無人機(jī)飛行姿態(tài)模擬器設(shè)計*

董成舉1 楊劍鋒1 李小兵 潘廣澤1 袁澤譚 嚴(yán)拴航

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無人機(jī)飛行姿態(tài)模擬器設(shè)計*

董成舉1,3,4楊劍鋒1,3,4李小兵1,2,4潘廣澤1,3,4袁澤譚5嚴(yán)拴航5

（1.工業(yè)和信息化部電子第五研究所 2.廣東省電子信息產(chǎn)品可靠性技術(shù)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室 3.廣東省無人機(jī)可靠性與安全性工程技術(shù)研究中心 4.廣東省工業(yè)機(jī)器人可靠性工程實(shí)驗(yàn)室 5.航空工業(yè)第一飛機(jī)設(shè)計研究院）

在對無人機(jī)等設(shè)備開展環(huán)境及可靠性試驗(yàn)時，為模擬其飛行姿態(tài)設(shè)計了一種無人機(jī)飛行姿態(tài)模擬器（二維轉(zhuǎn)臺）。首先，介紹了飛行姿態(tài)模擬器的關(guān)鍵零部件選型；然后，為使飛行姿態(tài)模擬器滿足無人機(jī)相關(guān)試驗(yàn)要求，通過有限單元法對其進(jìn)行靜力學(xué)分析及模態(tài)分析，并研究轉(zhuǎn)動零部件的等效建模方法；最后，計算結(jié)果顯示：飛行姿態(tài)模擬器在重力作用下的最大變形量為0.298 mm，整體結(jié)構(gòu)的基頻為16.6 Hz，模態(tài)振型為繞底座軸扭轉(zhuǎn)。仿真結(jié)果表明：飛行姿態(tài)模擬器設(shè)計合理，能滿足試驗(yàn)需求。

無人機(jī)；飛行姿態(tài)模擬器；有限單元法

0　引言

在對無人機(jī)等開展環(huán)境及可靠性試驗(yàn)時，為更好地模擬其在飛行中不同姿態(tài)載荷時的性能表現(xiàn)，需要在試驗(yàn)過程中改變其轉(zhuǎn)向和傾角。目前由于技術(shù)和成本限制，大部分試驗(yàn)是在無人機(jī)固定位姿的情況下進(jìn)行，而飛行姿態(tài)模擬器具有2個自由度，能夠改變試驗(yàn)樣機(jī)的姿態(tài)。

世界上第一臺二維轉(zhuǎn)臺是美國麻省理工學(xué)院于1945年研制，英、法、德等國家在這方面也有較多研究[1-2]。我國從60年代中期開始進(jìn)行相關(guān)研究，目前研究水平已經(jīng)達(dá)到世界前列[3-5]。但飛行姿態(tài)模擬器多用于航空航天領(lǐng)域，民用領(lǐng)域較少[6]。

本文對無人機(jī)環(huán)境及可靠性試驗(yàn)用飛行姿態(tài)模擬器進(jìn)行設(shè)計及研究。由于試驗(yàn)環(huán)境條件嚴(yán)苛，因此對飛行姿態(tài)模擬器的強(qiáng)度、剛度和模態(tài)等方面提出了較高要求[7-8]。首先介紹飛行姿態(tài)模擬器的結(jié)構(gòu)設(shè)計及部件選型，再介紹其建模和靜力學(xué)及模態(tài)的仿真分析，最后得到其變形量、固有頻率和主振型。

1　飛行姿態(tài)模擬器結(jié)構(gòu)設(shè)計

飛行姿態(tài)模擬器有2個轉(zhuǎn)軸，可提供2個自由度的轉(zhuǎn)動，包括起支撐作用的底座部分和工作的負(fù)載部分，如圖1所示。底座部分主要包括安裝底座、伺服電機(jī)2、減速器2、聯(lián)軸器2、制動器2和圓錐滾子軸承等；負(fù)載部分包括伺服電機(jī)1、減速器1、聯(lián)軸器1、負(fù)載平臺、制動器1和滾珠軸承等。

