高真空环境下精密齿轮传动效率测试平台研制

金弘哲，张 洋，王彬峦，张 慧，赵 杰

（哈尔滨工业大学 机电工程学院，哈尔滨150001）

随着我国在航天领域的不断开拓与发展，越来越多的精密机构和组件需要在空间环境下进行性能测试相关的研究工作，在此之前，需要在地面模拟复杂的空间环境，如真空、高低温等极端环境，对机构和组件的传动效率、力矩、刚度以及回转误差等性能进行研究测试。然而目前用于这些试验的设备通常都存在通用性差、成本高、研制周期长、维护困难、资源配置重复、测试数据不易共享等缺点[1-3]。因此，面向空间极端环境下复杂精密机构的性能测试需求，研制一种在极端环境下对增速器性能测试的传动效率性能测试仪，并建立完整的测试理论方法体系以及统一的设计标准，对于我国空间机构地面测试技术的发展具有重要的意义[4-6]。

本文针对高真空环境下航天传动机构的效率测试进行研究。其中第1 部分主要对高真空传动效率测速平台的测试原理进行介绍；第2 部分分别对平台的机械结构、电气系统及软件平台设计介绍；第3 部分对不确定度进行分析；最后通过实验验证平台的可行性，正式投入应用单位为上海航天设备制造总厂。

1 测试原理

该高真空传动效率测试平台主要针对航天所用精密齿轮增速器系统的传动效率进行测量，传动效率测量系统采用开放式测量结构， 如图1所示，系统由电机、扭矩传感器、位置编码器、负载以及被测对象构成。由扭矩传感器测量被测对象的输入输出扭矩，位置编码器实时测量系统的输入输出位置通过时间微分获得输入输出角速度。

图1 传动效率测试系统测量原理图Fig.1 Measurement schematic diagram of transmission efficiency test system

平台的传动效率测试原理公式为

式中：Ti，To为驱动端和加载端力矩；ni，no为驱动端和加载端的转速。

本平台的典型被测对象为一种行星齿轮增速器，增速比约为20.77。根据测量要求，先以输入转速15 r/min 驱动增速器，加载端加载力矩为1.2 Nm。待驱动速度和加载力矩稳定后，以固定频率进行持续采集多组数据保存。再将驱动方向反转，以15 r/min的转速反向驱动增速器，反向加载1.2 Nm。待稳定后一固定频率持续采样并保存。针对高真空测试环境，在平台的设计过程中进行了相应的考虑，具体设计过程在第2 部分体现。

2 平台设计

平台设计主要包括机械结构、电气结构以及软件部分。

2.1 机械结构设计

根据设计的测试原理，我们选取传动效率测试方法中的输入输出法，通过测量航天增速器输入和输出的功率作对比，得到系统的传动效率值[7]。真空环境下传动效率测量需要在真空罐中进行实验，考虑到真空罐所能达到最大尺寸，对整体机械结构进行设计。所设计的机械结构如图2所示。左右两侧的扭转驱测一体化模块都是伺服系统通过联轴器与扭矩、转动角度测量传感器连接所组成的测试加载模块系统，通过支撑模块3 和5，与被测件4 进行连接测量。整套设备都加载于真空底板1 上。因真空环境对测量系统的影响，驱动模块与加载模块中的电机选用真空电机与真空减速器，测量模块中选用真空角度编码器与真空扭矩传感器。

图2 真空传动效率测试平台机械结构图Fig.2 Mechanical structure diagram of vacuum transmission efficiency test platform

加工组装后的平台如图3所示，驱动端和加载端分别通过穿箱轴与被测件连接。驱动端由伺服电机驱动，26 位绝对式圆光栅搭配双读数头测量输入转速，50 Nm 量程动态扭矩传感器测量驱动力矩；加载端由伺服电机进行恒定力矩加载，26 位绝对式圆光栅搭配单读数头测量输出端转速，5 Nm 量程动态扭矩传感器测量加载力矩。

图3 真空传动效率测试平台整体图Fig.3 Vacuum transmission efficiency test platform

2.2 电气结构设计

传动效率真空测试平台电气系统可分为测试系统和运动控制系统[8]。测试系统包含平台模块传感器及信号采集系统；运动控制系统包含输入驱动电机和输出端负载电机，以及控制器驱动器。电气系统结构如图4所示。

图4 传动效率真空测试平台电气结构图Fig.4 Electrical structure diagram of transmission efficiency vacuum test platform

传动效率测试系统包括输入端角度编码器和力矩传感器， 及输出负载端角度编码器和力矩传感器。输入输出两端力矩传感器选型分别为UNIPULSE 公司UTMII-50Nm 和UTMII-5Nm，该扭矩传感器输出±5 V 模拟电压信号。

