面向響應遲滯過程的溫度補償控制方法
【技術領域】
[0001] 本發明涉及試驗件的試驗與測試方法技術領域，具體地，涉及一種面向響應遲滯 過程的溫度補償控制方法。
【背景技術】
[0002] 在航天產品地面試驗工程領域，尤其是深冷環境模擬與氣動加熱試驗過程中，廣 泛存在著參試產品溫度響應過緩的現象，導致參試產品整體溫度難以精確控制，控制信號 易發生跳變等問題。因此，對考慮溫度補償的控制方法需求迫切。例如：在運載火箭燃料 輸送管低溫振動試驗中，通過加注液氮模擬管路深冷環境，根據各測點溫度反饋調節液氮 流速。但是，加注初期測點溫度響應（表現為溫降）緩慢，控制信號很快達到輸出上限并維 持一段時間，管路冷透后實測溫度（-196Γ)低于液氧（-183Γ)溫度，出現過度考核。又 如：在某型高超音速飛行器艙體地面氣動熱試驗中，利用石英等熱輻射模擬熱載荷，考核艙 內電子儀器工作性能。飛行器外部防熱材料、艙體結構及內部絕熱層使艙內環境溫度響應 遠滯后于艙體表面，類似地，石英燈輸出功率快速大幅提升，也導致過度考核。
[0003] 在工程應用領域，目前約有95%的航天產品地面試驗采用傳統的PID控制方法， 該方法的優勢在于設計簡單、實施方便。對于存在響應遲滯時間較短的試驗過程，沿用PID 控制方法雖能實現穩定控制，但是控制精度不高，且易發生過試驗，對參試產品造成不必要 的損傷。
[0004] 在控制算法領域，Smithpredictor被認為是處理線性遲滯系統最便捷有效的控 制算法，然而其應用范圍僅限于穩定的、遲滯時間較短的過程。與Smithpredictor類似的 控制算法還有Artsteinmodelreduction和finitespectrumassignment(FSA)，但僅適 用于響應變化范圍較小的線性過程。近年來，采用優化控制算法實現遲滯過程精確控制引 發學術界廣泛關注，然而此類fU空制器的設計過程繁復、運算量大，算法的順利實施對試 驗所用單機的配置要求較高，因此并沒有獲得廣泛工程應用。基于Lyapunov方程的控制方 法能有效實現復雜非線性系統的控制，該控制算法求解極其不易，雖然具備很高的學術價 值，但工程應用價值并不高。
[0005]綜上所述，傳統的PID控制方法已逐漸不能滿足響應遲滯過程的控制要求，現有 的遲滯補償控制方法（如Smithpredictor，Artsteinmodelreduction，FSA等）僅能實 現部分遲滯過程的控制要求，而優化控制方法、基于Lyapunov方程的控制算法因其復雜的 設計過程與較高的硬件配置要求，難以廣泛應用于工程領域。
【發明內容】
[0006] 針對現有技術中的缺陷，本發明的目的是提供一種面向響應遲滯過程的溫度補償 控制方法。
[0007] 根據本發明的一個方面，提供一種面向響應遲滯過程的溫度補償控制方法，其特 征是，包括如下步驟：
[0008] (1)確定最大載荷作用下產品的遲滯時間，所述遲滯時間通過所述產品的材料、結 構特性及溫度進行確定；
[0009] (2)根據所述遲滯時間確定產品的預熱/預冷時間；
[0010] (3)將產品的所述遲滯時間和所述預熱/預冷時間作差，作為控制輸入的延遲時 間，根據后續溫度變化預計確定控制律參數；
[0011] (4)根據所述控制律參數確定產品的溫度控制。
[0012] 優選地，所述第（1)步中，確定所述遲滯時間過程為：開展多次摸底試驗，取響應 遲滯時間的平均值為最終的遲滯時間。
[0013] 優選地，所述第（1)步中，確定所述遲滯時間過程為：利用產品的材料物性方程通 過仿真確定遲滯時間。
[0014] 優選地，所述第（2)步中，如果預熱/預冷時間超過預設值，則通過提供激活能縮 短所述預熱/預冷時間。