圖1 飛行姿態(tài)模擬器三維結(jié)構(gòu)圖

工作時，伺服電機(jī)1通過減速器1和聯(lián)軸器1帶動負(fù)載平臺繞圖1所示方向轉(zhuǎn)動產(chǎn)生第一個自由度；伺服電機(jī)2通過減速器2和聯(lián)軸器2帶動負(fù)載部分繞圖1所示方向轉(zhuǎn)動產(chǎn)生第二個自由度，伺服電機(jī)的轉(zhuǎn)動角度和角速度通過程序控制。

2　飛行模擬器關(guān)鍵部件選型

2.1 使用環(huán)境條件

無人機(jī)正常工作溫度范圍是?10℃~50℃，樣品高低溫試驗(yàn)時溫度范圍可達(dá)?20℃~70℃。因此，需要飛行姿態(tài)模擬器也能承受相應(yīng)的溫度區(qū)間。

2.2 關(guān)鍵部件選型

對飛行模擬器的軸承、伺服電機(jī)、減速器、聯(lián)軸器和制動器等關(guān)鍵部件選型時，需考慮其使用環(huán)境。

軸承是支撐旋轉(zhuǎn)的關(guān)鍵部件，需具有耐熱性、耐水性、非磁性且防銹等特征。負(fù)載部分軸承主要承受徑向力，選用深溝球軸承；底座部分軸承主要承受軸向力，因此選用圓錐滾子軸承。

伺服電機(jī)和減速器也需能耐受高低溫，其貯存溫度范圍分別為?40℃~85℃，?30℃~90℃。飛行模擬器的關(guān)鍵部件型號及工作溫度范圍如表1所示。

表1　飛行模擬器關(guān)鍵部件型號及工作溫度范圍

聯(lián)軸器是鏈接減速器與轉(zhuǎn)動軸的關(guān)鍵部件，本文的飛行模擬器載荷較小，在底座和負(fù)載部分均采用彈性聯(lián)軸器。為更好地控制工作平臺的轉(zhuǎn)動角度，防止控制異常、限位失效等特殊情況的發(fā)生，在底座和負(fù)載部分轉(zhuǎn)軸末端均安裝電磁制動器。

3　飛行姿態(tài)模擬器有限元建模

本文設(shè)計的飛行姿態(tài)模擬器包括減速器、滾珠軸承、圓錐滾子軸承、電磁制定器等機(jī)械傳動部件，由于這些部件都有微小間隙，屬于非線性問題，因此在進(jìn)行有限元仿真分析時需要考慮其非線性因素。對于非線性問題進(jìn)行區(qū)間離散，在小尺度區(qū)間內(nèi)將非線性問題線性化，建立關(guān)鍵部件的等效線性化模型。飛行姿態(tài)模擬器有限元模型如圖2所示。

