CN115079562A - 空天飞机热强度测试温变控制方法的确定方法 - Google Patents

空天飞机热强度测试温变控制方法的确定方法 Download PDF

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CN115079562A CN202210852794.9A CN202210852794A CN115079562A CN 115079562 A CN115079562 A CN 115079562A CN 202210852794 A CN202210852794 A CN 202210852794A CN 115079562 A CN115079562 A CN 115079562A
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Abstract

本发明提供了空天飞机热强度测试温变控制方法的确定方法，属于飞机测试技术领域。方法包括以下步骤：S1、获取设定温度命令数据；S2、计算设定温度命令数据的温度变化率，即单位时间内的温度变化量；S3、确定设定温度命令数据各时间段控制方法与控制参数；S4、依据模拟件试验结果对步骤S3确定的控制参数进行调整，得到调整后的可用于空天飞机热强度测试的快速非线性的温变控制方法。本发明解决了现有PID控制技术无法适应空天飞机结构热强度测试试验复杂温度变化要求的问题，具有提高空天飞机结构热强度测试控制精度的优点。

Description

空天飞机热强度测试温变控制方法的确定方法
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热强度测试温变控制方法的确定方法。
背景技术
当前空天飞机发展日新月异，随着飞行状态越来越复杂，其表面温度变化具有快速、非线性的特点，这对空天飞机结构热强度测试试验的控制方法提出了更高的要求。
在目前的空天飞机结构热强度测试试验中，一般常用的是PIDF闭环控制系统实现对温度的控制。
虽然PID控制技术具有固定的数学模型、应用广泛且具有较好的适应性，但是其控制参数往往是固定不变的，面对温度的急剧变化对参数实时修改是不现实的，这使得温度控制极易出现超调与震荡，大大降低空天飞机结构热强度测试试验控制精度，无法达到空天飞机结构热强度测试试验的需求。
因此，面对复杂的温度变化在现有控制系统的基础上研究一种空天飞机热强度测试温变控制方法的确定方法是非常必要的。
发明内容
本发明解决的技术问题是：现有PID控制技术无法适应空天飞机结构热强度测试试验复杂温度变化要求。
为解决上述问题，本发明的技术方案如下：
空天飞机热强度测试温变控制方法的确定方法，包括以下步骤：
S1、获取空天飞机结构热强度测试试验的设定温度命令数据；
S2、计算设定温度命令数据的温度变化率，即单位时间内的温度变化量
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE002
，并获取温度变化量第一判断阈值
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE004
、温度变化量第二判断阈值
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE006
、温度极快速变化时间段的判断阈值
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE008
、温度变化率转折时间段的判断阈值
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE010
、温度较快速变化时间段的判断阈值
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE012
、温度平稳变化时间段的判断阈值
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE014
，其中，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE016
；
S3、根据温度变化率大小对设定温度命令数据进行分段，并确定设定温度命令数据各时间段控制方法与控制参数，具体包括以下步骤：
S3-1、根据温度极快速变化时间段的判断阈值
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE017
，获取温度极快速变化时间段，并在温度极快速变化时间段采用比例控制方法（P）对空天飞机结构热强度测试试验进行控制，并确定比例控制方法中的比例系数，
S3-2、根据温度变化率转折时间段的判断阈值
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE018
，获取温度变化率转折时间段，并在温度变化率转折时间段采用比例控制方法结合微分控制方法（PD）对空天飞机结构热强度测试试验进行控制，并确定比例控制方法中的比例系数、微分控制方法中的微分系数，具体包括以下内容：
当单位时间内的温度变化量
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE020
且在
Figure 177139DEST_PATH_IMAGE018
