CN115061519A - 空天飞机强度测试用多热场模拟的高精度控制系统及方法 - Google Patents

空天飞机强度测试用多热场模拟的高精度控制系统及方法 Download PDF

Info

Publication number
CN115061519A
CN115061519A CN202210738486.3A CN202210738486A CN115061519A CN 115061519 A CN115061519 A CN 115061519A CN 202210738486 A CN202210738486 A CN 202210738486A CN 115061519 A CN115061519 A CN 115061519A
Authority
CN
China
Prior art keywords
intermediate register
test
value
thermal
field simulation
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Granted
Application number
CN202210738486.3A
Other languages
English (en)
Other versions
CN115061519B (zh
Inventor
王彬文
张顺利
秦强
贾二院
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
AVIC Aircraft Strength Research Institute
Original Assignee
AVIC Aircraft Strength Research Institute
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by AVIC Aircraft Strength Research Institute filed Critical AVIC Aircraft Strength Research Institute
Priority to CN202210738486.3A priority Critical patent/CN115061519B/zh
Publication of CN115061519A publication Critical patent/CN115061519A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN115061519B publication Critical patent/CN115061519B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G05—CONTROLLING; REGULATING
    • G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
    • G05D23/00—Control of temperature
    • G05D23/19—Control of temperature characterised by the use of electric means
    • G05D23/20—Control of temperature characterised by the use of electric means with sensing elements having variation of electric or magnetic properties with change of temperature
    • G05D23/22—Control of temperature characterised by the use of electric means with sensing elements having variation of electric or magnetic properties with change of temperature the sensing element being a thermocouple
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64F—GROUND OR AIRCRAFT-CARRIER-DECK INSTALLATIONS SPECIALLY ADAPTED FOR USE IN CONNECTION WITH AIRCRAFT; DESIGNING, MANUFACTURING, ASSEMBLING, CLEANING, MAINTAINING OR REPAIRING AIRCRAFT, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; HANDLING, TRANSPORTING, TESTING OR INSPECTING AIRCRAFT COMPONENTS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B64F5/00—Designing, manufacturing, assembling, cleaning, maintaining or repairing aircraft, not otherwise provided for; Handling, transporting, testing or inspecting aircraft components, not otherwise provided for
    • B64F5/60—Testing or inspecting aircraft components or systems
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01M—TESTING STATIC OR DYNAMIC BALANCE OF MACHINES OR STRUCTURES; TESTING OF STRUCTURES OR APPARATUS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • G01M99/00—Subject matter not provided for in other groups of this subclass
    • G01M99/002—Thermal testing
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01M—TESTING STATIC OR DYNAMIC BALANCE OF MACHINES OR STRUCTURES; TESTING OF STRUCTURES OR APPARATUS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • G01M99/00—Subject matter not provided for in other groups of this subclass
    • G01M99/005—Testing of complete machines, e.g. washing-machines or mobile phones
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02P—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES IN THE PRODUCTION OR PROCESSING OF GOODS
    • Y02P90/00—Enabling technologies with a potential contribution to greenhouse gas [GHG] emissions mitigation
    • Y02P90/02—Total factory control, e.g. smart factories, flexible manufacturing systems [FMS] or integrated manufacturing systems [IMS]

Landscapes

  • Physics & Mathematics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Automation & Control Theory (AREA)
  • Manufacturing & Machinery (AREA)
  • Transportation (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Investigating Or Analyzing Materials Using Thermal Means (AREA)

Abstract

本发明提供了空天飞机强度测试用多热场模拟的高精度控制系统及方法，属于飞机测试技术领域。系统包括：主控计算机、PLC控制器、加热装置、可控硅调压器、传感器、信号调理器。方法包括以下步骤：S1、将已有的载荷谱数据存储至载荷谱数据块；S2、创建变量表，确定RAM存储子模块各中间寄存器的逻辑关系；S3、自动生成命令曲线；S4、根据步骤S3生成的命令曲线进行空天飞机强度测试用多热场模拟试验。本发明解决了现有技术缺乏一种专用于空天飞机强度测试用结构热试验的高精度控制系统及方法的问题，具有自动生成命令曲线的优点。

