CN114706295A - 用于空天飞机强度测试的热试验中快时变热载荷控制方法 - Google Patents

用于空天飞机强度测试的热试验中快时变热载荷控制方法 Download PDF

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CN114706295A
CN114706295A CN202210631913.8A CN202210631913A CN114706295A CN 114706295 A CN114706295 A CN 114706295A CN 202210631913 A CN202210631913 A CN 202210631913A CN 114706295 A CN114706295 A CN 114706295A
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Abstract

本发明提供了用于空天飞机强度测试的热试验中快时变热载荷控制方法，属于飞机测试技术领域。方法包括以下步骤：S1、获取热载荷控制数据，划分试验件温区并设计加热器；S2、提取曲线特征并设计标定曲线后，建立曲线特征与控制器输出电压之间的关系；S3、确定比例前馈、微分前馈与PID控制参数结合的试验控制参数整定方式；S4、通过模拟试验验证试验控制参数整定方式；S5、进行飞机结构热试验。本发明解决了传统的PID控制技术在热载荷快速变化过程中固定参数无法满足飞机结构热试验过程控制需要及时调整的问题，有效提升标定曲线跟随性和控制精度，在飞机结构热试验中有较大的应用价值。

Description

用于空天飞机强度测试的热试验中快时变热载荷控制方法
技术领域
本发明涉及飞机测试技术领域，具体是涉及用于空天飞机强度测试的热试验中快时变热载荷控制方法。
背景技术
空天飞机结构热试验技术是为了解决飞行器在高速飞行过程中由于其表面经历的气动加热而引起表面温度变化通过地面等效模拟而发展起来的一种地面试验技术，空天飞机结构热试验技术是研究结构热问题的有效方法，对结构的设计、强度以及可靠性分析、产品性能检验和鉴定的重要手段。
目前常见的结构热试验采用传统PID控制技术进行试验控制，该技术是通过比例P、积分I、微分D与误差之间的线性组合计算输出，以驱动功率设备，使得功率设备做出对加热器进行输出功率的调整。
但是，空天飞机结构热试验的特点是PID控制系统滞后较大，在进行热载荷快速变化时，常用的微分前馈+PID控制控制很难满足要求，在空天飞机结构热试验过程中，只能依靠工程技术人员根据空天飞机结构热试验控制情况，实时对控制参数进行调整。
由以上内容可知，空天飞机结构热试验控制过程对技术人员要求较高，亟需一种空天飞机强度测试的热试验中快时变热载荷控制方法来解决该问题。
发明内容
本发明解决的技术问题是：传统的PID控制技术在热载荷快速变化过程中固定参数无法满足空天飞机结构热试验过程控制及时调整的需求。
为解决上述问题，本发明的技术方案如下：
用于空天飞机强度测试的热试验中快时变热载荷控制方法，包括以下步骤：
S1、获取热载荷控制数据，对试验件进行温区划分，并设计与温区对应的加热器；
S2、从步骤S1热载荷控制数据中提取曲线特征并设计标定曲线后，采用试验片进行标定，并依据曲线特征和对应控制器输出电压，建立曲线特征与控制器输出电压之间的关系；
S3、根据步骤S2的标定曲线，确定比例前馈、微分前馈与PID控制参数结合的试验控制参数整定方式，
试验控制参数整定方式包括两部分：一是由比例前馈、微分前馈相结合的方式组成的自整定模式，二是由PID控制参数组合的PID控制模式，控制器通过自整定模式与PID控制模式相结合达到热载荷控制的目的，其中：
自整定模式具体包括以下步骤：
S3-1、设定比例前馈的计算公式、微分前馈的计算公式，
S3-2、将比例前馈系数
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE002
作为固定参数，通过误差值
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE004
、误差率
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE006
对微分前馈比例系数
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE008
进行调整，具体包括以下内容：
S3-2-1、标定数据最高热载荷对应的控制器输出电压
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE010
和最大热载荷变化率对应的控制器输出电压
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE012
，令
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE014
，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE016
，其中，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE018
为比例前馈的计算输出，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE020
