變彎度機翼后緣多電機分布式控制系統設計與驗證

張夢杰，薛景鋒，王文娟，徐志偉

1.中國航空研究院，北京 100012

2.南京航空航天大學，江蘇 南京 210016

變體飛機是指能根據飛行環境變化和飛行任務來靈活地改變其形狀，以得到滿足環境和任務要求的氣動、結構以及總體性能的飛行器。按變形方式可分為大尺度變形、中等變形及局部小變形三類[1]，變彎度機翼通過改變機翼彎度實現變形，屬于中等變形情況[2]。

為了實現變彎度機翼沿展向在不同的橫截面能夠協同變形，機翼上分布了多組驅動裝置，從而使機翼產生滿足不同氣動特性的氣動外形。通過控制變彎度機翼中的作動器，使其能夠協調運動。國外對于變彎度機翼的公開資料多集中在對變形驅動器的研究上，對于變彎度控制系統結構的細節報道較少[3]。歐盟靈巧智能飛機結構（SARISTU）項目中采用光纖光柵傳感器制備了光纖形狀傳感器，通過光纖梁測量后緣蒙皮變形，作為變形控制的反饋信號，進行后緣分布式閉環控制[4]。國內對于變體機翼多電機分布式驅動系統有所研究。2022年，南京航空航天大學的隨濤針對可變彎度柔性波紋蒙皮后緣模型結構，采用了多電機驅動技術，設計并制備了機翼模型、驅動及測控系統[5]。

在機翼變形控制系統的驅動器選擇上，目前的驅動方式主要包括傳統的電機驅動、液壓驅動、氣壓驅動等，隨著材料技術的發展，智能材料驅動器在機翼變形驅動上的應用也越來越多[6-7]。但從目前的研究和實際應用來看，伺服電機驅動技術還是目前機翼驅動的重要方式之一，具有精度高、響應快、穩定可靠等優點[8]，因此本文的可連續偏轉機翼后緣結構采用了伺服電機驅動技術，考慮到驅動功率的實際需求和設計空間的限制，采用了三臺電機的分布式驅動方式。

在分布式驅動系統中，多臺電機的協調控制是分布式驅動控制的關鍵?？刂葡到y需采集各電機的反饋信息，通過同步控制結構與算法的配合，對各電機的轉速差進行補償，從而消除各電機間的轉速差或保持準確的轉速比，實現多臺電機的協調控制[9]。目前，多電機同步控制結構主要包括并行控制、主從控制、交叉耦合控制和偏差耦合控制等[10-12]。并行控制為電機設定速度并將電機的實際速度作為反饋控制電機速度不能很好保證電機之間的同步；主從控制模式和串聯控制模式是將某個電機作為主電機，其余電機共享主電機的輸出信號，當主電機受到擾動時，從電機會做出同步響應，但從電機受到干擾時卻不能控制主電機響應；交叉耦合法解決了上述電機之間的信號交流問題，任意一臺電機受到影響時另一臺電機都會做出同步響應，但交叉耦合法只適用于兩臺電機的同步控制；偏差耦合控制結構優點在于多電機系統耦合程度高，任一電機受到負載作用時，轉速偏差被快速補償，從而實現多電機系統的協調控制[13]。

本文針對變彎度機翼多節轉動全尺寸后緣模型，選用三臺交流伺服電機，驅動機翼后緣實現連續偏轉；采用基于偏差耦合的同步控制算法，實現了三臺電機的協同控制，以角度傳感器和光纖變形傳感器融合的反饋實現機翼后緣偏轉閉環控制。完成了空載試驗和地面加載試驗，獲得了很高的控制精度，驗證了所設計驅動系統和控制方法的可行性。

1 變彎度機翼后緣驅動結構模型

變彎度機翼結構選取中國航空研究院遠程公務機（CAE-AVM）模型機翼展向30%位置剖面作為基本翼型，沿展向拉伸為等直段機翼，展長2700mm，弦長4300mm，柔性后緣占機翼弦長的30%。后緣要求能夠連續光滑偏轉-2°～15°。

全尺寸后緣多節轉動模型驅動機構采用伺服電機進行驅動，包括伺服電機、第一級行星齒輪減速和第二級為蝸輪蝸桿減速，減速比分別為15∶1 和40∶1。如果采用單臺電機驅動，則需要大功率電機，后緣及后面的艙段無法容納大尺寸的電機，綜合考慮采用了三臺功率為1kW 的交流伺服電機驅動后緣的偏轉。采用三臺電機驅動6 個后緣多節轉動機構，其中一臺電機驅動兩個后緣轉動機構，通過聯軸器將6 個多節轉動機構的輸入軸連接在一起，如圖1 所示。為保證偏轉時后緣結構協調變形，三臺電機必須同步偏轉。全尺寸后緣偏轉過程中，主要的載荷包括驅動指關節機構偏轉和地面試驗載荷等，并考慮各種減速機構的摩擦和傳遞效率帶來的損失。

