自动调节系统

自动调节系统是指在运行过程中使输出量与期望值保持一致的反馈控制系统。

基本介绍

早期，反馈控制系统常称为自动调节系统，而用于分析和设计这种系统的经典控制理论常称为调节原理。自动调节系统广泛用于工业生产和国防技术中，例如温度、频率和压力调节系统等。

自动调节系统主要由调节器、调节阀、调节对象和变送器四大部分组成。

分类

抽油机游梁平衡自动调节系统

系统的组成与原理

抽油机游梁平衡自动调节系统(图1) 由机械系统和自动控制系统两部分组成。机械系统由小车轨道和配重小车G1( 含步进电机) 组成。配重小车由小车外壳、步进电机、行星齿轮组、花键、蜗轮、蜗杆及行走齿轮等组成。自动控制系统由信号采集系统、驱动系统和显示控制系统组成。

系统的设计

1、机械系统

当电机转动时，电机的转动转矩通过行星齿轮组进行放大，并通过花键传递到蜗杆上，再通过啮合的蜗轮蜗杆副传递给蜗轮，使扭矩得到进一步的放大并改变其转动方向。最后由蜗轮同时带动两个行走齿轮在固定在底座上的齿条上做往复运动，实现平衡小车的位移控制。

这种机械机构具有精度高、结构紧凑和冲击载荷小的优点，充分利用了蜗轮蜗杆机构的自锁能力，设计中把机构本身作为配重来节省成本和空间。

2、自动控制系统

自动控制系统由信息采集系统、驱动系统和显示控制系统组成。在抽油机运行过程中，系统通过采集电压、电流信号，对抽油机上下冲程的平均功率与平衡度进行运算和对比，判断抽油机是否处于平衡状态。当平衡度在0.85 ～1.15之间时，抽油机处于平衡状态，此时系统无需调整;否则抽油机处于不平衡状态，此时系统发出控制指令，驱动元件( 步进电机) 驱动配重小车移动到相对游梁的指定位置来调整平衡扭矩，使抽油机的净扭矩保持不变，重新达到新的平衡状态。

控制系统为二十四小时工作制，即每24h系统调整平衡一次，每次20min。这样既保证了抽油机基本在平衡状态下运行，同时也克服了步进电机长期运转的耗能问题和频繁调节导致的电机和平衡小车易损坏问题。

多囊体飞艇重心自动调节系统

系统组成及工作原理

飞艇重心自动调节系统主要由传感器单元、执行设备单元、能源与供电单元、逻辑与控制单元等组成；其中，传感器单元用来感知与测量飞艇飞行中的各种内部和外部的状态，主要由用于测量飞艇大气环境的大气数据系统、测量各个囊体差压的压力传感器、测量飞艇内外温度的温度传感器、测量囊体体积得激光测距仪等组成；大气数据系统还包括了大气数据计算机、飞行空速管、总温传感器等。执行单元住要由配置在各个副气囊皇上的鼓风机、放气阀门以及收集发动机尾流的集风罩上的阀门等组成，主要用来执行对各个气囊储存空气容量的调节，以达到飞艇重心位置调节的目的，同时还可以作为飞艇压力控制的备份手段。能源与供电单元，主要用于为系统提供可靠的能源与电力供应，其中能源与供电中的艇载主电源、艇载应急电源等是由飞艇平台统一考虑，与其他系统设备共同使用的。飞艇重心自动调节系统内部配备自己的系统保护电源，用于短时断电是紧急数据保护。逻辑与控制单元主要用于系统的状态检测、逻辑判断、按照规则控制输出等，主要包括状态检测、数据处理、逻辑分析与判断、控制与变换输出等环节。其中的绝大部分功能由系统控制计算机和数据分析与处理设备来完成。

飞艇重心自动调节系统主要工作原理为通过调节飞艇本身多个副气囊内部空气的体积来增加或者减少距离飞艇重心一定距离处的空气团组质量，从而达到调节飞艇重心位置的目的。通过传感器组或者传感器网络来检测飞艇飞行过程中的姿态、内部各个囊体的体积变化、内外部大气的环境参数等来综合分析与判断当前飞艇的重心实时位置，通过与飞艇在当前环境和状态下的理想重心位置来比较，得到的偏差作为自动调节系统控制器的控制输入量；控制器通过与飞艇设计允许的重心控制范围进行校核，从而给相关控制命令，对各个执行设备进行控制，比如通过不同副气囊风机和阀门的开关配合，调整副气囊的空气体积，从而达到调节飞艇重心位置的目的。也可以参照飞机的主动重心控制方法，通过在飞艇前后囊体下布置软式燃油箱，用油泵和活门控制燃油的分布来调节飞艇的重心位置；这种方式的缺点是需要重新设置分布式软油箱、配套的管路及油泵与活门等额外的装置和设备，降低了系统的效率。重心自动调节系统控制原理如图所示。