秒内变为
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE022
或在
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE023
秒内
Figure 305632DEST_PATH_IMAGE002
数值逆转，判定此时间阶段为温度变化率转折时间段，为了抑制可能出现的超调，则在温度变化率转折时间段内，采用比例控制方法结合微分控制方法对空天飞机结构热强度测试试验进行控制，比例控制方法中的比例系数选取的依据为：试验件材料、试验件安装形式，微分控制方法的微分系数根据单位时间内的温度变化量
Figure DEST_PATH_IMAGE024
进行选择，
S3-3、根据温度较快速变化时间段的判断阈值
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE025
，获取温度较快速变化时间段，并在温度较快速变化时间段采用比例控制方法、积分控制方法结合微分控制方法（PID）对空天飞机结构热强度测试试验进行控制，并确定比例控制方法中的比例系数、积分控制方法中的积分系数、微分控制方法中的微分系数，
S3-4、根据温度平稳变化时间段的判断阈值
Figure 982470DEST_PATH_IMAGE014
，获取温度平稳变化时间段，并在温度平稳变化时间段采用比例控制方法结合积分控制方法（PI）对空天飞机结构热强度测试试验进行控制，并确定比例控制方法中的比例系数、积分控制方法中的积分系数；
S4、采用步骤S3确定的各时间段控制方法与控制参数进行模拟件试验，依据模拟件试验结果对步骤S3确定的控制参数进行调整，得到调整后的可用于空天飞机热强度测试的快速非线性的温变控制方法。
进一步地，步骤S3-1具体包括以下内容：
当单位时间内的温度变化量
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE027
且持续时间超过
Figure 512808DEST_PATH_IMAGE017
时，判定此时间阶段为温度极快速变化时间段，则在温度极快速变化时间段内，采用比例控制方法对空天飞机结构热强度测试试验进行控制，其中，比例控制方法中比例系数选取的依据为：试验件材料、试验件安装形式。
进一步地，步骤S3-3包括以下内容：
当单位时间内的温度变化量
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE029
且持续时间超过
Figure 266000DEST_PATH_IMAGE012
时，判断此时间阶段为温度较快速变化时间段，则在温度较快速变化时间段内采用比例控制方法、积分控制方法结合微分控制方法对空天飞机结构热强度测试试验进行控制，其中，比例控制方法中比例系数、积分控制方法中的积分系数选取的依据均为：试验件材料、试验件安装形式，微分控制方法的微分系数根据单位时间内的温度变化量
Figure 412948DEST_PATH_IMAGE002
进行选择。
更进一步地，步骤S3-4具体包括以下内容：
当单位时间内的温度变化量
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE030
且持续时间超过
Figure 909788DEST_PATH_IMAGE014
时，判断此时间阶段为温度平稳变化时间段，则在温度平稳变化时间段内采用比例控制方法结合积分控制方法对空天飞机结构热强度测试试验进行控制，其中，
Figure 91371DEST_PATH_IMAGE014
为温度平稳变化时间段的判断阈值，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE031
为温度变化量第二判断阈值，比例控制方法中比例系数选取的依据为：试验件材料、试验件安装形式。
本发明还提供另一种空天飞机热强度测试温变控制方法的确定方法，包括以下步骤：
S1、获取空天飞机结构热强度测试试验的设定温度命令数据；
S2、计算设定温度命令数据的温度变化率，即单位时间内的温度变化量
Figure 500618DEST_PATH_IMAGE002
，并获取温度变化量第一判断阈值
Figure 134862DEST_PATH_IMAGE004
、温度变化量第二判断阈值
Figure 435393DEST_PATH_IMAGE006
、温度极快速变化时间段的判断阈值
Figure 471482DEST_PATH_IMAGE008
、温度变化率转折时间段的判断阈值
Figure 566477DEST_PATH_IMAGE010
、温度较快速变化时间段的判断阈值
Figure 688017DEST_PATH_IMAGE012
、温度平稳变化时间段的判断阈值
Figure 57818DEST_PATH_IMAGE014
，其中，
Figure 682835DEST_PATH_IMAGE016
；
S3、根据温度变化率大小对设定温度命令数据进行分段，并确定设定温度命令数据各时间段控制方法与控制参数，具体包括以下步骤：
S3-1、根据温度极快速变化时间段的判断阈值
Figure 463578DEST_PATH_IMAGE017
，获取温度极快速变化时间段，并在温度极快速变化时间段采用比例前馈控制方法（PF）对空天飞机结构热强度测试试验进行控制，并确定比例前馈控制方法中的比例系数和前馈系数，
