吳 斌，閆 修，楊竣博

(中國(guó)電子科技集團(tuán)公司第三十八研究所 浮空平臺(tái)部，合肥 230088)

0 引言

升降舵作為無(wú)人機(jī)的主操縱舵面，主要用于控制無(wú)人機(jī)俯仰運(yùn)動(dòng)來(lái)實(shí)現(xiàn)無(wú)人機(jī)的下降或爬升，在飛行過(guò)程中起到極其重要的作用。升降舵一旦失去舵效，將很難維持正常飛行，只能結(jié)束飛行任務(wù)，嚴(yán)重時(shí)甚至?xí)＜帮w行安全，造成巨大損失[1]。因此，升降舵操縱性能的優(yōu)劣關(guān)系到無(wú)人機(jī)的飛行性能和安全性[2-3]。

某型無(wú)人機(jī)在飛行試驗(yàn)結(jié)束后，進(jìn)行飛行參數(shù)分析時(shí)發(fā)現(xiàn)升降舵驅(qū)動(dòng)舵機(jī)的實(shí)際位移與理論值相比存在過(guò)大和變化過(guò)快的現(xiàn)象。本文對(duì)升降舵驅(qū)動(dòng)舵機(jī)位移異常的原因進(jìn)行分析，對(duì)舵機(jī)支撐結(jié)構(gòu)做出改進(jìn)設(shè)計(jì)，并進(jìn)行了試驗(yàn)驗(yàn)證。

1 試驗(yàn)現(xiàn)象

無(wú)人機(jī)在空中飛行時(shí)，為保持高度，升降舵一般會(huì)向下偏轉(zhuǎn)較小角度。受空中復(fù)雜環(huán)境影響，偏轉(zhuǎn)角度會(huì)不斷調(diào)整，但變化不會(huì)太大。

某型無(wú)人機(jī)在完成飛行任務(wù)后，進(jìn)行數(shù)據(jù)分析時(shí)，發(fā)現(xiàn)升降舵的位移在平飛階段波動(dòng)過(guò)大，位移峰值超出設(shè)計(jì)要求，嚴(yán)重影響了飛行穩(wěn)定性，某時(shí)間段內(nèi)升降舵位移隨時(shí)間變化曲線如圖1所示。

圖1 升降舵位移隨時(shí)間變化曲線

2 原因分析

2.1 操縱機(jī)構(gòu)組成

該型無(wú)人機(jī)是用四桿機(jī)構(gòu)來(lái)操縱升降舵的上下偏轉(zhuǎn)，操縱機(jī)構(gòu)組成如圖2所示。電動(dòng)舵機(jī)支撐結(jié)構(gòu)與平尾的主梁和后梁緊固連接；搖臂安裝在電動(dòng)舵機(jī)的輸出軸上；連桿的一端通過(guò)前銷(xiāo)軸與搖臂鉸接，另一端通過(guò)后銷(xiāo)軸與升降舵鉸接。當(dāng)電動(dòng)舵機(jī)工作時(shí)，搖臂在扭轉(zhuǎn)力矩的作用下，可繞輸出軸進(jìn)行旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)，從而完成升降舵的偏轉(zhuǎn)或復(fù)位。

圖2 操縱機(jī)構(gòu)組成

2.2 位移異常原因分析

對(duì)升降舵及其操縱機(jī)構(gòu)進(jìn)行檢查，未發(fā)現(xiàn)結(jié)構(gòu)有損傷和永久變形，說(shuō)明結(jié)構(gòu)的強(qiáng)度滿足使用要求。因此，升降舵位移異?？赡芘c舵機(jī)故障、各關(guān)節(jié)的間隙、操縱機(jī)構(gòu)的剛度有關(guān)。

(1)將舵機(jī)進(jìn)行返廠檢測(cè)，結(jié)果顯示輸出力矩和傳動(dòng)誤差滿足指標(biāo)要求，排除舵機(jī)故障造成位移異常[4]；

