摘要：合理、輕量化的航空驅動機構設計可以在很大程度上提高航空驅動機構行程角度控制的準確性、耐久性、扭矩/質量比及電磁兼容性，降低輸出軸晃動間隙。針對目前國內現有飛機著陸燈用航空驅動機構，提出一種輕量化航空驅動機構的設計方案，該方案采用無刷直流電動機驅動，通過行星齒輪、平行軸直齒輪、蝸桿副等組合形式減速，利用高精度非接觸角位移傳感器反饋位置信號。建立三維數學模型對行星齒輪等傳動件進行動力學仿真分析，對殼體、齒輪蓋等結構件有限元仿真計算。結果表明：輕量化航空驅動機構設計方案可實現輕量化、大扭矩/質量比等相關技術指標要求;驅動機構關鍵傳動件與結構件的設計參數及強度滿足要求，確定設計方案合理可行。

　　關鍵詞：驅動機構;結構設計;有限元仿真;行星齒輪;蝸桿;角位移傳感器

　　0引言航空驅動機構是驅動機構的一種，作為飛機電動部件的核心部件，主要由電機、減速器、軸系以及角位移傳感器等主要零部件組成，通過一體化結構優化設計完成[1]。隨著航空驅動機構技術的快速發展，航空驅動機構也在快速發展，技術也在不斷革新，逐步被應用于飛機的不同部位，例如飛機駕駛員電動座椅[2-4]、飛機襟翼[5-6]、飛機艙門[7]、飛機著陸燈[8-9]等部位。

　　航空論文范例：航空發動機敏感件的控制方法研究

　　在微型航空驅動機構領域，包括美國的MOOG公司、瑞士的RUAG公司等在內的國外公司都有成型的產品。其中MOOG公司的Type2型旋轉驅動器，質量為1.3kg，未談及使用高精度非接觸式角度傳感器，最大輸出轉矩為20N·m[10]，存在不能進行精準的行程角度控制問題，扭矩/質量比為15.38N·m/kg。RUAG公司的SARA21型旋轉驅動器，質量為1.8kg，輸出轉矩為45N·m[11]，扭矩/質量比為25N·m/kg。航空領域為了提高航空飛行器的承載能力，盡可能降低航空驅動機構的體積質量，提高行程角度控制精準性、扭矩/質量比，輕量化驅動機構研發日益成為一個重要的研究課題。國內的微型航空驅動機構動力源多使用直流有刷電機。直流有刷電機存在很多缺點，比如更換配件麻煩、配件使用壽命短、發熱率高、換向火花大、損耗嚴重、電磁干擾嚴重等[12-13]。相較于直流電機，無刷電機具有很多優點：體積小、靈敏度高、轉矩大、功率密度高、可靠性高等，現已在軍工領域逐步替代直流有刷電機[14]。

　　國內傳統航空驅動機構行程角度控制多采用微動開關限位，比較小的KW5C-0Z-1微動開關，動作行程最大為0.51mm[15]，配合彈簧片后使用，彈簧片動作行程最大可達到3～4mm，對于直徑為30mm的軸，最大可旋轉15.3°，同樣存在行程角度控制不精準問題;選用高精度角位移傳感器，旋轉角度誤差最大不超過0.1°，其體積與兩個微動開關體積相當，精度高、非接觸式、壽命高，可實現高精度反饋角度進行控制。

　　由于小模數齒輪在航空領域應用研究較少，同行業廠家多依據標準，采用個人編輯EXCEL計算軟件，計算齒輪強度，無法對傳動件進行修形、變位系數等參數進行優化完善�；�于上述行程角度控制不精準問題及大扭矩/質量比需求，本文提出一種輕量化航空驅動機構并進行參數優化設計，對其行星齒輪、直齒輪、蝸桿副等進行KISSsoft分析、優化、參數完善以及KISSsoft的強度計算[16]，對結構件利用UG10.0的“FEM和仿真”功能模塊進行ANALYSIS高級仿真分析，同時使用高精度角位移傳感器反饋輸出軸角度位置信號。

　　1總體方案

　　微型航空驅動機構設計考慮到在緊湊的空間結構內獲得較大的輸出轉矩和較高的角位置輸出精度，整機質量小于0.7kg(實物660g)的情況下，輸出轉矩大于20N·m。在航空驅動機構設計方案的選擇中，優先選用以下設計方案：(1)微型直流無刷電動機作為動力源;(2)減速器選用行星齒輪、平行軸直齒輪、蝸桿副等5級組合減速;(3)采用非接觸式角位移傳感器高精度采集角度位置信號并反饋上傳;(4)采用軟件伺服控制電路，補償晃動間隙。該方案具有如下特點：(1)結構布局緊湊，轉矩/質量比大;(2)采用自鎖蝸輪蝸桿參數傳動，可實現斷電自鎖;(3)采用14bit數字式高精度角位移傳感器，角度分辨率高，可大大提高角度位置反饋精度;(4)傳動平穩，電流波動小。