为微分前馈的计算输出，
S3-2-2、设定微分前馈最大值的公式如下：
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE021
上式中，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE022
为微分前馈系数最大值，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE024
为热载荷命令值的最大变化速率，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE026
为最大热载荷变化率对应的控制器输出电压，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE028
为热载荷传感器量程，则微分前馈比例系数
Figure 41073DEST_PATH_IMAGE008
变化范围为
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE030
，
S3-2-3、设置误差阈值
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE032
，对微分前馈比例系数
Figure 489372DEST_PATH_IMAGE008
进行整定：
当误差值
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE033
的绝对值小于误差阈值
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE034
时，微分前馈比例系数
Figure 149068DEST_PATH_IMAGE008
保持不变，
当误差值
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE035
的绝对值大于误差阈值
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE036
时，微分前馈比例系数
Figure 75436DEST_PATH_IMAGE008
的整定规律如下：
当
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE038
时，包括以下两种微分前馈比例系数
Figure 296333DEST_PATH_IMAGE008
的整定方式：
当误差率
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE040
时，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE041
的变化表达式为：
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE043
，
当误差率
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE045
时，
Figure 102484DEST_PATH_IMAGE041
保持不变，
Figure 103938DEST_PATH_IMAGE008
的变化表达式为：
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE047
，
当
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE049
时，包括以下两种微分前馈比例系数
Figure 506100DEST_PATH_IMAGE008
的整定方式：
当误差率
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE051
时，
Figure 909400DEST_PATH_IMAGE041
保持不变，
Figure 325600DEST_PATH_IMAGE008
的变化表达式为：
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE053
，
当误差率
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE055
时，
Figure 611088DEST_PATH_IMAGE041
的变化表达式为：
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE057
，
上式中，
Figure 754624DEST_PATH_IMAGE041
为微分前馈比例系数，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE059
为上一周期的微分前馈系数，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE061
为变化速率系数，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE063
为控制频率，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE065
为误差值，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE067
