主動桿俯仰橫滾操縱隔離機構設計與分析

賈會棟，段富海※,，杜東偉

0 引言

飛機操縱系統(tǒng)已經(jīng)從傳統(tǒng)的機械操縱系統(tǒng)，全助力操縱系統(tǒng)，控制增穩(wěn)系統(tǒng)，發(fā)展到目前廣泛應用的電傳操縱系統(tǒng)[1]。飛機操縱裝置是飛機飛行操縱與控制系統(tǒng)的重要組成產(chǎn)品，是飛機操縱的開始端和輸入端，主要有中央駕駛桿盤與側桿裝置兩類[2]。側桿裝置由傳統(tǒng)中央駕駛桿盤的偏置和改進而來，由于側桿良好的操縱特性目前在先進飛機上得到廣泛應用。20世紀80年代，第一架使用側桿作為主級操縱裝置的電傳飛機——空客A320投入生產(chǎn)，其后續(xù)系列產(chǎn)品都沿用側桿作為主級操縱設備[3]。目前國外許多先進軍用飛機都采用了側桿裝置，比如美國的F-16、F-22、F-35，法國的“陣風”和俄羅斯的Su-37等飛機[4]。側桿裝置可分為被動桿及主動桿兩類[5]，被動桿是由彈簧、阻尼器、配重等來實現(xiàn)“人感功能”，具有力感特性不變的特點。隨著人們對飛機操縱品質的要求越來越高，被動桿已無法滿足要求，由電機、電子器件以及閉環(huán)控制系統(tǒng)構成的主動桿逐漸引起航空科研人員的廣泛關注。主動桿具有隨飛行狀態(tài)變化而變化的力、位移和阻尼等特性，從而很好地克服被動桿的人感特性欠佳等缺點，而且相比被動桿，主動桿增加了復雜性，對飛機機構的依賴性低、維修性好、對不同飛機的適用性高，所以性能良好的主動桿是側桿裝置的發(fā)展方向[6-8]。

國內(nèi)目前對主動桿裝置的研究仍處于探索階段。主動桿裝置的關鍵技術是有限體積的機械結構設計、俯仰橫滾操縱的解耦設計、隨飛行狀態(tài)而變的力感特性設計。為提高我國戰(zhàn)斗機的性能，自主研制出可用于下一代戰(zhàn)機的主動桿裝置，急需解決俯仰與橫滾操縱的解耦問題。本文從以下兩個方面對主動桿俯仰與橫滾操縱的解耦問題進行設計與分析：

（1）解決主動桿俯仰與橫滾兩個方向操縱隔離的結構設計問題；

（2）對設計的結構進行有限元仿真分析，以驗證所設計的結構是否滿足強度與穩(wěn)定性要求。

1 俯仰與橫滾操縱的隔離機構設計

駕駛員操縱主動桿裝置可以控制飛機的俯仰與橫滾兩個動作，如何在主動桿裝置有限的體積內(nèi)隔離俯仰操縱與橫滾操縱，主動桿隔離機構是結構設計的關鍵。飛機姿態(tài)控制系統(tǒng)可由圖1簡單描述。

圖1 飛機姿態(tài)控制系統(tǒng)Fig.1 Aircraft attitude control system

圖1 中θ和γ分別為飛機俯仰角和橫滾角。兩自由度陀螺儀為反饋裝置，可用來測量并指示飛機的俯仰角和傾斜角[9]。當駕駛員對主動桿俯仰與橫滾操縱機構施加力作用時，主動桿裝置輸出電信號給俯仰與橫滾姿態(tài)控制器，控制器根據(jù)輸入的電信號輸出相應的電指令來控制飛機的俯仰與橫滾，兩自由度陀螺儀檢測到飛機的俯仰角與橫滾角，將信號反饋到姿態(tài)控制器，從而構成飛機姿態(tài)的閉環(huán)控制系統(tǒng)。

圖2 兩自由度陀螺儀框架結構圖Fig.2 Frame structure diagram of two degree of freedom gyroscope

兩自由度陀螺儀框架結構如圖2所示，由外框架、內(nèi)框架、外框軸、內(nèi)框軸、自轉軸、轉子以及基座組成，外框架通過外框軸安裝在基座上，內(nèi)框架通過內(nèi)框軸安裝在外框架上，外框軸和內(nèi)框軸互相垂直，轉子通過自轉軸安裝在內(nèi)框架上。轉子連同內(nèi)框架可繞內(nèi)框軸轉動，內(nèi)框架連同外框架可繞外框軸轉動，從而自轉軸具有兩個相互垂直的進動自由度，因此兩自由度陀螺儀可以實現(xiàn)自轉軸指向任意慣性空間。

因為兩自由度陀螺儀有兩個相互垂直的旋轉自由度，同時聯(lián)想到將要設計的俯仰與橫滾操縱的隔離機構同樣需要有兩個相互垂直的動作，所以本文基于兩自由度陀螺儀框架的結構原理對俯仰與橫滾操縱的隔離機構進行了設計，所設計的隔離機構三維實體模型如圖3所示。