圖2　飛行姿態(tài)模擬器有限元模型

3.1　軸承等效建模

為模擬軸承的轉(zhuǎn)動，采用多點(diǎn)約束法（MPC）建模。利用MPC中的剛性單元RBE2模擬軸承的轉(zhuǎn)動有2種建模方法。

方法1：在軸承的圓心處建立節(jié)點(diǎn)1，節(jié)點(diǎn)1（獨(dú)立節(jié)點(diǎn)）與軸承外圈的內(nèi)節(jié)點(diǎn)（非獨(dú)立節(jié)點(diǎn)）通過RBE2剛性單元進(jìn)行連接；同理，在軸承的中心處建立節(jié)點(diǎn)2，節(jié)點(diǎn)2（獨(dú)立節(jié)點(diǎn)）與軸承內(nèi)圈外節(jié)點(diǎn)（非獨(dú)立節(jié)點(diǎn)）通過RBE2剛性單元進(jìn)行連接。由于節(jié)點(diǎn)1與節(jié)點(diǎn)2為獨(dú)立節(jié)點(diǎn)，因此具有、、、、、6個自由度。在節(jié)點(diǎn)1建立局部坐標(biāo)系1，坐標(biāo)系的軸沿軸承轉(zhuǎn)軸方向，修改節(jié)點(diǎn)1與節(jié)點(diǎn)2的分析坐標(biāo)系為局部坐標(biāo)系1；設(shè)置節(jié)點(diǎn)1為獨(dú)立節(jié)點(diǎn)、節(jié)點(diǎn)2為非獨(dú)立節(jié)點(diǎn)，利用RBE2連接節(jié)點(diǎn)1與節(jié)點(diǎn)2，約束、、、、方向5個自由度，約束方向自由度，如圖3所示。

方法2：對軸承進(jìn)行簡化，刪除在軸承中心處建立的局部圓柱坐標(biāo)系1，使圓柱坐標(biāo)系1的軸沿軸承轉(zhuǎn)軸方向，修改軸承外圈內(nèi)節(jié)點(diǎn)與軸承內(nèi)圈外節(jié)點(diǎn)的分析坐標(biāo)系，設(shè)置其分析坐標(biāo)系為局部圓柱坐標(biāo)系1。將軸承外圈內(nèi)節(jié)點(diǎn)與其重合的軸承內(nèi)圈外節(jié)點(diǎn)用RBE2進(jìn)行連接，約束圓柱坐標(biāo)系軸與軸方向的自由度，釋放軸方向的自由度，如圖4所示。

圖3　軸承等效模擬建模方法1

圖4　軸承等效模擬建模方法2

方法1的特點(diǎn)是操作方便，只需定義3個RBE2單元，但得到的軸承等效模型剛度值偏大；方法2的特點(diǎn)是操作繁瑣，需要定義多個RBE2單元，在重復(fù)節(jié)點(diǎn)處引入剛性單元，使模擬結(jié)果更加準(zhǔn)確，因此本文在仿真分析中采用第2種等效建模方法。

3.2 制動器鎖緊等效建模

當(dāng)飛行姿態(tài)模擬器停止工作時，電磁制動器處于鎖緊狀態(tài)，制動器的動子部分與轉(zhuǎn)動軸相連，定子部分與支撐結(jié)構(gòu)件相連。飛行模擬器的制動器屬于摩擦制動型，帶電自鎖時制動器動子與定子通過電磁力吸附自鎖。當(dāng)自鎖力比較大時，可假定定子與動子部分為一個整體，有限元建模時將制動器定子與動子接觸面處的節(jié)點(diǎn)進(jìn)行耦合處理。

3.3　伺服電機(jī)與減速器等效建模

伺服電機(jī)與減速器為購置件，無法得到其具體的三維模型，只能得到其外形三維模型。在有限元建模時，只考慮伺服電機(jī)與減速器的質(zhì)量與轉(zhuǎn)動慣量。表2為伺服電機(jī)與減速器的具體參數(shù)。伺服電機(jī)與減速器之間的裝配連接，采用連接處節(jié)點(diǎn)耦合的方法，有限元等效模型如圖5所示。

表2　伺服電機(jī)與減速器參數(shù)

圖5　伺服電機(jī)與減速器等效有限元模型

4　飛行姿態(tài)有限元仿真分析

4.1　飛行姿態(tài)模擬器靜力學(xué)分析

在飛行姿態(tài)模擬器設(shè)計過程中，為滿足負(fù)載部分的幾何對稱，其平臺沒有進(jìn)行質(zhì)量平衡設(shè)計，為此需要分析負(fù)載部分在重力作用下的變形量。在圖2飛行姿態(tài)模擬器的有限元模型中，安裝底座的安裝面部分采用實(shí)體網(wǎng)格體，對于實(shí)體單元，節(jié)點(diǎn)有、、3個自由度。在靜力學(xué)分析時，約束安裝點(diǎn)處節(jié)點(diǎn)的3個平動自由度，并設(shè)置重力加速度為9.8 m/s2，方向沿總體坐標(biāo)系?軸，如圖6所示。

