摘要：為解決某型伺服機構(gòu)的生產(chǎn)研制中真實負載操作復雜，維護困難的問題，提出一種模塊化模擬負載平臺。通過建立負載數(shù)學模型、動態(tài)特性測試和諧振頻率分析辨識，闡述了模擬負載平臺的機械結(jié)構(gòu)、加載控制、慣性負載模塊、摩擦負載模塊、彈性負載模塊和總體方案，并針對性設計了擺角測量模塊和力測量模塊。經(jīng)過研究及實踐，得以生產(chǎn)出模擬負載平臺并成功替代真實負載，動態(tài)性能高，測試效率高，滿足地面半實物試驗中對伺服系統(tǒng)動態(tài)特性測試的需求，具有良好的工程應用價值。

0引言

    模擬負載試驗是飛行器研發(fā)過程中進行半實物仿真的必需環(huán)節(jié)，由于真實負載一般具有裝配結(jié)構(gòu)緊湊、無法長時穩(wěn)定、維護調(diào)校困難等難點。因此模擬負載試驗的研究一直是國內(nèi)外航空航天領(lǐng)域的熱門領(lǐng)域。伺服機構(gòu)是飛行器控制系統(tǒng)的執(zhí)行機構(gòu)，它根據(jù)控制系統(tǒng)的指令信號，實現(xiàn)對飛行器發(fā)動機或舵片的推力矢量控制或空氣動力控制，以達到穩(wěn)定姿態(tài)和控制方向的目的。

    伺服機構(gòu)模擬負載平臺是研究和測試伺服系統(tǒng)特性的專用力矩加載裝置，用于模擬飛行器在實際工作過程中所受的慣性負載和摩擦負載，以某型伺服機構(gòu)的生產(chǎn)研制為背景，為解決真實負載操作復雜，維護困難的問題，為提高設備利用率，節(jié)約場地及成本，提出一種模塊化模擬負載平臺。進而實現(xiàn)在實驗室條件下分析伺服機構(gòu)的負載性能。該平臺具有以下優(yōu)勢：系統(tǒng)特性穩(wěn)定，維護簡便，負載性能可調(diào)節(jié)且易測量，結(jié)構(gòu)設計模塊化。

1負載特性分析

    該伺服機構(gòu)通過內(nèi)部活塞桿直線式伸縮動作，通過外部去柄連桿進而控制舵負載，結(jié)合實際飛行中的工況，將負載分解為慣性負載、摩擦負載和諧振負載等三部分。根據(jù)技術(shù)要求，其中負載力矩為400Nm，轉(zhuǎn)動慣量為0.303kg·m2。伺服機構(gòu)在負載狀態(tài)下的控制框圖如圖1所示，簡化數(shù)學模型圖2所示。

圖1伺服機構(gòu)控制框圖

Fig.1Servomechanismcontrolblockdiagram

圖2伺服機構(gòu)簡化數(shù)學模型圖

Fig.2Briefmathematicmodeloftheservomechanism

    伺服系統(tǒng)的負載特性通過與舵同軸的角度傳感器進行衡量。同時，伺服機構(gòu)內(nèi)與活塞桿平行安裝了位移傳感器以測量伺服機構(gòu)的線位移及其閉環(huán)負反饋。通過向伺服機構(gòu)間隔輸入頻率由低到高，幅值相同，周期相同的正弦信號，對測量得到的角度和位移在對數(shù)坐標下相減，即可以得到伺服機構(gòu)負載特性如圖3所示。

圖3負載特性曲線

Fig.3Loadcharateristicscurves

2總體布局

    模擬負載平臺總體布局為開放式單通道直線式分布，主要由固定臺體、主軸模塊、慣量調(diào)整模塊、角度測量模塊和剛度調(diào)整模塊組成，如圖4所示。各模塊相對獨立，可根據(jù)使用需求部分裝配，且結(jié)構(gòu)簡單，整體強度高，長期穩(wěn)定，易于更換，并等效真實安裝結(jié)構(gòu)。

圖4模擬負載平臺組成圖

Fig.4Thecompositionofthesimulatedloadplatform

3機械結(jié)構(gòu)

    模擬負載平臺的機械結(jié)構(gòu)，如圖5所示；其中，固定臺體采用鋼板焊接而成，采用框架結(jié)構(gòu)并局部增強斜支撐來提高整體剛度，通過地腳螺栓和試驗現(xiàn)場的地軌連接；角度測量模塊通過聯(lián)軸器與輸出軸實現(xiàn)無間隙連接，保證測量準確性，亦可補償安裝誤差；剛度調(diào)整模塊通過調(diào)節(jié)尾部壓板的壓緊位置來改變彈簧鋼板的伸出長度，通過伺服機構(gòu)推力推動壓板變形，模擬伺服機構(gòu)的負載特性和調(diào)整負載臺剛度；慣量調(diào)整模塊通過增減調(diào)整墊片以保證與主軸的同軸度，避免扭矩產(chǎn)生額外力矩。通過增減半片式慣量盤的方式調(diào)節(jié)轉(zhuǎn)動慣量；主軸模塊的采用高精度球軸承支承，保證配合精度及穩(wěn)定性，易于控制摩擦力矩，在曲柄兩端裝有機械限位裝置，當轉(zhuǎn)角超過設定時起到限位作用，從而保護結(jié)構(gòu)件，如圖6所示。