圖1 變彎度機翼后緣驅動系統結構示意圖Fig.1 Variable camber wing trailing edge drive system

變彎度機翼后緣多節轉動結構驅動傳遞均以串聯方式進行，出于結構彈性變形和間隙的原因，不能準確判定結構變形，采用基于分布式光纖變形傳感器測量的變形反饋和多點驅動的協同控制是比較好的解決方案。傳動軸端部安裝有角度傳感器，可實時獲取全尺寸后緣傳動軸偏轉角度，通過偏轉軸與后緣偏角的對應關系，得到后緣理論偏角。同時，在后緣變形肋上安裝光纖變形傳感器，實時采集光纖變形梁上的應變數據，通過變形算法，得到后緣實際偏轉角度?？刂葡到y通過采集傳動軸上的角度傳感器信號及光纖變形傳感器角度信號進行閉環控制。

2 基于偏差耦合策略的多電機同步控制方法

對于多電機（三臺電機及以上）的同步控制目前主要采用偏差耦合的控制方式。偏差耦合控制方法是對交叉耦合控制方法的一種拓展，交叉耦合同步控制只適用于兩臺電機的同步。F.Perez-Pinal 基于交叉耦合改進了偏差耦合控制方式，使得其可以同步控制三臺電機的運轉[14]。偏差耦合控制方法相較于其他控制方式，是目前主流控制方式。

偏差耦合控制策略主要是根據系統中各電機實時反饋的狀態，動態調整每臺電機的輸入信號，對各電機的轉速差進行補償，使系統達到目標控制效果。對于三臺電機組成的驅動系統中的任意一臺電機，如電機1，其跟隨誤差為

電機1與其他電機的角度同步誤差可定義為

式中，ω?為電機目標轉動速度，需要使e1(t)、ε12(t)和ε13(t)快速穩定收斂至接近于零。偏差耦合控制原理如圖2 所示，各電機的輸入信號由參考速度ω?、輸出速度ωn（n=1,2,3，下同）及速度補償器輸出ωrn三者共同決定，其中TL為電機受到的擾動扭矩。

圖2 偏差耦合同步控制系統框圖Fig.2 Diagram of deviation coupling synchronous control system

本文中三臺電機采用同型號的功率為1kW 的松下交流伺服電機及配套的驅動器。伺服電機內部為三閉環控制系統，從內到外依次為電流環、速度環和位置環，編碼器2500 線程，即電機轉軸每轉動一圈，編碼器輸出2500 個脈沖信號，輸出脈沖信號由電機轉速決定。

因電機系統輸入輸出均為速度信號，經過多次系統辨識參數調整，確定由電機與控制器組成的電機系統可按慣性環節處理。各電機辨識得到的傳遞函數G(s)n為

由此可見，三臺同型號伺服電機的速度響應也略有差異。

控制系統中偏差耦合補償器用于調整各個電機輸入信號，實現三臺電機同步，其內部對系統中各臺電機數據進行耦合處理。補償器1內部結構如圖3所示。

圖3 補償器1內部結構圖Fig.3 Diagram of internal structure of compensator 1

偏差耦合補償器首先對系統中各臺電機的速度進行積分，得到各電機的實際轉動角度，從而得到電機1相對于其他兩臺電機的角度偏差，經過補償系數修正后輸出補償信號ωr1，從而使電機1 相對于其他兩臺電機同步。通過多次仿真分析及試驗測試，確定補償系數K12=K13= 5。該補償器將三臺電機之間的角度偏差耦合輸入，通過實時調整電機轉速從而控制電機的轉動角度，保證三臺電機之間轉動角度的同步性。

3 多電機分布式控制系統設計與實現

3.1 控制系統硬件構成

多電機分布式控制系統硬件采用STM32 控制器作為主控制器，完成三臺電機間偏差耦合同步控制，以及與上位機和協控制器間的數據交互。FPGA 控制器作為協控制器，主要負責與電機驅動器間的數據交互。STM32 和FPGA 間傳輸的數據為電機的轉動角度和控制信息，為減少數據傳輸延遲，本文選擇了高速的并行總線FSMC總線。Labview 軟件作為上位機軟件運行環境進行人機交互，STM32將電機運行情況傳輸至上位機軟件，并接收上位機發送的控制命令。系統原理框圖如圖4所示。

圖4 變彎度機翼后緣控制系統原理框圖Fig.4 Schematic diagram of variable camber wing trailing edge control system

