220。

3.2 測控系統(tǒng)軟件設(shè)計

控制系統(tǒng)軟件選用LabVIEW 軟件，系統(tǒng)流程圖如圖8 所示。

圖8 測控過程軟件流程圖Fig.8 Software flowchart for the measurement and control process

首先進行系統(tǒng)初始化，對DAQ 設(shè)備的I/O 通道進行配置，并定義后緣減速臨界角度范圍，即

式中v*為后緣的設(shè)定偏轉(zhuǎn)速度，°/s。

系統(tǒng)“啟動”后，電機經(jīng)過加速階段加速至目標(biāo)轉(zhuǎn)速v*，隨后保持勻速轉(zhuǎn)動，當(dāng)后緣偏轉(zhuǎn)至與設(shè)定角度差小于 θ*時，電機進入減速階段，直至停止；偏差耦合同步控制作用于電機運行全過程，保證電機間的同步性；同時，設(shè)定電機之間轉(zhuǎn)動角度差大于30°時，電機被立即強行停止以保護后緣結(jié)構(gòu)。

4 機翼后緣結(jié)構(gòu)偏轉(zhuǎn)實驗驗證

4.1 電機空載同步實驗

為驗證多電機轉(zhuǎn)動角度的同步性，首先在空載情況下對控制系統(tǒng)進行實驗測試。該實驗包括兩部分：1）空載無干擾情況下,測試電機以不同轉(zhuǎn)速運行時的同步效果；2）空載有干擾情況下，測試電機以設(shè)定轉(zhuǎn)速956 r/min 運行時的同步效果。

首先將電機固定于工作臺上，當(dāng)轉(zhuǎn)速分別為：500 r/min、1 000 r/min、2 000 r/min 和3 000 r/min時，3 臺電機的同步測試結(jié)果如表2 所示。由于3 臺電機響應(yīng)速度稍有不同，當(dāng)指令脈沖信號到達時，電機無法同步轉(zhuǎn)動，會導(dǎo)致啟動階段電機之間存在較大的角度偏差。

實驗結(jié)果表明：電機啟動階段最大角度差隨設(shè)定轉(zhuǎn)速提高而增大，而勻速運行階段各電機的最大角度差穩(wěn)定在0.4°～0.6°，與轉(zhuǎn)速無直接關(guān)聯(lián)。

設(shè)定電機轉(zhuǎn)速為956 r/min，通過實驗驗證控制系統(tǒng)的同步控制效果。圖9 所示為系統(tǒng)運行過程中電機的實時角度差測試數(shù)據(jù)：空載啟動階段產(chǎn)生的最大角度偏差為0.7°，電機運行至0.5 s 時，電機角度差降低至0.5°，之后電機角度差始終保持在0.5°以內(nèi)；在2 s 時電機已經(jīng)處于設(shè)定轉(zhuǎn)速的勻速運行階段，此時在軟件中對電機2 施加5°角度滯后偏差，在之后的0.5 s 內(nèi)該角度偏差被成功消除；此后電機之間保持角度偏差不超過0.5°。該實驗驗證了空載情況下控制系統(tǒng)可以實現(xiàn)三電機之間的角度同步，電機高速運轉(zhuǎn)時角度偏差不超過0.5°。

圖9 空載電機同步實驗曲線Fig.9 The synchronization experiment curve of the unloaded motor

4.2 地面載荷機翼后緣偏轉(zhuǎn)實驗

將電機安裝于機翼中，實驗?zāi)Ｐ腿鐖D10 所示。設(shè)定電機最大轉(zhuǎn)速956 r/min，根據(jù)減速比可知后緣偏轉(zhuǎn)速率為1.7 °/s。對后緣翼面施加等效的分布載荷，并在軟件控制界面依次發(fā)送如下的指令：1）下偏至9°；2）下偏至12°；3）下偏至15°；4）上偏回0 初始位置。柔性后緣偏轉(zhuǎn)變形效果如圖11 所示。