为误差率，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE068
为误差阈值；
S4、通过模拟试验验证试验控制参数整定方式
采用试验片进行模拟试验，模拟试验的参数采用步骤S3得到的试验控制参数整定方式进行整定，并通过模拟试验对试验控制参数整定方式中微分前馈系数最大值
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE069
、变化速率系数
Figure 730539DEST_PATH_IMAGE061
进行修正，得到验证后的试验控制参数整定方式；
S5、进行飞机结构热试验
采用步骤S4验证后的试验控制参数整定方式对试验件进行正式的飞机结构热试验。
进一步地，步骤S1中热载荷控制数据包括：温度和热流密度。
进一步地，步骤S2中曲线特征包括：最大热载荷变化率、最高热载荷。
进一步地，步骤S2中标定曲线采用与温区对应的加热器进行标定。
更进一步地，步骤S3-1具体包括以下内容：
比例前馈的计算公式为：
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE071
微分前馈的计算公式为：
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE073
上式中，
Figure 363646DEST_PATH_IMAGE018
为比例前馈的计算输出，
Figure 605271DEST_PATH_IMAGE002
为比例前馈系数，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE075
为热载荷命令值，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE076
为热载荷传感器量程，
Figure DEST_PATH_IMAGE077
为微分前馈的计算输出，
Figure 568810DEST_PATH_IMAGE008
为微分前馈比例系数，
Figure DEST_PATH_IMAGE079
为热载荷命令值的微分，即热载荷变化速率。
优选地，步骤S3中，PID控制模式具体包括以下内容：
根据经验对PID控制参数进行初始参数设置，PID控制包括：比例
Figure DEST_PATH_IMAGE081
，积分
Figure DEST_PATH_IMAGE083
，微分
Figure DEST_PATH_IMAGE085
，在此基础上，PID计算输出电压
Figure DEST_PATH_IMAGE087
须满足以下公式：
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE089
上式中，
Figure 805757DEST_PATH_IMAGE087
为PID计算输出电压，
Figure 140923DEST_PATH_IMAGE081
为比例，
Figure 604266DEST_PATH_IMAGE083
为积分，
Figure DEST_PATH_IMAGE090
为微分，
Figure 214238DEST_PATH_IMAGE065
为误差值，
Figure 384320DEST_PATH_IMAGE067
为误差率，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE092
为热载荷传感器量程，
Figure DEST_PATH_IMAGE093
为控制频率。
优选地，步骤S3中，自整定模式与PID控制模式相结合，控制器输出电压须满足以下公式：
Figure DEST_PATH_IMAGE095
上式中，
Figure DEST_PATH_IMAGE097
为控制器输出电压，
Figure 844382DEST_PATH_IMAGE087
为PID计算输出电压，
Figure 529441DEST_PATH_IMAGE018
为比例前馈的计算输出，
Figure DEST_PATH_IMAGE099
为微分前馈的计算输出。
优选地，步骤S4具体包括以下步骤：
S4-1、采用与试验件材料相同、厚度相同的材料作为试验片，试验片四周采用隔热材料进行处理；
S4-2、按照步骤S2的标定曲线对试验片进行模拟试验，根据模拟试验结果进行分析并修正各个试验控制参数。
进一步优选地，步骤S4-2中模拟试验包括以下内容：在模拟试验中，采用步骤S2提取曲线特征设计的标定曲线进行试验片标定，根据试验片标定数据对试验控制参数整定方式中微分前馈系数最大值
Figure DEST_PATH_IMAGE100
、变化速率系数
Figure 615209DEST_PATH_IMAGE061
进行修正。
本发明的有益效果是：
（1）本发明根据热载荷曲线的特征选取最大热载荷变化率和最高热载荷设置标定曲线，得到最大热载荷变化率与控制器输出、最高热载荷与控制器输出之间的关系，根据该标定结果，分析建立系统控制初始参数和比例前馈、微分前馈参数的试验控制参数范围，微分前馈参数根据控制误差和误差率进行自整定，通过试验片进行系统调试，对试验控制参数进行修正，保证试验控制的精度；
（2）本发明通过试验控制参数的整定实现了快时变热载荷的控制，物理概念明晰、操作方法简单、具有很高的工程应用价值；
