摘要：為解決某型伺服機構的生產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。通過建立負載數學模型、動態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構、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。經過研究及實踐，得以生產出模擬負載平臺并成功替代真實負載，動態性能高，測試效率高，滿足地面半實物試驗中對伺服系統動態特性測試的需求，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過程中進行半實物仿真的必需環節，由于真實負載一般具有裝配結構緊湊、無法長時穩定、維護調校困難等難點。因此模擬負載試驗的研究一直是國內外航空航天領域的熱門領域。伺服機構是飛行器控制系統的執行機構，它根據控制系統的指令信號，實現對飛行器發動機或舵片的推力矢量控制或空氣動力控制，以達到穩定姿態和控制方向的目的。

伺服機構模擬負載平臺是研究和測試伺服系統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，以某型伺服機構的生產研制為背景，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，節約場地及成本，提出一種模塊化模擬負載平臺。進而實現在實驗室條件下分析伺服機構的負載性能。該平臺具有以下優勢：系統特性穩定，維護簡便，負載性能可調節且易測量，結構設計模塊化。

1負載特性分析

該伺服機構通過內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。根據技術要求，其中負載力矩為400Nm，轉動慣量為0.303kg·m2。伺服機構在負載狀態下的控制框圖如圖1所示，簡化數學模型圖2所示。

圖1伺服機構控制框圖

Fig.1Servomechanismcontrolblockdiagram

圖2伺服機構簡化數學模型圖

Fig.2Briefmathematicmodeloftheservomechanism

伺服系統的負載特性通過與舵同軸的角度傳感器進行衡量。同時，伺服機構內與活塞桿平行安裝了位移傳感器以測量伺服機構的線位移及其閉環負反饋。通過向伺服機構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坐標下相減，即可以得到伺服機構負載特性如圖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、慣量調整模塊、角度測量模塊和剛度調整模塊組成，如圖4所示。各模塊相對獨立，可根據使用需求部分裝配，且結構簡單，整體強度高，長期穩定，易于更換，并等效真實安裝結構。

圖4模擬負載平臺組成圖

Fig.4Thecompositionofthesimulatedloadplatform

3機械結構

模擬負載平臺的機械結構，如圖5所示；其中，固定臺體采用鋼板焊接而成，采用框架結構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場的地軌連接；角度測量模塊通過聯軸器與輸出軸實現無間隙連接，保證測量準確性，亦可補償安裝誤差；剛度調整模塊通過調節尾部壓板的壓緊位置來改變彈簧鋼板的伸出長度，通過伺服機構推力推動壓板變形，模擬伺服機構的負載特性和調整負載臺剛度；慣量調整模塊通過增減調整墊片以保證與主軸的同軸度，避免扭矩產生額外力矩。通過增減半片式慣量盤的方式調節轉動慣量；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，當轉角超過設定時起到限位作用，從而保護結構件，如圖6所示。

圖5模擬負載平臺結構圖

Fig.5Thestructureofthesimulatedloadplatform

a）固定臺體結構圖

b）角度測量模塊結構圖

c）剛度調節模塊結構圖

d）轉動慣量調節模塊結構圖

e）主軸模塊結構圖

圖6各模塊結構圖

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（比如伺服機構推動負載進行高頻特性測試）所產生的變形量具有頻率響應。負載平臺的動剛度，關系到負載臺對強迫振動（包括：從地面傳入的振動；由于結構內回轉運動的不平衡而產生的振動；由于測試過程中變頻率點產生的振動等）和自激振動的穩定性問題。

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品特性的影響，負載臺的剛度設計是關鍵：擺軸組件的支座采用整體加工提高結構強度；安裝主孔一次性加工保證同軸；擺軸組件內軸承選用徑向和軸向可調游隙推力軸承，防止擺塊軸向竄動并降低回轉間隙，提高動平衡，并通過調節軸承游隙，實現轉動摩擦負載調節，以滿足相角校正要求；底座采用厚重框架焊接結構和局部增強斜支撐結構，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動態特性校正設計

伺服機構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，由于伺服機構響應能力影響，加之負載傳動機構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，再通過調節彈性鋼板剛度和轉動慣量以等效真實負載特性。

負載平臺的動態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：限于伺服機構安裝結構，彈性鋼板組件并不是等截面，彈性鋼板可調節到的最大剛度要大于系統諧振頻率的剛度，通過ANSYS仿真計算結果，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最大輸出力為依據，根據技術要求計算伺服機構的剛度，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為舵的轉動慣量

為傳動系統固有頻

可得：

k=1.76x107N/m（4）

且經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。鋼板長度調節范圍設計值L=240~360mm，則剛度調節范圍在k=0.855x107~3.859x107N/m，證明能夠通過鋼板長度的微調，覆蓋機加裝配的累計誤差，實現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果發生影響，需每六個月進行一次校驗，校驗內容：

外觀檢查：對關鍵部位進行檢查不允許有任何明顯的機械損傷；伺服機構、角位移傳感器的傳動機構無損壞及裂紋，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：使用工藝伺服機構對模擬負載平臺剛度進行調校，保證負載特性與真實負載一致；對加載裝置進行調校，使模擬負載平臺諧振點幅值與真實負載一致。

5試驗驗證

對伺服機構進行真實負載和模擬負載狀態下進行掃頻測試（幅值1°）中，根據測試結果的差異，經過對剛度調整模塊和慣量調整模塊的調校，達到負載特性基本一致，可作為伺服機構生產試驗的依據，如圖9所示。

模擬負載測試數據

真實負載測試數據

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500臺次，提高了生產效率，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，縮短了安裝和調校時間；

模擬負載平臺使用周期長，負載特性穩定，在維護得當的情況下，可保證使用壽命。

圖10模擬負載平臺實物圖

Fig.10Photooftherealsimulatedloadplatform

6結論

本文以某型伺服機構的生產研制為背景，提出一種伺服機構模塊化模擬負載平臺，闡述了機械結構、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。經過研究和實踐，得以在生產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，提高了生產效率，產品已成功進行數百次測試任務，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.液體火箭搖擺發動機推力矢量控制特性負載臺等效試驗技術研究[J].導彈與航天運載技術,2014(2)：5-8.

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

[2]郭愛民,等.伺服機構負載臺彈簧鋼板設計優化[J].導彈與航天運載技術,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電動加載技術研究[J].航天控制,2014(2):79-85.

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

[4]趙迎鑫,等.新型大推力發動機負載動態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，專業和研究方向：伺服系統總體設計，通訊地址：北京市9200信箱77分箱（北京市豐臺區南大紅門路1號，中國運載火箭技術研究院18所一事業部），郵編：100076，郵箱：lana113@sina.com、聯系電話13810866130，傳真：010-68382904