系统硬件设计

1、控制器

自动调节系统控制器主要为控制计算机单元，基本功能是实时采集压力、温度等各个传感器数据，并对各数据进行滤波、补偿、调整等相关处理，实时检查判断飞艇各设备包括测控系统各传感器的工作状态；根据采集原始数据及系统状态调用相应的控制算法实现飞艇重心位置的自动调节与控制；原始数据实时记录并通过与光端机或数传设备的接口将数据传输给艇载飞行控制计算机或者传输给测控链路设备直接下传到地面处理；实现飞艇风机、阀门、人工或自主控制。主要由嵌入式计算机模块，通信扩展模块、计算机接口模块、电源管理模块、输入输出接口驱动模块、端口译码模块、时序产生模块、控制执行模块、状态/故障采集模块、BIT自检模块等组成。

嵌入式计算机模块：采用嵌入式MSM586SEV PC104计算机或586Core计算机模块，它主要由CPU、RAM、嵌入式的BIOS、键盘和蜂鸣器接口、两个RS-232C串口、一个双向的并口、软盘驱动控制器、IDE硬盘控制器组成。在其上固化软件，主要完成状态故障采集、控制执行、通讯处理等功能。

通信扩展模块：采用多块嵌入式多串口卡，提供多个独立可编程与配置的RS-422/485/232串口，用来实现在多任务操作系统的控制下，实现长距离、稳定可靠传输，实时响应大数据量的严格要求。模块输入输出的全隔离使得系统更加安全可靠。

计算机接口模块：是FPGA功能的一部分，负责与计算机总线接口，使得测控接口插件软件系统可直接访问外设，完成控制信号的输出与故障、状态信号的读入。

端口译码模块：计算机软件系统是通过访问外设的方式与硬件系统进行信息交互的，端口译码模块根据计算机的地址线信号产生相应的外设片选信号，使得计算机通过共用计算机总线访问多个外设成为可能。

状态/故障采集模块：状态/故障采集模块完成系统各故障、状态检测点信息的采集、冗余判断、故障与控制输出信号的相关等，同时将故障、状态信息锁存在不同的外设端口供计算机读取。

时序产生模块：时序产生主要是对计算机信号进行分频和计数，产生系统所需要的相应的时钟信号等。并能够对采集、转换、通讯等工作提供统一的时钟。

控制执行模块：控制执行模块完成解析计算机的端口操作、各控制输出时序的相关等，最终输出控制电平、脉冲至相应的控制设备，完成遥控动作。电源管理模块：电源管理模块主要由电流传感器、继电器、AD等构成，其根据遥控指令或自主控制指令完成任务电源、风机电源、阀门电源的控制，完成飞艇汇流条电压、电流、应急电源电压、电流等信息的监测。

输入输出接口驱动模块：输入输出接口驱动模块负责与各种状态检测设备、检测点连接，实现不同电平、功率、速度等信号之间的转换、驱动、隔离等。方便通过数据总线获取大量故障、状态信息，增强了输出驱动能力，提高了控制的可靠性。

2、传感器组

飞艇在空中飞行过程中，可能遭遇各种恶劣的天气的考验，温度范围变化大，飞艇姿态处于随即变化中。同时，飞艇作为通用航空平台可能搭载雷达、通信、侦察、对抗等多种电子任务载荷，会产生较强的、宽频段的电磁信号和其它电磁信号的干扰，因此要求飞艇选用的传感器必须具有足够稳定性而牢固性，必须能提供稳定高精度的测量能力；必须能够长时间暴露在极端环境下、经受大量的极端气温湿度变化和不利于高精密作业的其它各种因素的考验。