（3）现有技术通过固定微分前馈+PID控制方式相结合，这种方式在飞机结构热试验曲线变化较大的情况下，会出现控制器电压输出阶跃的情况，造成控制曲线产生震荡，本发明创造性地提出微分前馈结合比例前馈的自整定做为改进点并结合PID进行控制，解决了控制曲线产生震荡的问题，有效提高了系统响应，具有控制效果更加平滑的优点。
附图说明
图1是实施例1用于空天飞机强度测试的热试验中快时变热载荷控制方法流程图；
图2是实施例1步骤S5中飞机结构热试验过程的控制曲线图；
图3是实施例2步骤S5中飞机结构热试验过程的控制曲线图。
具体实施方式
为了使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图对本发明作进一步地详细描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其它实施例，都属于本发明保护的范围。
在本发明实施例中使用的术语是仅仅出于描述特定实施例的目的，而非旨在限制本发明。在本发明实施例和所附权利要求书中所使用的单数形式的“一种”、“”和“该”也旨在包括多数形式，除非上下文清楚地表示其他含义，“多种”一般包含至少两种。
实施例1
本实施例为用于空天飞机强度测试的热试验中快时变热载荷控制方法，如图1所示，包括以下步骤：
S1、获取热载荷控制数据，对试验件进行温区划分，并设计与温区对应的加热器，热载荷控制数据包括：温度和热流密度；
S2、从步骤S1热载荷控制数据中提取曲线特征并设计标定曲线后，采用试验片进行标定，并依据曲线特征和对应控制器输出电压，建立曲线特征与控制器输出电压之间的关系，
其中，曲线特征包括：最大热载荷变化率、最高热载荷，标定曲线采用与温区对应的加热器进行标定；
S3、根据步骤S2的标定曲线，确定比例前馈、微分前馈与PID控制参数结合的试验控制参数整定方式，
试验控制参数整定方式包括两部分：一是由比例前馈、微分前馈相结合的方式组成的自整定模式，二是由PID控制参数组合的PID控制模式，控制器通过自整定模式与PID控制模式相结合达到热载荷控制的目的，其中：
自整定模式具体包括以下步骤：
S3-1、设定比例前馈的计算公式、微分前馈的计算公式
比例前馈的计算公式为：
Figure 702114DEST_PATH_IMAGE071
微分前馈的计算公式为：
Figure 441400DEST_PATH_IMAGE073
上式中，
Figure 613755DEST_PATH_IMAGE018
为比例前馈的计算输出，
Figure 955744DEST_PATH_IMAGE002
为比例前馈系数，
Figure 162734DEST_PATH_IMAGE075
为热载荷命令值，
Figure 72921DEST_PATH_IMAGE076
为热载荷传感器量程，
Figure 732573DEST_PATH_IMAGE077
为微分前馈的计算输出，
Figure 956881DEST_PATH_IMAGE008
为微分前馈比例系数，
Figure 690481DEST_PATH_IMAGE079
为热载荷命令值的微分，即热载荷变化速率，
S3-2、将比例前馈系数
Figure 709253DEST_PATH_IMAGE002
作为固定参数，通过误差值
Figure 918517DEST_PATH_IMAGE004
、误差率
Figure 680937DEST_PATH_IMAGE006
对微分前馈比例系数
Figure 285356DEST_PATH_IMAGE008
进行调整，具体包括以下内容：
S3-2-1、标定数据最高热载荷对应的控制器输出电压
Figure 209450DEST_PATH_IMAGE010
和最大热载荷变化率对应的控制器输出电压
Figure DEST_PATH_IMAGE101
，令
Figure 906010DEST_PATH_IMAGE014
，
Figure 206542DEST_PATH_IMAGE016
，其中，
Figure 180314DEST_PATH_IMAGE018
为比例前馈的计算输出，
Figure 275309DEST_PATH_IMAGE020
为微分前馈的计算输出，
S3-2-2、设定微分前馈最大值的公式如下：
Figure DEST_PATH_IMAGE102
上式中，
Figure DEST_PATH_IMAGE103
为微分前馈系数最大值，
Figure 193586DEST_PATH_IMAGE024
为热载荷命令值的最大变化速率，
Figure 484759DEST_PATH_IMAGE026
为最大热载荷变化率对应的控制器输出电压，
Figure DEST_PATH_IMAGE104
为热载荷传感器量程，则微分前馈比例系数
Figure 906513DEST_PATH_IMAGE008
变化范围为
Figure DEST_PATH_IMAGE105
，
S3-2-3、设置误差阈值
Figure DEST_PATH_IMAGE106
，对微分前馈比例系数
Figure 110093DEST_PATH_IMAGE008
进行整定：
当误差值
Figure 453349DEST_PATH_IMAGE033
的绝对值小于误差阈值
Figure DEST_PATH_IMAGE107
时，微分前馈比例系数
Figure 158000DEST_PATH_IMAGE008
保持不变，
当误差值
Figure 591518DEST_PATH_IMAGE035
的绝对值大于误差阈值