圖3 俯仰與橫滾操縱隔離機構Fig.3 Pitch and roll control isolation mechanism

將圖3中隔離機構的橫滾轉子看作兩自由度陀螺儀中的內(nèi)框架，結構1看作兩自由度陀螺儀中的外框架，手柄連接架看作兩自由度陀螺儀中的轉子。手柄與手柄連接架固連，手柄連接架通過銷軸與橫滾轉子相連，橫滾轉子與橫滾軸也通過銷軸相連。當駕駛員沿俯仰方向操縱手柄帶動俯仰軸轉動時，橫滾軸不轉動；當駕駛員沿橫滾方向操縱手柄通過橫滾轉子帶動橫滾軸轉動時，俯仰軸不轉動，從而實現(xiàn)了俯仰方向與橫滾方向的操縱隔離。

2 隔離機構的模態(tài)分析與隨機振動分析

飛機在整個飛行過程中會由于外界環(huán)境以及飛機發(fā)動機渦輪的旋轉而產(chǎn)生一系列的振動，當外界激振頻率與主動桿零部件的固有頻率接近時，主動桿零部件會產(chǎn)生共振現(xiàn)象，這有可能引起主動桿裝置的嚴重損壞。模態(tài)分析是研究結構動力特性一種方法，模態(tài)是指機械結構的固有振動特性，每一個模態(tài)都有特定的固有頻率、阻尼比和模態(tài)振型[10]。通過模態(tài)分析方法了解結構體在某一頻率范圍內(nèi)的各階模態(tài)特性，就可知道在此頻率范圍內(nèi)結構體在各種振源作用下產(chǎn)生的實際振動響應。

隔離機構的結構設計完成后必須對主要部件進行有限元仿真分析，驗證在特定環(huán)境下隔離機構是否能保持穩(wěn)定，同時是否滿足強度要求。隔離機構的兩根旋轉軸是其主要受力部件，它們的穩(wěn)定與否直接影響到主動桿能否穩(wěn)定可靠地工作。鑒于文獻[11]已完成主動桿機架的有限元計算，因此下面采用ANSYS Workbench僅對隔離機構的兩根旋轉軸以及隔離機構整體進行有限元仿真計算。

2.1 俯仰與橫滾軸的模態(tài)分析和隨機振動分析

將在CATIA中建立的俯仰軸與橫滾軸三維實體模型保存為.stp文件，導入ANSYS Workbench分析軟件。以俯仰軸為例，實體材料選擇ZL101A，其屈服強度為235 MPa。

（1）網(wǎng)格的劃分與約束的施加

網(wǎng)格劃分是有限元分析中很重要的一部分，網(wǎng)格質量的高低對仿真最終結果的準確性影響很大，網(wǎng)格的單元節(jié)點數(shù)過多會導致求解時間變長，單元節(jié)點數(shù)過少會導致仿真計算結果的精確度不夠。本文對俯仰軸的網(wǎng)格劃分方法采用Hex Dominant Method，網(wǎng)格劃分單元尺寸設置為6 mm，劃分后產(chǎn)生11 364個節(jié)點，3 410個單元。

要進行約束模態(tài)分析，首先需要根據(jù)俯仰軸的安裝狀態(tài)，對俯仰軸添加相應的邊界條件。軸的兩端安裝的是軸承，所以可以把邊界條件設置為Cylindrical Support，并設置切向運動為Free，徑向和軸向運動為Fixed。

（2）模態(tài)分析結果

通過ANSYS Workbench分析得到俯仰軸的模態(tài)參數(shù)結果如表1所示。

表1 俯仰軸模態(tài)分析結果Tab.1 Modal analysis results of pitch axis

俯仰軸的前6階模態(tài)振型云圖如圖4所示。

圖4 模態(tài)振型云圖Fig.4 Modal shape nephogram

由模態(tài)分析結果可知，所設計的俯仰軸最小固有頻率為1 564.2 Hz，這一頻率遠大于飛機在整個飛行過程中所受到的最大激振頻率160 Hz，這表明俯仰軸在飛機飛行過程中不會發(fā)生共振現(xiàn)象，所以設計的俯仰軸在飛行過程中可以保持穩(wěn)定。

（3）隨機振動分析結果

在模態(tài)分析基礎上進行隨機振動分析，分別給俯仰軸X、Y和Z方向施加給定的加速度功率譜激勵，采用拉依達準則（3σ準則）判斷俯仰軸強度是否滿足要求，隨機振動分析的結果如表2所示。

表2 俯仰軸隨機振動分析結果Tab.2 Analysis results of random vibration of pitch axis

由表2分析結果可知，X、Y和Z三個方向的3σ等效應力都遠小于ZL101A材料的屈服強度，所以俯仰軸滿足強度要求。應力較大位置發(fā)生在圖3的結構1附近，在振動過程中這些部位可能會發(fā)生塑性變形，可以在后期的設計中對這些位置進行相應的結構改進。

同法對橫滾軸分析可知，所設計的橫滾軸最小固有頻率為2 124.6 Hz，這一頻率遠大于飛機在整個飛行過程中所受到的最大激振頻率160 Hz，所以橫滾軸在飛行過程中同樣可以保持穩(wěn)定；X、Y和Z三個方向的3σ等效應力最大為1.293 3 MPa，遠小于235 MPa，所以橫滾軸同樣也滿足強度要求。

2.2 隔離機構整體的模態(tài)分析與隨機振動分析

對隔離機構的主要部件進行分析后，還需要對隔離機構整體進行有限元分析，以驗證裝配后的機構整體是否穩(wěn)定可靠。在對機構整體進行分析前，需要進行網(wǎng)格的劃分與約束的施加，劃分網(wǎng)格時要注意對裝配體的每一個零部件進行單獨劃分[12]，網(wǎng)格劃分方法同樣采用Hex Dominant Method，相互接觸的零件之間接觸尺寸設置為2 mm，這樣可以提高分析結果的準確性。

按2.1節(jié)相關分析的方法對隔離機構進行同樣的分析，得到模態(tài)分析結果如表3所示，隨機振動分析結果如表4所示。

表3 隔離機構模態(tài)分析結果Tab.3 Modal analysis results of isolation mechanism

由模態(tài)分析結果可知，本文所設計的隔離機構最小固有頻率為1 082.6 Hz，這一頻率遠大于飛機在整個飛行過程中所受到的最大激振頻率160 Hz，表明隔離機構在飛機飛行過程中不會發(fā)生共振現(xiàn)象，即隔離機構在飛行過程中可以保持穩(wěn)定。

表4 隔離機構隨機振動分析結果Tab.4 Analysis of random vibration of isolation mechanism

隨機振動分析結果可知，X、Y和Z三個方向的3σ等效應力都出現(xiàn)在軸承上，設計所選軸承的材料為GCr15，其屈服強度為1 620 MPa，遠大于隔離機構屈服強度255 MPa，所以所設計的隔離機構滿足強度要求。

3 隔離機構的結構靜力學分析

主動桿在實際工作時，駕駛員施加到手柄的力以及力矩電機輸出的力，最終都使得旋轉軸受到力矩作用，同時旋轉軸上的其他配件也使得旋轉軸承受了一定的力，這些力會引起隔離機構的變形，所以需要對隔離機構整體進行相應的靜力學分析，以確保在這些力作用下隔離機構的變形量在合理范圍內(nèi)。

根據(jù)隔離機構實際的主要受力情況，施加約束如圖5所示。圖5中A為圓柱支撐約束，B為位移約束，C為力矩電機通過齒輪傳動傳遞給橫滾軸的力矩，D為駕駛員通過手柄施加給橫滾軸的力矩，E為駕駛員通過手柄施加給俯仰軸的力矩，F(xiàn)為力矩電機通過齒輪傳動傳遞給俯仰軸的力矩，G和H分別為俯仰軸和橫滾軸上其他配件的重力。

圖5 隔離機構約束的施加Fig.5 Impose constraints on the isolation mechanism

由圖5分析可知，隔離機構受到最大的等效應力為171.05 MPa，小于材料的屈服強度，且變形量最大為0.048 416 mm。圖6為隔離機構整體變形云圖，由圖6可知最大變形發(fā)生在手柄連接架上，但此處的變形不影響橫滾軸的旋轉，從而不會影響主動桿的正常工作。

綜上分析，所設計的隔離機構滿足強度要求，且在飛機飛行過程中可以保證穩(wěn)定工作。

圖6 隔離機構整體變形云圖Fig.6 Static structural analysis results of isolation mechanism

4 結語

（1）根據(jù)下一代戰(zhàn)機主動桿裝置的設計要求，結合兩自由度陀螺儀框架的結構原理，設計了一種主動桿俯仰與橫滾操縱的隔離機構，并且利用CATIA軟件建立了該隔離機構的三維實體模型。

（2）采用有限元分析軟件ANSYS Workbench對隔離機構進行了模態(tài)、隨機振動以及靜力學等力學特性仿真分析，結果表明設計的隔離機構滿足強度和穩(wěn)定性要求。

（3）設計的隔離機構不僅很好地解決了先進戰(zhàn)斗機主動桿俯仰與橫滾操縱的隔離設計問題，而且具有體積小、結構緊湊以及維修容易的優(yōu)點。

（4）俯仰與橫滾操縱的解耦技術是主動桿裝置設計的關鍵技術之一，本文所設計的隔離機構以及利用軟件仿真得到的分析數(shù)據(jù)，可為國內(nèi)主動桿裝置的研發(fā)提供一定的參考。

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