Description

空天飞机强度测试用多热场模拟的高精度控制系统及方法
技术领域
本发明涉及飞机测试技术领域，具体是涉及空天飞机强度测试用多热场模拟的高精度控制系统及方法。
背景技术
空天飞机强度测试用多热场模拟试验是一种严格按照指定的时间历程进行瞬态过程模拟的试验，真实地复现各个时刻结构中的温度状态，载荷为一种快速的随时间变化的复杂非线性历程曲线。
PLC是一种数字控制专用电子计算机，它使用了可编程序存储器储存指令，执行诸如逻辑、顺序、计时、计数与演算等功能，并通过模拟和数字输入、输出等组件，控制各种机械或工作程序。
目前大多数空天飞机强度测试用多热场模拟试验采用MTS-Flextest-200控制器进行控制，随着试验数量的增多，交叉试验增多，大型试验占用设备资源较多，急需开发出一套小型热结构试验控制系统满足当前试验任务需求，相较MTS控制器，PLC具有成本低、组装灵活、编程简单、易于被工程人员掌握和使用，抗干扰能力强及高可靠性等优点。
PLC自身带有模拟量输入、输出模块，从而完成系统的反馈输入和结果输出功能。命令曲线自动生成成为一个重要的待解决的问题，三菱PLC的斜坡RAMP指令是用来产生斜坡输出信号的，但其只可以产生单一斜率单一通道的命令曲线，无法生成命令曲线非线性变化的要求。西门子PLC可以编写斜坡函数，但其功能和三菱的RAMP指令类似，还是无法满足命令曲线非线性的要求。
为满足空天飞机强度测试用多热场模拟试验要求，同时缓解试验设备资源紧张问题，急需解决多通道非线性命令曲线自动生成的问题。
发明内容
本发明解决的技术问题是：随着空天飞机强度测试数量的增多，导致设备资源紧缺，缺乏一种专用于空天飞机结构热试验的高精度控制系统及方法。
为解决上述问题，本发明的技术方案如下：
空天飞机强度测试用多热场模拟的高精度控制系统，包括：
用于控制空天飞机强度测试用多热场模拟试验运行的主控计算机，
用于自动生成空天飞机强度测试用多热场模拟试验命令曲线的PLC控制器，所述PLC控制器包括：CPU，与所述CPU电性连接的：存储模块、电源模块、数字量输入模块、数字量输出模块，与所述数字量输入模块电性连接的模拟量输入模块，与所述数字量输出模块电性连接的模拟量输出模块，
用于为空天飞机强度测试用多热场模拟试验提供高温环境的加热装置，所述加热装置为石英灯或石墨红外辐射加热装置，
用于控制所述加热装置工作电压的可控硅调压器，所述可控硅调压器与所述模拟量输出模块电性连接，
用于获取空天飞机强度测试用多热场模拟试验中试验件表面热流数据并通过信号输出的传感器，所述传感器包括：热电偶、热流计，
用于将所述传感器输出信号放大后传输至所述模拟量输入模块的信号调理器，
其中，所述存储模块包括：RAM存储子模块、EEPROM子存储模块，
所述EEPROM子存储模块搭载的逻辑模块包括：
用于计算空天飞机强度测试用多热场模拟试验中当前时间段命令值斜率的斜率计算模块，用于在每个扫描周期内根据所述斜率计算模块计算的当前时间段命令值斜率获取当前扫描周期命令值并构建命令曲线图的线性插值模块，
所述RAM存储子模块包括：
用于存储预热阶段开始状态值的第一中间寄存器，
用于存储预热阶段开始上升沿状态值的第二中间寄存器，
用于存储作为正式试验阶段结束状态值的第三中间寄存器，
用于存储正式试验阶段开始状态值的第四中间寄存器，
用于存储空天飞机强度测试用多热场模拟试验进行状态值的第五中间寄存器，
用于存储正式试验阶段进行状态值的第六中间寄存器，
用于存储关联空天飞机强度测试用多热场模拟试验保持当前状态值的第七中间寄存器，
用于存储预热阶段完成状态值的第八中间寄存器，
用于存储正式试验阶段中时间段开始状态值的第九中间寄存器，
用于存储空天飞机强度测试用多热场模拟试验应急暂停状态值的第十中间寄存器，
用于存储预热阶段中时间段开始状态值的第十一中间寄存器，
用于存储正式试验阶段开始上升沿状态值的第十二中间寄存器，
用于存储空天飞机强度测试用多热场模拟试验内时间段开始上升沿状态值的第十三中间寄存器，
用于对正式试验阶段当前时间段内扫描周期进行计数的第十四中间寄存器，
用于存储正式试验阶段当前时间段扫描周期总数值的第十五中间寄存器，
用于对空天飞机强度测试用多热场模拟试验时间段进行计数的第十六中间寄存器。
进一步地，斜率计算模块中当前时间段命令值斜率计算公式为：
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE002
上式中，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE004
为当前时间段内命令值斜率，即每个扫描周期的温度变化量，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE006
为当前时间段起始时刻，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE008
为当前时间段起始时刻温度值，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE010
为当前时间段结束时刻，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE012
为当前时间段结束时刻温度值。
更进一步地，线性插值模块获取当前扫描周期命令值的计算公式为：
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE014
上式中，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE016
