基于Adams 的飞行器空气舵传动系统动特性间隙敏感度分析

聂 青，宋 磊，刘爱莲，许俊伟，廖选平,2

（1. 中国运载火箭技术研究院，北京，100076；2. 国防科学技术大学航天科学与工程学院，湖南，410073）

基于Adams 的飞行器空气舵传动系统动特性间隙敏感度分析

聂 青1，宋 磊1，刘爱莲1，许俊伟1，廖选平1,2

（1. 中国运载火箭技术研究院，北京，100076；2. 国防科学技术大学航天科学与工程学院，湖南，410073）

空气舵系统传递特性主要受系统间隙、刚度和阻尼影响，而间隙是 3个因素中最难以控制的一项。当前研究主要集中在系统间隙对整个传动系统最终结果的影响，未对系统各传动环节传动间隙的影响进行研究，且缺乏基于工程实测数据的建模分析。以飞行器空气舵传动系统为研究对象，基于Adams三维多刚体动力学仿真平台和各传动环节实际状态，有针对性地对空气舵传动系统各传动环节间隙以及系统偏差间隙的动特性敏感度进行分析，所得结论为飞行器空气舵传动系统的优化设计和性能预测提供了理论支持。

飞行器；传动间隙；动特性分析

0 引 言

飞行器空气舵传动系统作为飞行器姿态控制系统的重要组成部分，其作用是根据飞行器控制器输出的大小和极性的信号操纵飞行器舵面，控制和稳定飞行器的飞行性能[1]。空气舵传动系统中运动部件之间的间隙，由于加工精度和装配上的限制，间隙是难以避免的，系统间隙会使系统产生相位滞后，降低系统灵敏度和准确性，在高频小幅度运动过程中表现更为明显[2～8]。目前研究主要集中在系统间隙对整个传动系统最终结果的影响，未对系统各传动环节传动间隙的影响进行研究，且缺乏基于工程实测数据的建模分析。本文以某飞行器空气舵传动系统为研究对象，基于Adams三维多刚体动力学仿真平台和各传动环节实际状态，对各传动环节间隙以及系统偏差间隙的动特性敏感度进行分析。

1 空气舵传动系统分析

某飞行器空气舵传动系统结构由伺服机构作动杆、连杆、轴销、摇臂、舵轴、轴承以及壳体结构组成，如图1所示。舵轴与摇臂固连在一起，通过两端的轴承安装在飞行器壳体结构上。在实际使用过程中，伺服机构根据飞行器控制系统的输入信号，带动作动杆作直线运动，再通过连杆和摇臂将作动杆的直线运动转化为舵轴转动，从而实现空气舵的摆动控制。

1.1 系统各环节间隙分析

空气舵传动系统活动间隙主要包含以下3部分：a）伺服机构作动杆与销轴的间隙；b）连杆关节轴承与销轴的间隙；c）连杆关节轴承自身游隙以及摇臂与销轴的间隙。各传动部件的实测最大、最小配合间隙如表1所示。

表1 各传动部件的配合间隙

由表1可得，传动部件最大间隙a的值为

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

传动部件最小间隙b的值为

1.2 系统阻尼测量

摩擦阻力会影响舵系统动态特性，为保证建立的空气舵传动系统仿真模型与实际产品更加吻合，对4个空气舵传动系统的实际转动摩擦力矩进行测试，测试结果见表2。

表2 摩擦力矩测试结果

由表 2可知，空气舵摩擦转动力矩数值在14.3～29.3 N·m 之间。

2 空气舵传动环节动特性间隙敏感度分析

2.1 模型建立

基于Adams软件建立空气舵传动系统动力学仿真模型，单个空气舵传动系统的仿真模型如图 2所示。其中，摇臂与舵轴固定连接，与地面沿轴线铰接，根据机械设计手册，将摩擦力矩系数设为2.623；摇臂、连杆以及伺服作动杆与轴承销之间均为接触约束，基于机械设计手册及软件使用说明，将接触刚度设为105N/mm，接触阻尼设为80 （N·s）/mm。摇臂、连杆以及伺服作动杆上销孔的直径均为10 mm，模型通过设定销轴外径达到模拟系统间隙的目的。

由图2可知，在实际的舵系统中，传动部件最大间隙a为0.094 mm，仿真模型可通过将2个销轴的直径d设置为9.95 mm模拟该状态；传动部件最小间隙b为0.034 mm，仿真模型可通过将2个销轴的直径设置为9.98 mm模拟该状态。因此建立如图3所示的动力学仿真模型。

从图3中可以看出，模型中建立了6个空气舵传动系统，除了1个理想状态的舵系统模型之外，另外5个舵系统的销轴直径d依次为9.98 mm、9.97 mm、9.96 mm、9.95 mm和9.90 mm，前4个用于覆盖实际产品的间隙变化范围，最后1个用于增加对比效果。

理想状态舵系统的伺服机构作动杆通过移动副与地面连接，模型中所有伺服机构作动杆均连在一起。在模型仿真过程中，理想状态舵系统的摇臂按输入信号进行摆动，通过连杆带动伺服机构作动杆运动，而其他舵系统的伺服机构作动杆则一起随动，并作为各个舵系统的动力输入，通过各自系统的连杆、轴销以及摇臂，带动舵轴运动，从而实现整个模型内舵系统的运动输入一致。

