聶 青，宋 磊，劉愛蓮，許俊偉，廖選平,2

（1. 中國運(yùn)載火箭技術(shù)研究院，北京，100076；2. 國防科學(xué)技術(shù)大學(xué)航天科學(xué)與工程學(xué)院，湖南，410073）

基于Adams 的飛行器空氣舵?zhèn)鲃酉到y(tǒng)動特性間隙敏感度分析

聶 青1，宋 磊1，劉愛蓮1，許俊偉1，廖選平1,2

（1. 中國運(yùn)載火箭技術(shù)研究院，北京，100076；2. 國防科學(xué)技術(shù)大學(xué)航天科學(xué)與工程學(xué)院，湖南，410073）

空氣舵系統(tǒng)傳遞特性主要受系統(tǒng)間隙、剛度和阻尼影響，而間隙是 3個因素中最難以控制的一項(xiàng)。當(dāng)前研究主要集中在系統(tǒng)間隙對整個傳動系統(tǒng)最終結(jié)果的影響，未對系統(tǒng)各傳動環(huán)節(jié)傳動間隙的影響進(jìn)行研究，且缺乏基于工程實(shí)測數(shù)據(jù)的建模分析。以飛行器空氣舵?zhèn)鲃酉到y(tǒng)為研究對象，基于Adams三維多剛體動力學(xué)仿真平臺和各傳動環(huán)節(jié)實(shí)際狀態(tài)，有針對性地對空氣舵?zhèn)鲃酉到y(tǒng)各傳動環(huán)節(jié)間隙以及系統(tǒng)偏差間隙的動特性敏感度進(jìn)行分析，所得結(jié)論為飛行器空氣舵?zhèn)鲃酉到y(tǒng)的優(yōu)化設(shè)計(jì)和性能預(yù)測提供了理論支持。

飛行器；傳動間隙；動特性分析

0 引 言

飛行器空氣舵?zhèn)鲃酉到y(tǒng)作為飛行器姿態(tài)控制系統(tǒng)的重要組成部分，其作用是根據(jù)飛行器控制器輸出的大小和極性的信號操縱飛行器舵面，控制和穩(wěn)定飛行器的飛行性能[1]?？諝舛?zhèn)鲃酉到y(tǒng)中運(yùn)動部件之間的間隙，由于加工精度和裝配上的限制，間隙是難以避免的，系統(tǒng)間隙會使系統(tǒng)產(chǎn)生相位滯后，降低系統(tǒng)靈敏度和準(zhǔn)確性，在高頻小幅度運(yùn)動過程中表現(xiàn)更為明顯[2～8]。目前研究主要集中在系統(tǒng)間隙對整個傳動系統(tǒng)最終結(jié)果的影響，未對系統(tǒng)各傳動環(huán)節(jié)傳動間隙的影響進(jìn)行研究，且缺乏基于工程實(shí)測數(shù)據(jù)的建模分析。本文以某飛行器空氣舵?zhèn)鲃酉到y(tǒng)為研究對象，基于Adams三維多剛體動力學(xué)仿真平臺和各傳動環(huán)節(jié)實(shí)際狀態(tài)，對各傳動環(huán)節(jié)間隙以及系統(tǒng)偏差間隙的動特性敏感度進(jìn)行分析。

1 空氣舵?zhèn)鲃酉到y(tǒng)分析

某飛行器空氣舵?zhèn)鲃酉到y(tǒng)結(jié)構(gòu)由伺服機(jī)構(gòu)作動桿、連桿、軸銷、搖臂、舵軸、軸承以及殼體結(jié)構(gòu)組成，如圖1所示。舵軸與搖臂固連在一起，通過兩端的軸承安裝在飛行器殼體結(jié)構(gòu)上。在實(shí)際使用過程中，伺服機(jī)構(gòu)根據(jù)飛行器控制系統(tǒng)的輸入信號，帶動作動桿作直線運(yùn)動，再通過連桿和搖臂將作動桿的直線運(yùn)動轉(zhuǎn)化為舵軸轉(zhuǎn)動，從而實(shí)現(xiàn)空氣舵的擺動控制。