为当前扫描周期命令值，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE018
为前一扫描周期命令值，
Figure 649807DEST_PATH_IMAGE004
为当前时间段内命令值斜率，即每个扫描周期的温度变化量。
本发明还提供空天飞机强度测试用多热场模拟的高精度控制方法，基于上述空天飞机强度测试用多热场模拟的高精度控制系统，包括以下步骤：
S1、将已有的载荷谱数据存储至载荷谱数据块，具体包括以下内容：
在PLC控制器EEPROM子存储模块内创建用于存储载荷谱数据的载荷谱数据块，并建立包括时间、温度数据的载荷谱数据类型，按照载荷谱数据类型的格式将已有的载荷谱数据存储至载荷谱数据块，其中，温度数据的维度由空天飞机强度测试用多热场模拟试验中温区对应的通道数量决定；
在PLC控制器EEPROM子存储模块内创建用于存储载荷谱数据的载荷谱数据块，并建立包括时间、温度数据的载荷谱数据类型，按照载荷谱数据类型的格式将已有的载荷谱数据存储至载荷谱数据块，其中，温度数据的维度由空天飞机强度测试用多热场模拟试验中温区对应的通道数量决定；
S2、创建变量表，确定RAM存储子模块各中间寄存器的逻辑关系，具体包括以下内容：
将空天飞机强度测试用多热场模拟试验分为预热阶段和正式试验阶段，并将各中间寄存器与预热阶段和正式试验阶段参数进行关联；
S3、自动生成命令曲线，具体包括以下步骤：
S3-1、通过PLC控制器中的斜率计算模块和线性插值模块自动生成预热阶段命令值，
S3-2、通过PLC控制器中的斜率计算模块和线性插值模块自动生成正式试验阶段命令值；
S4、根据步骤S3生成的命令曲线进行空天飞机强度测试用多热场模拟试验。
优选地，步骤S2还包括：
第一中间寄存器关联预热阶段开始状态值，
第二中间寄存器关联预热阶段开始上升沿状态值，
第三中间寄存器关联正式试验阶段结束状态值，
第四中间寄存器关联正式试验阶段开始状态值，
第五中间寄存器关联空天飞机强度测试用多热场模拟试验进行状态值，
第六中间寄存器关联正式试验阶段进行状态值，
第七中间寄存器关联空天飞机强度测试用多热场模拟试验保持当前状态值，
第八中间寄存器关联预热阶段完成状态值，
第九中间寄存器关联正式试验阶段中时间段开始状态值，
第十中间寄存器关联空天飞机强度测试用多热场模拟试验应急暂停状态值，
第十一中间寄存器关联预热阶段中时间段开始状态值，
第十二中间寄存器关联正式试验阶段开始上升沿状态值，
第十三中间寄存器关联空天飞机强度测试用多热场模拟试验内时间段开始上升沿状态值，
第十四中间寄存器关联正式试验阶段当前时间段内扫描周期计数值，
第十五中间寄存器关联正式试验阶段当前时间段扫描周期总数值，
第十六中间寄存器关联空天飞机强度测试用多热场模拟试验时间段计数值。
优选地，步骤S3-1具体包括以下步骤：
S3-1-1、接通第一中间寄存器和第十一中间寄存器，第二中间寄存器接通一个扫描周期；
S3-1-2、第十六中间寄存器清零；
S3-1-3、接通第五中间寄存器，第五中间寄存器自锁；
S3-1-4、斜率计算模块接通一个扫描周期，并计算各通道初始段的斜率值；
S3-1-5、斜率计算模块将步骤S3-1-4计算得到的各通道初始段的斜率值输入线性插值模块，线性插值模块根据各通道初始段的斜率值，完成初始段命令曲线的自动生成；
S3-1-6、当所有的通道命令值均大于等于载荷谱中对应通道初始段预热值时，接通第八中间寄存器，预热阶段结束，第十六中间寄存器自增1。
优选地，步骤S3-2具体包括以下步骤：
S3-2-1、接通第四中间寄存器，第十二中间寄存器接通一个扫描周期，第一中间寄存器清零；
S3-2-2、接通第六中间寄存器，第六中间寄存器自锁；
S3-2-3、斜率计算模块获取载荷谱数据块相邻的两个时间数据，当两个时间数据差小于0.01s时，接通第三中间寄存器，判断空天飞机强度测试用多热场模拟试验结束，否则进入下一步；
S3-2-4、接通第九中间寄存器，第十三中间寄存器接通一个扫描周期，斜率计算模块计算各通道当前时间段的斜率值，并给出当前时间段包含扫描周期数量，输出至第十五中间寄存器，并将第十四中间寄存器赋值为0；
S3-2-5、接通第六中间寄存器，空天飞机强度测试用多热场模拟试验正式进入正式试验阶段，每个扫描周期线性插值模块根据步骤S3-2-4计算得到的各通道当前时间段的斜率值生成当前时间段的命令曲线图，在此过程中，每经过一个扫描周期第十四中间寄存器自增1，并对第十四中间寄存器与第十五中间寄存器内数值进行比对，当两个数值相等时，当前时间段结束，第十六中间寄存器自增1，再次进入步骤S3-2-3。
优选地，步骤S3-2-5还包括：当正式试验阶段出现紧急情况时，接通第十中间寄存器、第七中间寄存器。
进一步优选地，步骤S4具体包括以下步骤：
S4-1、主控计算机控制PLC控制器，启动空天飞机强度测试用多热场模拟试验；
S4-2、PLC控制器通过步骤S3生成的命令曲线控制加热装置对试验件进行加热，在加热的过程中，传感器将获取的试验件表面热流数据作为反馈值输入至PLC控制器。
本发明的有益效果是：
（1）本发明通过以上16个寄存器实现了空天飞机强度测试用多热场模拟试验的状态转化及时间计数，并非使用PLC控制器自带的计数器，大大降低了空天飞机强度测试用多热场模拟试验的逻辑控制复杂度，预热阶段和正式试验阶段的时间段的选取和设定能够根据实际情况进行选择；
（2）本发明的命令曲线自动生成梯形图程序简洁，逻辑简单正确，不用改变任何梯形图程序结构，都可以任意生成多通道非线性载荷的曲线命令；
（3）本发明通过PLC控制器增加初始段命令曲线生成功能，即增加了预热功能，有了预热功能，可以改善试验初始阶段的控制效果，也能做好正式试验前相关检查工作，检查试验反馈点与温区对应关系是否一致。
