CN113029512A - 用于暂冲式跨声速风洞的空气流场模型校正控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种用于暂冲式跨声速风洞的空气流场模型校正控制方法，包括如下步骤：步骤一、利用空气流场特性曲线数据建立空气流场数学解析模型；步骤二、根据不同的攻角变化范围将吹风实验所获取的结果数据划分为不同的数据段；步骤三、求取各个数据段内的实验结果偏差，使用线性模型对实验结果误差进行拟合，得到误差的平均值和变化趋势；步骤四、将实验结果的平均误差值转化为控制量对应的静压值，根据误差的方向和变化趋势对空气流场数学解析模型进行校正。采用本发明方法的修正结果更加符合风洞实验的实际工况，确保了后续实验控制精度的提高，可以获得一些无法通过实验获取的模型曲线，节省了吹风车次，降低了实验成本。

Description

用于暂冲式跨声速风洞的空气流场模型校正控制方法

技术领域

本发明涉及暂冲式跨声速风洞空气流场高精度控制方法中使用的模型校 正控制方法。

背景技术

风洞是对飞行器外形设计进行空气动力学实验的设备，在验证空气动力学 理论以及飞行器研制方面起着决定性的作用。为了提供一个良好的实验环境， 必须对风洞流场的马赫数(Ma)进行精确控制。针对目前风洞普遍采用的PID控 制算法的控制精度潜力挖掘殆尽，现有的2.4M暂冲式跨声速风洞成功的采用 了动态矩阵控制(DMC)算法，实现了对风洞Ma的高精度控制，使该风洞Ma 的控制精度由原来PID控制算法的0.2％-0.5％提高到0.15％以内。为了实现 DMC控制算法，需要准确的获得风洞系统中重要被控量的模型特性响应曲线， 这就需要对风洞系统进行模型数据获取实验。目前在进行获得实验数据的实验中，存在以下问题：

1.实验测量不准确

在获取建模数据的实验过程中，并不能完全复制风洞吹风实验的工况。这 种获取建模数据的实验与吹风实验工况的偏差导致得到的模型曲线并不能完 全反应吹风实验时系统的动态特性；此外，由于建模数据获取实验中存在的测 量误差、未知干扰等因素也可能会导致得到的模型响应曲线失真，造成控制效 果的下降。

2.现场条件不允许进行试验

在获取建模数据的实验过程中，需要将给风洞内部的执行器一个阶跃信号， 并保持到被控量响应结束为止。由于实验条件所限，有些吹风工况，例如高 Ma、高攻角实验，不能进行这类实验。对于这类工况，无法通过实验获得建 模数据，因此无法建立该工况的数学模型。在吹风实验中往往采用其它工况进 行替代，导致控制效果的下降。

3.工况众多，实验成本高昂

建模数据获取实验需要单独占用一次吹风车次。由于风洞吹风实验工况众 多，为了获得更好的控制效果，需要对各个工况都进行一次数据获取实验；此 外，当飞行器模型发生变化时，原模型的动态特性曲线不再适用，需要重新进 行数据的测取。这些都会导致总体实验成本的大幅度攀升。

因此在DMC算法的实际应用过程中，需要研究如何通过其它方式获得准 确的空气流场数学模型。

发明内容

为了克服现有技术的上述缺点，本发明提出了一种用于暂冲式跨声速风洞 的空气流场模型校正控制方法。

本发明解决其技术问题所采用的技术方案是：一种用于暂冲式跨声速风洞 的空气流场模型校正控制方法，包括如下步骤：

步骤一、利用空气流场特性曲线数据建立空气流场数学解析模型；

步骤二、根据不同的攻角变化范围将吹风实验所获取的结果数据划分为不 同的数据段；

步骤三、求取各个数据段内的实验结果偏差，使用线性模型对实验结果误 差进行拟合，得到误差的平均值和变化趋势；

步骤四、将实验结果的平均误差值转化为控制量对应的静压值，根据误差 的方向和变化趋势对空气流场数学解析模型进行校正。

与现有技术相比，本发明的积极效果是：

本发明包括NI工控机、与该工控机相连的光纤、与光纤相连的用于控制 的模拟量输出电路、用于收集实验数据的数据采集电路；本发明依据控制器中 使用的数据测量模型，建立空气流场数学解析模型；在完成数据收集后，将实 验结果数据进行分段划分；对各个分段内的实验数据进行评价；依据评价结果， 对各个分段使用的数学解析模型进行修正；通过修正后的解析模型生成新的数 据模型，投入到新的风洞试验中；重复上述模型修正过程直到得到满意的控制 效果。本发明针对频繁波动的实验测量数据，采用均值法、线性拟合法得到控 制偏差的均值以及偏差变化的方向，以此评价该段数据的控制效果。本发明依 据各个数据段内控制效果的评价结果，将偏差转化为相应的静压值对模型进行 补偿，以形成针对不同攻角变化范围内的空气流场解析模型。