1.1 系統(tǒng)各環(huán)節(jié)間隙分析

空氣舵?zhèn)鲃酉到y(tǒng)活動間隙主要包含以下3部分：a）伺服機(jī)構(gòu)作動桿與銷軸的間隙；b）連桿關(guān)節(jié)軸承與銷軸的間隙；c）連桿關(guān)節(jié)軸承自身游隙以及搖臂與銷軸的間隙。各傳動部件的實(shí)測最大、最小配合間隙如表1所示。

表1 各傳動部件的配合間隙

由表1可得，傳動部件最大間隙a的值為

a=0.009+0.015+0.03+0.04=0.094 mm

傳動部件最小間隙b的值為

1.2 系統(tǒng)阻尼測量

摩擦阻力會影響舵系統(tǒng)動態(tài)特性，為保證建立的空氣舵?zhèn)鲃酉到y(tǒng)仿真模型與實(shí)際產(chǎn)品更加吻合，對4個空氣舵?zhèn)鲃酉到y(tǒng)的實(shí)際轉(zhuǎn)動摩擦力矩進(jìn)行測試，測試結(jié)果見表2。

表2 摩擦力矩測試結(jié)果

由表 2可知，空氣舵摩擦轉(zhuǎn)動力矩?cái)?shù)值在14.3～29.3 N·m 之間。

2 空氣舵?zhèn)鲃迎h(huán)節(jié)動特性間隙敏感度分析

2.1 模型建立

基于Adams軟件建立空氣舵?zhèn)鲃酉到y(tǒng)動力學(xué)仿真模型，單個空氣舵?zhèn)鲃酉到y(tǒng)的仿真模型如圖 2所示。其中，搖臂與舵軸固定連接，與地面沿軸線鉸接，根據(jù)機(jī)械設(shè)計(jì)手冊，將摩擦力矩系數(shù)設(shè)為2.623；搖臂、連桿以及伺服作動桿與軸承銷之間均為接觸約束，基于機(jī)械設(shè)計(jì)手冊及軟件使用說明，將接觸剛度設(shè)為105N/mm，接觸阻尼設(shè)為80 （N·s）/mm。搖臂、連桿以及伺服作動桿上銷孔的直徑均為10 mm，模型通過設(shè)定銷軸外徑達(dá)到模擬系統(tǒng)間隙的目的。

由圖2可知，在實(shí)際的舵系統(tǒng)中，傳動部件最大間隙a為0.094 mm，仿真模型可通過將2個銷軸的直徑d設(shè)置為9.95 mm模擬該狀態(tài)；傳動部件最小間隙b為0.034 mm，仿真模型可通過將2個銷軸的直徑設(shè)置為9.98 mm模擬該狀態(tài)。因此建立如圖3所示的動力學(xué)仿真模型。

從圖3中可以看出，模型中建立了6個空氣舵?zhèn)鲃酉到y(tǒng)，除了1個理想狀態(tài)的舵系統(tǒng)模型之外，另外5個舵系統(tǒng)的銷軸直徑d依次為9.98 mm、9.97 mm、9.96 mm、9.95 mm和9.90 mm，前4個用于覆蓋實(shí)際產(chǎn)品的間隙變化范圍，最后1個用于增加對比效果。

理想狀態(tài)舵系統(tǒng)的伺服機(jī)構(gòu)作動桿通過移動副與地面連接，模型中所有伺服機(jī)構(gòu)作動桿均連在一起。在模型仿真過程中，理想狀態(tài)舵系統(tǒng)的搖臂按輸入信號進(jìn)行擺動，通過連桿帶動伺服機(jī)構(gòu)作動桿運(yùn)動，而其他舵系統(tǒng)的伺服機(jī)構(gòu)作動桿則一起隨動，并作為各個舵系統(tǒng)的動力輸入，通過各自系統(tǒng)的連桿、軸銷以及搖臂，帶動舵軸運(yùn)動，從而實(shí)現(xiàn)整個模型內(nèi)舵系統(tǒng)的運(yùn)動輸入一致。

2.2 仿真模型驗(yàn)證分析

2.2.1 仿真模型驗(yàn)證

將理想舵系統(tǒng)搖臂的輸入信號設(shè)置為1 Hz的正弦信號，運(yùn)行系統(tǒng)仿真，得到各舵系統(tǒng)中搖臂的角度時間曲線和搖臂的力矩時間曲線，分別如圖4和圖5所示。