驅動器與電機之間通過動力線和編碼器線進行信號傳輸，每臺電機需配置一個獨立的驅動器，因此可以通過控制驅動器與電機之間的信號交互從而控制電機的運動。角度傳感器信號通過相應的電流—電壓轉換電路輸入STM32控制器。光纖變形傳感器經過變形計算模塊進行解調及計算，將計算得到的后緣實際偏轉角度發送至上位機。STM32和FPGA控制器、電機驅動器、開關電源和各種調理電路等集中布置在控制箱中。因機翼內部空間有限，控制箱置于變彎度機翼的外部。同時變彎度機翼后緣在進行加載時，需要與加載設備控制器間有信號交互，STM32 接收加載設備控制器的觸發和急停信號，同時加載設備采集變彎度機翼變形角度信號。

三臺驅動電機的功率均為1kW，額定轉矩為3.18N?m，最高轉速為3000r/min，采用位置控制模式；電機編碼器為2500線相對編碼器，輸出信號最高頻率為125kHz。為減小電磁干擾的影響，設計了一階無源RC濾波電路，截止頻率為159kHz；編碼器信號經過濾波器和光電耦合隔離后輸入FPGA控制器。

角度傳感器為霍爾型傳感器，角度測量范圍為0°～180°、測量精度≤0.3°、響應時間為600μs、輸出信號為4～20mA電流信號，其輸出電流大小與輸入角度呈線性關系。

光纖變形傳感器與光纖變形計算模塊連接，其內裝有光纖解調模塊，將采集到的光纖光柵傳感器的信號解算成波長信號，后通過“波長—變形角度”的對應關系，得到后緣的偏轉角度，光纖變形計算模塊與控制系統的上位機連接，控制系統采集變形傳感器測量的后緣偏角，實現在加載情況下后緣彈性變形的精確測量。

3.2 融合角度傳感器與光纖變形傳感器的系統軟件流程

測控系統軟件流程如圖5所示。在上位機軟件界面中輸入后緣目標偏轉角度后，起動系統，電機經過加速階段加速至目標轉速v?，隨后保持勻速轉動，當后緣偏轉至與設定角度差小于θ?時，電機進入減速階段，直至停止。

圖5 測控系統軟件流程Fig.5 Software flow chart measurement and control system

式中，v*為后緣的設定偏轉速度。

當角度傳感器達到設定目標偏轉角度時，上位機采集光纖變形角度信號，比較光纖變形角度與設定的目標角度偏差，補償電機偏轉，消除因結構間隙及彈性造成的角度偏差。偏差耦合同步控制作用于控制系統電機轉動全過程，從而保證三臺電機間的同步性；同時，設定電機之間轉動角度差大于50°時，電機被立即強行停止，以保護后緣結構。

4 變彎度機翼后緣偏轉試驗驗證

4.1 電機空載同步試驗

為驗證變彎度后緣變形的協同及光順，即需要保證三臺電機轉動角度的同步，首先在后緣空載情況下對控制系統進行試驗測試。主要進行兩項試驗：（1）在無干擾情況下，測試電機以不同轉速運行時的同步效果；（2）在有干擾情況下，測試電機以固定轉速運行時的同步效果。

首先將三臺電機放置于工作臺上，設定轉速分別為300r/min、1000r/min、2000r/min，三臺電機的同步測試結果見表1。由于三臺電機的響應曲線略有差別，當FPGA 控制器發送的電機轉動脈沖信號到達時，電機瞬時無法同步轉動，所以在啟動階段三臺電機之間的角度差較大。

表1 不同轉速時的角度差測試結果Table 1 Test results of angle difference of three motors at different speeds

通過上述試驗，可以看到，隨著設定的電機轉動速度增加，起動階段三臺電機間的最大角度差逐漸增大；在電機保持勻速轉動階段，三臺電機間的最大角度差在0.4°～0.6°，與轉速無直接關系。

設定電機轉速為1000r/min，對控制系統施加干擾，測試電機的同步性能。圖6 為測試過程中三臺電機的角度差：在起動階段，三臺電機最大角度差為0.7°，當系統達到勻速穩定運行時，三臺電機角度差降至0.6°；在2s 時三臺電機已經處于以設定轉速的勻速運行階段，此時通過上位機對控制系統施加干擾信號，對電機2 施加5°的角度滯后，通過曲線可以看到，該角度差在0.5s內被消除，三臺電機恢復同步運行。

圖6 空載三電機角度偏差曲線Fig.6 Motor angle difference curve under no-load condition

通過上述兩個試驗，在空載有無干擾的情況下，控制系統均可以實現三臺電機之間的角度同步。

4.2 變彎度機翼后緣空載偏轉試驗

將三臺電機安裝于變彎度機翼后緣艙內，如圖7 所示，進行空載狀態下變彎度機翼后緣的偏轉試驗，設置電機的轉速為300r/min。通過上位機軟件控制界面發送如下指令：（1）由-2°下偏至5°；（2）下偏至10°；（3）下偏至15°；（4）上偏回至0°。變彎度機翼后緣偏轉如圖8 所示。變彎度機翼后緣向下偏轉的三次過程中，超調量分別為0.18°、0.15°、0.07°；由15°上偏回至0°的偏轉過程中，超調量為0.2°。

