吳 斌，閆 修，楊竣博

(中國電子科技集團公司第三十八研究所 浮空平臺部，合肥 230088)

0 引言

升降舵作為無人機的主操縱舵面，主要用于控制無人機俯仰運動來實現(xiàn)無人機的下降或爬升，在飛行過程中起到極其重要的作用。升降舵一旦失去舵效，將很難維持正常飛行，只能結(jié)束飛行任務(wù)，嚴重時甚至?xí)＜帮w行安全，造成巨大損失[1]。因此，升降舵操縱性能的優(yōu)劣關(guān)系到無人機的飛行性能和安全性[2-3]。

某型無人機在飛行試驗結(jié)束后，進行飛行參數(shù)分析時發(fā)現(xiàn)升降舵驅(qū)動舵機的實際位移與理論值相比存在過大和變化過快的現(xiàn)象。本文對升降舵驅(qū)動舵機位移異常的原因進行分析，對舵機支撐結(jié)構(gòu)做出改進設(shè)計，并進行了試驗驗證。

1 試驗現(xiàn)象

無人機在空中飛行時，為保持高度，升降舵一般會向下偏轉(zhuǎn)較小角度。受空中復(fù)雜環(huán)境影響，偏轉(zhuǎn)角度會不斷調(diào)整，但變化不會太大。

某型無人機在完成飛行任務(wù)后，進行數(shù)據(jù)分析時，發(fā)現(xiàn)升降舵的位移在平飛階段波動過大，位移峰值超出設(shè)計要求，嚴重影響了飛行穩(wěn)定性，某時間段內(nèi)升降舵位移隨時間變化曲線如圖1所示。

圖1 升降舵位移隨時間變化曲線

2 原因分析

2.1 操縱機構(gòu)組成

該型無人機是用四桿機構(gòu)來操縱升降舵的上下偏轉(zhuǎn)，操縱機構(gòu)組成如圖2所示。電動舵機支撐結(jié)構(gòu)與平尾的主梁和后梁緊固連接；搖臂安裝在電動舵機的輸出軸上；連桿的一端通過前銷軸與搖臂鉸接，另一端通過后銷軸與升降舵鉸接。當電動舵機工作時，搖臂在扭轉(zhuǎn)力矩的作用下，可繞輸出軸進行旋轉(zhuǎn)運動，從而完成升降舵的偏轉(zhuǎn)或復(fù)位。

圖2 操縱機構(gòu)組成

2.2 位移異常原因分析

對升降舵及其操縱機構(gòu)進行檢查，未發(fā)現(xiàn)結(jié)構(gòu)有損傷和永久變形，說明結(jié)構(gòu)的強度滿足使用要求。因此，升降舵位移異常可能與舵機故障、各關(guān)節(jié)的間隙、操縱機構(gòu)的剛度有關(guān)。

(1)將舵機進行返廠檢測，結(jié)果顯示輸出力矩和傳動誤差滿足指標要求，排除舵機故障造成位移異常[4]；

(2)采用三坐標激光跟蹤儀測量升降舵空載下的行程，排除了各關(guān)節(jié)間隙造成位移異常[5]；

(3)通過地面對升降舵施加配重的方式來測量操縱機構(gòu)的剛度，發(fā)現(xiàn)平飛當量載荷下，升降舵有較大位移，表明操縱機構(gòu)剛度較弱[6]。

因此，初步斷定操縱機構(gòu)剛度不足是造成升降舵位移異常的主要原因。

3 仿真分析

為了驗證操縱機構(gòu)剛度不足是造成升降舵舵機位移偏大的原因，開展仿真分析，結(jié)果發(fā)現(xiàn)舵機安裝結(jié)構(gòu)剛度不足，會產(chǎn)生較大傳動誤差。

3.1 建立有限元模型

依據(jù)操縱機構(gòu)的結(jié)構(gòu)形式和各構(gòu)件的受力情況，僅對變形敏感部位的結(jié)構(gòu)建立有限元分析模型，對操縱機構(gòu)在無人機平飛工況下的結(jié)構(gòu)強度和剛度進行仿真分析。變形敏感部位的有限元模型如圖3所示。

圖3 變形敏感部位的有限元模型

3.2 各構(gòu)件材料及力學(xué)參數(shù)

升降舵舵機為成品，其力學(xué)特性已在試驗室測得，滿足技術(shù)指標要求，分析時作為剛體計算，其余構(gòu)件的材料型號及力學(xué)參數(shù)見表1所示。

表1 其余構(gòu)件的材料型號及力學(xué)參數(shù)

3.3 仿真結(jié)果

操縱機構(gòu)應(yīng)力云圖如圖4所示。結(jié)果顯示，在平飛狀態(tài)下操縱結(jié)構(gòu)的最大應(yīng)力為298.3 MPa，位于支撐結(jié)構(gòu)上的升降舵舵機安裝孔附近，搖臂的最大應(yīng)力為20 MPa。由此得出，改進前的操縱機構(gòu)強度滿足使用要求。

