伺服机构模块化模拟负载平台的设计与实现

摘要：为解决某型伺服机构的生产研制中真实负载操作复杂，维护困难的问题，提出一种模块化模拟负载平台。通过建立负载数学模型、动态特性测试和谐振频率分析辨识，阐述了模拟负载平台的机械结构、加载控制、惯性负载模块、摩擦负载模块、弹性负载模块和总体方案，并针对性设计了摆角测量模块和力测量模块。经过研究及实践，得以生产出模拟负载平台并成功替代真实负载，动态性能高，测试效率高，满足地面半实物试验中对伺服系统动态特性测试的需求，具有良好的工程应用价值。

0引言

模拟负载试验是飞行器研发过程中进行半实物仿真的必需环节，由于真实负载一般具有装配结构紧凑、无法长时稳定、维护调校困难等难点。因此模拟负载试验的研究一直是国内外航空航天领域的热门领域。伺服机构是飞行器控制系统的执行机构，它根据控制系统的指令信号，实现对飞行器发动机或舵片的推力矢量控制或空气动力控制，以达到稳定姿态和控制方向的目的。

伺服机构模拟负载平台是研究和测试伺服系统特性的专用力矩加载装置，用于模拟飞行器在实际工作过程中所受的惯性负载和摩擦负载，以某型伺服机构的生产研制为背景，为解决真实负载操作复杂，维护困难的问题，为提高设备利用率，节约场地及成本，提出一种模块化模拟负载平台。进而实现在实验室条件下分析伺服机构的负载性能。该平台具有以下优势：系统特性稳定，维护简便，负载性能可调节且易测量，结构设计模块化。

1负载特性分析

该伺服机构通过内部活塞杆直线式伸缩动作，通过外部去柄连杆进而控制舵负载，结合实际飞行中的工况，将负载分解为惯性负载、摩擦负载和谐振负载等三部分。根据技术要求，其中负载力矩为400Nm，转动惯量为0.303kg·m2。伺服机构在负载状态下的控制框图如图1所示，简化数学模型图2所示。

图1伺服机构控制框图

Fig.1Servomechanismcontrolblockdiagram

图2伺服机构简化数学模型图

Fig.2Briefmathematicmodeloftheservomechanism

伺服系统的负载特性通过与舵同轴的角度传感器进行衡量。同时，伺服机构内与活塞杆平行安装了位移传感器以测量伺服机构的线位移及其闭环负反馈。通过向伺服机构间隔输入频率由低到高，幅值相同，周期相同的正弦信号，对测量得到的角度和位移在对数坐标下相减，即可以得到伺服机构负载特性如图3所示。

图3负载特性曲线

Fig.3Loadcharateristicscurves

2总体布局

模拟负载平台总体布局为开放式单通道直线式分布，主要由固定台体、主轴模块、惯量调整模块、角度测量模块和刚度调整模块组成，如图4所示。各模块相对独立，可根据使用需求部分装配，且结构简单，整体强度高，长期稳定，易于更换，并等效真实安装结构。

图4模拟负载平台组成图

Fig.4Thecompositionofthesimulatedloadplatform

3机械结构

模拟负载平台的机械结构，如图5所示；其中，固定台体采用钢板焊接而成，采用框架结构并局部增强斜支撑来提高整体刚度，通过地脚螺栓和试验现场的地轨连接；角度测量模块通过联轴器与输出轴实现无间隙连接，保证测量准确性，亦可补偿安装误差；刚度调整模块通过调节尾部压板的压紧位置来改变弹簧钢板的伸出长度，通过伺服机构推力推动压板变形，模拟伺服机构的负载特性和调整负载台刚度；惯量调整模块通过增减调整垫片以保证与主轴的同轴度，避免扭矩产生额外力矩。通过增减半片式惯量盘的方式调节转动惯量；主轴模块的采用高精度球轴承支承，保证配合精度及稳定性，易于控制摩擦力矩，在曲柄两端装有机械限位装置，当转角超过设定时起到限位作用，从而保护结构件，如图6所示。

图5模拟负载平台结构图

Fig.5Thestructureofthesimulatedloadplatform

a）固定台体结构图

b）角度测量模块结构图

c）刚度调节模块结构图

d）转动惯量调节模块结构图

e）主轴模块结构图

图6各模块结构图

Fig.6Thestructureofeachmodule

4负载特性设计

4.1刚度设计

抗随时间而变化的外力作用所产生变形的能力称为刚度。它的意义在于对在外力作用下（比如伺服机构推动负载进行高频特性测试）所产生的变形量具有频率响应。负载平台的动刚度，关系到负载台对强迫振动（包括：从地面传入的振动；由于结构内回转运动的不平衡而产生的振动；由于测试过程中变频率点产生的振动等）和自激振动的稳定性问题。

为了满足负载平台长期可靠使用，减少变形和传动、连接等间隙等非线性因素对产品特性的影响，负载台的刚度设计是关键：摆轴组件的支座采用整体加工提高结构强度；安装主孔一次性加工保证同轴；摆轴组件内轴承选用径向和轴向可调游隙推力轴承，防止摆块轴向窜动并降低回转间隙，提高动平衡，并通过调节轴承游隙，实现转动摩擦负载调节，以满足相角校正要求；底座采用厚重框架焊接结构和局部增强斜支撑结构，台面上摆轴组件紧凑布局，提高底座静刚度。通过采用与地轨通过螺钉紧密固定降低基础振源，同时增加阻尼、衰减振动能量。