S3-2、根据温度变化率转折时间段的判断阈值
Figure 806834DEST_PATH_IMAGE018
，获取温度变化率转折时间段，并在温度变化率转折时间段采用比例前馈控制方法结合微分控制方法（PDF）对空天飞机结构热强度测试试验进行控制，并确定比例前馈控制方法中的比例系数和前馈系数、微分控制方法中的微分系数，具体包括以下内容：
当单位时间内的温度变化量
Figure 714747DEST_PATH_IMAGE020
且在
Figure 459850DEST_PATH_IMAGE018
秒内变为
Figure 427806DEST_PATH_IMAGE022
或在
Figure 258358DEST_PATH_IMAGE023
秒内
Figure 704383DEST_PATH_IMAGE002
数值逆转，判定此时间阶段为温度变化率转折时间段，为了抑制可能出现的超调，则在温度变化率转折时间段内，采用比例前馈控制方法结合微分控制方法对空天飞机结构热强度测试试验进行控制，比例前馈控制方法中的比例系数选取的依据为：试验件材料、试验件安装形式，微分控制方法的微分系数根据单位时间内的温度变化量
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE032
进行选择，
S3-3、根据温度较快速变化时间段的判断阈值
Figure 38413DEST_PATH_IMAGE025
，获取温度较快速变化时间段，并在温度较快速变化时间段采用比例前馈控制方法、积分控制方法结合微分控制方法（PIDF）对空天飞机结构热强度测试试验进行控制，并确定比例前馈控制方法中的比例系数和前馈系数、积分控制方法中的积分系数、微分控制方法中的微分系数，
S3-4、根据温度平稳变化时间段的判断阈值
Figure 659493DEST_PATH_IMAGE014
，获取温度平稳变化时间段，并在温度平稳变化时间段采用比例前馈控制方法结合积分控制方法（PIF）对空天飞机结构热强度测试试验进行控制，并确定比例前馈控制方法中的比例系数和前馈系数、积分控制方法中的积分系数；
S4、采用步骤S3确定的各时间段控制方法与控制参数进行模拟件试验，依据模拟件试验结果对步骤S3确定控制方法进行调整，得到调整后的可用于空天飞机热强度测试的快速非线性的温变控制方法。
优选地，步骤S3-1具体包括以下内容：
当单位时间内的温度变化量
Figure 977342DEST_PATH_IMAGE027
且持续时间超过
Figure 961479DEST_PATH_IMAGE017
时，判定此时间阶段为温度极快速变化时间段，则在温度极快速变化时间段内，采用比例前馈控制方法对空天飞机结构热强度测试试验进行控制，比例前馈控制方法中比例系数选取的依据为：试验件材料、试验件安装形式。
优选地，步骤S3-3包括以下内容：
当单位时间内的温度变化量
Figure 681173DEST_PATH_IMAGE029
且持续时间超过
Figure 990932DEST_PATH_IMAGE012
时，判断此时间阶段为温度较快速变化时间段，则在温度较快速变化时间段内采用比例前馈控制方法、积分控制方法结合微分控制方法对空天飞机结构热强度测试试验进行控制，比例前馈控制方法中比例系数和前馈系数、积分控制方法中的积分系数选取的依据均为：试验件材料、试验件安装形式，微分控制方法的微分系数根据单位时间内的温度变化量
Figure 796077DEST_PATH_IMAGE032
进行选择。
进一步优选地，步骤S3-4具体包括以下内容：
当单位时间内的温度变化量
Figure 583904DEST_PATH_IMAGE030
且持续时间超过
Figure 158105DEST_PATH_IMAGE014
时，判断此时间阶段为温度平稳变化时间段，则在温度平稳变化时间段内采用比例前馈控制方法结合积分控制方法对空天飞机结构热强度测试试验进行控制，比例前馈控制方法中比例系数选取的依据为：试验件材料、试验件安装形式。
本发明的有益效果是：
本发明依据空天飞机结构热强度测试试验的设定温度命令数据对试验过程进行分段，实现了各个不同阶段根据温度变化趋势以及PIDF控制方法中各环节的优势确定各个阶段的控制方法与控制参数。
本发明充分利用了比例、积分、微分控制的优点，并吸收利用了专家经验，有效改善了传统PIDF控制方法参数固定而无法适用于具有快速、非线性变化特点的温度控制系统中，提高了控制精度，概念清晰，避免了大量的运算推理，在现有控制系统基础上就可实现，具有很高的应用价值。
附图说明
图1是实施例1、实施例2空天飞机热强度测试温变控制方法的确定方法流程图；
图2是实施例1步骤S3的流程图；
图3是实施例2步骤S3的流程图。
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。
实施例1
本实施例为空天飞机热强度测试温变控制方法的确定方法，如图1所示，包括以下步骤：
S1、获取空天飞机结构热强度测试试验的设定温度命令数据；
S2、计算设定温度命令数据的温度变化率，即单位时间内的温度变化量
Figure 373186DEST_PATH_IMAGE002
，并获取温度变化量第一判断阈值
Figure 649315DEST_PATH_IMAGE004
、温度变化量第二判断阈值