[0015] 優選地，其特征在于，所述第（3)步包括如下小步驟：
[0016] (a)依據產品重點考核部位的溫度變化規律建立傳熱模型；
[0017] (b)根據所述傳熱模型得到響應溫度；
[0018] (c)結合預設的溫升/溫降速率，確定所述控制律參數。
[0019] 優選地，所述第（a)小步中，采用輸入延遲過程的頻響函數來描述輸入控制信號 與產品溫度響應的關系來建立所述傳熱模型。
[0020] 優選地，所述第（b)小步中，使用頻響函數與控制信號的卷積得到所述響應溫度。
[0021] 與現有技術相比，本發明具有如下的有益效果：
[0022] (1)通過優化算法確定控制律參數，從而快速方便地實現溫度補償；
[0023] (2)大幅度提升了試驗一次完成的成功率，有效避免了過試驗考核；
[0024] (3)適用于各類存在響應延遲的試驗與生產過程，對提升過程控制精度，提高試驗 與生產質量有積極推動作用。
【附圖說明】
[0025] 通過閱讀參照以下附圖對非限制性實施例所作的詳細描述，本發明的其它特征、 目的和優點將會變得更明顯：
[0026] 圖1為溫度補償控制方法的總體框架圖；
[0027] 圖2為溫度補償控制方法的技術途徑圖；
[0028] 圖3為高音速飛行器地面氣動熱試驗溫度控制曲線；
[0029] 圖4為艙段地面氣動熱試驗溫度控制曲線；
[0030] 圖5為CZ-5循環預冷管路焊縫處溫度曲線；
[0031] 圖6為不同輸入延遲時間下的閉環控制圖。
【具體實施方式】
[0032] 下面結合具體實施例對本發明進行詳細說明。以下實施例將有助于本領域的技術 人員進一步理解本發明，但不以任何形式限制本發明。應當指出的是，對本領域的普通技術 人員來說，在不脫離本發明構思的前提下，還可以做出若干變形和改進。這些都屬于本發明 的保護范圍。
[0033] 所謂"面向響應遲滯過程的溫度補償控制方法"，是指針對存在反饋信號（如溫 度）延遲響應的試驗過程，采取參試件預熱或基于參試件狀態預計的控制方法，實現溫度 補償，保證較高的參試件溫度控制精度。應用該控制方法能有效避免系統響應遲滯引發的 過試驗現象，提升試驗與測試質量。
[0034] 本發明應用于運載火箭管路低溫振動試驗與某型號超音速飛行器艙體地面氣動 熱試驗的溫度控制過程中。采用低比例加載辨識出試驗過程響應延遲時間常數，并以此作 為確定參試產品預熱/預冷時間的判據，基于試驗過程的頻響函數對后續參試產品溫度的 變化規律做出預計，通過優化算法確定控制律參數，從而快速方便地實現溫度補償。
[0035] 針對存在溫度響應遲滯的試驗過程，本發明用于解決參試產品溫度控制精度不 高、控制信號發生突變引發的過試驗等嚴重制約試驗完成質量的工程問題。采用預熱/預 冷調試方法結合基于后續溫度變化預計的控制算法，快速便捷地實現了響應遲滯過程的溫 度精確控制，大幅度提升了試驗一次完成的成功率，有效避免了過試驗考核。
[0036] 參見附圖1，本發明的基本思想是，參試產品狀態變量（溫度）響應存在延遲與遲 滯時間過長是導致現有PID控制方法及其他延時補償控制方法難以實現精確過程控制的 主要原因。因此，可通過對參試產品進行預熱/預冷處理，其特征在于減少試驗過程中的響 應遲滯時間，再將存在較短響應遲滯的過程轉化為存在較短控制信號輸入延遲的過程，其 特征在于該等效過程將極大便利控制算法的設計與實施。
[0037] 參見附圖2,實現溫度補償控制方法的技術途徑，其實施步驟包括：①辨識響應遲 滯時間；②確定預熱/預冷處理時間；③將響應遲滯過程轉化為控制輸入延遲過程，根據后 續溫度變化預計確定控制律參數。
[0038] 所述步驟①需確定產品溫度響應遲滯時間