1）温度传感器

选用MT-WDT温度变送器，该产品是一款高度集成的温度传感变送器，提供全标定的数字输出。

其主要性能指标如下：

供电电源：9～32VDC；

功耗：<20mW（平均值）；

测量范围：-40～+70℃ ；

测量精度：≤±0.3℃（@25℃），最大误差≤±1.0℃（@-40℃）；

工作温度：-40～70℃ ；

输出信号：RS485。

2）微差压传感器

飞艇的压力调节是飞艇能否顺利放飞与稳定工作的关键，氦气囊、副气囊、尾翼气囊、整流罩器囊与外界的差压在飞艇的不同状态下需维持不同的值，必须要精确测量各气囊与大气压的差压，结合测量的温度值进行修正，根据飞艇不同状态下的控制算法，能通过控制风机、阀门调节使压差维持在一定的水平。飞艇的重心位置调节主要是通过控制前后不同位置的副气囊冲入空气的总体积，从而改变副气囊空气重量来实现的，为此各个气囊的压力也是重心自动调节系统需要重点关注的数据之一。霍尼韦尔的精密微差压传感器基于先进硅压阻技术，在全温度范围内具有优异的重复性和稳定性。广泛应用于发动机测试校验、飞机制造厂测试校验、实验室参考标准、压力测量和标定、气象仪器、气压计和雨量计、航空仪表、环境监测等领域。其主要性能指标如下：

电源：5.5～30V；

电流：11mA（待机），17～30mA（依不同指令）；

温度：-40℃～+85℃ ；

精度：±0.05%FS；

分辨率：百万分之10；

量程：0～703mmH2O；

长期稳定性：0.025%FS。

3）大气数据系统

大气数据系统主要用来接收飞艇总、静压受感器（空速管）和大气静温传感器感受外界的总压、静压、大气静温，经过转换、计算，然后以RS-422总线数字量形式输出气压高度Hp、指示空速Vi、真空速Vt、大气总温Tt、大气静温Ts、升降速度HR等大气参数信息，供飞艇其它系统使用。大气数据系统选用某型大气数据计算机、配套空速管及总温传感器组成。其主要性能指标如下：

电源：22V～31V，额定功耗：小于5W；

气压高度Hp：范围：-400m～10000m；

误差：≤±25m；

指示空速Vi：范围：60km/h～500km/h误差：≤±8km/h；

真空速Vt：范围：60km/h～500km/h误差：≤±9km/h；

升降速度HR：范围：-20m/s～20 m/s；

误差：≤±1.5m/s；

静温Ts：范围：-60℃～99℃ ；误差：≤±1.5℃ ；

总温Tt：范围：-60℃～99℃ ；误差：≤±1.5℃。

4）激光测距仪

为了更好的选择对不同副气囊的控制策略，需要对各个囊体当前的体积进行测量，通过选用收发一体的激光测距仪实现这一功能。仪器发射激光束来测出距离，通过与囊体最大直径进行对比来得到当前各个气囊的体积。通过一束激光反射，使得精确、无接触式长距离测距成为可能。

3、执行机构

1）空气阀门

副气囊空气阀门主要用于将副气囊中的空气放出，为内部气体的流出提供良好的通道，以降低气囊的压力。测控系统通过控制电动结构的放出与收回实现阀门的开启和关闭，控制的准则按照自控压力参数或地面的人工干预。在阀门打开时，内部的气体在压力作用下，由阀门开口处溢出；阀门关闭时将气流通道阻断。集风罩阀门也具有与副气囊阀门类似的功能和结构设计。

2）鼓风机

副气囊安装的鼓风机的作用主要为在规定的条件下高效地向气囊中充入空气，以便维持气囊的压力，从而使飞艇保持良好的气动外形。飞艇各副气囊供气设备选用流量合适的轴流风机，风机的开关策略与阀门相同，根据预设的控制逻辑，当副气囊等空气气囊内压压差低于设定值时，压力控制单元自动操作供电电源为相应气囊风机供电，风机开启鼓气；当气囊压差达到规定的压力值时，控制单元自动切断电源，风机随之停止工作，保障气囊压力始终维持在合理的范围内。

系统软件设计

飞艇重心自动调节系统软件主要功能是实时获取各传感器数据，并对各数据进行相关、补偿处理；实时检查判断飞艇各设备、各传感器的工作状态，根据采集原始数据及系统状态调用相应的控制算法实现对飞艇重心位置的自动调节；包括对飞艇各个囊体体积的测量与计算，风机、阀门等控制设备的监测与控制；接收并执行地面人员上传的人工控制命令；对系统的紧急状况进行应急处置等。

其软件结构如图示：

a）控制输出：包括风机、阀门等压力调节控制；

b）状态采集：包括压力参数采集、风速风向采集、飞艇姿态参数采集、囊体体积采集、内外环境温度采集、故障信息采集；

c）重心调节处理：包括重心位置估算、囊体体积计算、重心自主调节；