Figure 506413DEST_PATH_IMAGE006
、温度极快速变化时间段的判断阈值
Figure 935120DEST_PATH_IMAGE008
、温度变化率转折时间段的判断阈值
Figure 321102DEST_PATH_IMAGE010
、温度较快速变化时间段的判断阈值
Figure 100839DEST_PATH_IMAGE012
、温度平稳变化时间段的判断阈值
Figure 230469DEST_PATH_IMAGE014
，其中，
Figure 513683DEST_PATH_IMAGE016
，温度控点距离加热器40mm，并确定温度变化量第一判断阈值
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE034
，
Figure DEST_PATH_IMAGE036
；
S3、根据温度变化率大小对设定温度命令数据进行分段，并确定设定温度命令数据各时间段控制方法与控制参数，如图2所示，具体包括以下步骤：
S3-1、根据温度极快速变化时间段的判断阈值
Figure 70566DEST_PATH_IMAGE017
，获取温度极快速变化时间段，并在温度极快速变化时间段采用比例控制方法对空天飞机结构热强度测试试验进行控制，并确定比例控制方法中的比例系数，具体包括以下步骤：
当单位时间内的温度变化量
Figure 822753DEST_PATH_IMAGE027
且持续时间超过
Figure 756073DEST_PATH_IMAGE017
时，判定此时间阶段为温度极快速变化时间段，则在温度极快速变化时间段内，采用比例控制方法对空天飞机结构热强度测试试验进行控制，其中，比例控制方法中比例系数选取的依据为：试验件材料、试验件安装形式，
S3-2、根据温度变化率转折时间段的判断阈值
Figure 893794DEST_PATH_IMAGE018
，获取温度变化率转折时间段，并在温度变化率转折时间段采用比例控制方法结合微分控制方法对空天飞机结构热强度测试试验进行控制，并确定比例控制方法中的比例系数、微分控制方法中的微分系数，具体包括以下内容：
当单位时间内的温度变化量
Figure 887158DEST_PATH_IMAGE020
且在
Figure 375908DEST_PATH_IMAGE018
秒内变为
Figure DEST_PATH_IMAGE037
或在
Figure 581761DEST_PATH_IMAGE023
秒内
Figure 105146DEST_PATH_IMAGE002
数值逆转，判定此时间阶段为温度变化率转折时间段，为了抑制可能出现的超调，则在温度变化率转折时间段内，采用比例控制方法结合微分控制方法对空天飞机结构热强度测试试验进行控制，比例控制方法中的比例系数选取的依据为：试验件材料、试验件安装形式，微分控制方法的微分系数根据单位时间内的温度变化量
Figure 269411DEST_PATH_IMAGE002
进行选择，
S3-3、根据温度较快速变化时间段的判断阈值
Figure 229146DEST_PATH_IMAGE012
，获取温度较快速变化时间段，并在温度较快速变化时间段采用比例控制方法、积分控制方法结合微分控制方法对空天飞机结构热强度测试试验进行控制，并确定比例控制方法中的比例系数、积分控制方法中的积分系数、微分控制方法中的微分系数，具体包括以下步骤：
当单位时间内的温度变化量
Figure 504270DEST_PATH_IMAGE029
且持续时间超过
Figure 882161DEST_PATH_IMAGE012
时，判断此时间阶段为温度较快速变化时间段，则在温度较快速变化时间段内采用比例控制方法、积分控制方法结合微分控制方法对空天飞机结构热强度测试试验进行控制，其中，比例控制方法中比例系数、积分控制方法中的积分系数选取的依据均为：微分控制方法的微分系数根据单位时间内的温度变化量
Figure 951748DEST_PATH_IMAGE002
进行选择，
S3-4、根据温度平稳变化时间段的判断阈值
Figure 680670DEST_PATH_IMAGE014
，获取温度平稳变化时间段，并在温度平稳变化时间段采用比例控制方法结合积分控制方法对空天飞机结构热强度测试试验进行控制，并确定比例控制方法中的比例系数、积分控制方法中的积分系数，具体包括以下步骤：
当单位时间内的温度变化量
Figure DEST_PATH_IMAGE038
且持续时间超过
Figure 228326DEST_PATH_IMAGE014
时，判断此时间阶段为温度平稳变化时间段，则在温度平稳变化时间段内采用比例控制方法结合积分控制方法对空天飞机结构热强度测试试验进行控制，其中，
Figure 460724DEST_PATH_IMAGE014
为温度平稳变化时间段的判断阈值，
Figure 701213DEST_PATH_IMAGE006
为温度变化量第二判断阈值，比例控制方法中比例系数选取的依据为：试验件材料、试验件安装形式，
在实际应用中，步骤S3确定的各时间段控制方法与控制参数具体如下：
在0~20s时间区间内，
Figure 917430DEST_PATH_IMAGE038
且时间区间长度为20s，认定为温度平稳变化时间段，在该时间段采用比例控制方法结合积分控制方法，其中，比例系数Kp=5，积分系数Ki=2，
在21~30s时间区间内，
Figure DEST_PATH_IMAGE039