本发明的有益效果具体表现如下：

(1)本方法通过吹风实验的结果对控制中使用的模型进行校正，其修正 结果更加符合风洞实验的实际工况，确保了后续实验控制精度的提高。大量实 验表明通过最多2次校正即可保证在任意工况下控制精度达到0.15％以内；

(2)本方法通过吹风实验的结果对空气流场的特性曲线进行校正，可以 获得一些无法通过实验获取的模型曲线，例如攻角变化为8°～12°的高攻角工况 实验；

(3)本方法通过吹风实验的结果对模型特性曲线进行校正，节省了吹风 车次，降低了实验成本。对于现有的常规飞行器模型，可以只通过专门的实验 进行某一工况下的建模数据测取。对于其它工况，在此基础上进行校正即可， 而无需对所有工况进行专门的建模数据获取实验。

附图说明

本发明将通过例子并参照附图的方式说明，其中：

图1为面积法建模示意图；

图2为攻角——静压模型结构示意图；

图3为根据攻角的变化对数据进行划分示意图；

图4为没有采用模型修正的DMC控制器的控制效果图；

图5为采用一次模型修正后DMC控制器的控制效果图；

图6为采用二次模型修正后DMC控制器的控制效果图。

具体实施方式

本发明的一种高速风洞实验数据监测装置，硬件部分包括：NI工控机、与 该工控机相连的光纤、与光纤相连的用于控制的模拟量输出电路、用于收集实 验数据的数据采集电路。软件部分包括：

1.实验特性曲线建模方法，用于通过实验获取的特性响应曲线数据建立空 气流场数学解析模型；模型结构为线性动态特性串联非线性静态特性的块状模 型结构；建模方法为面积法结合最小二乘法；

2.结果数据划分方法，用于将吹风实验获得的结果数据划分为不同的数据 段；划分规则为根据不同的攻角变化范围进行数据划分；

3.结果数据评价方法，用于对各个数据段内实验结果进行评价；

4.模型校正方法，用于对建立的空气流场数学解析模型进行校正；校正依 据各个数据段内的实验评价结果进行；模型校正量是依据将数据段内控制结果 的偏差转化为相应的静压值，再叠加到解析模型上来实现。

所述的空气流场模型校正方法，包括以下步骤：

(1)收集实验获取的空气流场特性曲线数据，手动剔除数据中的异常数 据。首先针对曲线上的数据，采用面积法建立空气流场的线性动态数学解析模 型。由于空气流场的非线性特性，所建立的模型必然带有误差。通过建模物误 差，采用多项式形式的非线性静态模型结构，并结合最小二乘法对空气流场的 非线性部分进行建模，所得非线性静态模型与面积法得到的线性动态模型串联， 得到完整的空气流场数学解析模型。

(2)收集吹风实验所获取的结果数据，根据攻角的变化首先将数据划分 为三大部分，分别为攻角由0→负、负→0、0→正。接着在各个部分内根据一 定的攻角变化度数，将数据再次分割为更小的数据段。

(3)求取各个数据段内的实验结果偏差，使用线性模型对实验结果误差 进行拟合，得到误差的平均值和变化趋势。

(4)将实验结果的平均误差值转化为控制量对应的静压值，根据误差的 方向和变化趋势对空气流场模型进行校正。校正量以转化后的静压值为基准， 调整模型的增益，在保证整体模型动态特性不变的情况下修正模型的增益，改 变的方向参照误差的变化趋势。在校正后的数学解析模型上通过加入模型产生 的响应数据，重新生成模型曲线，回传至DMC控制算法用于下次吹风实验。

下面结合附图和具体实施例对本发明进行详细说明。

2.4M暂冲试跨声速风洞控制系统主要包括主调压阀系统、主排气阀系统、 栅指系统、攻角系统等。在吹风实验过程中，主调压阀系统使用PID控制系统， 控制效果较好，无需采用DMC控制算法。而对于主排气阀系统、栅指系统，为 了达到更高的控制精度，采用了新的DMC控制算法。为了达到高精度的Ma控制 效果，需要对空气流场中的总压和静压进行高精度的控制。在风洞系统中主排 气阀系统、栅指系统、攻角系统直接影响总压和静压。为了成功地实施DMC控 制算法，需要获得主排气阀系统、栅指系统、攻角系统分别针对总压和静压的 动态响应模型。大量实验表明，在攻角系统不发生变化时，主排气阀系统、栅 指系统针对总压和静压的模型响应曲线受飞行器型号的影响较小，为此只需要 对不同Ma的工况进行一次建模数据获取实验即可，当飞行器模型发生变化时也 无需对模型特性曲线进行调整。当攻角发生变化时，对总压的影响较小，在控 制过程中可以忽略，而对静压的影响很大，并且对不同角度、不同飞行器模型 的影响又有着很大的不同。因此在攻角度数发生变化或飞行器模型发生变化时， 需要对攻角——静压的模型响应曲线进行修正。在此所谓的空气流场模型即是 指攻角——静压的关系模型，如特性响应曲线、数学解析模型等。