输入输出两端角度编码器为英国Renishaw 公司的真空圆光栅RESA30，具有26 位分辨率。配套高真空读数头RA26，按Biss-C 协议进行数据传输。系统精度达到±3.82″，双读数头配置可以将测量精度提升至±1.5″。力矩传感器所用数据采集模块仍为NI-9215 四通道差分模拟信号采集模块。真空圆光栅读数头数据采集使用SEA-9521 模块，该模块共有3 个Biss-C 协议接口，依次连接输入端和输出端圆光栅的3 个读数头。

为适配真空环境，输入端和输出端电机为德国FAULHABER 公司真空直流无刷伺服电机3274BP4系列。该系列电机额定力矩0.162 Nm， 额定转速8260 r/min，该电机适配增量型编码器IE3-1024L，编码器线数1024，输出ABZ 增量信号。真空电机配套FAULHABER 真空减速器32/3R 系列，减速比14∶1，减速器连续输入力矩1.6 Nm， 瞬时最大输入力矩1.9 Nm。经一级减速器减速后，电机额定输出力矩为1.83 Nm，瞬间最大输出力矩可达到5.49 Nm。此力矩输出性能可作为输出端电机配置，输入端电机还需增加一级减速器以提升额定输出力矩。输入端二级减速器选用APEX 真空行星减速器AB060-020，减速比20∶1， 该减速器额定转矩50 Nm， 额定转速5000 r/min，标准背隙≤7″，传动效率≥94%。经过二级减速，输入端电机额定输出力矩为34.4 Nm，满足输入端使用要求。输入额定转速29.5 r/min，输出额定转速590 r/min。

NI CompactRIO-9035 为平台总控制器。电机驱动器为Elmo 公司Gold 系列GOLD-SOLO-WHI-100-6， 驱动器与控制器间采用EtherCAT 总线通讯，控制器cRIO-9035 作为主站， 输入端电机驱动器作为从站01，输出端负载电机驱动器作为从站02，采用CANopen 协议。

2.3 软件系统设计

综合国内外研究单位所做软件工作发现，这些精密测量仪器软件系统都有一套完整的整体架构以及模块，目前国内外仪器的软件模块和软件架构功能类别主要包括系统配置、数据采集与记录、同步、通信、故障与处理、数据显示、数据存储、数据回放，以及人机交互等等。为满足航天零部件特殊测量需求，诸如方便操作新手快速上手，对测量参数的自适应调整，能够识别测量工件特征信息和数据特征，辅助测试人员对测量元件进行调整，对数据进行相应标准化处理与分析统计，进一步开发接口设置等等。本文所设计测试系统软件功能包括：状态管理区、运动控制区、环境参数与辅助调整区、数据实时显示区、图形显示区、测试结果计算与分析区以及测试任务智能规划参数设置区[9]。可以满足真空环境下的传动效率、力矩、转角、转速等测试内容，具体如图5所示。

图5 传动效率真空测试平台软件界面图Fig.5 Software interface diagram of transmission efficiency vacuum test platform

3 传动效率平台不确定度分析

测量不确定度是测量系统最基本也是最重要的特性指标，是测量质量的重要标志[10]。这部分会对传动效率测试平台的不确定度进行分析。

根据不确定度的传播率，传动效率测试原理公式的合成标准不确定度计算公式为

式中：uc（η）为合成标准不确定度；uTo，uno，uTi，uni为各个输入量的标准不确定度。

首先计算转速测量的不确定度分量。其中转速计算公式为

式中：Δθ 为定时间隔内的角速度增量；Δt 为定时间隔。

在测量过程中，Δθ 与Δt 是相互独立的，根据测量不确定度传播率，可得：

式中：u（Δθ）为角度增量的测量不确定度；u（Δt）为定时间隔的测量不确定度。

角度增量测量的不确定度u（Δθ）来源于编码器刻划误差引入的不确定度分量u1。真空平台用雷尼绍圆光栅RESA30USA075B，读数头RA26BVA075B50V，分辨率26 bit。圆光栅系统精度单读数头±3.82″，双读数头±1.5″。编码器刻划误差引入的不确定度分量u1，根据编码器系统误差，估计误差服从正态分布，包含因子k=2（p=0.9545）。可知不确定度计算公式为