且时间区间长度为9s，认定为温度较快速变化时间段，在该时间段采用比例控制方法、积分控制方法结合微分控制方法，为适应温升的加快，调整各系数为：比例系数Kp=8，积分系数Ki=3，微分系数Kd=2，
在31~45s时间区间内，
Figure 16580DEST_PATH_IMAGE038
且时间区间长度为14s，认定为温度平稳变化时间段，该时间段采用的控制方法、控制参数与0~20s时间区间的控制方法、控制参数相同，
在46~56s时间区间内，
Figure 103485DEST_PATH_IMAGE020
且时间区间长度为10s，认定为温度极快速变化时间段，在该时间段采用比例控制方法，为适应温度的急速升高，比例系数Kp=20，
在57~61s时间区间内，
Figure 780454DEST_PATH_IMAGE020
且在1s内快速变为
Figure 952809DEST_PATH_IMAGE038
，认定为温度变化率转折时间段，在该时间段采用比例控制方法结合微分控制方法，比例系数Kp=20，微分系数Kd=5，
在62~87s时间区间内，
Figure 107847DEST_PATH_IMAGE038
且时间区间长度为15s，认定为温度平稳变化时间段，在该时间段采用比例控制方法结合积分控制方法，其中，比例系数Kp=5，积分系数Ki=2，
在88~100s时间区间内，
Figure 314837DEST_PATH_IMAGE039
且时间区间长度为12s，则该阶段为温度较快速变化时间段，在该时间段采用比例控制方法、积分控制方法结合微分控制方法，为适应温升的加快，调整各系数为：比例系数Kp=8，积分系数Ki=3，微分系数Kd=2；
S4、采用步骤S3确定的各时间段控制方法与控制参数进行模拟件试验，依据模拟件试验结果对步骤S3确定的控制参数进行调整，得到调整后的可用于空天飞机热强度测试的快速非线性的温变控制方法，由模拟件试验结果可知，在温度极快速变化时间段变为温度平稳变化时间段时出现了较大的超调，为了改善该问题，将62~87s时间区间内微分控制系数和前馈控制系数增大，取微分系数Kd=8。
实施例2
本实施例为空天飞机热强度测试温变控制方法的确定方法，如图1所示，包括以下步骤：
S1、获取空天飞机结构热强度测试试验的设定温度命令数据；
S2、计算设定温度命令数据的温度变化率，即单位时间内的温度变化量
Figure 897128DEST_PATH_IMAGE002
，并获取温度变化量第一判断阈值
Figure 806047DEST_PATH_IMAGE004
、温度变化量第二判断阈值
Figure DEST_PATH_IMAGE040
、温度极快速变化时间段的判断阈值
Figure 499197DEST_PATH_IMAGE008
、温度变化率转折时间段的判断阈值
Figure 560694DEST_PATH_IMAGE010
、温度较快速变化时间段的判断阈值
Figure 579466DEST_PATH_IMAGE012
、温度平稳变化时间段的判断阈值
Figure 991992DEST_PATH_IMAGE014
，其中，
Figure 488833DEST_PATH_IMAGE016
，温度控点距离加热器40mm，并确定温度变化量第一判断阈值
Figure DEST_PATH_IMAGE041
，
Figure DEST_PATH_IMAGE042
；
S3、根据温度变化率大小对设定温度命令数据进行分段，并确定设定温度命令数据各时间段控制方法与控制参数，如图3所示，具体包括以下步骤：
S3-1、根据温度极快速变化时间段的判断阈值
Figure 624410DEST_PATH_IMAGE017
，获取温度极快速变化时间段，并在温度极快速变化时间段采用比例前馈控制方法对空天飞机结构热强度测试试验进行控制，并确定比例前馈控制方法中的比例系数和前馈系数，具体包括以下步骤：
当单位时间内的温度变化量
Figure 79662DEST_PATH_IMAGE027
且持续时间超过
Figure 713906DEST_PATH_IMAGE017
时，判定此时间阶段为温度极快速变化时间段，则在温度极快速变化时间段内，采用比例前馈控制方法对空天飞机结构热强度测试试验进行控制，比例前馈控制方法中比例系数选取的依据为：试验件材料、试验件安装形式，
S3-2、根据温度变化率转折时间段的判断阈值
Figure 14437DEST_PATH_IMAGE018
，获取温度变化率转折时间段，并在温度变化率转折时间段采用比例前馈控制方法结合微分控制方法对空天飞机结构热强度测试试验进行控制，并确定比例前馈控制方法中的比例系数和前馈系数、微分控制方法中的微分系数，具体包括以下内容：
当单位时间内的温度变化量
Figure 784947DEST_PATH_IMAGE020
且在
Figure 145521DEST_PATH_IMAGE018
秒内变为
Figure 267061DEST_PATH_IMAGE022
或在
Figure 105704DEST_PATH_IMAGE023
秒内
Figure 261879DEST_PATH_IMAGE002
数值逆转，判定此时间阶段为温度变化率转折时间段，为了抑制可能出现的超调，则在温度变化率转折时间段内，采用比例前馈控制方法结合微分控制方法对空天飞机结构热强度测试试验进行控制，比例前馈控制方法中的比例系数选取的依据为：试验件材料、试验件安装形式，微分控制方法的微分系数根据单位时间内的温度变化量