附图说明
图1是实施例1空天飞机强度测试用多热场模拟的高精度控制系统架构图；
图2是实施例2空天飞机强度测试用多热场模拟的高精度控制方法流程图；
图3是实施例2步骤S3生成的第一通道命令曲线图；
图4是实施例2步骤S3生成的第二通道命令曲线图；
图5是实施例2步骤S3生成的第三通道命令曲线图；
图6是实施例2步骤S3生成的第四通道命令曲线图。
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”、“所述”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。
应当理解，尽管在本发明实施例中可能采用术语第一、第二、第三等来描述……，但这些……不应限于这些术语。这些术语仅用来将……区分开。例如，在不脱离本发明实施例范围的情况下，第一……也可以被称为第二……，类似地，第二……也可以被称为第一……。
实施例1
本实施例为空天飞机强度测试用多热场模拟的高精度控制系统，如图1所示，包括：
用于控制空天飞机强度测试用多热场模拟试验运行的主控计算机，
用于自动生成空天飞机强度测试用多热场模拟试验命令曲线的PLC控制器，所述PLC控制器包括：CPU，与所述CPU电性连接的：存储模块、电源模块、数字量输入模块、数字量输出模块，与所述数字量输入模块电性连接的模拟量输入模块，与所述数字量输出模块电性连接的模拟量输出模块，PLC控制器为西门子PLC S7-1500，
用于为空天飞机强度测试用多热场模拟试验提供高温环境的加热装置，所述加热装置为石英灯或石墨红外辐射加热装置，
用于控制所述加热装置工作电压的可控硅调压器，所述可控硅调压器与所述模拟量输出模块电性连接，
用于获取空天飞机强度测试用多热场模拟试验中试验件表面热流数据并通过信号输出的传感器，所述传感器包括：热电偶、热流计，
用于将所述传感器输出信号放大后传输至所述模拟量输入模块的信号调理器，
模拟量输入模块信号调理器输出的标准电压值U（0≤U≤10），标准电压值U（0≤U≤10）经过模拟量输入模块转化为数字量N（0≤N≤27648），将传感器满量程值设为
Figure DEST_PATH_IMAGE020
，传感器反馈的热流数据计算公式为：
Figure DEST_PATH_IMAGE022
上式中，
Figure DEST_PATH_IMAGE024
为数字量，
Figure DEST_PATH_IMAGE026
为传感器反馈的热流数据，
Figure DEST_PATH_IMAGE027
为传感器满量程值，
模拟量输出模块的数字量转化公式为：
Figure DEST_PATH_IMAGE029
上式中，
Figure DEST_PATH_IMAGE031
为模拟量输出模块的输入量，
Figure DEST_PATH_IMAGE033
为模拟量输出模块的输出量，
所述存储模块包括：RAM存储子模块、EEPROM子存储模块，
所述EEPROM子存储模块搭载的逻辑模块包括：
用于计算空天飞机强度测试用多热场模拟试验中当前时间段命令值斜率的斜率计算模块，用于在每个扫描周期内根据所述斜率计算模块计算的当前时间段命令值斜率获取当前扫描周期命令值并构建命令曲线图的线性插值模块，
其中，线性插值模块获取当前扫描周期命令值的计算公式为：
Figure DEST_PATH_IMAGE034
上式中，
Figure 458625DEST_PATH_IMAGE004
为当前时间段内命令值斜率，即每个扫描周期的温度变化量，
Figure 238363DEST_PATH_IMAGE006
为当前时间段起始时刻，
Figure 899151DEST_PATH_IMAGE008
为当前时间段起始时刻温度值，
Figure 979103DEST_PATH_IMAGE010
为当前时间段结束时刻，
Figure DEST_PATH_IMAGE035
为当前时间段结束时刻温度值，
线性插值模块获取当前扫描周期命令值的计算公式为：
Figure 332723DEST_PATH_IMAGE014
上式中，
Figure 599757DEST_PATH_IMAGE016
为当前扫描周期命令值，
Figure 64236DEST_PATH_IMAGE018
为前一扫描周期命令值，
Figure 998694DEST_PATH_IMAGE004
为当前时间段内命令值斜率，即每个扫描周期的温度变化量，
所述RAM存储子模块包括：
用于存储预热阶段开始状态值的第一中间寄存器（M0.0），
用于存储预热阶段开始上升沿状态值的第二中间寄存器（M4.1），
用于存储作为正式试验阶段结束状态值的第三中间寄存器（M0.1），
用于存储正式试验阶段开始状态值的第四中间寄存器（M0.3），
用于存储空天飞机强度测试用多热场模拟试验进行状态值的第五中间寄存器（M0.4），
用于存储正式试验阶段进行状态值的第六中间寄存器（M0.5），
用于存储关联空天飞机强度测试用多热场模拟试验保持当前状态值的第七中间寄存器（M0.6），
用于存储预热阶段完成状态值的第八中间寄存器（M0.7），
用于存储正式试验阶段中时间段开始状态值的第九中间寄存器（M1.0），
用于存储空天飞机强度测试用多热场模拟试验应急暂停状态值的第十中间寄存器（M2.0），
用于存储预热阶段中时间段开始状态值的第十一中间寄存器（M2.2），
用于存储正式试验阶段开始上升沿状态值的第十二中间寄存器（M2.3），
用于存储空天飞机强度测试用多热场模拟试验内时间段开始上升沿状态值的第十三中间寄存器（M2.4），
用于对正式试验阶段当前时间段内扫描周期进行计数的第十四中间寄存器（MD20），