圖7 變彎度機翼后緣電機裝配圖Fig.7 Assembly drawing of motors for trailing edge of variable camber wing

圖8 變彎度后緣不同偏轉狀態Fig.8 Different deflection states of variable camber wing trailing edge

圖9為變彎度機翼后緣位置曲線，圖10為偏轉過程中三臺電機實時角度差，由此可見，在起動時，由于三臺電機位置不同，所帶動的機構力矩不同且各電機自身特性也存在差異，所以在偏轉起動階段角度差較大，起動瞬時角度差不超過15°，勻速運行階段三臺電機角度差小于5°。由此可見，在變彎度機翼空載情況下，三臺電機角度差較小，能夠實現變彎度機翼后緣的協同偏轉。

圖9 變彎度后緣偏轉位置曲線Fig.9 Deflection position curve of variable camber wing trailing edge

圖10 三電機實時角度差Fig.10 Real time angle difference of three motors

4.3 變彎度機翼后緣加載試驗

為驗證變彎度機翼后緣在加載情況下的變形能力和變形精度，變彎度機翼全尺寸后緣進行地面靜力試驗和地面隨動加載試驗，如圖11所示，試驗在航空工業強度所進行。加載試驗模擬了起降狀態和巡航狀態的載荷，其中，起降狀態的最大載荷是7143N，巡航狀態的最大載荷是17072N，在變彎度機翼后緣上蒙皮共施加了12個作用點，在下蒙皮施加了6個作用點。在試驗的過程中，變形和加載的過程流暢協同，變形輪廓通過多相機實時工業攝像測量系統進行測量。

圖11 后緣加載試驗Fig.11 Trailing edge loading test

（1）靜力加載試驗

靜力加載狀態下，在變彎度機翼后緣下偏過程中，選取巡航和起飛著陸不同偏轉角度狀態，利用工業攝像測量的變彎度機翼后緣實際偏角與設計模型對應的理論偏角進行對比，如圖12所示，變形精度見表2。

圖12 不同狀態理論偏角與試驗實際偏角對比Fig.12 Comparison between theoretical deflection angle and actual deflection angle in different states

表2 不同狀態后緣變形精度Table2 Deformation accuracy of trailing edge in different states

由此可見，在靜力加載狀態下，融合角度傳感器和光纖變形傳感器可實現變彎度機翼后緣控制系統的反饋，變形精度在4.5%以內。

（2）隨動加載試驗

隨動加載試驗中，設置最大載荷為7143N，設定電機轉速為300r/min，測試變彎度后緣在偏轉范圍-2°到15°范圍內的偏轉過程，圖13為隨動加載過程中后緣位置曲線。

圖13 隨動加載后緣位置曲線Fig.13 Follow-up loading trailing edge position curve

在起降最大載荷狀態下，變彎度機翼后緣向下偏轉過程超調量為0.15°，上偏的超調量為0.08°。

圖14為隨動加載過程中三電機之間的實時角度差，在上偏和下偏的全過程中，電機1和電機2以及電機1和電機3的角度差波動較大，但最大角度差在30°以內，仍可滿足控制系統要求；電機2 和電機3 角度差波動較小，最大角度差小于5°。由此可分析，可能由于電機1在驅動過程中，存在一定阻力，造成電機2、電機3與電機1的角度差較大，在試驗后，可對電機1 的驅動結構以及隨動加載點進行檢查排除，但同時也可看出，通過偏差耦合算法，可通過電機轉速的調整，動態減小三臺電機間的角度差，實現變彎度機翼后緣的協同偏轉。

圖14 三電機實時角度差Fig.14 Real time angle difference of three motors

5 結論與展望

變彎度機翼全尺寸多節轉動后緣結構控制系統以角度傳感器和光纖變形傳感器融合的反饋實現閉環控制，采用基于偏差耦合的同步控制算法實現電機的協同控制。搭建了后緣硬件控制系統，完成了空載、地面載荷加載試驗。試驗結果表明，該系統在有無載荷情況下，控制和驅動系統均能穩定運行，滿足機翼后緣偏轉控制精度的要求。

在后續的研究中，考慮機翼結構減重，可采用關節驅動電機，簡化大量傳動機構，提高驅動效率，在每個連接軸上安裝驅動電機，更有利于實現機翼的三維變形控制。在控制算法方面，可考慮融入智能算法等，通過更加優化的控制結構與算法來進一步提高變彎度機翼控制系統的精度。