Figure 793354DEST_PATH_IMAGE032
进行选择，
S3-3、根据温度较快速变化时间段的判断阈值
Figure 385879DEST_PATH_IMAGE012
，获取温度较快速变化时间段，并在温度较快速变化时间段采用比例前馈控制方法、积分控制方法结合微分控制方法对空天飞机结构热强度测试试验进行控制，并确定比例前馈控制方法中的比例系数和前馈系数、积分控制方法中的积分系数、微分控制方法中的微分系数，具体包括以下步骤：
当单位时间内的温度变化量
Figure 293792DEST_PATH_IMAGE039
且持续时间超过
Figure 38894DEST_PATH_IMAGE012
时，判断此时间阶段为温度较快速变化时间段，则在温度较快速变化时间段内采用比例前馈控制方法、积分控制方法结合微分控制方法对空天飞机结构热强度测试试验进行控制，比例前馈控制方法中比例系数和前馈系数、积分控制方法中的积分系数选取的依据均为，微分控制方法的微分系数根据单位时间内的温度变化量
Figure 741271DEST_PATH_IMAGE002
进行选择，
S3-4、根据温度平稳变化时间段的判断阈值
Figure 837403DEST_PATH_IMAGE014
，获取温度平稳变化时间段，并在温度平稳变化时间段采用比例前馈控制方法结合积分控制方法对空天飞机结构热强度测试试验进行控制，并确定比例前馈控制方法中的比例系数和前馈系数、积分控制方法中的积分系数，具体包括以下步骤：
当单位时间内的温度变化量
Figure 752269DEST_PATH_IMAGE038
且持续时间超过
Figure 883036DEST_PATH_IMAGE014
时，判断此时间阶段为温度平稳变化时间段，则在温度平稳变化时间段内采用比例前馈控制方法结合积分控制方法对空天飞机结构热强度测试试验进行控制，比例前馈控制方法中比例系数选取的依据为：试验件材料、试验件安装形式，
在实际应用中，步骤S3确定的各时间段控制方法与控制参数具体如下：
在0~20s时间区间内，
Figure 756314DEST_PATH_IMAGE038
且时间区间长度为20s，认定为温度平稳变化时间段，在该时间段采用比例前馈控制方法结合积分控制方法，其中，比例系数Kp=5，积分系数Ki=2，前馈系数Kf=3，
在21~30s时间区间内，
Figure 74163DEST_PATH_IMAGE039
且时间区间长度为9s，认定为温度较快速变化时间段，在该时间段采用比例前馈控制方法、积分控制方法结合微分控制方法，为适应温升的加快，调整各系数为：比例系数Kp=8，积分系数Ki=3，微分系数Kd=2，前馈系数Kf=5，
在31~45s时间区间内，
Figure 806102DEST_PATH_IMAGE038
且时间区间长度为14s，认定为温度平稳变化时间段，该时间段采用的控制方法、控制参数与0~20s时间区间的控制方法、控制参数相同，
在46~56s时间区间内，
Figure 525797DEST_PATH_IMAGE020
且时间区间长度为10s，认定为温度极快速变化时间段，在该时间段采用比例前馈控制方法，为适应温度的急速升高，比例系数Kp=20，前馈系数kf=10，
在57~61s时间区间内，
Figure 569976DEST_PATH_IMAGE020
且在1s内快速变为
Figure 375121DEST_PATH_IMAGE030
，认定为温度变化率转折时间段，在该时间段采用比例前馈控制方法结合微分控制方法，比例系数Kp=20，前馈系数kf=10，微分系数Kd=5，
在62~87s时间区间内，
Figure 428528DEST_PATH_IMAGE030
且时间区间长度为15s，认定为温度平稳变化时间段，在该时间段采用比例前馈控制方法结合积分控制方法，其中，比例系数Kp=5，积分系数Ki=2，前馈系数Kf=3，
在88~100s时间区间内，
Figure 2728DEST_PATH_IMAGE029
且时间区间长度为12s，则该阶段为温度较快速变化时间段，在该时间段采用比例前馈控制方法、积分控制方法结合微分控制方法，为适应温升的加快，调整各系数为：比例系数Kp=8，积分系数Ki=3，微分系数Kd=2，前馈系数Kf=5；
S4、采用步骤S3确定的各时间段控制方法与控制参数进行模拟件试验，依据模拟件试验结果对步骤S3确定控制方法进行调整，得到调整后的可用于空天飞机热强度测试的快速非线性的温变控制方法，由模拟件试验结果可知，在温度极快速变化时间段变为温度平稳变化时间段时出现了较大的超调，为了改善该问题，将62~87s时间区间内微分控制系数和前馈控制系数增大，取微分系数Kd=8，前馈系数Kf=12。

Claims (8)

1.空天飞机热强度测试温变控制方法的确定方法，其特征在于，包括以下步骤：
S1、获取空天飞机结构热强度测试试验的设定温度命令数据；
S2、计算设定温度命令数据的温度变化率，即单位时间内的温度变化量
Figure DEST_PATH_IMAGE002
，并获取温度变化量第一判断阈值
Figure DEST_PATH_IMAGE004
、温度变化量第二判断阈值
Figure DEST_PATH_IMAGE006
、温度极快速变化时间段的判断阈值
Figure DEST_PATH_IMAGE008