用于存储正式试验阶段当前时间段扫描周期总数值的第十五中间寄存器（MD24），
用于对空天飞机强度测试用多热场模拟试验时间段进行计数的第十六中间寄存器（MW28）。
实施例2
本实施例为空天飞机强度测试用多热场模拟的高精度控制方法，基于实施例1空天飞机强度测试用多热场模拟的高精度控制系统，如图2所示，包括以下步骤：
S1、将已有的载荷谱数据存储至载荷谱数据块，具体包括以下内容：
在PLC控制器EEPROM子存储模块内创建用于存储载荷谱数据的载荷谱数据块，并建立包括时间、温度数据的载荷谱数据类型，按照载荷谱数据类型的格式将已有的载荷谱数据存储至载荷谱数据块，其中，温度数据的维度由空天飞机强度测试用多热场模拟试验中温区对应的通道数量决定，四个通道的载荷谱数据如下表所示；
表1 载荷谱数据表
时间（s） 通道1温度（℃） 通道2温度（℃） 通道3温度（℃） 通道4温度（℃）
0 50 50 50 50
3 60 56 59 80
9 70 78 64 98
12 100 109 120 120
16 200 334 150 150
…… …… …… …… ……
S2、创建变量表，确定RAM存储子模块各中间寄存器的逻辑关系，具体包括以下内容：
将空天飞机强度测试用多热场模拟试验分为预热阶段和正式试验阶段，并将各中间寄存器与预热阶段和正式试验阶段参数进行关联，其中：
第一中间寄存器（M0.0）关联预热阶段开始状态值，
第二中间寄存器（M4.1）关联预热阶段开始上升沿状态值，
第三中间寄存器（M0.1）关联正式试验阶段结束状态值，
第四中间寄存器（M0.3）关联正式试验阶段开始状态值，
第五中间寄存器（M0.4）关联空天飞机强度测试用多热场模拟试验进行状态值，
第六中间寄存器（M0.5）关联正式试验阶段进行状态值，
第七中间寄存器（M0.6）关联空天飞机强度测试用多热场模拟试验保持当前状态值，
第八中间寄存器（M0.7）关联预热阶段完成状态值，
第九中间寄存器（M1.0）关联正式试验阶段中时间段开始状态值，
第十中间寄存器（M2.0）关联空天飞机强度测试用多热场模拟试验应急暂停状态值，
第十一中间寄存器（M2.2）关联预热阶段中时间段开始状态值，
第十二中间寄存器（M2.3）关联正式试验阶段开始上升沿状态值，
第十三中间寄存器（M2.4）关联空天飞机强度测试用多热场模拟试验内时间段开始上升沿状态值，
第十四中间寄存器（MD20）关联正式试验阶段当前时间段内扫描周期计数值，
第十五中间寄存器（MD24）关联正式试验阶段当前时间段扫描周期总数值，
第十六中间寄存器（MW28）关联空天飞机强度测试用多热场模拟试验时间段计数值；
S3、自动生成命令曲线，生成的第一通道命令曲线如图3所示，生成的第二通道命令曲线如图4所示，生成的第三通道命令曲线如图5所示，生成第四通道的命令曲线如图6所示，具体包括以下步骤：
S3-1、通过PLC控制器中的斜率计算模块和线性插值模块自动生成预热阶段命令值，具体包括以下步骤：
S3-1-1、如图2所示，接通第一中间寄存器（M0.0）和第十一中间寄存器（M2.2），第二中间寄存器（M4.1）接通一个扫描周期，基于试验经验、试验效果及PLC内存考虑，选择10ms作为扫描周期，
S3-1-2、第十六中间寄存器（MW28）清零，
S3-1-3、接通第五中间寄存器（M0.4），第五中间寄存器（M0.4）自锁，
S3-1-4、斜率计算模块接通一个扫描周期，并计算各通道初始段的斜率值，
S3-1-5、斜率计算模块将步骤S3-1-4计算得到的各通道初始段的斜率值输入线性插值模块，线性插值模块根据各通道初始段的斜率值，完成初始段命令曲线的自动生成，
S3-1-6、当所有的通道命令值均大于等于载荷谱中对应通道初始段预热值时，初始段预热值为50℃，接通第八中间寄存器（M0.7），预热阶段结束，第十六中间寄存器（MW28）自增1，
S3-2、通过PLC控制器中的斜率计算模块和线性插值模块自动生成正式试验阶段命令值，具体包括以下步骤：
S3-2-1、接通第四中间寄存器（M0.3），第十二中间寄存器（M2.3）接通一个扫描周期，第一中间寄存器（M0.0）清零，
S3-2-2、接通第六中间寄存器（M0.5），第六中间寄存器（M0.5）自锁；
S3-2-3、斜率计算模块获取载荷谱数据块相邻的两个时间数据，当两个时间数据差小于0.01s时，接通第三中间寄存器（M0.1），判断空天飞机强度测试用多热场模拟试验结束，否则进入下一步，
S3-2-4、接通第九中间寄存器（M1.0），第十三中间寄存器（M2.4）接通一个扫描周期，斜率计算模块计算各通道当前时间段的斜率值，并给出当前时间段包含扫描周期数量，输出至第十五中间寄存器（MD24），并将第十四中间寄存器（MD20）赋值为0，
S3-2-5、接通第六中间寄存器（M0.5），空天飞机强度测试用多热场模拟试验正式进入正式试验阶段，每个扫描周期线性插值模块根据步骤S3-2-4计算得到的各通道当前时间段的斜率值生成当前时间段的命令曲线图，在此过程中，每经过一个扫描周期第十四中间寄存器（MD20）自增1，并对第十四中间寄存器（MD20）与第十五中间寄存器（MD24）内数值进行比对，当两个数值相等时，当前时间段结束，第十六中间寄存器（MW28）自增1，再次进入步骤S3-2-3，当正式试验阶段出现紧急情况时，接通第十中间寄存器（M2.0）、第七中间寄存器（M0.6）；
S4、根据步骤S3生成的命令曲线进行空天飞机强度测试用多热场模拟试验，具体包括以下步骤：
S4-1、主控计算机控制PLC控制器，启动空天飞机强度测试用多热场模拟试验，
S4-2、PLC控制器通过步骤S3生成的命令曲线控制加热装置对试验件进行加热，在加热的过程中，传感器将获取的试验件表面热流数据作为反馈值输入至PLC控制器。