(2)采用三坐標(biāo)激光跟蹤儀測(cè)量升降舵空載下的行程，排除了各關(guān)節(jié)間隙造成位移異常[5]；

(3)通過(guò)地面對(duì)升降舵施加配重的方式來(lái)測(cè)量操縱機(jī)構(gòu)的剛度，發(fā)現(xiàn)平飛當(dāng)量載荷下，升降舵有較大位移，表明操縱機(jī)構(gòu)剛度較弱[6]。

因此，初步斷定操縱機(jī)構(gòu)剛度不足是造成升降舵位移異常的主要原因。

3 仿真分析

為了驗(yàn)證操縱機(jī)構(gòu)剛度不足是造成升降舵舵機(jī)位移偏大的原因，開(kāi)展仿真分析，結(jié)果發(fā)現(xiàn)舵機(jī)安裝結(jié)構(gòu)剛度不足，會(huì)產(chǎn)生較大傳動(dòng)誤差。

3.1 建立有限元模型

依據(jù)操縱機(jī)構(gòu)的結(jié)構(gòu)形式和各構(gòu)件的受力情況，僅對(duì)變形敏感部位的結(jié)構(gòu)建立有限元分析模型，對(duì)操縱機(jī)構(gòu)在無(wú)人機(jī)平飛工況下的結(jié)構(gòu)強(qiáng)度和剛度進(jìn)行仿真分析。變形敏感部位的有限元模型如圖3所示。

圖3 變形敏感部位的有限元模型

3.2 各構(gòu)件材料及力學(xué)參數(shù)

升降舵舵機(jī)為成品，其力學(xué)特性已在試驗(yàn)室測(cè)得，滿足技術(shù)指標(biāo)要求，分析時(shí)作為剛體計(jì)算，其余構(gòu)件的材料型號(hào)及力學(xué)參數(shù)見(jiàn)表1所示。

表1 其余構(gòu)件的材料型號(hào)及力學(xué)參數(shù)

3.3 仿真結(jié)果

操縱機(jī)構(gòu)應(yīng)力云圖如圖4所示。結(jié)果顯示，在平飛狀態(tài)下操縱結(jié)構(gòu)的最大應(yīng)力為298.3 MPa，位于支撐結(jié)構(gòu)上的升降舵舵機(jī)安裝孔附近，搖臂的最大應(yīng)力為20 MPa。由此得出，改進(jìn)前的操縱機(jī)構(gòu)強(qiáng)度滿足使用要求。

圖4 操縱機(jī)構(gòu)應(yīng)力云圖

操縱機(jī)構(gòu)變形云圖如圖5所示。可知，在極限載荷下操縱機(jī)構(gòu)的最大位移為1.54 mm，位于搖臂與連桿的交匯點(diǎn)。變形后的操縱機(jī)構(gòu)導(dǎo)致傳動(dòng)誤差過(guò)大，控制系統(tǒng)要加大出舵量，并不斷調(diào)整升降舵的位移，由此出現(xiàn)位移波動(dòng)過(guò)大現(xiàn)象。經(jīng)過(guò)計(jì)算得出由于操縱機(jī)構(gòu)的變形產(chǎn)生約為1.8°的傳動(dòng)誤差，不滿足技術(shù)指標(biāo)要求。

圖5 操縱機(jī)構(gòu)變形云圖

將搖臂與舵機(jī)輸出軸固定，施加相同載荷，得出在極限載荷下?lián)u臂的最大變形量為0.014 mm，搖臂變形云圖如圖6所示。經(jīng)計(jì)算，因搖臂變形產(chǎn)生約為0.014°的傳動(dòng)誤差，滿足傳動(dòng)誤差分配指標(biāo)。由此，排除搖臂剛度不足是導(dǎo)致升降舵位移異?，F(xiàn)象的原因。

圖6 搖臂變形云圖

支撐結(jié)構(gòu)變形云圖如圖7所示?？芍跇O限載荷下支撐結(jié)構(gòu)的最大位移為0.78 mm，位于支撐結(jié)構(gòu)上升降舵舵機(jī)安裝孔附近。經(jīng)計(jì)算，因支撐結(jié)構(gòu)變形產(chǎn)生約為1.5°的傳動(dòng)誤差，不滿足傳動(dòng)誤差分配指標(biāo)。由此，確定支撐結(jié)構(gòu)剛度不足是導(dǎo)致升降舵位移異?，F(xiàn)象的主要原因。