基本的攻角——静压模型特性响应曲线可以通过数据获取实验测取。得到 的曲线由数据构成，为了方便模型的校正，需要通过该数据模型建立数学解析 模型。由于风洞系统的非线性以及测取的建模数据的特殊性，需要使用专门的 方法进行数据模型的建立，模型建立步骤如下：

1)选择不同的模型阶数，通过面积法分别建立不同模型阶数下的攻角— —静压特性模型，假设模型结构为：

其中a、b为连续传递函数系数，s为连续传递函数因子。面积法建模如图 1所示，其中

由此得到模型系数的计算方法：

模型阶数可取(2，1)、(2，2)、(3，1)、(3，2)或(3，3)等组合，其 中括号内前面的数字为传递函数分母阶次，后面数字为传递函数分子阶次。

2)通过面积法得到的连续传递函数通过双线性变换法进行离散化，映射 关系为：

其中z为离散传递函数因子，T为变换参数，得到的模型离散传递函数如 下所示：

将离散传递函数转化为差分方程的形式，如下：

y_t＝a₁y_t-1+…+a_ny_t-n+b₁u_t-1+…+b_nu_t-n

3)通过得到的差分方程模型计算模型特性曲线，通过下式计算各个模型 的建模误差：

e_t＝y_t-y_e

其中e_t为建模误差；y_t为实验测量的建模数据；y_e为各个模型的静压估计 值。

4)在不同模型中选出与原曲线误差最小的模型、及其误差，采用如下的 非线性静态模型结构对误差进行建模：

其中a为模型待定参数；n为模型阶数。a采用如下的最小二乘法进行估 计：

a_i＝(F^TF)^-1F^Ty_e

其中

5)将得到的线性动态模型与非线性静态模型串联组成为完整的攻角—— 静压模型，模型结构如图2所示，模型表示如下：

y_e＝G(z^-1)f(e_t)

其中G为模型线性部分，f为模型非线性部分。图2中，中间变量为解析 模型的一个虚拟变量，在实验现场无法测量，也没有实际意义。

由于不同攻角下，攻角——静压的模型特性曲线皆不相同，因此需要在不 同的攻角条件下对使用的模型特性曲线进行分别的修正。在获得的吹风实验结 果数据上，根据攻角的变化首先对数据进行划分，图3中，使用虚线将攻角的 变化分为了3大部分，分别为“0→负”、“负→0”和0→正”。接着在各个部分内 根据一定的攻角变化度数，将数据再次分割为更小的数据段。例如在吹风实验 结果数据上，攻角由0→正变化，最终达到8°，可以选择每间隔2°将该段数据 划分为4小部分，如下表所示：

针对每小段中Ma的偏差数据，采用如下的线性模型结构进行拟合：

e_Ma,t＝b₀+b₁t

其中e_Ma,t为Ma偏差数据；t为采样时刻；b为模型待定参数。

大量的实验表明，不同攻角、不同飞行器模型的攻角——静压特性响应曲 线形状相似，只是幅值存在较大差异，因此只需要对模型的增益进行调整，而 保留动态特性不变，由此修正后的模型具有如下形式：

y_Me＝A·G(z^-1)f(e_t)

其中A为调整后的增益。

通过误差拟合模型计算出每一个小分段内Ma偏差数据的平均值，并通过 拟合公式的斜率判断误差的变化趋势。使用如下公式将Ma偏差平均值转化为 攻角——静压模型特性响应曲线增益的修正量。

其中ΔMa为Ma偏差平均值；P₀为总压设定值；ΔP_s为静压调整量。增益 的调整方向如下表所示：

当需要增加增益时，通过如下公式调整模型增益：

其中MP_s为原响应曲线稳态静压值。当需要减小增益时，通过如下公式调 整模型增益：

在得到调整后的增益后，将其乘于原模型上，得到修正后的攻角——静压 数学解析模型。再通过给入阶跃输入生成模型特性响应曲线，回传至控制器用 于后续吹风实验的控制。

实验效果：

通过使用本发明所提方法对风洞空气流场的模型进行修正，并应用于 DMC控制算法对风洞系统的空气流场进行控制，在模型修正前，控制效果如 图4所示；经过一次修正后，控制效果如图5所示；经过二次修正后，控制效 果如图6所示。