4.2　飛行姿態(tài)模擬器模態(tài)分析

飛行姿態(tài)模擬器的設(shè)計過程中需考慮其結(jié)構(gòu)動力學(xué)特性。模態(tài)分析是研究結(jié)構(gòu)動力學(xué)特性的常見方法。

在總坐標(biāo)系下，圖2飛行姿態(tài)模擬器有限元模型的動力學(xué)方程為

仿真結(jié)果表明：在重力作用下飛行姿態(tài)模擬器的U型架出現(xiàn)輕微彎曲變形，最大變形量為0.23 mm。伺服電機(jī)通過減速器與U型架相連，由于U型架發(fā)生彎曲變形，變形量被放大，因此伺服電機(jī)頂角處顯示的位移量為0.298 mm，如圖7所示。

圖7　分析結(jié)果云圖

對式(2)進(jìn)行求解，可得到固有頻率和模態(tài)振型，如表3所示。

表3 飛行姿態(tài)模擬器前6階固有頻率及振型

飛行姿態(tài)模擬器前6階模態(tài)振型如圖8所示：飛行姿態(tài)模擬器的基頻為16.6 Hz，主振型的表現(xiàn)形式為繞偏航軸方向進(jìn)行扭轉(zhuǎn)，影響該階固有頻率的主要因素是軸系、軸承等在偏航軸方向的剛度；第2階固有頻率為27.7 Hz，主振型的表現(xiàn)形式為轉(zhuǎn)臺的左右搖擺，主要由轉(zhuǎn)臺支撐板發(fā)生彎曲變形引起；第3階固有頻率為47.8 Hz，主振型的表現(xiàn)形式為轉(zhuǎn)臺的前后搖擺，主要由轉(zhuǎn)臺左支撐架的完全變形引起；第4階固有頻率為94.5 Hz，主振型的表現(xiàn)形式為伺服電機(jī)搖擺，該階固有頻率與伺服電機(jī)及減速器組成的裝配體的整體剛度有關(guān)；第5階固有頻率為106.6 Hz，主振型的表現(xiàn)形式為伺服電機(jī)與負(fù)載平臺的搖擺；第6階固有頻率為120.9 Hz，主振型的表現(xiàn)形式為負(fù)載平臺的俯仰擺動，影響該階固有頻率的主要因素與影響基頻的因素相似。

圖8（a）第1階模態(tài) 16.6 Hz

圖8（b）第2階模態(tài) 27.7 Hz

圖8（c）第3階模態(tài) 47.8 Hz

圖8（d）第4階模態(tài) 94.5 Hz

（e） 第5 階模態(tài)106.6 Hz （f） 第6 階模態(tài)120.9 Hz

5　結(jié)語

為無人機(jī)開展可靠性與環(huán)境適應(yīng)性試驗(yàn)，本文設(shè)計了一種無人機(jī)飛行姿態(tài)模擬器，并對該模擬器的結(jié)構(gòu)設(shè)計及關(guān)鍵零部件的選型進(jìn)行了介紹。為分析該模擬器的結(jié)構(gòu)力學(xué)特性，提出一種等效模擬機(jī)械傳動部件的有限元建模方法，并基于該方法對飛行姿態(tài)模擬器進(jìn)行了有限元建模與仿真分析。分析結(jié)果表明：該模擬器動力學(xué)特性良好，滿足實(shí)際使用需求。

[1] 艾敏.二維轉(zhuǎn)臺結(jié)構(gòu)分析及動力學(xué)仿真[D].長春:長春理工大學(xué),2011.

[2] 鐵維澤.二維精密轉(zhuǎn)臺動力學(xué)特性仿真分析[D].長春:長春理工大學(xué),2009.