、温度变化率转折时间段的判断阈值
Figure DEST_PATH_IMAGE010
、温度较快速变化时间段的判断阈值
Figure DEST_PATH_IMAGE012
、温度平稳变化时间段的判断阈值
Figure DEST_PATH_IMAGE014
，其中，
Figure DEST_PATH_IMAGE016
；
S3、根据温度变化率大小对设定温度命令数据进行分段，并确定设定温度命令数据各时间段控制方法与控制参数，具体包括以下步骤：
S3-1、根据所述温度极快速变化时间段的判断阈值
Figure DEST_PATH_IMAGE017
，获取温度极快速变化时间段，并在温度极快速变化时间段采用比例控制方法对空天飞机结构热强度测试试验进行控制，并确定比例控制方法中的比例系数，
S3-2、根据所述温度变化率转折时间段的判断阈值
Figure DEST_PATH_IMAGE018
，获取温度变化率转折时间段，并在温度变化率转折时间段采用比例控制方法结合微分控制方法对空天飞机结构热强度测试试验进行控制，并确定比例控制方法中的比例系数、微分控制方法中的微分系数，具体包括以下内容：
当单位时间内的温度变化量
Figure DEST_PATH_IMAGE020
且在
Figure 613278DEST_PATH_IMAGE018
秒内变为
Figure DEST_PATH_IMAGE022
或在
Figure DEST_PATH_IMAGE023
秒内
Figure 999260DEST_PATH_IMAGE002
数值逆转，判定此时间阶段为温度变化率转折时间段，为了抑制可能出现的超调，则在温度变化率转折时间段内，采用比例控制方法结合微分控制方法对空天飞机结构热强度测试试验进行控制，所述比例控制方法中的比例系数选取的依据为：试验件材料、试验件安装形式，所述微分控制方法的微分系数根据单位时间内的温度变化量
Figure 982259DEST_PATH_IMAGE002
进行选择，
S3-3、根据所述温度较快速变化时间段的判断阈值
Figure 643048DEST_PATH_IMAGE012
，获取温度较快速变化时间段，并在温度较快速变化时间段采用比例控制方法、积分控制方法结合微分控制方法对空天飞机结构热强度测试试验进行控制，并确定比例控制方法中的比例系数、积分控制方法中的积分系数、微分控制方法中的微分系数，
S3-4、根据所述温度平稳变化时间段的判断阈值
Figure 909950DEST_PATH_IMAGE014
，获取温度平稳变化时间段，并在温度平稳变化时间段采用比例控制方法结合积分控制方法对空天飞机结构热强度测试试验进行控制，并确定比例控制方法中的比例系数、积分控制方法中的积分系数；
S4、采用步骤S3确定的各时间段控制方法与控制参数进行模拟件试验，依据模拟件试验结果对步骤S3确定的控制参数进行调整，得到调整后的可用于空天飞机热强度测试的快速非线性的温变控制方法。
2.如权利要求1所述的空天飞机热强度测试温变控制方法的确定方法，其特征在于，所述步骤S3-1具体包括以下内容：
当单位时间内的温度变化量
Figure DEST_PATH_IMAGE025
且持续时间超过
Figure 997991DEST_PATH_IMAGE017
时，判定此时间阶段为温度极快速变化时间段，则在温度极快速变化时间段内，采用比例控制方法对空天飞机结构热强度测试试验进行控制，其中，所述比例控制方法中比例系数选取的依据为：试验件材料、试验件安装形式。
3.如权利要求1所述的空天飞机热强度测试温变控制方法的确定方法，其特征在于，所述步骤S3-3包括以下内容：
当单位时间内的温度变化量
Figure DEST_PATH_IMAGE027
且持续时间超过
Figure DEST_PATH_IMAGE028
时，判断此时间阶段为温度较快速变化时间段，则在温度较快速变化时间段内采用比例控制方法、积分控制方法结合微分控制方法对空天飞机结构热强度测试试验进行控制，其中，所述比例控制方法中比例系数、所述积分控制方法中的积分系数选取的依据均为：试验件材料、试验件安装形式，所述微分控制方法的微分系数根据单位时间内的温度变化量
Figure DEST_PATH_IMAGE029
进行选择。
4.如权利要求1所述的空天飞机热强度测试温变控制方法的确定方法，其特征在于，所述步骤S3-4具体包括以下内容：
当单位时间内的温度变化量
Figure DEST_PATH_IMAGE030
且持续时间超过
Figure 202708DEST_PATH_IMAGE014
时，判断此时间阶段为温度平稳变化时间段，则在温度平稳变化时间段内采用比例控制方法结合积分控制方法对空天飞机结构热强度测试试验进行控制，其中，
Figure 604870DEST_PATH_IMAGE014
为温度平稳变化时间段的判断阈值，
Figure DEST_PATH_IMAGE031
为温度变化量第二判断阈值，所述比例控制方法中比例系数选取的依据为：试验件材料、试验件安装形式。
5.空天飞机热强度测试温变控制方法的确定方法，其特征在于，包括以下步骤：
S1、获取空天飞机结构热强度测试试验的设定温度命令数据；
S2、计算设定温度命令数据的温度变化率，即单位时间内的温度变化量
Figure DEST_PATH_IMAGE032
，并获取温度变化量第一判断阈值
Figure 493323DEST_PATH_IMAGE004