圖5模擬負載平臺結(jié)構(gòu)圖

Fig.5Thestructureofthesimulatedloadplatform

a）固定臺體結(jié)構(gòu)圖

b）角度測量模塊結(jié)構(gòu)圖

c）剛度調(diào)節(jié)模塊結(jié)構(gòu)圖

d）轉(zhuǎn)動慣量調(diào)節(jié)模塊結(jié)構(gòu)圖

e）主軸模塊結(jié)構(gòu)圖

圖6各模塊結(jié)構(gòu)圖

Fig.6Thestructureofeachmodule

4負載特性設計

4.1剛度設計

    抗隨時間而變化的外力作用所產(chǎn)生變形的能力稱為剛度。它的意義在于對在外力作用下（比如伺服機構(gòu)推動負載進行高頻特性測試）所產(chǎn)生的變形量具有頻率響應。負載平臺的動剛度，關(guān)系到負載臺對強迫振動（包括：從地面?zhèn)魅氲恼駝?；由于結(jié)構(gòu)內(nèi)回轉(zhuǎn)運動的不平衡而產(chǎn)生的振動；由于測試過程中變頻率點產(chǎn)生的振動等）和自激振動的穩(wěn)定性問題。

    為了滿足負載平臺長期可靠使用，減少變形和傳動、連接等間隙等非線性因素對產(chǎn)品特性的影響，負載臺的剛度設計是關(guān)鍵：擺軸組件的支座采用整體加工提高結(jié)構(gòu)強度；安裝主孔一次性加工保證同軸；擺軸組件內(nèi)軸承選用徑向和軸向可調(diào)游隙推力軸承，防止擺塊軸向竄動并降低回轉(zhuǎn)間隙，提高動平衡，并通過調(diào)節(jié)軸承游隙，實現(xiàn)轉(zhuǎn)動摩擦負載調(diào)節(jié)，以滿足相角校正要求；底座采用厚重框架焊接結(jié)構(gòu)和局部增強斜支撐結(jié)構(gòu)，臺面上擺軸組件緊湊布局，提高底座靜剛度。通過采用與地軌通過螺釘緊密固定降低基礎振源，同時增加阻尼、衰減振動能量。

4.2動態(tài)特性校正設計

    伺服機構(gòu)在真實負載上按額定幅值信號、不同頻率點進行頻率特性測試時，由于伺服機構(gòu)響應能力影響，加之負載傳動機構(gòu)變形引起不同頻率點的輸出位移變化，其幅值和相角不同。對負載平臺而言，底座與地面剛性連接以保證足夠的剛度，再通過調(diào)節(jié)彈性鋼板剛度和轉(zhuǎn)動慣量以等效真實負載特性。

    負載平臺的動態(tài)校正設計主要包括頻率測試幅值模擬和校正設計、諧振點模擬和校正設計：限于伺服機構(gòu)安裝結(jié)構(gòu)，彈性鋼板組件并不是等截面，彈性鋼板可調(diào)節(jié)到的最大剛度要大于系統(tǒng)諧振頻率的剛度，通過ANSYS仿真計算結(jié)果，如圖7所示。

圖7彈性鋼板最大剛度ANSYS仿真

Fig.7ANSYSsimulationoftheelasticsteelplate’smaxrigidity

仿真計算剛度時輸入的力的值以伺服機構(gòu)最大輸出力為依據(jù)，根據(jù)技術(shù)要求計算伺服機構(gòu)的剛度，由公式：

（1）

式中f為最大輸出力2.32x104N；y為在輸入力下的位移0.658mm。

可得：

k=3.859x107N/m（2）

由公式：

（3）

式中R為力臂長度70mm；I為舵的轉(zhuǎn)動慣量

為傳動系統(tǒng)固有頻

可得：

k=1.76x107N/m（4）

且經(jīng)ANSYS仿真，得到變形量為1.484mm，與矩形簡化模型理論值1.43mm基本一致，如圖8所示。鋼板長度調(diào)節(jié)范圍設計值L=240~360mm，則剛度調(diào)節(jié)范圍在k=0.855x107~3.859x107N/m，證明能夠通過鋼板長度的微調(diào)，覆蓋機加裝配的累計誤差，實現(xiàn)等效模擬真實負載的目的。

圖8彈性鋼板真實剛度ANSYS仿真

Fig.8ANSYSsimulationoftheelasticsteelplate’srealrigidity

4.3定期校驗

為避免因模擬負載平臺磨損對測試結(jié)果發(fā)生影響，需每六個月進行一次校驗，校驗內(nèi)容：

外觀檢查：對關(guān)鍵部位進行檢查不允許有任何明顯的機械損傷；伺服機構(gòu)、角位移傳感器的傳動機構(gòu)無損壞及裂紋，并應緊固，無松動。

配合尺寸檢查：使用千分對伺服機構(gòu)和角位移傳感器的接口尺寸進行測量，保證配合間隙范圍為0~0.006mm。

負載特性檢查：使用工藝伺服機構(gòu)對模擬負載平臺剛度進行調(diào)校，保證負載特性與真實負載一致；對加載裝置進行調(diào)校，使模擬負載平臺諧振點幅值與真實負載一致。