圖7 支撐結(jié)構(gòu)變形云圖

4 改進(jìn)設(shè)計(jì)及驗(yàn)證

針對(duì)某型無(wú)人機(jī)升降舵出現(xiàn)的位移偏大現(xiàn)象，對(duì)升降舵舵機(jī)支撐結(jié)構(gòu)進(jìn)行改進(jìn)設(shè)計(jì)并加裝，換裝后對(duì)操縱機(jī)構(gòu)的剛度進(jìn)行仿真分析和飛行試驗(yàn)驗(yàn)證[7]。

4.1 改進(jìn)設(shè)計(jì)

舵機(jī)支撐結(jié)構(gòu)由兩個(gè)U形梁組成，改進(jìn)前的舵機(jī)支撐結(jié)構(gòu)如圖8所示。為增強(qiáng)支撐結(jié)構(gòu)的剛度，在每個(gè)U形梁上加裝一個(gè)工形梁，兩者采用平圓頭不銹鋼抽芯鉚釘連接，工形梁結(jié)構(gòu)示意圖如圖9所示，U形梁與工形梁的連接示意圖如圖10所示。工形梁采用彈性模量較高的1Cr18Ni9Ti不銹鋼，改進(jìn)后的舵機(jī)支撐結(jié)構(gòu)如圖11所示。

圖9 工形梁結(jié)構(gòu)示意圖

圖10 U形梁與工形梁的連接示意圖

圖11 改進(jìn)后的舵機(jī)支撐結(jié)構(gòu)

4.2 仿真驗(yàn)證

將工形梁的數(shù)模網(wǎng)格劃分后，代入改進(jìn)前的有限元模型，約束條件和載荷保持不變，然后進(jìn)行分析。掛架應(yīng)力云圖(平飛)如圖12所示，掛架變形云圖(平飛)如圖13所示。從圖12可以看出，與改進(jìn)前相比，搖臂的應(yīng)力水平和分布趨勢(shì)沒(méi)有較大變化，支撐結(jié)構(gòu)的應(yīng)力水平有較大改善，最大應(yīng)力降為149.6 MPa，工形梁的最大應(yīng)力為117.3 MPa，強(qiáng)度滿足要求。由圖13可知，操縱機(jī)構(gòu)的最大位移由1.54 mm降為0.422 mm，較原先設(shè)計(jì)，變形量降低了1.118 mm，系統(tǒng)剛度得到明顯的改善。

圖12 掛架應(yīng)力云圖(平飛)

圖13 掛架變形云圖(平飛)

4.3 試驗(yàn)驗(yàn)證

將改進(jìn)后的升降舵操縱機(jī)構(gòu)裝機(jī)使用，結(jié)合飛行任務(wù)同步進(jìn)行多次驗(yàn)證試驗(yàn)，并對(duì)使用情況進(jìn)行持續(xù)跟蹤。改進(jìn)后的升降舵位移曲線如圖14所示。試驗(yàn)數(shù)據(jù)表明改進(jìn)后的升降舵操縱機(jī)構(gòu)剛度得到增強(qiáng)，工作正常、穩(wěn)定。

圖14 改進(jìn)后的升降舵位移曲線

5 結(jié)論

針對(duì)某型無(wú)人機(jī)升降舵出現(xiàn)的位移偏大現(xiàn)象，對(duì)升降舵舵機(jī)安裝結(jié)構(gòu)進(jìn)行改進(jìn)設(shè)計(jì)并加裝使用。加裝后對(duì)系統(tǒng)的剛度進(jìn)行了仿真分析，并進(jìn)行飛行試驗(yàn)驗(yàn)證。仿真和試驗(yàn)結(jié)果表明改進(jìn)后的升降舵操縱機(jī)構(gòu)剛度符合技術(shù)要求，解決了升降舵位移偏大的問(wèn)題。