Claims (9)

1.空天飞机强度测试用多热场模拟的高精度控制系统，其特征在于，包括：
用于控制空天飞机强度测试用多热场模拟试验运行的主控计算机，
用于自动生成空天飞机强度测试用多热场模拟试验命令曲线的PLC控制器，所述PLC控制器包括：CPU，与所述CPU电性连接的：存储模块、电源模块、数字量输入模块、数字量输出模块，与所述数字量输入模块电性连接的模拟量输入模块，与所述数字量输出模块电性连接的模拟量输出模块，
用于为空天飞机强度测试用多热场模拟试验提供高温环境的加热装置，所述加热装置为石英灯或石墨红外辐射加热装置，
用于控制所述加热装置工作电压的可控硅调压器，所述可控硅调压器与所述模拟量输出模块电性连接，
用于获取空天飞机强度测试用多热场模拟试验中试验件表面热流数据并通过信号输出的传感器，所述传感器包括：热电偶、热流计，
用于将所述传感器输出信号放大后传输至所述模拟量输入模块的信号调理器，
其中，所述存储模块包括：RAM存储子模块、EEPROM子存储模块，
所述EEPROM子存储模块搭载的逻辑模块包括：
用于计算空天飞机强度测试用多热场模拟试验中当前时间段命令值斜率的斜率计算模块，用于在每个扫描周期内根据所述斜率计算模块计算的当前时间段命令值斜率获取当前扫描周期命令值并构建命令曲线图的线性插值模块，
所述RAM存储子模块包括：
用于存储预热阶段开始状态值的第一中间寄存器，
用于存储预热阶段开始上升沿状态值的第二中间寄存器，
用于存储作为正式试验阶段结束状态值的第三中间寄存器，
用于存储正式试验阶段开始状态值的第四中间寄存器，
用于存储空天飞机强度测试用多热场模拟试验进行状态值的第五中间寄存器，
用于存储正式试验阶段进行状态值的第六中间寄存器，
用于存储关联空天飞机强度测试用多热场模拟试验保持当前状态值的第七中间寄存器，
用于存储预热阶段完成状态值的第八中间寄存器，
用于存储正式试验阶段中时间段开始状态值的第九中间寄存器，
用于存储空天飞机强度测试用多热场模拟试验应急暂停状态值的第十中间寄存器，
用于存储预热阶段中时间段开始状态值的第十一中间寄存器，
用于存储正式试验阶段开始上升沿状态值的第十二中间寄存器，
用于存储空天飞机强度测试用多热场模拟试验内时间段开始上升沿状态值的第十三中间寄存器，
用于对正式试验阶段当前时间段内扫描周期进行计数的第十四中间寄存器，
用于存储正式试验阶段当前时间段扫描周期总数值的第十五中间寄存器，
用于对空天飞机强度测试用多热场模拟试验时间段进行计数的第十六中间寄存器。
2.如权利要求1所述的空天飞机强度测试用多热场模拟的高精度控制系统，其特征在于，所述斜率计算模块中当前时间段命令值斜率计算公式为：
Figure DEST_PATH_IMAGE002
上式中，
Figure DEST_PATH_IMAGE004
为当前时间段内命令值斜率，即每个扫描周期的温度变化量，
Figure DEST_PATH_IMAGE006
为当前时间段起始时刻，
Figure DEST_PATH_IMAGE008
为当前时间段起始时刻温度值，
Figure DEST_PATH_IMAGE010
为当前时间段结束时刻，
Figure DEST_PATH_IMAGE012
为当前时间段结束时刻温度值。
3.如权利要求1所述的空天飞机强度测试用多热场模拟的高精度控制系统，其特征在于，所述线性插值模块获取当前扫描周期命令值的计算公式为：
Figure DEST_PATH_IMAGE014
上式中，
Figure DEST_PATH_IMAGE016
为当前扫描周期命令值，
Figure DEST_PATH_IMAGE018
为前一扫描周期命令值，
Figure 697640DEST_PATH_IMAGE004
为当前时间段内命令值斜率，即每个扫描周期的温度变化量。
4.空天飞机强度测试用多热场模拟的高精度控制方法，基于权利要求1-3任意一项所述的空天飞机强度测试用多热场模拟的高精度控制系统，其特征在于，包括以下步骤：
S1、将已有的载荷谱数据存储至载荷谱数据块，具体包括以下内容：
在PLC控制器EEPROM子存储模块内创建用于存储载荷谱数据的载荷谱数据块，并建立包括时间、温度数据的载荷谱数据类型，按照载荷谱数据类型的格式将已有的载荷谱数据存储至载荷谱数据块，其中，温度数据的维度由空天飞机强度测试用多热场模拟试验中温区对应的通道数量决定；
S2、创建变量表，确定RAM存储子模块各中间寄存器的逻辑关系，具体包括以下内容：
将空天飞机强度测试用多热场模拟试验分为预热阶段和正式试验阶段，并将各中间寄存器与预热阶段和正式试验阶段参数进行关联；
S3、自动生成命令曲线，具体包括以下步骤：
S3-1、通过PLC控制器中的斜率计算模块和线性插值模块自动生成预热阶段命令值，
S3-2、通过PLC控制器中的斜率计算模块和线性插值模块自动生成正式试验阶段命令值；
S4、根据步骤S3生成的命令曲线进行空天飞机强度测试用多热场模拟试验。
