基于角度误差的缝翼随动加载技术改进方法

毛爽， 刘振宇， 张永兴， 郭永跃

(中国飞机强度研究所 全尺寸飞机结构静力/疲劳试验航空科技重点实验室， 西安 710065)

在飞机结构强度疲劳试验中，载荷施都会在试验件运动状态下进行，尤其对于机翼变形量较大的情况，翼面的载荷大小与加载方向都会按照既定模式进行变化[1]。

目前在活动翼面的疲劳试验中，多采用合成式、转轴式和多自由度分离式这三种随动加载技术。李三元等[2]通过原理和工程案例经行分析，比较了三种随动加载技术的特点，并对国外的多自由度分离式进行了详细介绍，对活动翼面随动加载技术的发展具有重要指导意义。合成式随动加载技术，采用双作动筒配合实现载荷随动加载，如覃湘桂等[3]采用翼面下加载点设计；李小欢等[4]采用翼面上加载点设计，采用位控作动筒控制加载作动筒底座滑动小车，实现了在大形变条件下机翼主翼面的法向载荷随动加载；张柁等[5]通过位控作动筒控制小车改变钢丝绳的角度，实现类似襟缝翼的活动翼面载荷随动加载，并成功应用到扰流板操纵灵活性验证试验中。王鑫等[6]同样采用力控作动筒和位控作动筒撬杠式随动加载，解决了某型双垂尾大变形加载干涉的问题。张柁等[7]采用单点双力控作动筒等效分解力载荷的加载方法，在某飞机副翼操纵检查试验中是实现了力载荷大小和方向的同时施加。合成式随动加载技术工程实现简单，只需要双作动筒就可以实现载荷随动施加。为了更真实地模拟活动翼面运动过程中的真实受载情况，转轴式随动加载技术应运而生，杜峰[8]针对活动翼面设计了摆臂式机械随动机构，通过位控作动筒控制随动机构转动，保证了机构转角与活动翼面转角同步运动，实现了载荷方向与幅值的分离控制。任鹏等[9]将摆臂式随动机构整合到某襟缝翼耐久性试验的功能组合式加载框架中。李宏亮等[10]通过数字输入输出通讯实现了随动机构控制系统与活动翼面驱动系统的同步交互控制，改善了随动控制精度，并提高了试验安全保护性能。为了提高机械随动机构的位移准确控制特性，李宏亮等[11]首次使用电动缸，减小了随动加载的静态误差。转轴式随动加载技术，可以实现更精确的同步随动加载。

基于此，现以某飞机缝翼结构的全尺寸疲劳试验为研究对象，采用随动同步加载更易实现的转轴式随动控制技术，提出以随动机构旋转角度与翼面打开角度之间的角度误差作为随动同步控制的精度判据，通过研究随动机构的几何数学模型和试验载荷谱加载类型，获得位控作动筒位移角度误差的关系，确定角度误差的来源，研究随动机构各参数和载荷谱对角度误差的影响，提出一种基于角度误差的缝翼随动加载技术改进方法，可用于随动机构设计和载荷谱选择，对优化随动加载控制具有重要意义。

1 随动加载机构模型

该飞机采用5段缝翼结构，翼面统一由伺服电机驱动偏转，角度传感器测量翼面打开角度α翼面，实现打开角度闭环控制。该缝翼全尺寸疲劳试验采用5个摆臂式随动机构(以下简称1#机构、2#机构、3#机构、4#机构、5#机构)，位控作动筒驱动随动机构与缝翼同轴转动，通过载荷谱给出作动筒位移伸出量L，获得随动机构旋转角度α，α可以使用倾角传感器或位移换算得到，最终保证载荷施加方向与翼面相对一致，随动机构结构如图1所示。

根据随动机构的几何数学模型，可以得到随动机构旋转角度α与位控作动筒位移L的函数关系为

(1)

式(1)中：

(2)

在缝翼疲劳试验中，载荷谱中随动机构位控作动筒位移L是通过缝翼打开角度α翼面按照几何数学模型理论换算得到，随动机构控制系统在卡位变换(由L=L卡位1到L=L卡位3)时，采用与翼面驱动的相同变换时间进行位移变化。

