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(yīng)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(cè)桿裝置兩類[2]。側(cè)桿裝置由傳統(tǒng)中央駕駛桿盤的偏置和改進而來，由于側(cè)桿良好的操縱特性目前在先進飛機上得到廣泛應(yīng)用。20世紀(jì)80年代，第一架使用側(cè)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(cè)桿作為主級操縱設(shè)備[3]。目前國外許多先進軍用飛機都采用了側(cè)桿裝置，比如美國的F-16、F-22、F-35，法國的“陣風(fēng)”和俄羅斯的Su-37等飛機[4]。側(cè)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(zhì)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(gòu)成的主動桿逐漸引起航空科研人員的廣泛關(guān)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(fù)雜性，對飛機機構(gòu)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(cè)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(guān)鍵技術(shù)是有限體積的機械結(jié)構(gòu)設(shè)計、俯仰橫滾操縱的解耦設(shè)計、隨飛行狀態(tài)而變的力感特性設(shè)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(shè)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(jié)構(gòu)設(shè)計問題；

（2）對設(shè)計的結(jié)構(gòu)進行有限元仿真分析，以驗證所設(shè)計的結(jié)構(gòu)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(gòu)設(shè)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(gòu)是結(jié)構(gòu)設(shè)計的關(guān)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(dāng)駕駛員對主動桿俯仰與橫滾操縱機構(gòu)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(yīng)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(gòu)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(jié)構(gòu)圖Fig.2 Frame structure diagram of two degree of freedom gyroscope

兩自由度陀螺儀框架結(jié)構(gòu)如圖2所示，由外框架、內(nèi)框架、外框軸、內(nèi)框軸、自轉(zhuǎn)軸、轉(zhuǎn)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(zhuǎn)子通過自轉(zhuǎn)軸安裝在內(nèi)框架上。轉(zhuǎn)子連同內(nèi)框架可繞內(nèi)框軸轉(zhuǎn)動，內(nèi)框架連同外框架可繞外框軸轉(zhuǎn)動，從而自轉(zhuǎn)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(zhuǎn)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(zhuǎn)自由度，同時聯(lián)想到將要設(shè)計的俯仰與橫滾操縱的隔離機構(gòu)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(jié)構(gòu)原理對俯仰與橫滾操縱的隔離機構(gòu)進行了設(shè)計，所設(shè)計的隔離機構(gòu)三維實體模型如圖3所示。

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

將圖3中隔離機構(gòu)的橫滾轉(zhuǎn)子看作兩自由度陀螺儀中的內(nèi)框架，結(jié)構(gòu)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(zhuǎn)子。手柄與手柄連接架固連，手柄連接架通過銷軸與橫滾轉(zhuǎn)子相連，橫滾轉(zhuǎn)子與橫滾軸也通過銷軸相連。當(dāng)駕駛員沿俯仰方向操縱手柄帶動俯仰軸轉(zhuǎn)動時，橫滾軸不轉(zhuǎn)動；當(dāng)駕駛員沿橫滾方向操縱手柄通過橫滾轉(zhuǎn)子帶動橫滾軸轉(zhuǎn)動時，俯仰軸不轉(zhuǎn)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(gòu)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(zhuǎn)而產(chǎn)生一系列的振動，當(dāng)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(yán)重?fù)p壞。模態(tài)分析是研究結(jié)構(gòu)動力特性一種方法，模態(tài)是指機械結(jié)構(gòu)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(jié)構(gòu)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(jié)構(gòu)體在各種振源作用下產(chǎn)生的實際振動響應(yīng)。

隔離機構(gòu)的結(jié)構(gòu)設(shè)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(gòu)是否能保持穩(wěn)定，同時是否滿足強度要求。隔離機構(gòu)的兩根旋轉(zhuǎn)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(xiàn)[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(gòu)的兩根旋轉(zhuǎn)軸以及隔離機構(gòu)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(dǎo)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(zhì)量的高低對仿真最終結(jié)果的準(zhǔn)確性影響很大，網(wǎng)格的單元節(jié)點數(shù)過多會導(dǎo)致求解時間變長，單元節(jié)點數(shù)過少會導(dǎo)致仿真計算結(jié)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(shè)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(yīng)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(shè)置為Cylindrical Support，并設(shè)置切向運動為Free，徑向和軸向運動為Fixed。

（2）模態(tài)分析結(jié)果

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

表1 俯仰軸模態(tài)分析結(jié)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(jié)果可知，所設(shè)計的俯仰軸最小固有頻率為1 564.2 Hz，這一頻率遠(yuǎn)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(shè)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(jié)果

在模態(tài)分析基礎(chǔ)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(dá)準(zhǔn)則（3σ準(zhǔn)則）判斷俯仰軸強度是否滿足要求，隨機振動分析的結(jié)果如表2所示。

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

由表2分析結(jié)果可知，X、Y和Z三個方向的3σ等效應(yīng)力都遠(yuǎn)小于ZL101A材料的屈服強度，所以俯仰軸滿足強度要求。應(yīng)力較大位置發(fā)生在圖3的結(jié)構(gòu)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(shè)計中對這些位置進行相應(yīng)的結(jié)構(gòu)改進。

同法對橫滾軸分析可知，所設(shè)計的橫滾軸最小固有頻率為2 124.6 Hz，這一頻率遠(yuǎn)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(yīng)力最大為1.293 3 MPa，遠(yuǎn)小于235 MPa，所以橫滾軸同樣也滿足強度要求。

2.2 隔離機構(gòu)整體的模態(tài)分析與隨機振動分析

對隔離機構(gòu)的主要部件進行分析后，還需要對隔離機構(gòu)整體進行有限元分析，以驗證裝配后的機構(gòu)整體是否穩(wěn)定可靠。在對機構(gòu)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(shè)置為2 mm，這樣可以提高分析結(jié)果的準(zhǔn)確性。

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

表3 隔離機構(gòu)模態(tài)分析結(jié)果Tab.3 Modal analysis results of isolation mechanism

由模態(tài)分析結(jié)果可知，本文所設(shè)計的隔離機構(gòu)最小固有頻率為1 082.6 Hz，這一頻率遠(yuǎn)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(gòu)在飛機飛行過程中不會發(fā)生共振現(xiàn)象，即隔離機構(gòu)在飛行過程中可以保持穩(wěn)定。

表4 隔離機構(gòu)隨機振動分析結(jié)果Tab.4 Analysis of random vibration of isolation mechanism

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

3 隔離機構(gòu)的結(jié)構(gòu)靜力學(xué)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(zhuǎn)軸受到力矩作用，同時旋轉(zhuǎn)軸上的其他配件也使得旋轉(zhuǎn)軸承受了一定的力，這些力會引起隔離機構(gòu)的變形，所以需要對隔離機構(gòu)整體進行相應(yīng)的靜力學(xué)分析，以確保在這些力作用下隔離機構(gòu)的變形量在合理范圍內(nèi)。

根據(jù)隔離機構(gòu)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(gòu)約束的施加Fig.5 Impose constraints on the isolation mechanism

由圖5分析可知，隔離機構(gòu)受到最大的等效應(yīng)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(gòu)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(zhuǎn)，從而不會影響主動桿的正常工作。

綜上分析，所設(shè)計的隔離機構(gòu)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(gòu)整體變形云圖Fig.6 Static structural analysis results of isolation mechanism

4 結(jié)語

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

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

（3）設(shè)計的隔離機構(gòu)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(shè)計問題，而且具有體積小、結(jié)構(gòu)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(shù)是主動桿裝置設(shè)計的關(guān)鍵技術(shù)之一，本文所設(shè)計的隔離機構(gòu)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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