Figure 293894DEST_PATH_IMAGE036
时，微分前馈比例系数
Figure 186764DEST_PATH_IMAGE008
的整定规律如下：
当
Figure DEST_PATH_IMAGE108
时，包括以下两种微分前馈比例系数
Figure 632789DEST_PATH_IMAGE008
的整定方式：
当误差率
Figure 170081DEST_PATH_IMAGE040
时，
Figure 43359DEST_PATH_IMAGE041
的变化表达式为：
Figure DEST_PATH_IMAGE109
，
当误差率
Figure DEST_PATH_IMAGE110
时，
Figure 79317DEST_PATH_IMAGE041
保持不变，
Figure 329032DEST_PATH_IMAGE008
的变化表达式为：
Figure 48727DEST_PATH_IMAGE047
，
当
Figure DEST_PATH_IMAGE111
时，包括以下两种微分前馈比例系数
Figure 889644DEST_PATH_IMAGE008
的整定方式：
当误差率
Figure 632472DEST_PATH_IMAGE051
时，
Figure 420299DEST_PATH_IMAGE041
保持不变，
Figure 260079DEST_PATH_IMAGE008
的变化表达式为：
Figure 537477DEST_PATH_IMAGE053
，
当误差率
Figure DEST_PATH_IMAGE112
时，
Figure 987175DEST_PATH_IMAGE041
的变化表达式为：
Figure DEST_PATH_IMAGE113
，
上式中，
Figure 375431DEST_PATH_IMAGE041
为微分前馈比例系数，
Figure 69718DEST_PATH_IMAGE059
为上一周期的微分前馈系数，
Figure 455700DEST_PATH_IMAGE061
为变化速率系数，
Figure 173120DEST_PATH_IMAGE063
为控制频率，
Figure 302750DEST_PATH_IMAGE065
为误差值，
Figure 648281DEST_PATH_IMAGE067
为误差率，
Figure 736322DEST_PATH_IMAGE068
为误差阈值，
PID控制模式具体包括以下内容：
根据经验对PID控制参数进行初始参数设置，PID控制包括：比例
Figure 737776DEST_PATH_IMAGE081
，积分
Figure 858048DEST_PATH_IMAGE083
，微分
Figure 995768DEST_PATH_IMAGE085
，在此基础上，PID计算输出电压
Figure 51449DEST_PATH_IMAGE087
须满足以下公式：
Figure DEST_PATH_IMAGE114
上式中，
Figure 212303DEST_PATH_IMAGE087
为PID计算输出电压，
Figure 949315DEST_PATH_IMAGE081
为比例，
Figure 207121DEST_PATH_IMAGE083
为积分，
Figure 433703DEST_PATH_IMAGE090
为微分，
Figure 144170DEST_PATH_IMAGE065
为误差值，
Figure 107709DEST_PATH_IMAGE067
为误差率，
Figure 485601DEST_PATH_IMAGE092
为热载荷传感器量程，
Figure 820767DEST_PATH_IMAGE093
为控制频率，
自整定模式与PID控制模式相结合，控制器输出电压须满足以下公式：
Figure 346426DEST_PATH_IMAGE095
上式中，
Figure 159662DEST_PATH_IMAGE097
为控制器输出电压，
Figure 329743DEST_PATH_IMAGE087
为PID计算输出电压，
Figure 570231DEST_PATH_IMAGE018
为比例前馈的计算输出，
Figure 583187DEST_PATH_IMAGE099
为微分前馈的计算输出；
S4、通过模拟试验验证试验控制参数整定方式
采用试验片进行模拟试验，模拟试验的参数采用步骤S3得到的试验控制参数整定方式进行整定，并通过模拟试验对试验控制参数整定方式中微分前馈系数最大值
Figure DEST_PATH_IMAGE115
、变化速率系数
Figure 200113DEST_PATH_IMAGE061
进行修正，得到验证后的试验控制参数整定方式，具体包括以下步骤：
S4-1、采用与试验件材料相同、厚度相同的材料作为试验片，试验片四周采用隔热材料进行处理；
S4-2、按照步骤S2的标定曲线对试验片进行模拟试验，根据模拟试验结果进行分析并修正各个试验控制参数，模拟试验包括以下内容：在模拟试验中，采用步骤S2提取曲线特征设计的标定曲线进行试验片标定，根据试验片标定数据对试验控制参数整定方式中微分前馈系数最大值
Figure DEST_PATH_IMAGE116
、变化速率系数
Figure 208389DEST_PATH_IMAGE061
进行修正；
S5、进行飞机结构热试验
采用步骤S4验证后的试验控制参数整定方式对试验件进行正式的飞机结构热试验，得到飞机结构热试验过程的控制曲线图如图2所示。