5.如权利要求4所述的空天飞机强度测试用多热场模拟的高精度控制方法，其特征在于，所述步骤S2还包括：
第一中间寄存器关联预热阶段开始状态值，
第二中间寄存器关联预热阶段开始上升沿状态值，
第三中间寄存器关联正式试验阶段结束状态值，
第四中间寄存器关联正式试验阶段开始状态值，
第五中间寄存器关联空天飞机强度测试用多热场模拟试验进行状态值，
第六中间寄存器关联正式试验阶段进行状态值，
第七中间寄存器关联空天飞机强度测试用多热场模拟试验保持当前状态值，
第八中间寄存器关联预热阶段完成状态值，
第九中间寄存器关联正式试验阶段中时间段开始状态值，
第十中间寄存器关联空天飞机强度测试用多热场模拟试验应急暂停状态值，
第十一中间寄存器关联预热阶段中时间段开始状态值，
第十二中间寄存器关联正式试验阶段开始上升沿状态值，
第十三中间寄存器关联空天飞机强度测试用多热场模拟试验内时间段开始上升沿状态值，
第十四中间寄存器关联正式试验阶段当前时间段内扫描周期计数值，
第十五中间寄存器关联正式试验阶段当前时间段扫描周期总数值，
第十六中间寄存器关联空天飞机强度测试用多热场模拟试验时间段计数值。
6.如权利要求4所述的空天飞机强度测试用多热场模拟的高精度控制方法，其特征在于，所述步骤S3-1具体包括以下步骤：
S3-1-1、接通第一中间寄存器和第十一中间寄存器，第二中间寄存器接通一个扫描周期；
S3-1-2、第十六中间寄存器清零；
S3-1-3、接通第五中间寄存器，第五中间寄存器自锁；
S3-1-4、斜率计算模块接通一个扫描周期，并计算各通道初始段的斜率值；
S3-1-5、斜率计算模块将步骤S3-1-4计算得到的各通道初始段的斜率值输入线性插值模块，线性插值模块根据各通道初始段的斜率值，完成初始段命令曲线的自动生成；
S3-1-6、当所有的通道命令值均大于等于载荷谱中对应通道初始段预热值时，接通第八中间寄存器，预热阶段结束，第十六中间寄存器自增1。
7.如权利要求4所述的空天飞机强度测试用多热场模拟的高精度控制方法，其特征在于，所述步骤S3-2具体包括以下步骤：
S3-2-1、接通第四中间寄存器，第十二中间寄存器接通一个扫描周期，第一中间寄存器清零；
S3-2-2、接通第六中间寄存器，第六中间寄存器自锁；
S3-2-3、斜率计算模块获取载荷谱数据块相邻的两个时间数据，当两个时间数据差小于0.01s时，接通第三中间寄存器，判断空天飞机强度测试用多热场模拟试验结束，否则进入下一步；
S3-2-4、接通第九中间寄存器，第十三中间寄存器接通一个扫描周期，斜率计算模块计算各通道当前时间段的斜率值，并给出当前时间段包含扫描周期数量，输出至第十五中间寄存器，并将第十四中间寄存器赋值为0；
S3-2-5、接通第六中间寄存器，空天飞机强度测试用多热场模拟试验正式进入正式试验阶段，每个扫描周期线性插值模块根据步骤S3-2-4计算得到的各通道当前时间段的斜率值生成当前时间段的命令曲线图，在此过程中，每经过一个扫描周期第十四中间寄存器自增1，并对第十四中间寄存器与第十五中间寄存器内数值进行比对，当两个数值相等时，当前时间段结束，第十六中间寄存器自增1，再次进入步骤S3-2-3。
8.如权利要求7所述的空天飞机强度测试用多热场模拟的高精度控制方法，其特征在于，所述步骤S3-2-5还包括：当正式试验阶段出现紧急情况时，接通第十中间寄存器、第七中间寄存器。
9.如权利要求7所述的空天飞机强度测试用多热场模拟的高精度控制方法，其特征在于，所述步骤S4具体包括以下步骤：
S4-1、主控计算机控制PLC控制器，启动空天飞机强度测试用多热场模拟试验；
S4-2、PLC控制器通过步骤S3生成的命令曲线控制加热装置对试验件进行加热，在加热的过程中，传感器将获取的试验件表面热流数据作为反馈值输入至PLC控制器。
CN202210738486.3A 2022-06-28 2022-06-28 空天飞机强度测试用多热场模拟的高精度控制系统及方法 Active CN115061519B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202210738486.3A CN115061519B (zh) 2022-06-28 2022-06-28 空天飞机强度测试用多热场模拟的高精度控制系统及方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202210738486.3A CN115061519B (zh) 2022-06-28 2022-06-28 空天飞机强度测试用多热场模拟的高精度控制系统及方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN115061519A true CN115061519A (zh) 2022-09-16
CN115061519B CN115061519B (zh) 2022-11-25