從圖4中可以看出，各銷軸直徑條件下，曲線變化規(guī)律基本一致，d為9.90 mm的舵系統(tǒng)輸出明顯滯后于其他舵系統(tǒng)。從圖5中可以看出，各舵系統(tǒng)摩擦力矩的最大峰值均出現(xiàn)在啟動階段，力矩變化范圍在22.3～24.5 N·m之間；其余力矩峰值均出現(xiàn)在舵軸零位，此時搖臂擺動的速率在整個運(yùn)動周期最大，峰值力矩變化范圍在16～18 N·m之間。仿真結(jié)果與1.2節(jié)的力矩實(shí)測結(jié)果及預(yù)期情況相符，模型合理有效。

2.2.2 仿真結(jié)果分析

對圖4中的角度時間曲線進(jìn)行局部放大，得到各舵系統(tǒng)在1 s時間點(diǎn)附近的擺角時間曲線，如圖6所示。

基于圖6計(jì)算各舵系統(tǒng)對比理想模型的滯后時間，得到如表3所示的滯后數(shù)據(jù)結(jié)果。

表3 舵系統(tǒng)輸出與理想輸入的對比結(jié)果

從表3中可以看出，舵系統(tǒng)之間的間隙量差值越大，它們的時間滯后量差值也越大。銷軸直徑為9.98 mm的舵系統(tǒng)相對于9.95 mm的舵系統(tǒng)的時間超前率為由此可以看出，在其他條件不變的情況下，系統(tǒng)最小間隙狀態(tài)的跟隨性能較最大間隙狀態(tài)有明顯提升。

2.3 傳動環(huán)節(jié)動特性間隙敏感度分析

2.3.1 伺服作動桿和搖臂軸孔配合敏感度分析

由表1可知，伺服作動桿與銷軸間的最大間隙為0.009 mm，搖臂與銷軸間的最大間隙為0.015 mm，若在實(shí)際的產(chǎn)品加工過程中將搖臂的孔尺寸與伺服作動桿的孔尺寸統(tǒng)一，即搖臂與銷軸間的最大間隙也為0.009 mm，則傳動部件最大間隙σ的值為0.088 mm，狀態(tài)介于d為9.95 mm與9.96 mm之間的狀態(tài)，且偏向d為9.96 mm之間的狀態(tài)。

d為9.96 mm的舵系統(tǒng)相對于d為9.95 mm的舵系統(tǒng)的時間超前率為因此該環(huán)節(jié)的改動對系統(tǒng)跟隨性的提升效果不大于32.46%。

2.3.2 連桿關(guān)節(jié)軸承活動間隙敏感度分析

若兩關(guān)節(jié)軸承徑向間隙之和的要求由0.04 mm降至實(shí)際能夠達(dá)到的最小水平 0.03 mm，則傳動部件最大間隙σ的值為0.084 mm，狀態(tài)基本與d為9.96 mm的舵系統(tǒng)一致。因此該環(huán)節(jié)的改動對系統(tǒng)跟隨性的提升效果接近32.46%。

2.3.3 連桿關(guān)節(jié)軸承、軸孔配合敏感度分析

若通過機(jī)械手段完全消除兩個銷軸與關(guān)節(jié)軸承之間 0.03 mm的間隙，則傳動部件最大間隙 σ的值為0.064 mm，狀態(tài)基本與d為9.97 mm的舵系統(tǒng)一致。

由表3可知，d為9.97 mm的舵系統(tǒng)相對于d為9.95 mm 的舵系統(tǒng)的時間超前率為因此該環(huán)節(jié)的改動對系統(tǒng)跟隨性的提升效果接近60.53%。

3 空氣舵系統(tǒng)偏差間隙動特性敏感度分析

在空氣舵?zhèn)鲃酉到y(tǒng)中，連桿不針對單個關(guān)節(jié)軸承測量徑向間隙，僅測量兩關(guān)節(jié)軸承徑向間隙之和，實(shí)際產(chǎn)品必然存在連桿單邊關(guān)節(jié)軸承偏緊，另一邊關(guān)節(jié)軸承偏松的情況。同時，伺服作動桿和搖臂的軸孔以及銷軸的加工都存在一定的隨機(jī)性，因此實(shí)際空氣舵?zhèn)鲃酉到y(tǒng)的連桿兩端間隙必然不均勻，存在偏差。