实施例2
本实施例与实施例1的区别在于：
S5、进行飞机结构热试验
采用微分前馈+PID控制方法对试验件进行正式的飞机结构热试验，得到飞机结构热试验过程的控制曲线图如图3所示。
由图2、图3可知，相对于图3，图2中的命令曲线与反馈曲线重合度更高，响应更快，超调量更小，采用了比例前馈+微分前馈自整定模式与PID控制模式相结合的试验控制参数整定方法，得到的控制曲线各性能指标都有明显的提升，也就是说，相较于常用的微分前馈+PID控制方法，本方法的控制更加精准。

Claims (9)

1.用于空天飞机强度测试的热试验中快时变热载荷控制方法，其特征在于，包括以下步骤：
S1、获取热载荷控制数据，对试验件进行温区划分，并设计与温区对应的加热器；
S2、从步骤S1热载荷控制数据中提取曲线特征并设计标定曲线后，采用试验片进行标定，并依据曲线特征和对应控制器输出电压，建立曲线特征与控制器输出电压之间的关系；
S3、根据步骤S2的标定曲线，确定比例前馈、微分前馈与PID控制参数结合的试验控制参数整定方式，
试验控制参数整定方式包括两部分：一是由比例前馈、微分前馈相结合的方式组成的自整定模式，二是由PID控制参数组合的PID控制模式，控制器通过所述自整定模式与所述PID控制模式相结合达到热载荷控制的目的，其中：
自整定模式具体包括以下步骤：
S3-1、设定比例前馈的计算公式、微分前馈的计算公式，
S3-2、将比例前馈系数
Figure DEST_PATH_IMAGE002
作为固定参数，通过误差值
Figure DEST_PATH_IMAGE004
、误差率
Figure DEST_PATH_IMAGE006
对微分前馈比例系数
Figure DEST_PATH_IMAGE008
进行调整，具体包括以下内容：
S3-2-1、标定数据最高热载荷对应的控制器输出电压
Figure DEST_PATH_IMAGE010
和最大热载荷变化率对应的控制器输出电压
Figure DEST_PATH_IMAGE012
，令
Figure DEST_PATH_IMAGE014
，
Figure DEST_PATH_IMAGE016
，其中，
Figure DEST_PATH_IMAGE018
为比例前馈的计算输出，
Figure DEST_PATH_IMAGE020
为微分前馈的计算输出，
S3-2-2、设定微分前馈最大值的公式如下：
Figure DEST_PATH_IMAGE021
上式中，
Figure DEST_PATH_IMAGE022
为微分前馈系数最大值，
Figure DEST_PATH_IMAGE024
为热载荷命令值的最大变化速率，
Figure DEST_PATH_IMAGE026
为最大热载荷变化率对应的控制器输出电压，
Figure DEST_PATH_IMAGE028
为热载荷传感器量程，则微分前馈比例系数
Figure 927121DEST_PATH_IMAGE008
变化范围为
Figure DEST_PATH_IMAGE030
，
S3-2-3、设置误差阈值
Figure DEST_PATH_IMAGE032
，对微分前馈比例系数
Figure 817586DEST_PATH_IMAGE008
进行整定：
当误差值
Figure DEST_PATH_IMAGE033
的绝对值小于误差阈值
Figure DEST_PATH_IMAGE034
时，微分前馈比例系数
Figure 769361DEST_PATH_IMAGE008
保持不变，
当误差值
Figure DEST_PATH_IMAGE035
的绝对值大于误差阈值
Figure DEST_PATH_IMAGE036
时，微分前馈比例系数
Figure 382876DEST_PATH_IMAGE008
的整定规律如下：
当
Figure DEST_PATH_IMAGE038
时，包括以下两种微分前馈比例系数
Figure 761905DEST_PATH_IMAGE008
的整定方式：
当误差率
Figure DEST_PATH_IMAGE040
时，
Figure DEST_PATH_IMAGE041
的变化表达式为：
Figure DEST_PATH_IMAGE043
，
当误差率
Figure DEST_PATH_IMAGE045
时，
Figure 375551DEST_PATH_IMAGE041
保持不变，
Figure 271963DEST_PATH_IMAGE008
的变化表达式为：
Figure DEST_PATH_IMAGE047
，
当
Figure DEST_PATH_IMAGE049
时，包括以下两种微分前馈比例系数
Figure 864618DEST_PATH_IMAGE008
的整定方式：
当误差率
Figure DEST_PATH_IMAGE051
时，
Figure 70341DEST_PATH_IMAGE041
保持不变，
Figure 482868DEST_PATH_IMAGE008
的变化表达式为：
Figure DEST_PATH_IMAGE053
，
当误差率
Figure DEST_PATH_IMAGE055
时，
Figure 776446DEST_PATH_IMAGE041
的变化表达式为：
Figure DEST_PATH_IMAGE057
，
上式中，
Figure 98974DEST_PATH_IMAGE041
为微分前馈比例系数，