5試驗驗證

    對伺服機構(gòu)進行真實負載和模擬負載狀態(tài)下進行掃頻測試（幅值1°）中，根據(jù)測試結(jié)果的差異，經(jīng)過對剛度調(diào)整模塊和慣量調(diào)整模塊的調(diào)校，達到負載特性基本一致，可作為伺服機構(gòu)生產(chǎn)試驗的依據(jù)，如圖9所示。

模擬負載測試數(shù)據(jù)

真實負載測試數(shù)據(jù)

圖9掃頻測試比對曲線

Fig.9Comparisoncurvesofthespectrumscanning

模擬負載平臺的應用，解決了真實負載操作復雜，維護困難的難題，截至目前已使用模擬負載平臺驗收伺服機構(gòu)500臺次，提高了生產(chǎn)效率，如圖10所示，具體如下：

模擬負載平臺各模塊的安裝獨立，操作簡單，縮短了安裝和調(diào)校時間；

模擬負載平臺使用周期長，負載特性穩(wěn)定，在維護得當?shù)那闆r下，可保證使用壽命。

圖10模擬負載平臺實物圖

Fig.10Photooftherealsimulatedloadplatform

6結(jié)論

    本文以某型伺服機構(gòu)的生產(chǎn)研制為背景，提出一種伺服機構(gòu)模塊化模擬負載平臺，闡述了機械結(jié)構(gòu)、模塊化設計、負載特性校正和總體方案，并明確定期利用真實負載校驗模擬負載平臺。經(jīng)過研究和實踐，得以在生產(chǎn)中成功地使用模擬負載平臺替代真實負載，解決了真實負載操作復雜，維護困難的難題，提高了生產(chǎn)效率，產(chǎn)品已成功進行數(shù)百次測試任務，具有良好的工程價值和廣闊的應用前景。

參考文獻

[1]邵妍杭,等.液體火箭搖擺發(fā)動機推力矢量控制特性負載臺等效試驗技術(shù)研究[J].導彈與航天運載技術(shù),2014(2)：5-8.

SHAOYanhang.EquivalentTestMethodforThrustVectorControlofLiquidRocketSwivelingEngine[J].MissilesandSpaceVehicles,2014(2):5-8.

[2]郭愛民,等.伺服機構(gòu)負載臺彈簧鋼板設計優(yōu)化[J].導彈與航天運載技術(shù),2011(3):51-54.

GUOAimin.OptimizedDesignofSpringSteelPlateofServoTorque-loadingEquipment[J].MissilesandSpaceVehicles,2011(3):51-54.

[3]王躍軒,等.新型舵機負載模擬系統(tǒng)電動加載技術(shù)研究[J].航天控制,2014(2):79-85.

WANGYuexuan.ResearchonElectromechanicalDrivingTechnologyandDevelopmentofNovelRudderServoLoadSimulator[J].AerospaceControl,2014(2):79-85.

[4]趙迎鑫,等.新型大推力發(fā)動機負載動態(tài)模型的獲取和辨識方法[J].流體傳動與控制,2008(9):44-46.

ZHAOYingxin.AcquisitionandIdentificationMethodofthenewLargeThrustMotor’sLoadDynamicModel[J].FluidPowerTransmission&Control,2008(9):44-46.

[5]王占林．液壓伺服控制[M].北京:北京航空學院出版社,1987.

WANGZhanlin.HydraulicServoControl[M].Beijing:BeijingAeronauticAcademyPress,1987.

[6]曹誠明．導彈舵機負載臺彈簧板的剛度計算與測定[J].應用科技,1988(2):1-5.

CAOChengming.RigidityCalculationandMeasurementoftheMissileServoLoadPlatform’sElasticPlate[J].AppliedScienceandTechnology,1988(2):1-5.

[7]劉昆華．力矩控制系統(tǒng)負載工況特性分析與實驗研究[J].航空兵器,1991(3):42-43.

LIUKunhua.LoadWorkingConditionAnalysisandExperimentResearchoftheTorqueControlSystem[J].AeroWeaponry,1991(3):42-43.

[8]劉昆華．導彈舵機與模擬負載間力矩的動態(tài)不平衡及其修正方法[J].航空兵器,1997(5):22-27.

LIUKunhua.DynamicImbalancebetweenMissileServoandSimulatedLoadanditsModifiedMethod[J].AeroWeaponry,1997(5):22-27.

作者簡歷

湯力，男，出生日期：1987年5月，職稱：工程師，學位：碩士研究生，專業(yè)和研究方向：伺服系統(tǒng)總體設計，通訊地址：北京市9200信箱77分箱（北京市豐臺區(qū)南大紅門路1號，中國運載火箭技術(shù)研究院18所一事業(yè)部），郵編：100076，郵箱：lana113@sina.com、聯(lián)系電話13810866130，傳真：010-68382904