以试验中翼面偏转角度变化最大的两个卡位变换为例，5个缝翼随动机构的各项设计参数如表1所示。

r1为作动筒与随动机构连接点A到随动机构转轴O′O″的距离OA；r2为作动筒转轴中心点H在偏转平面内投影到随动机构转轴O′O″的距离OH′；α0为随动机构的初始角度；h为作动筒转轴中心点H到偏转平面的距离HH′；L0为作动筒初始长度；L卡位1、L卡位3为打开角度最小和最大时的位移；d0为0°时作动筒转轴中心点H在偏转平面内投影到作动筒与随动机构连接点A的距离AH图1 随动机构结构分析图Fig.1 Structure of follow-up loading device

表1 缝翼随动机构参数表Table 1 Parameters of slat follow-up loading devices

2 角度误差来源分析

通过比较翼面打开角度α翼面和随动机构旋转角度α之间的角度误差Δα，定义

Δα=α翼面-α

(3)

Δα主要用来衡量随动加载控制性能Δα越小，证明同步性越好。

由于随动机构旋转角度α由位控作动筒位移L决定，因此影响角度误差的主要来源包括载荷谱、随动机构数学模型和位控作动筒控制性能。

2.1 载荷谱

根据随动机构控制系统的载荷谱设计规则，在卡位间变换时，可以采用正弦波或斜波进行曲线拟合，实施位移控制随动机构，载荷谱波形曲线如图2所示。

根据表1的参数，通过MATLAB软件仿真得到5段缝翼随动机构的位控作动筒位移-旋转角度的关系如图3所示。

显然，根据仿真结果，位移与旋转角度近似为线性关系。因为翼面驱动角度线性变化，随动机构应与翼面同步，所以在卡位变换时载荷谱应该采用斜波类型，线性拟合得到的载荷谱加载曲线方程为

α载荷谱=kL+b

(4)

式(4)中：

图2 载荷谱波形曲线Fig.2 Load spectrum waveform curves

图3 作动筒位移-旋转角度的关系Fig.3 Relationship between actuator displacements and rotation angles

2.2 理论设计的角度误差

由于位移与旋转角度在载荷谱中假定为线性关系，在几何数学模型中为非线性关系，除了卡位处，在卡位变换过程中会存在一定的角度误差，这是线性化设计带来的角度误差。

当随动机构旋转角度α由α载荷谱替代时，根据式(1)和式(3)可以得到角度误差Δα：

Δα=α翼面-α载荷谱

(5)

根据表1的参数，通过MATLAB软件仿真得到5个缝翼随动机构的位控作动筒位移-角度误差的关系如图4所示。

图4 作动筒位移与角度误差的关系Fig.4 Relationship between actuator displacements and angle errors

由图4不难发现，1#～4#机构的角度误差均不大于1°，满足试验对随动机构的角度控制精度的要求，而5#机构明显不满足设计要求。

2.3 角度误差试验验证

在随动框架控制系统中，通过模拟量输入通道采集翼面驱动角度信号，通过计算通道得到位控作动筒的位移对应的旋转角度，比较后获得5个缝翼随动机构的角度误差如图5所示。

图5 随动机构实际角度误差Fig.5 Actual angle errors of follow-up loading devices

对比图4和图5的结果，可以发现：①实际角度误差明显大于理论角度误差，是由于位控作动筒控制性能未达到最优和载荷谱不准确导致的；②1#、2#机构的理论角度误差为正值， 3#、4#、5#机构为负值，试验结果也验证了这个差异是由位控作动筒安装位置决定；③角度误差的理论仿真和试验验证结果一致，角度误差在到达卡位后较小，而运动过程中较大。

通过分析可以得到，影响角度误差的因素主要有载荷谱、位控作动筒控制性能、随动机构设计和安装尺寸等。

3 随动加载技术改进方法研究

针对角度误差理论分析和试验验证结果，进一步分析载荷谱、位控作动筒控制性能、随动机构设计和安装尺寸对角度误差的影响，提出一种基于角度误差的随动加载技术改进方法。

3.1 载荷谱修正

在每个随动机构上安装倾角传感器，保证传感器倾斜轴与机构旋转轴垂直，可以测量摆臂的倾斜角度，等效为随动机构旋转角度，通过系统标定，得到位控作动筒的位移和倾角传感器角度值的关系如图6所示，拟合后得到跟准确的载荷谱修正线性关系为