4.2动态特性校正设计

伺服机构在真实负载上按额定幅值信号、不同频率点进行频率特性测试时，由于伺服机构响应能力影响，加之负载传动机构变形引起不同频率点的输出位移变化，其幅值和相角不同。对负载平台而言，底座与地面刚性连接以保证足够的刚度，再通过调节弹性钢板刚度和转动惯量以等效真实负载特性。

负载平台的动态校正设计主要包括频率测试幅值模拟和校正设计、谐振点模拟和校正设计：限于伺服机构安装结构，弹性钢板组件并不是等截面，弹性钢板可调节到的最大刚度要大于系统谐振频率的刚度，通过ANSYS仿真计算结果，如图7所示。

图7弹性钢板最大刚度ANSYS仿真

Fig.7ANSYSsimulationoftheelasticsteelplate’smaxrigidity

仿真计算刚度时输入的力的值以伺服机构最大输出力为依据，根据技术要求计算伺服机构的刚度，由公式：

（1）

式中f为最大输出力2.32x104N；y为在输入力下的位移0.658mm。

可得：

k=3.859x107N/m（2）

由公式：

（3）

式中R为力臂长度70mm；I为舵的转动惯量

为传动系统固有频

可得：

k=1.76x107N/m（4）

且经ANSYS仿真，得到变形量为1.484mm，与矩形简化模型理论值1.43mm基本一致，如图8所示。钢板长度调节范围设计值L=240~360mm，则刚度调节范围在k=0.855x107~3.859x107N/m，证明能够通过钢板长度的微调，覆盖机加装配的累计误差，实现等效模拟真实负载的目的。

图8弹性钢板真实刚度ANSYS仿真

Fig.8ANSYSsimulationoftheelasticsteelplate’srealrigidity

4.3定期校验

为避免因模拟负载平台磨损对测试结果发生影响，需每六个月进行一次校验，校验内容：

外观检查：对关键部位进行检查不允许有任何明显的机械损伤；伺服机构、角位移传感器的传动机构无损坏及裂纹，并应紧固，无松动。

配合尺寸检查：使用千分对伺服机构和角位移传感器的接口尺寸进行测量，保证配合间隙范围为0~0.006mm。

负载特性检查：使用工艺伺服机构对模拟负载平台刚度进行调校，保证负载特性与真实负载一致；对加载装置进行调校，使模拟负载平台谐振点幅值与真实负载一致。

5试验验证

对伺服机构进行真实负载和模拟负载状态下进行扫频测试（幅值1°）中，根据测试结果的差异，经过对刚度调整模块和惯量调整模块的调校，达到负载特性基本一致，可作为伺服机构生产试验的依据，如图9所示。

模拟负载测试数据

真实负载测试数据

图9扫频测试比对曲线

Fig.9Comparisoncurvesofthespectrumscanning

模拟负载平台的应用，解决了真实负载操作复杂，维护困难的难题，截至目前已使用模拟负载平台验收伺服机构500台次，提高了生产效率，如图10所示，具体如下：

模拟负载平台各模块的安装独立，操作简单，缩短了安装和调校时间；

模拟负载平台使用周期长，负载特性稳定，在维护得当的情况下，可保证使用寿命。

图10模拟负载平台实物图

Fig.10Photooftherealsimulatedloadplatform

6结论

本文以某型伺服机构的生产研制为背景，提出一种伺服机构模块化模拟负载平台，阐述了机械结构、模块化设计、负载特性校正和总体方案，并明确定期利用真实负载校验模拟负载平台。经过研究和实践，得以在生产中成功地使用模拟负载平台替代真实负载，解决了真实负载操作复杂，维护困难的难题，提高了生产效率，产品已成功进行数百次测试任务，具有良好的工程价值和广阔的应用前景。

参考文献

[1]邵妍杭,等.液体火箭摇摆发动机推力矢量控制特性负载台等效试验技术研究[J].导弹与航天运载技术,2014(2)：5-8.

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

[2]郭爱民,等.伺服机构负载台弹簧钢板设计优化[J].导弹与航天运载技术,2011(3):51-54.

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

[3]王跃轩,等.新型舵机负载模拟系统电动加载技术研究[J].航天控制,2014(2):79-85.

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

[4]赵迎鑫,等.新型大推力发动机负载动态模型的获取和辨识方法[J].流体传动与控制,2008(9):44-46.

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

[5]王占林．液压伺服控制[M].北京:北京航空学院出版社,1987.

 

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

[6]曹诚明．导弹舵机负载台弹簧板的刚度计算与测定[J].应用科技,1988(2):1-5.

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

[7]刘昆华．力矩控制系统负载工况特性分析与实验研究[J].航空兵器,1991(3):42-43.

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

[8]刘昆华．导弹舵机与模拟负载间力矩的动态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.

作者简历

汤力，男，出生日期：1987年5月，职称：工程师，学位：硕士研究生，专业和研究方向：伺服系统总体设计，通讯地址：北京市9200信箱77分箱（北京市丰台区南大红门路1号，中国运载火箭技术研究院18所一事业部），邮编：100076，邮箱：lana113@sina.com、联系电话13810866130，传真：010-68382904