由控制效果图可见，经过一次修正后，DMC控制器的控制效果相对于模 型修正前有了极大的改善；在修正模型以及其对应的控制效果基础上再次对空 气流场的模型进行修正，并将经过两次修正后的空气流场模型应用于DMC控 制器进行控制，由控制效果可见，Ma的控制误差基本上收敛于0.1％误差带内， 得到了理想的控制效果。

本发明的工作原理为：

本发明涉及暂冲式跨声速风洞空气流场高精度控制方法中使用的模型校 正控制方法，用于风洞系统空气流场的高精度控制。采用光纤将风洞控制系统 与NI工控机相连，以采集实验数据；通过分析该实验数据，对风洞控制实验 中使用的空气流场数学模型进行了修正，并应用于风洞空气流场的控制，达到 提高风洞Ma数控制精度的目的。本发明依据风洞实验中攻角的变化情况，对 实验结果数据按照不同攻角的变化范围进行了分段划分；依据结果数据对各个 分段内的控制效果进行评价，给出了该分段内的综合控制偏差；针对风洞实验 动态矩阵控制方法中使用的数据测量模型，建立了风洞空气流场的数学解析模型；依据各个分段的综合控制偏差，对建立的风洞空气流场数学模型进行校正， 形成控制过程中针对不同攻角变化范围内使用的不同的空气流场数学模型；使 用校正后的模型系列，应用于风洞空气流场的控制中，实现了Ma数控制精度 的显著提高。

Claims (6)

1.一种用于暂冲式跨声速风洞的空气流场模型校正控制方法，其特征在于：包括如下步骤：

步骤一、利用空气流场特性曲线数据建立空气流场数学解析模型；

步骤二、根据不同的攻角变化范围将吹风实验所获取的结果数据划分为不同的数据段；

步骤三、求取各个数据段内的实验结果偏差，使用线性模型对实验结果误差进行拟合，得到误差的平均值和变化趋势；

步骤四、将实验结果的平均误差值转化为控制量对应的静压值，根据误差的方向和变化趋势对空气流场数学解析模型进行校正。

2.根据权利要求1所述的用于暂冲式跨声速风洞的空气流场模型校正控制方法，其特征在于：步骤一所述空气流场数学解析模型的建立方法包括如下步骤：

第一步、选择不同的模型阶数，通过面积法分别建立不同模型阶数下的攻角——静压特性模型；

第二步、对通过面积法得到的连续传递函数采用双线性变换法进行离散化，得到模型的离散传递函数，并将离散传递函数转化为差分方程的形式；

第三步、利用第二步得到的差分方程模型计算模型特性曲线，然后计算各个模型的建模误差；

第四步、在不同模型中选出与原曲线误差最小的模型及其误差，采用非线性静态模型结构对误差进行建模；

第五步、将得到的线性动态模型与非线性静态模型串联组成完整的攻角——静压模型。

3.根据权利要求1所述的用于暂冲式跨声速风洞的空气流场模型校正控制方法，其特征在于：所述空气流场数学解析模型为块状模型结构，采用线性动态特性与非线性静态特性相串联的形式构成。

4.根据权利要求3所述的用于暂冲式跨声速风洞的空气流场模型校正控制方法，其特征在于：采用面积法辨识模型的线性动态部分，采用最小二乘法辨识模型的非线性部分。

5.根据权利要求1所述的用于暂冲式跨声速风洞的空气流场模型校正控制方法，其特征在于：步骤二所述对吹风实验所获取的结果数据的划分方法为：先将攻角的变化划分为由0度到负角度、由负角度到0度、由0度到正角度，这3大部分；然后在每一部分中再按设定的角度区间将数据再次分割为更小的数据段。

6.根据权利要求1所述的用于暂冲式跨声速风洞的空气流场模型校正控制方法，其特征在于：步骤四所述对空气流场数学解析模型进行校正的方法为：

(1)使用如下公式将Ma偏差平均值转化为攻角——静压模型特性响应曲线增益的修正量：

其中ΔMa为Ma偏差平均值；P₀为总压设定值；ΔP_s为静压调整量；

(2)增益的调整方向如下表所示：

1)当需要增加增益时，通过如下公式调整模型增益：

其中MP_s为原响应曲线稳态静压值；

2)当需要减小增益时，通过如下公式调整模型增益：

(3)在得到调整后的增益后，将其乘于原模型上，得到修正后的攻角——静压数学解析模型；再通过给入阶跃输入生成模型特性响应曲线，回传至控制器用于后续吹风实验的控制。

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