　　2輕量化傳動方案

　　2.1優選傳動方案

　　為實現小體積、輕量化目標，需進行驅動機構結構及傳動順序研究。根據驅動機構總體方案，針對不同傳動順序方案分別研究其優缺點，并進行對比。在滿足可傳遞需要扭矩條件下，優先選用方案一傳動順序方案，既可以實現傳遞所需扭矩負載，又可以實現輕量化目標。

　　位置反饋單元所選用傳感器分辨率為14bit的數字式360°無止檔非接觸式角位移傳感器，放置于扇形輸出直齒輪所在軸端，扇形輸出齒輪轉動角度與角位移傳感器輸的輸出軸轉動角度相同，同軸轉動。通過控制系統采集角度傳感器位置信號，確定輸出扇形齒輪角度位置，角度位置誤差不大于0.1°。為減輕航空驅動機構整體質量，關鍵承力結構件，如殼體、齒輪蓋等采用2A14鋁合金材料，重量較輕;蝸輪傳動件按照行業標準選用ZCuSn10Pb1錫青銅，蝸桿、齒輪選用40CrA合金結構鋼。經過三維建模計算可以得到整機質量為660g�；�于上述結構方案設計，可以得到輸出力矩大、體積小、質量輕、輸出穩定的航空驅動機構。該驅動機構的技術指標能夠滿足一般飛機駕駛員彈射座椅、飛機襟翼、飛機排氣艙門、飛機發動機燃油系統/排氣系統、飛機著陸燈等部位驅動機構的技術需求。

　　3傳動件KISSsoft分析

　　3.1行星齒輪KISSsoft分析

　　本文驅動機構兩級行星減速參數相同，材料相同，第二級載荷相對較大，因此只對第二級行星齒輪減速進行KISSsoft分析，分別齒輪齒根承載能力、齒面安全系數、膠合承載能力。鑒于KISSsoft分析計算過程較多，篇幅較長，因此將行星齒輪KISSsoft分析計算結果引用至本文。

　　3.2平行軸直齒輪KISSsoft分析根據兩級平行軸直齒輪齒數、模數、壓力角、變位系數、材料、扭矩、轉速等相關參數，分別對一級直齒輪副、二級直齒輪副進行KISSsoft分析，計算齒根承載能力、齒面安全系數、膠合承載能力。同3.1條，將平行軸直齒輪KISSsoft分析計算結果引用至本文。二級平行軸直齒輪轉速較低，不大于3r/min，未進行KISSsoft膠合分析。

　　3.3蝸桿副KISSsoft分析

　　根據蝸桿副齒數、模數、壓力角、變位系數、材料、扭矩、轉速、硬度等相關參數，對蝸桿副進行KISSsoft分析，計算磨損承載能力、點蝕承載能力、撓度安全系數、齒根承載能力、溫度安全系數、使用壽命及損傷等。同3.1條，將蝸桿副KISSsoft分析計算結果引用至本文。

　　4結構件強度校核分析

　　4.1殼體有限元分析殼體作為整個驅動機構結構承力件，主要承受輸出直齒輪副之間的嚙合力、蝸桿副軸向力、蝸桿副軸向緊固螺釘預緊力。針對三種情況，劃分網格后分別進行ANALYSIS有限元分析，劃分網格45137個單元，網格大小0.5mm。根據驅動機構使用工況、結構特點、工作原理以及受力分析計算結果對殼體設定邊界條件(約束與載荷)。

　　5結論

　　(1)經優化設計的微型航空驅動機構可實現相關技術要求，輸出力矩滿足使用要求，具有任意位置鎖定功能，具有體積小、重量輕、結構緊湊、扭矩/質量比大等優點，扭矩/質量比大于30N•m/kg。(2)驅動機構關鍵部件如行星齒輪減速、蝸輪蝸桿、平行軸直齒輪、殼體、齒輪蓋等強度及參數優化后滿足要求。(3)該種航空驅動機構可用于飛機著陸照明燈、飛機啟動排氣系統、飛機襟翼動作、飛機燃油系統、除冰系統、駕駛員電動調節座椅等所有電驅動位移部件。

　　參考文獻：

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　　作者：宮偉，朱錦超，欒蘭