圖10 后緣結(jié)構(gòu)裝配圖Fig.10 Assembly diagram of the trailing edge structure

圖11 柔性后緣變形效果圖Fig.11 The effect of flexible trailing edge deformation

圖11 為后緣位置15°時的變形效果圖。實驗測試數(shù)據(jù)如圖12 所示。

圖12 后緣結(jié)構(gòu)偏轉(zhuǎn)實驗曲線Fig.12 Experimental curve of trailing edge structure deflection

后緣結(jié)構(gòu)三次向下偏轉(zhuǎn)過程，偏轉(zhuǎn)超調(diào)量均為0.17°；由15°回到0°初始位置耗時9.5 s，超調(diào)量為0.03°。圖10b）為偏轉(zhuǎn)過程中電機間的實時角度差：3 臺電機在啟動階段因載荷和電機特性的差異，啟動瞬時產(chǎn)生不超過20°角度差；勻速運行階段電機角度差小于10°。

4.3 機翼后緣結(jié)構(gòu)偏轉(zhuǎn)的風(fēng)洞載荷實驗

風(fēng)洞實驗在南航低速風(fēng)洞中進行，閉口實驗段風(fēng)速最高可達60 m/s。機翼攻角可調(diào)整，工控機及控制箱置于風(fēng)洞實驗段外部。實驗中設(shè)定風(fēng)速56 m/s，機翼采用四種不同攻角（0、6°、10°和12°），分別測試后緣結(jié)構(gòu)不同攻角下的偏轉(zhuǎn)效果。考慮到攻角為12°時的氣動載荷最大，設(shè)定電機轉(zhuǎn)速956 r/min，分別測試有無風(fēng)載情況下的后緣結(jié)構(gòu)偏轉(zhuǎn)過程，測試數(shù)據(jù)如圖13 所示。

圖13 低速風(fēng)載下后緣結(jié)構(gòu)偏轉(zhuǎn)測試曲線Fig.13 Test curve of trailing edge structure deflection under low-speed wind load

由圖13a）可以看出，風(fēng)速56 m/s、攻角12°時，風(fēng)載對后緣結(jié)構(gòu)偏轉(zhuǎn)無顯著影響；有、無風(fēng)載作用時，后緣結(jié)構(gòu)向下偏轉(zhuǎn)的超調(diào)量分別為0.045°和0.132°；上偏的超調(diào)量分別為0.052°和0.001°，與載荷無直接關(guān)系。

圖13b）為風(fēng)載實驗過程中各電機之間的角度差：下偏過程啟動階段角度差最大為15°，勻速運行階段角度差小于10°；上偏過程啟動階段角度差最大為13°，勻速運行階段角度差保持在5°以內(nèi)。

保持風(fēng)速56 m/s，攻角不同時后緣結(jié)構(gòu)下偏（0～15°）測試結(jié)果如表3 所示。

表3 不同攻角后緣結(jié)構(gòu)下偏測試結(jié)果Tab.3 Test results for deflection under different attack angles for the trailing edge structure (°)

從表3 可以看出，不同風(fēng)載情況下，控制系統(tǒng)可以實現(xiàn)后緣下偏超調(diào)量不超過0.3°，下偏啟動階段各電機間產(chǎn)生的角度差不超過20°，勻速運行階段各電機角度差不超過10°，控制結(jié)果滿足機翼偏轉(zhuǎn)的設(shè)計要求。

5 結(jié)束語

本文基于偏差耦合控制理論，針對機翼柔性波紋蒙皮連接的后緣偏轉(zhuǎn)多電機分布驅(qū)動系統(tǒng)，搭建了角度同步軟硬件控制系統(tǒng)，完成了空載、地面載荷加載和風(fēng)洞載荷實驗。實驗結(jié)果表明該系統(tǒng)在有無載荷情況下，控制和驅(qū)動系統(tǒng)均能夠穩(wěn)定的運行，而且具有很高的控制精度，滿足機翼柔性后緣結(jié)構(gòu)偏轉(zhuǎn)的要求。