α载荷谱=k′L+b′

(6)

图6 作动筒位移-旋转角度的关系修正Fig.6 Correction relationship between actuator displacements and rotation angles

3.2 模型分析

根据与角度误差相关的公式[式(1)～式(6)]，分析随动机构的几何数学模型各参数对角度误差的影响，可以看出：L0为位控作动筒固有参数不可修改，为保证位控作动筒的最大有效行程，以及考虑到位控作动筒与随动机构的干涉问题，一般要求作动筒的偏转平面与随动机构的偏转平面夹角尽量小，所以d0、h的设计阈值很小，很难修改，且r1、r2、d0、L0远大于h，可以忽略h的影响。

因此，在随动机构设计中，修改r1、r2更容易，当r1、r2越接近时，角度误差越小，通过简单的插值试数就可以发现，当位控作动筒在随动机构内部(即位控作动筒的底座在随动框架地面投影内部)时，可以适当增大r1或r2，且增大r1更有效，反之当位控作动筒在随动机构外部时，应当适当增加r1或减小r2，且减小r2更有效。

r1与随动机构尺寸有关，增加r1会导致随动机构体积和重量增大，不利于安装和控制，而r2除随动机构尺寸有关外，还与位控作动筒底座位置有关，通过修改作动筒安装位置，可以减小角度误差。

3.3 改进方法

针对上述角度误差的理论分析，总结出一种基于角度误差的随动加载技术改进方法：①改善位控作动筒控制性能；②通过式(4)修正载荷谱线性度；③修改位控作动筒安装位置；④适当更改随动机构设计尺寸。

通过上述4种手段，都可以减小角度误差，根据试验随动加载技术的改进流程是：首先，针对所有随动机构进行位控作动筒控制参数整定，减小超调量，提高响应速度；其次，通过标定位控作动筒位移和随动机构旋转角度的线性关系修正载荷谱；再次，完成以上两步骤后，若仍存在角度误差较大问题，且作动筒位移和随动机构旋转角度的线性度较差，可以通过机构安装数模重新设计位控作动筒的底座安装位置；最后，以上3种方法均不能减小角度误差，只能重新设计随动机构。

依据该方法，对5个缝翼随动机构进行改进，通过位控作动筒参数整定和载荷谱修正，角度误差显著减小，1#～4#机构的理论角度误差可以满足精度要求，5#机构在经过了参数整定和载荷谱修正后，理论角度误差曾不满足试验要求，只能改变作动筒安装位置或设计尺寸来改进。

4 试验验证

针对5#机构，在保证位控作动筒底座在特定的偏转平面内，更换底座安装位置，即保证h不变，d0变化不大的前提下，改变r2，位置调整后的各项参数如表2所示。

根据表2参数，可以得到5#机构改进前后的角度曲线对比如图7所示，明显位移与角度线性度更高，角理论度误差可以满足试验要求。

经过试验验证，改进后的5个缝翼随动加载机构的实际角度误差，如图8所示。

表2 5#缝翼随动机构参数表Table 2 Parameters of 5th slat follow-up loading device

图7 改进前后角度误差理论对比Fig.7 Angle theoretical errors before and after improvement

图8 改进后的角度误差Fig.8 Angle errors before and after improvemen

从图8可以看出，在试验中该随动加载技术改进方法的应用，能够将角度误差准确控制到±1°以内，满足试验要求。

5 结论

以某型飞机缝翼疲劳试验中的随动加载技术为研究对象，通过分析随动加载机构几何数学模型，结合试验载荷谱设计，研究位控作动筒位移与角度误差的关系，确定角度误差的来源，进一步分析随动机构各参数和载荷谱对角度误差的影响，进而提出一种基于角度误差的缝翼随动加载技术改进方法，并在疲劳试验中得到有效验证，得出以下结论。

(1)位控作动筒良好的控制性能，可以有效减小角度误差。

(2)载荷谱采用斜波类型，通过线性修正后，能够提高随动控制跟随性。

(3)改进随动机构设计和安装尺寸，可以从根本上减小角度误差。

该改进方法首次提出以角度误差作为转轴式随动控制技术精度的判断标准，未来可以开展角度误差补偿控制和角度跟踪控制等相关随动控制技术的研究。