在原有模型的基礎(chǔ)上，建立空氣舵?zhèn)鲃酉到y(tǒng)偏差間隙模型，即建立含有6個空氣舵系統(tǒng)的動力學(xué)模型，除了一個理想狀態(tài)的舵系統(tǒng)模型之外，另外5個舵系統(tǒng)的總間隙為0.1 mm，通過將它們銷軸1（靠近搖臂）的間隙依次設(shè)置為9.92 mm、9.94 mm、9.95 mm、9.96 mm以及9.98 mm，銷軸2（靠近伺服作動桿）的間隙依次設(shè)置為9.98 mm、9.96 mm、9.95 mm、9.94 mm以及9.92 mm，以模擬連桿兩端的偏差間隙。

將理想舵系統(tǒng)搖臂的輸入信號設(shè)置為1 Hz的正弦信號，運(yùn)行系統(tǒng)仿真，得到圖7和圖8所示曲線。

從圖7中可以看出，各舵系統(tǒng)的轉(zhuǎn)角輸出曲線基本重合，相對于理想輸入的滯后基本一致。從圖8中可以看出，各舵系統(tǒng)中，銷軸1直徑為9.96 mm的系統(tǒng)轉(zhuǎn)角輸出相對于理想輸入的滯后最小，為0.0 109 s；銷軸1直徑為9.92 mm的系統(tǒng)轉(zhuǎn)角輸出相對于理想輸入的滯后最大，為0.0 116 s，兩者之間的差值為0.0 007 s，因連桿兩端間隙偏差引起的系統(tǒng)滯后占總滯后的比率為

由此可得，在系統(tǒng)總間隙不變的情況下，連桿兩端間隙偏差對系統(tǒng)滯后的影響較小。

4 結(jié) 論

飛行器空氣舵?zhèn)鲃酉到y(tǒng)是飛行器姿態(tài)控制系統(tǒng)的重要組成部分，本文以某飛行器空氣舵?zhèn)鲃酉到y(tǒng)為研究對象，基于Adams三維多剛度動力學(xué)仿真平臺，建立了系統(tǒng)仿真模型，并基于仿真結(jié)果和各傳動環(huán)節(jié)實(shí)際狀態(tài)，對空氣舵?zhèn)鲃酉到y(tǒng)各傳動環(huán)節(jié)以及系統(tǒng)偏差間隙的動特性敏感度進(jìn)行了分析，結(jié)論如下：

a）相對于其他傳動環(huán)節(jié)，連桿關(guān)節(jié)軸承軸孔配合的間隙動特性敏感度最高，消除兩個銷軸與關(guān)節(jié)軸承之間的配合間隙能夠大幅度提升系統(tǒng)跟隨性能；

b）在系統(tǒng)總間隙不變的情況下，連桿兩端間隙偏差對系統(tǒng)滯后的影響很小，偏差間隙的動特性敏感度偏低。

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Backlash Sensitivity Analysis of Dynamic Characteristic on Air Rudder Drive System of Air Vehicle Basing on Adams

Nie Qing1, Song Lei1, Liu Ai-lian1, Xu Jun-wei1, Liao Xuan-ping1,2
(1. China Academy of Launch Vehicle Technology, Beijing, 100076;2. Space Science and Engineering College in National University of Defense Technology, Hunan, 410073)

The air rudder drive system of air vehicle is mainly affected by system backlash, stiffness and damping, the backlash is the most uncontrollable one. The current research focus on the influence of the system backlash affecting on the whole drive system,while the influence of the backlash on each drive link is not studied, besides, current modeling analysis is lack of measured data.Aiming at the air rudder drive system of air vehicle, basing on the Adams software and virtual condition of each drive link, the accordingly sensitivity analysis of the dynamic characteristic on each drive link and system deviation was completed. The obtained results provide theoretical support for optimization design and performance prediction of air rudder drive system.

Air vehicle; Backlash of drive system; Dynamic characteristic analysis

V448.2

A

1004-7182(2017)05-0058-04

10.7654/j.issn.1004-7182.20170514

2016-02-15；

2017-06-01

聶 青（1989-），男，工程師，主要研究方向?yàn)轱w行器與結(jié)構(gòu)總體設(shè)計(jì)