Family

ID=83203117

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202210738486.3A Active CN115061519B (zh) 2022-06-28 2022-06-28 空天飞机强度测试用多热场模拟的高精度控制系统及方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN115061519B (zh)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN118092306A (zh) * 2024-04-26 2024-05-28 南京实点电子科技有限公司 Di信号采集方法、装置、存储介质及电子设备

Citations (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN102591381A (zh) * 2012-03-01 2012-07-18 桂林电子科技大学 万能材料试验机加热保温装置及其温度控制方法
CN104198190A (zh) * 2014-09-11 2014-12-10 中国人民解放军海军航空工程学院青岛校区 航空发动机综合测试系统
US20140366657A1 (en) * 2013-06-12 2014-12-18 Airbus Sas Method and device for testing a component part of an aircraft
CN105083588A (zh) * 2015-08-17 2015-11-25 华南农业大学 一种多旋翼无人飞行器性能测试平台及方法
US20160377517A1 (en) * 2014-03-17 2016-12-29 Mitsubishi Aircraft Corporation Aircraft strength testing apparatus and aircraft strength testing method
US20190204241A1 (en) * 2016-09-02 2019-07-04 Safran Non-destructive inspection method and system carried out on an aeronautical part
CN111487872A (zh) * 2020-05-26 2020-08-04 中国飞机强度研究所 一种大容积飞机气密强度试验的多通道协调控制方法
CN112213090A (zh) * 2020-09-25 2021-01-12 中国直升机设计研究所 一种直升机动部件损伤容限简化谱编制方法
US20220051572A1 (en) * 2020-08-12 2022-02-17 InSitu, Inc., a subsidiary of the Boeing Company Aircraft guidance with a multi-vehicle network
CN114637277A (zh) * 2022-05-20 2022-06-17 中国飞机强度研究所 空天飞机测试实验的全方程热流密度测控系统及测控方法
CN114633901A (zh) * 2022-05-23 2022-06-17 中国飞机强度研究所 空天飞机测试用复杂曲面结构极端高温热强度实验系统

Patent Citations (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN102591381A (zh) * 2012-03-01 2012-07-18 桂林电子科技大学 万能材料试验机加热保温装置及其温度控制方法
US20140366657A1 (en) * 2013-06-12 2014-12-18 Airbus Sas Method and device for testing a component part of an aircraft
US20160377517A1 (en) * 2014-03-17 2016-12-29 Mitsubishi Aircraft Corporation Aircraft strength testing apparatus and aircraft strength testing method
CN104198190A (zh) * 2014-09-11 2014-12-10 中国人民解放军海军航空工程学院青岛校区 航空发动机综合测试系统
CN105083588A (zh) * 2015-08-17 2015-11-25 华南农业大学 一种多旋翼无人飞行器性能测试平台及方法
US20190204241A1 (en) * 2016-09-02 2019-07-04 Safran Non-destructive inspection method and system carried out on an aeronautical part
CN111487872A (zh) * 2020-05-26 2020-08-04 中国飞机强度研究所 一种大容积飞机气密强度试验的多通道协调控制方法
US20220051572A1 (en) * 2020-08-12 2022-02-17 InSitu, Inc., a subsidiary of the Boeing Company Aircraft guidance with a multi-vehicle network
CN112213090A (zh) * 2020-09-25 2021-01-12 中国直升机设计研究所 一种直升机动部件损伤容限简化谱编制方法
CN114637277A (zh) * 2022-05-20 2022-06-17 中国飞机强度研究所 空天飞机测试实验的全方程热流密度测控系统及测控方法
CN114633901A (zh) * 2022-05-23 2022-06-17 中国飞机强度研究所 空天飞机测试用复杂曲面结构极端高温热强度实验系统

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
盛锴 等: "一种基于强度试验的加载控制技术的研究", 《今日制造与升级》 *

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN118092306A (zh) * 2024-04-26 2024-05-28 南京实点电子科技有限公司 Di信号采集方法、装置、存储介质及电子设备

Also Published As

Publication number Publication date
CN115061519B (zh) 2022-11-25

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN101546176B (zh) 控制设备及功率推定方法
CN115061519B (zh) 空天飞机强度测试用多热场模拟的高精度控制系统及方法
Pokharel et al. Stability analysis of power hardware-in-the-loop architecture with solar inverter
Jonas et al. A TRNSYS-based simulation framework for the analysis of solar thermal and heat pump systems
Wang et al. A two-stage method for assessment of voltage stability in power system with renewable energy
CN103930240A (zh) 机床用控制装置
Mueller et al. Modeling and analysis of DC microgrids as stochastic hybrid systems
Cristaldi et al. Power generation control algorithm for the participation of photovoltaic panels in network stability
CN109149936B (zh) 一种适用dc/dc变换器的占空比预测控制系统及控制算法
JP2018085827A (ja) 電圧制御装置
CN108664693B (zh) 基于热分析软件外部调用接口的卫星温度场实时计算方法
CN115081245A (zh) 一种发电机组的调节方法及装置
CN110348057B (zh) 快速获得电力电子dc/dc变换器动态和稳态特性的方法
CN109768564B (zh) 一种用于vsc-hvdc系统的矢量控制参数优化方法
JP4609690B2 (ja) 熱負荷パターン算出システム及び方法、並びにコンピュータプログラム
CN102955482A (zh) 一种智能线性升温温控装置
Sha et al. The design of digital multimeter automatic calibration system and application of PID algorithm
RU2799658C1 (ru) Двузонное устройство допускового контроля установившегося отклонения частоты
JPH0565807A (ja) コージエネレーシヨンシステムの制御装置
US7908310B2 (en) Multiplier-divider having error offset function
Chung Simulation of PWM switching regulators using linear output predictions and corrections
Baliuta et al. Robust systems for interrelated control of turbogenerators under uncertainty conditions
Ballouti et al. FPGA Implementation of Fixed-Point Model for a Single-Phase AC-DC Converter with Unity Power Factor.
Chan et al. Codev: Automated model predictive control design and formal verification
Engel et al. A comparison of co-simulation interfaces between Trnsys and Simulink: a thermal engineering case study

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant