電動(dòng)伺服舵系統(tǒng)動(dòng)力學(xué)建模及顫振分析

張仁嘉，吳志剛，楊超

摘要：目的：舵系統(tǒng)作為飛行器的重要構(gòu)成部件，其動(dòng)態(tài)特性和顫振穩(wěn)定性一直是設(shè)計(jì)部門關(guān)注的焦點(diǎn)。舵機(jī)動(dòng)力學(xué)對(duì)舵系統(tǒng)顫振有最直接影響，其動(dòng)力學(xué)模型的準(zhǔn)確建立是顫振分析的關(guān)鍵。本文以某電動(dòng)伺服舵系統(tǒng)為對(duì)象，基于地面振動(dòng)試驗(yàn)數(shù)據(jù)特征，分別建立了電機(jī)、減速器及控制回路模型并進(jìn)行了顫振時(shí)域分析，探索了接觸剛度和間隙聯(lián)合作用下舵系統(tǒng)的響應(yīng)行為。方法：首先從地面振動(dòng)試驗(yàn)現(xiàn)象出發(fā)，分析并假設(shè)舵機(jī)內(nèi)部可能存在的非線性因素，以此為基礎(chǔ)分析建立減速器內(nèi)部關(guān)鍵部位絲杠—滾珠—螺母副的間隙、剛度和力學(xué)模型，結(jié)合舵機(jī)控制律建立舵系統(tǒng)綜合模型。之后采用分支模態(tài)法引入舵機(jī)對(duì)舵面的“復(fù)雜”支持，對(duì)典型顫振方程進(jìn)行改寫。在計(jì)算氣動(dòng)力時(shí)，以舵面分支模態(tài)集合為輸入，采用最小狀態(tài)法對(duì)氣動(dòng)力影響系數(shù)矩陣進(jìn)行有理函數(shù)擬合。最后將前述各子系統(tǒng)模型整合至顫振時(shí)域分析框架，對(duì)不同舵機(jī)指令角及不同來流速度下的系統(tǒng)響應(yīng)進(jìn)行研究。結(jié)果：對(duì)比地面振動(dòng)試驗(yàn)與仿真頻響結(jié)果，仿真準(zhǔn)確地捕捉到了試驗(yàn)頻響中的4處特征點(diǎn)。作為對(duì)照，常數(shù)剛度條件下，頻響曲線體現(xiàn)出典型的二階系統(tǒng)特征，完全失去接觸剛度下的幾處特征。考察間隙對(duì)舵面旋轉(zhuǎn)頻率的影響，隨著間隙半寬度 FP的增大，頻率呈下降趨勢(shì)。FP為1E-4時(shí)，換算得到的舵軸間隙角大概為0.1°不同激振力下系統(tǒng)的頻響曲線仿真結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果規(guī)律一致。在顫振分析環(huán)節(jié)，主要對(duì)比舵系統(tǒng)在接觸剛度和常數(shù)剛度2種假設(shè)下，氣動(dòng)彈性響應(yīng)的不同。常數(shù)剛度假設(shè)下，系統(tǒng)響應(yīng)存在極限環(huán)和發(fā)散兩個(gè)域，且隨著風(fēng)速提高，臨界角漸??；接觸剛度假設(shè)下，臨界角同樣隨風(fēng)速提高而減小，但與前者相比系統(tǒng)響應(yīng)多了一個(gè)收斂域。對(duì)比兩種假設(shè)的穩(wěn)定邊界發(fā)現(xiàn)，相同風(fēng)速下，接觸剛度的臨界角更大。接觸剛度和常數(shù)剛度假設(shè)下舵系統(tǒng)穩(wěn)定邊界在不同間隙下的變化趨勢(shì)如下：相同風(fēng)速下，隨著間隙的增大，常數(shù)剛度假設(shè)的臨界角增大。其臨界速度在3種間隙下均位于0.975處，保持不變；對(duì)于接觸剛度假設(shè)，當(dāng)風(fēng)速小于0.75時(shí)，臨界角隨間隙增大而增大。但當(dāng)風(fēng)速大于0.75時(shí)，臨界角卻是減小的，系統(tǒng)的臨界速度也會(huì)隨間隙的增大而減小。此外，還發(fā)現(xiàn)系統(tǒng)的極限環(huán)邊界不會(huì)受間隙的影響。結(jié)論：考慮接觸剛度和間隙的舵系統(tǒng)動(dòng)力學(xué)模型，準(zhǔn)確捕捉到了地面振動(dòng)試驗(yàn)數(shù)據(jù)中的非線性特征：隨著激振力的增大，舵面旋轉(zhuǎn)頻率逐漸升高，舵機(jī)提供的支持剛度在提高。說明以接觸剛度為主，間隙為輔的非線性因素組合，共同主導(dǎo)了舵系統(tǒng)整體的動(dòng)力學(xué)特性。接觸剛度下的舵系統(tǒng)氣動(dòng)彈性響應(yīng)存在收斂、極限環(huán)和發(fā)散3個(gè)域；而常數(shù)剛度下，系統(tǒng)僅存在極限環(huán)和發(fā)散兩個(gè)域。兩種假設(shè)下，隨著風(fēng)速的提高，系統(tǒng)邊界角均減小。相同風(fēng)速下，接觸剛度下的邊界角一般大于常數(shù)剛度下的邊界角，更加穩(wěn)定。常數(shù)剛度下，邊界角隨間隙增大而增大；接觸剛度下，風(fēng)速低于0.75時(shí)，邊界角與間隙角正相關(guān)。風(fēng)速高于0.75時(shí)，反之。常數(shù)剛度下，邊界速度不隨間隙變化；而接觸剛度下，間隙越大，邊界速度越低，甚至?xí)陀诔?shù)剛度下的邊界速度。鑒于兩種假設(shè)下，舵系統(tǒng)動(dòng)力學(xué)行為及氣動(dòng)彈性響應(yīng)的多處不同，在工程分析中，應(yīng)當(dāng)對(duì)舵機(jī)的支持特性引起足夠重視，尤其要關(guān)注接觸剛度和其他非線性因素聯(lián)合作用下可能帶來的不利影響。

來源出版物：北京航空航天大學(xué)學(xué)報(bào), 2016, 42(7): 1368-1376

入選年份：2016

我國(guó)航空用鈦合金技術(shù)研究現(xiàn)狀及發(fā)展

朱知壽

摘要：鈦合金因具有密度低（如Ti-6Al-4V鈦合金密度為4.5 g/cm3，是低碳鋼的57%）、比強(qiáng)度高、耐蝕性好、彈性模量低、導(dǎo)熱系數(shù)小、屈強(qiáng)比高（成形回彈大）、無毒無磁性、耐熱性好、抗低溫脆性好、可焊接、生物相容性好、表面活性大、表面可裝飾性強(qiáng)等特性而被廣泛應(yīng)用于各個(gè)工業(yè)領(lǐng)域。通過綜述我國(guó)航空用鈦合金技術(shù)研究現(xiàn)狀和存在的問題，提出未來航空鈦合金材料發(fā)展方向和采取的主要措施，指明了實(shí)現(xiàn)產(chǎn)業(yè)結(jié)構(gòu)升級(jí)、技術(shù)成熟度提升、減能增效、低成本制造及擴(kuò)大用量等產(chǎn)業(yè)化應(yīng)用目標(biāo)。問題：我國(guó)海綿鈦年產(chǎn)量達(dá)6萬t、鈦加工材產(chǎn)量達(dá)5萬t，已經(jīng)躍居世界第1位，但與發(fā)達(dá)國(guó)家相比，在技術(shù)水平和高端應(yīng)用上仍存在較大差距。首先，我國(guó)航空航天鈦合金用量只占鈦合金產(chǎn)量的10%，與發(fā)達(dá)國(guó)家的50%仍存在較大的差距。其次，我國(guó)鈦合金產(chǎn)品結(jié)構(gòu)比例不合理，如醫(yī)療用鈦等部分深加工品仍依賴進(jìn)口。此外，我國(guó)鈦加工材綜合性能、質(zhì)量穩(wěn)定性和技術(shù)成熟度等方面仍需要進(jìn)一步提升。最后，我國(guó)鈦合金高端產(chǎn)品規(guī)模小、低端產(chǎn)品產(chǎn)能過剩、低成本高性能鈦合金的研發(fā)和應(yīng)用滯后等問題仍沒有得到很好的解決。措施：為解決上述問題，首先應(yīng)從綜合性能優(yōu)化、規(guī)格品種齊全、應(yīng)用規(guī)模擴(kuò)大、規(guī)范標(biāo)準(zhǔn)完善、考核驗(yàn)證數(shù)據(jù)充分等方面入手，提高主干鈦合金技術(shù)成熟度。其次，堅(jiān)持材料創(chuàng)新和工藝創(chuàng)新，實(shí)現(xiàn)強(qiáng)度、塑性、韌性和疲勞性能的綜合匹配，按體系發(fā)展原則，建立航空用鈦合金材料系列。再者，通過結(jié)構(gòu)整體化、材料與制造低成本化和品種系列化等手段發(fā)展低成本高性能鈦合金材料技術(shù)。趨勢(shì)：建立我國(guó)自主保障的航空鈦合金材料體系是鈦合金回收再利用技術(shù)得到良好應(yīng)用的前提，發(fā)展高綜合性能鈦合金材料與低成本制造技術(shù)是提升我國(guó)鈦合金用量和應(yīng)用水平、并能進(jìn)一步推廣應(yīng)用到其他領(lǐng)域。

來源出版物：航空材料學(xué)報(bào), 2014, 34(4): 44-50

入選年份：2016