王賀龍 姜玉峰 魏澤宇 潘龍 齊沖

摘要：以航天伺服機(jī)構(gòu)常用的某型角位移傳感器為研究對象，針對該角位移傳感器在實(shí)際使用過程中遇到的問題進(jìn)行研究，建立數(shù)學(xué)模型并進(jìn)行了仿真分析，探討了影響測量結(jié)果的因素，提出了提高角位移測量準(zhǔn)確性的建議和措施。

關(guān)鍵詞：伺服機(jī)構(gòu);角位移傳感器;ADAMS

0? ? 引言

隨著航天伺服技術(shù)的發(fā)展，對伺服機(jī)構(gòu)的控制精度和動態(tài)性能要求越來越高，航天伺服機(jī)構(gòu)或直接采用角度輸出的形式，或?yàn)橹本€位移式輸出方式，通過搖臂等連桿機(jī)構(gòu)實(shí)現(xiàn)直線到轉(zhuǎn)動的轉(zhuǎn)換。兩種方式均是通過傳動機(jī)構(gòu)傳動實(shí)現(xiàn)負(fù)載的轉(zhuǎn)動或擺動，完成控制系統(tǒng)對姿態(tài)的調(diào)整，控制系統(tǒng)對伺服機(jī)構(gòu)的指標(biāo)要求往往是舵軸或噴管負(fù)載終端的實(shí)際響應(yīng)，通常用角位移傳感器來測量實(shí)際的擺動輸出。

本文以航天伺服機(jī)構(gòu)常用的某型角位移傳感器為研究對象，以其測量原理和測量方式為基礎(chǔ)，結(jié)合實(shí)際安裝情況，建立數(shù)學(xué)模型，并通過理論結(jié)合仿真進(jìn)行分析，對影響測量輸出結(jié)果的因素進(jìn)行研究，最終給出明確的分析結(jié)論。

1? ? 產(chǎn)品工作原理

采用模擬量直接輸出的撥叉型角位移傳感器，其以結(jié)構(gòu)簡單、抗干擾能力強(qiáng)、輸出信號延遲小等特點(diǎn)，在航天伺服測量領(lǐng)域應(yīng)用較為普遍。其原理類似于滑動變阻器，內(nèi)部設(shè)計(jì)有環(huán)形電阻，電刷與環(huán)形電阻接觸，電刷在轉(zhuǎn)軸的帶動下轉(zhuǎn)動，產(chǎn)生角度差從而引起輸出電壓量的變化，達(dá)到角度測量的目的。其安裝形式如圖1所示，在負(fù)載轉(zhuǎn)動時，帶動撥叉運(yùn)動，進(jìn)而帶動角位移傳感器轉(zhuǎn)動產(chǎn)生輸出。

本文針對某項(xiàng)目角位移傳感器使用過程中遇到的問題進(jìn)行分析，其安裝三維示意圖如圖2所示，二維剖面圖如圖3所示。

2? ? 理論分析

根據(jù)安裝結(jié)構(gòu)分析，角位移傳感器與安裝支架通過止口軸向定位，若安裝支架定位孔與舵軸之間同軸度存在偏差，會導(dǎo)致角位移傳感器轉(zhuǎn)軸與舵軸之間同軸度難以保證，造成角位移傳感器輸出轉(zhuǎn)角與舵軸轉(zhuǎn)角之間出現(xiàn)偏差，傳動數(shù)學(xué)模型如圖4所示。

當(dāng)偏差e不為零時，角度β隨α變化的計(jì)算公式如下：

因此，偏心量e會使角位移傳感器輸出與舵軸實(shí)際擺角之間存在角度差。通過上述公式可以看出，適當(dāng)增大L，即適當(dāng)增大撥叉長度，有利于消除因同軸度帶來的偏差影響。

實(shí)際情況下，兩軸偏心連線在360°平面內(nèi)隨機(jī)變化，可能與撥叉之間存在任意夾角，由此可知角位移傳感器正負(fù)向輸出擺角不對稱。

3? ? 仿真分析

將上述角位移傳感器安裝三維模型導(dǎo)入ADAMS建立傳動虛擬樣機(jī)模型，發(fā)送指令擺角幅值為30°、頻率為0.02 Hz的正弦信號，最大差值出現(xiàn)在12.5 s和37.5 s，仿真結(jié)果如圖5所示;并以指令為橫坐標(biāo)，以角位移傳感器反饋為縱坐標(biāo)繪制了角位移回環(huán)曲線，可以看出角位移傳感器輸出最大擺角29.3°與理論計(jì)算吻合。

4? ? 結(jié)語

本文以航天伺服機(jī)構(gòu)常用的某型角位移傳感器為研究對象，結(jié)合具體試驗(yàn)過程中遇到的問題，通過建立數(shù)學(xué)模型和仿真分析，給出角位移傳感器測量誤差的詳細(xì)理論分析，找出了誤差原因，對指導(dǎo)實(shí)際工程應(yīng)用具有重要意義。

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收稿日期：2020-03-20

作者簡介：王賀龍（1988—），男，河北唐山人，碩士，工程師，研究方向：伺服系統(tǒng)設(shè)計(jì)。