Figure DEST_PATH_IMAGE059
为上一周期的微分前馈系数，
Figure DEST_PATH_IMAGE061
为变化速率系数，
Figure DEST_PATH_IMAGE063
为控制频率，
Figure DEST_PATH_IMAGE065
为误差值，
Figure DEST_PATH_IMAGE067
为误差率，
Figure DEST_PATH_IMAGE068
为误差阈值；
S4、通过模拟试验验证试验控制参数整定方式
采用试验片进行模拟试验，模拟试验的参数采用步骤S3得到的试验控制参数整定方式进行整定，并通过模拟试验对试验控制参数整定方式中微分前馈系数最大值
Figure DEST_PATH_IMAGE069
、变化速率系数
Figure 180324DEST_PATH_IMAGE061
进行修正，得到验证后的试验控制参数整定方式；
S5、进行飞机结构热试验
采用步骤S4验证后的试验控制参数整定方式对试验件进行正式的飞机结构热试验。
2.如权利要求1所述的用于空天飞机强度测试的热试验中快时变热载荷控制方法，其特征在于，所述步骤S1中热载荷控制数据包括：温度和热流密度。
3.如权利要求1所述的用于空天飞机强度测试的热试验中快时变热载荷控制方法，其特征在于，所述步骤S2中曲线特征包括：最大热载荷变化率、最高热载荷。
4.如权利要求1所述的用于空天飞机强度测试的热试验中快时变热载荷控制方法，其特征在于，所述步骤S2中标定曲线采用与温区对应的加热器进行标定。
5.如权利要求1所述的用于空天飞机强度测试的热试验中快时变热载荷控制方法，其特征在于，所述步骤S3-1具体包括以下内容：
比例前馈的计算公式为：
Figure DEST_PATH_IMAGE071
微分前馈的计算公式为：
Figure DEST_PATH_IMAGE073
上式中，
Figure 611306DEST_PATH_IMAGE018
为比例前馈的计算输出，
Figure 98788DEST_PATH_IMAGE002
为比例前馈系数，
Figure DEST_PATH_IMAGE075
为热载荷命令值，
Figure 869298DEST_PATH_IMAGE028
为热载荷传感器量程，
Figure DEST_PATH_IMAGE076
为微分前馈的计算输出，
Figure 26610DEST_PATH_IMAGE041
为微分前馈比例系数，
Figure DEST_PATH_IMAGE078
为热载荷命令值的微分，即热载荷变化速率。
6.如权利要求1所述的用于空天飞机强度测试的热试验中快时变热载荷控制方法，其特征在于，所述步骤S3中，所述PID控制模式具体包括以下内容：
根据经验对PID控制参数进行初始参数设置，PID控制包括：比例
Figure DEST_PATH_IMAGE080
，积分
Figure DEST_PATH_IMAGE082
，微分
Figure DEST_PATH_IMAGE084
，在此基础上，PID计算输出电压
Figure DEST_PATH_IMAGE086
须满足以下公式：
Figure DEST_PATH_IMAGE088
上式中，
Figure 508669DEST_PATH_IMAGE086
为PID计算输出电压，
Figure 612891DEST_PATH_IMAGE080
为比例，
Figure 565803DEST_PATH_IMAGE082
为积分，
Figure DEST_PATH_IMAGE089
为微分，
Figure 769383DEST_PATH_IMAGE065
为误差值，
Figure 378219DEST_PATH_IMAGE067
为误差率，
Figure DEST_PATH_IMAGE091
为热载荷传感器量程，
Figure DEST_PATH_IMAGE092
为控制频率。
7.如权利要求1所述的用于空天飞机强度测试的热试验中快时变热载荷控制方法，其特征在于，所述步骤S3中，自整定模式与PID控制模式相结合，控制器输出电压须满足以下公式：
Figure DEST_PATH_IMAGE094
上式中，
Figure DEST_PATH_IMAGE096
为控制器输出电压，
Figure 473083DEST_PATH_IMAGE086
为PID计算输出电压，
Figure 483764DEST_PATH_IMAGE018
为比例前馈的计算输出，
Figure DEST_PATH_IMAGE098
为微分前馈的计算输出。
8.如权利要求1所述的用于空天飞机强度测试的热试验中快时变热载荷控制方法，其特征在于，所述步骤S4具体包括以下步骤：
S4-1、采用与试验件材料相同、厚度相同的材料作为试验片，试验片四周采用隔热材料进行处理；
S4-2、按照步骤S2的标定曲线对试验片进行模拟试验，根据模拟试验结果进行分析并修正各个试验控制参数。
9.如权利要求8所述的用于空天飞机强度测试的热试验中快时变热载荷控制方法，其特征在于，所述步骤S4-2中模拟试验包括以下内容：在模拟试验中，采用步骤S2提取曲线特征设计的标定曲线进行试验片标定，根据试验片标定数据对试验控制参数整定方式中微分前馈系数最大值
Figure 982878DEST_PATH_IMAGE069
、变化速率系数
Figure 751114DEST_PATH_IMAGE061
进行修正。
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