、温度变化量第二判断阈值
Figure DEST_PATH_IMAGE033
、温度极快速变化时间段的判断阈值
Figure 955528DEST_PATH_IMAGE008
、温度变化率转折时间段的判断阈值
Figure 975437DEST_PATH_IMAGE010
、温度较快速变化时间段的判断阈值
Figure 712449DEST_PATH_IMAGE012
、温度平稳变化时间段的判断阈值
Figure 439096DEST_PATH_IMAGE014
，其中，
Figure 134520DEST_PATH_IMAGE016
；
S3、根据温度变化率大小对设定温度命令数据进行分段，并确定设定温度命令数据各时间段控制方法与控制参数，具体包括以下步骤：
S3-1、根据所述温度极快速变化时间段的判断阈值
Figure 579408DEST_PATH_IMAGE017
，获取温度极快速变化时间段，并在温度极快速变化时间段采用比例前馈控制方法对空天飞机结构热强度测试试验进行控制，并确定比例前馈控制方法中的比例系数和前馈系数，
S3-2、根据所述温度变化率转折时间段的判断阈值
Figure 120111DEST_PATH_IMAGE018
，获取温度变化率转折时间段，并在温度变化率转折时间段采用比例前馈控制方法结合微分控制方法对空天飞机结构热强度测试试验进行控制，并确定比例前馈控制方法中的比例系数和前馈系数、微分控制方法中的微分系数，具体包括以下内容：
当单位时间内的温度变化量
Figure 763581DEST_PATH_IMAGE020
且在
Figure 551278DEST_PATH_IMAGE018
秒内变为
Figure DEST_PATH_IMAGE034
或在
Figure 749041DEST_PATH_IMAGE023
秒内
Figure 93435DEST_PATH_IMAGE002
数值逆转，判定此时间阶段为温度变化率转折时间段，为了抑制可能出现的超调，则在温度变化率转折时间段内，采用比例前馈控制方法结合微分控制方法对空天飞机结构热强度测试试验进行控制，所述比例前馈控制方法中的比例系数选取的依据为：试验件材料、试验件安装形式，所述微分控制方法的微分系数根据单位时间内的温度变化量
Figure 591412DEST_PATH_IMAGE032
进行选择，
S3-3、根据所述温度较快速变化时间段的判断阈值
Figure 566321DEST_PATH_IMAGE012
，获取温度较快速变化时间段，并在温度较快速变化时间段采用比例前馈控制方法、积分控制方法结合微分控制方法对空天飞机结构热强度测试试验进行控制，并确定比例前馈控制方法中的比例系数和前馈系数、积分控制方法中的积分系数、微分控制方法中的微分系数，
S3-4、根据所述温度平稳变化时间段的判断阈值
Figure 782539DEST_PATH_IMAGE014
，获取温度平稳变化时间段，并在温度平稳变化时间段采用比例前馈控制方法结合积分控制方法对空天飞机结构热强度测试试验进行控制，并确定比例前馈控制方法中的比例系数和前馈系数、积分控制方法中的积分系数；
S4、采用步骤S3确定的各时间段控制方法与控制参数进行模拟件试验，依据模拟件试验结果对步骤S3确定控制方法进行调整，得到调整后的可用于空天飞机热强度测试的快速非线性的温变控制方法。
6.如权利要求5所述的空天飞机热强度测试温变控制方法的确定方法，其特征在于，所述步骤S3-1具体包括以下内容：
当单位时间内的温度变化量
Figure 868307DEST_PATH_IMAGE025
且持续时间超过
Figure 486370DEST_PATH_IMAGE017
时，判定此时间阶段为温度极快速变化时间段，则在温度极快速变化时间段内，采用比例前馈控制方法对空天飞机结构热强度测试试验进行控制，所述比例前馈控制方法中比例系数选取的依据为：试验件材料、试验件安装形式。
7.如权利要求5所述的空天飞机热强度测试温变控制方法的确定方法，其特征在于，所述步骤S3-3包括以下内容：
当单位时间内的温度变化量
Figure 428918DEST_PATH_IMAGE027
且持续时间超过
Figure 817918DEST_PATH_IMAGE028
时，判断此时间阶段为温度较快速变化时间段，则在温度较快速变化时间段内采用比例前馈控制方法、积分控制方法结合微分控制方法对空天飞机结构热强度测试试验进行控制，所述比例前馈控制方法中比例系数和前馈系数、所述积分控制方法中的积分系数选取的依据均为：试验件材料、试验件安装形式，所述微分控制方法的微分系数根据单位时间内的温度变化量
Figure DEST_PATH_IMAGE035
进行选择。
8.如权利要求5所述的空天飞机热强度测试温变控制方法的确定方法，其特征在于，所述步骤S3-4具体包括以下内容：
当单位时间内的温度变化量
Figure 707376DEST_PATH_IMAGE030
且持续时间超过
Figure 445525DEST_PATH_IMAGE014
时，判断此时间阶段为温度平稳变化时间段，则在温度平稳变化时间段内采用比例前馈控制方法结合积分控制方法对空天飞机结构热强度测试试验进行控制，所述比例前馈控制方法中比例系数选取的依据为：试验件材料、试验件安装形式。
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