式中：a 为被测量可能值区间半宽度；k 为包含因子。得到各编码器刻划引起的不确定度分量，见表1。

表1 编码器刻划误差引入的不确定度分量Tab.1 Uncertainty component caused by encoders marking error

定时间隔的不确定度影响因素包括计数器测量周期引入的不确定度分量u1和计数器采样时间引入的不确定度分量u2。因此定时间隔的不确定度为

式中：u1为计数器测量周期引入的不确定度分量。

对于周期测量，其函数关系为

式中：τ0为计数器周期测量时选用的时标；Tx为被测周期的实际值；ΔTx为被侧周期偏差；Δ fc为晶振频率偏差；fc为晶振频率实际值。传动效率高低温平台下位机所用NI cRIO-9038 FPGA 板载时钟晶振频率为fc=40 MHz，精度为100×10-6。则晶振频率偏差Δ fc=40 MHz×100×10-6=4000 Hz。计数器测量周期设为Tx=10 ms，计数器所用时标为τ0=1 μs。设概率分布为矩形分布，包含因子。因此按B类不确定度评定，由计数器测量周期引入的不确定度分量为

下位机采样程序用Labview 时间计数，时间计数的值在测量时具有±1 计数器单位值的精度误差，程序选择计数器单位值为μs， 估计误差为矩形分布，，不确定度评定分量为

因此，定时间隔的不确定度为

采样频率100 Hz 时的输入端转速测试的合成相对不确定度为

输出端转速测试的合成相对不确定度为

输入端扭矩传感器量程为±50 Nm，不确定度为

输出端扭矩传感器量程为±5 Nm，不确定度为

根据不确定度计算公式计算平台满量程测试的合成不确定度为

取k=2，计算扩展不确定度为

平台传动效率测试满足设计精度≤0.5%。

4 实验验证

所设计平台在高真空10-5Pa 环境下对增速器被测组件进行测试，验证平台实际测试不确定度是否满足指标要求，测量环境如图6所示。被测对象为一种行星齿轮增速器，增速比约为20.77，真空罐内测试图如图7所示，其中中罐内照片如图7（a）所示，被测件如图7（b）所示。根据测量要求，先以输入转速15 r/min 驱动增速器， 加载端加载力矩为1.2 Nm。待驱动速度和加载力矩稳定后，以固定频率进行持续采集多组数据保存。

图6 真空测试环境整体图Fig.6 Diagram of vacuum test environment

图7 真空罐内测试图Fig.7 Inside of vacuum tank

在真空度为10-5Pa 时，对增速器进行测试。按照标准工况输入转速15 r/min，加载力矩1.2 Nm 测试。采样频率100 Hz，采样时长1.5 s，共采集150 个采样点。测量结果如图8所示，其中图8（a）为输入输出转速测量值曲线，图8（b）为输入输出力矩测量值曲线。

图8 测试结果曲线图Fig.8 Test result curves

测量输入速度为ni=14.9862 r/min，按照采样频率100 Hz 输入角度差Δθi=3237.01″；输出速度为no=311.4988 r/min，输出角度差Δθo=67283.73″；定时间隔Δt=10 ms；定时间隔引入的不确定度分量为u（Δt）=1.291×10-6s，根据公式（4）可知，并将重复性引入的不确定度分量考虑在内，则输入端转速的合成标准不确定度uc（ni）=0.007431 r/min；输出端转速的合成标准不确定度uc（no）=0.1479 r/min。根据公式（6）可知，输入端合成标准不确定度uc（Ti）=0.03828 Nm；输出端合成标准不确定度uc（To）=0.002094 Nm。

根据传动效率计算公式，在高真空环境（真空度10-5Pa）内，输入转速15 r/min，负载力矩1.2 Nm的情况下，增速器的传动效率为

根据公式（2），结合以上所计算各个输入量的标准不确定度，以及各输入量测量数据，得到传动效率测试的标准不确定度为

取k=2，计算扩展不确定度为

因此，在真空度为10-5Pa 的高真空环境中，传动效率真空测试平台测试增速器满足不确定度≤0.5%。

5 结语

本文设计与研制了一款高真空环境下的航天精密增速器传动效率测试平台。根据传动效率测试输入输出法的测试原理，对平台机械结构进行设计并结合高真空环境做出相应适应性设计，同时制定测试系统电气整体方案架构，对数据采集系统和控制系统进行设计，包括电气选型与计算，搭建系统的人机交互软件平台，完成平台设计。结合测试指标对系统不确定度进行分析与计算，通过实验与分析，验证了平台能够达到测量精度。极端环境下的测量技术一直是我国强力发展的核心与前沿，关系着我国航天事业的发展，该测试平台还具有很强的研究潜力，在后续的工作中将会对平台的延展性和高低温环境适应性进行相应研究。