2.2 仿真模型验证分析

2.2.1 仿真模型验证

将理想舵系统摇臂的输入信号设置为1 Hz的正弦信号，运行系统仿真，得到各舵系统中摇臂的角度时间曲线和摇臂的力矩时间曲线，分别如图4和图5所示。

从图4中可以看出，各销轴直径条件下，曲线变化规律基本一致，d为9.90 mm的舵系统输出明显滞后于其他舵系统。从图5中可以看出，各舵系统摩擦力矩的最大峰值均出现在启动阶段，力矩变化范围在22.3～24.5 N·m之间；其余力矩峰值均出现在舵轴零位，此时摇臂摆动的速率在整个运动周期最大，峰值力矩变化范围在16～18 N·m之间。仿真结果与1.2节的力矩实测结果及预期情况相符，模型合理有效。

2.2.2 仿真结果分析

对图4中的角度时间曲线进行局部放大，得到各舵系统在1 s时间点附近的摆角时间曲线，如图6所示。

基于图6计算各舵系统对比理想模型的滞后时间，得到如表3所示的滞后数据结果。

表3 舵系统输出与理想输入的对比结果

从表3中可以看出，舵系统之间的间隙量差值越大，它们的时间滞后量差值也越大。销轴直径为9.98 mm的舵系统相对于9.95 mm的舵系统的时间超前率为由此可以看出，在其他条件不变的情况下，系统最小间隙状态的跟随性能较最大间隙状态有明显提升。

2.3 传动环节动特性间隙敏感度分析

2.3.1 伺服作动杆和摇臂轴孔配合敏感度分析

由表1可知，伺服作动杆与销轴间的最大间隙为0.009 mm，摇臂与销轴间的最大间隙为0.015 mm，若在实际的产品加工过程中将摇臂的孔尺寸与伺服作动杆的孔尺寸统一，即摇臂与销轴间的最大间隙也为0.009 mm，则传动部件最大间隙σ的值为0.088 mm，状态介于d为9.95 mm与9.96 mm之间的状态，且偏向d为9.96 mm之间的状态。

d为9.96 mm的舵系统相对于d为9.95 mm的舵系统的时间超前率为因此该环节的改动对系统跟随性的提升效果不大于32.46%。

2.3.2 连杆关节轴承活动间隙敏感度分析

若两关节轴承径向间隙之和的要求由0.04 mm降至实际能够达到的最小水平 0.03 mm，则传动部件最大间隙σ的值为0.084 mm，状态基本与d为9.96 mm的舵系统一致。因此该环节的改动对系统跟随性的提升效果接近32.46%。

2.3.3 连杆关节轴承、轴孔配合敏感度分析

若通过机械手段完全消除两个销轴与关节轴承之间 0.03 mm的间隙，则传动部件最大间隙 σ的值为0.064 mm，状态基本与d为9.97 mm的舵系统一致。

由表3可知，d为9.97 mm的舵系统相对于d为9.95 mm 的舵系统的时间超前率为因此该环节的改动对系统跟随性的提升效果接近60.53%。

3 空气舵系统偏差间隙动特性敏感度分析

在空气舵传动系统中，连杆不针对单个关节轴承测量径向间隙，仅测量两关节轴承径向间隙之和，实际产品必然存在连杆单边关节轴承偏紧，另一边关节轴承偏松的情况。同时，伺服作动杆和摇臂的轴孔以及销轴的加工都存在一定的随机性，因此实际空气舵传动系统的连杆两端间隙必然不均匀，存在偏差。

在原有模型的基础上，建立空气舵传动系统偏差间隙模型，即建立含有6个空气舵系统的动力学模型，除了一个理想状态的舵系统模型之外，另外5个舵系统的总间隙为0.1 mm，通过将它们销轴1（靠近摇臂）的间隙依次设置为9.92 mm、9.94 mm、9.95 mm、9.96 mm以及9.98 mm，销轴2（靠近伺服作动杆）的间隙依次设置为9.98 mm、9.96 mm、9.95 mm、9.94 mm以及9.92 mm，以模拟连杆两端的偏差间隙。

将理想舵系统摇臂的输入信号设置为1 Hz的正弦信号，运行系统仿真，得到图7和图8所示曲线。

从图7中可以看出，各舵系统的转角输出曲线基本重合，相对于理想输入的滞后基本一致。从图8中可以看出，各舵系统中，销轴1直径为9.96 mm的系统转角输出相对于理想输入的滞后最小，为0.0 109 s；销轴1直径为9.92 mm的系统转角输出相对于理想输入的滞后最大，为0.0 116 s，两者之间的差值为0.0 007 s，因连杆两端间隙偏差引起的系统滞后占总滞后的比率为

由此可得，在系统总间隙不变的情况下，连杆两端间隙偏差对系统滞后的影响较小。

4 结 论

飞行器空气舵传动系统是飞行器姿态控制系统的重要组成部分，本文以某飞行器空气舵传动系统为研究对象，基于Adams三维多刚度动力学仿真平台，建立了系统仿真模型，并基于仿真结果和各传动环节实际状态，对空气舵传动系统各传动环节以及系统偏差间隙的动特性敏感度进行了分析，结论如下：

a）相对于其他传动环节，连杆关节轴承轴孔配合的间隙动特性敏感度最高，消除两个销轴与关节轴承之间的配合间隙能够大幅度提升系统跟随性能；

b）在系统总间隙不变的情况下，连杆两端间隙偏差对系统滞后的影响很小，偏差间隙的动特性敏感度偏低。

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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

聂 青（1989-），男，工程师，主要研究方向为飞行器与结构总体设计