圖4 操縱機構(gòu)應(yīng)力云圖

操縱機構(gòu)變形云圖如圖5所示?？芍?，在極限載荷下操縱機構(gòu)的最大位移為1.54 mm，位于搖臂與連桿的交匯點。變形后的操縱機構(gòu)導(dǎo)致傳動誤差過大，控制系統(tǒng)要加大出舵量，并不斷調(diào)整升降舵的位移，由此出現(xiàn)位移波動過大現(xiàn)象。經(jīng)過計算得出由于操縱機構(gòu)的變形產(chǎn)生約為1.8°的傳動誤差，不滿足技術(shù)指標要求。

圖5 操縱機構(gòu)變形云圖

將搖臂與舵機輸出軸固定，施加相同載荷，得出在極限載荷下?lián)u臂的最大變形量為0.014 mm，搖臂變形云圖如圖6所示。經(jīng)計算，因搖臂變形產(chǎn)生約為0.014°的傳動誤差，滿足傳動誤差分配指標。由此，排除搖臂剛度不足是導(dǎo)致升降舵位移異常現(xiàn)象的原因。

圖6 搖臂變形云圖

支撐結(jié)構(gòu)變形云圖如圖7所示。可知，在極限載荷下支撐結(jié)構(gòu)的最大位移為0.78 mm，位于支撐結(jié)構(gòu)上升降舵舵機安裝孔附近。經(jīng)計算，因支撐結(jié)構(gòu)變形產(chǎn)生約為1.5°的傳動誤差，不滿足傳動誤差分配指標。由此，確定支撐結(jié)構(gòu)剛度不足是導(dǎo)致升降舵位移異?，F(xiàn)象的主要原因。

圖7 支撐結(jié)構(gòu)變形云圖

4 改進設(shè)計及驗證

針對某型無人機升降舵出現(xiàn)的位移偏大現(xiàn)象，對升降舵舵機支撐結(jié)構(gòu)進行改進設(shè)計并加裝，換裝后對操縱機構(gòu)的剛度進行仿真分析和飛行試驗驗證[7]。

4.1 改進設(shè)計

舵機支撐結(jié)構(gòu)由兩個U形梁組成，改進前的舵機支撐結(jié)構(gòu)如圖8所示。為增強支撐結(jié)構(gòu)的剛度，在每個U形梁上加裝一個工形梁，兩者采用平圓頭不銹鋼抽芯鉚釘連接，工形梁結(jié)構(gòu)示意圖如圖9所示，U形梁與工形梁的連接示意圖如圖10所示。工形梁采用彈性模量較高的1Cr18Ni9Ti不銹鋼，改進后的舵機支撐結(jié)構(gòu)如圖11所示。

圖9 工形梁結(jié)構(gòu)示意圖

圖10 U形梁與工形梁的連接示意圖

圖11 改進后的舵機支撐結(jié)構(gòu)

4.2 仿真驗證

將工形梁的數(shù)模網(wǎng)格劃分后，代入改進前的有限元模型，約束條件和載荷保持不變，然后進行分析。掛架應(yīng)力云圖(平飛)如圖12所示，掛架變形云圖(平飛)如圖13所示。從圖12可以看出，與改進前相比，搖臂的應(yīng)力水平和分布趨勢沒有較大變化，支撐結(jié)構(gòu)的應(yīng)力水平有較大改善，最大應(yīng)力降為149.6 MPa，工形梁的最大應(yīng)力為117.3 MPa，強度滿足要求。由圖13可知，操縱機構(gòu)的最大位移由1.54 mm降為0.422 mm，較原先設(shè)計，變形量降低了1.118 mm，系統(tǒng)剛度得到明顯的改善。

圖12 掛架應(yīng)力云圖(平飛)

圖13 掛架變形云圖(平飛)

4.3 試驗驗證

將改進后的升降舵操縱機構(gòu)裝機使用，結(jié)合飛行任務(wù)同步進行多次驗證試驗，并對使用情況進行持續(xù)跟蹤。改進后的升降舵位移曲線如圖14所示。試驗數(shù)據(jù)表明改進后的升降舵操縱機構(gòu)剛度得到增強，工作正常、穩(wěn)定。

圖14 改進后的升降舵位移曲線

5 結(jié)論

針對某型無人機升降舵出現(xiàn)的位移偏大現(xiàn)象，對升降舵舵機安裝結(jié)構(gòu)進行改進設(shè)計并加裝使用。加裝后對系統(tǒng)的剛度進行了仿真分析，并進行飛行試驗驗證。仿真和試驗結(jié)果表明改進后的升降舵操縱機構(gòu)剛度符合技術(shù)要求，解決了升降舵位移偏大的問題。