[3] 謝濤.飛行仿真轉(zhuǎn)臺結(jié)構(gòu)動力學(xué)分析及其優(yōu)化設(shè)計研究[D].哈爾濱:哈爾濱工業(yè)大學(xué),2003.

[4] 郭林亮,祝明紅,傅澔,等.一種低速風(fēng)洞虛擬飛行試驗(yàn)裝置的建模與仿真[J].空氣動力學(xué)學(xué)報,2017,35(5):708-717,726.

[5] 王昱峰,張新磊,張功,等.飛行仿真轉(zhuǎn)臺的軟件控制系統(tǒng)設(shè)計[J].計算機(jī)測量與控制,2017,25(6):104-106,123.

[6] 吳海橋,劉超,葛紅娟,等.基于模型檢驗(yàn)的飛機(jī)系統(tǒng)安全性分析方法研究[J].中國民航大學(xué)學(xué)報,2012,30(2):17-20.

[7] 賀帥,王忠素.二維轉(zhuǎn)臺的模態(tài)分析與試驗(yàn)驗(yàn)證[J].制造業(yè)自動化,2016,38(5):139-141,146.

[8] 常金彪.紅外熱像源二維轉(zhuǎn)臺的設(shè)計研究[D].南京:南京理工大學(xué),2012.

Design of Flight Attitude Simulator of UAV

Dong Chengju1,3,4Yang Jianfeng1,3,4Li Xiaobing1,2,4Pan Guangze1,3,4Yuan Zetan5Yan Shuanhang5

(1. The Fifth Electronic Institute of MIIT 2. Guangdong Provincial Key Laboratory of Electronic Information Products Reliability Technology 3. Guangdong Provincial Engineering Technology Research Center of UAV Reliability and Safety 4. Guangdong Industrial Robot Reliability Engineering Laboratory 5. Avic the First Aircraft Institute)

To better simulate the flight attitude of the UAVs when carrying out ETS(Environment test simulation) and reliability tests on UAVs and other equipment, a UAV flight attitude simulator (Two-dimensional turntable) was designed. First, the selection of key parts in the two-dimensional turntable are introduced in consideration of the harsh environment of the ETS. Then, the equivalent modeling method of the rotating parts are studied, besides, the static structural and modal of the turntable are analyzed with FEM method in order to make the two-dimensional turntable meet the test conditions. The results shows that the maximum deformation of the turntable under gravity is 0.298 mm, the fundamental frequency of the whole structure is 16.6 Hz, which shows that the flight attitude simulator is reasonable in design and meet the test requirements.

Unmanned Aerial Vehicle; Flight Attitude Simulator; Finite Element Method

董成舉，男，1991年生，碩士，助理工程師，主要研究方向：機(jī)電產(chǎn)品可靠性設(shè)計與流體機(jī)械設(shè)計。

楊劍鋒（通訊作者），男，1989年生，博士，工程師，主要研究方向：工業(yè)機(jī)器人可靠性設(shè)計與仿真、無人機(jī)可靠性測試及安全性研究。E-mail:yangjeff2013@163.com

李小兵，男，1984年生，博士，高級工程師，主要研究方向：裝備可靠性。

潘廣澤，男，1989年生，碩士，工程師，主要研究方向：產(chǎn)品可靠性設(shè)計分析與環(huán)境試驗(yàn)。

袁澤譚，男，1990年生，碩士，助理工程師，主要研究方向：產(chǎn)品可靠性。

嚴(yán)拴航，男，1979年生，碩士，高級工程師，主要研究方向：產(chǎn)品可靠性。

工信部民機(jī)專項(xiàng)（MJZ-2016-F-24）；廣東省科技計劃項(xiàng)目（2016A040403036）；廣東省重大科技專項(xiàng)（2017B010116004）；廣州市工業(yè)和信息化發(fā)展專項(xiàng)資金（MTV1770140）；工業(yè)轉(zhuǎn)型升級強(qiáng)基工程（TC150B5C0/41）。