一種機(jī)載HUD用分離機(jī)構(gòu)分離值的設(shè)計及試驗(yàn)驗(yàn)證

喬曙光，董存賢

一種機(jī)載HUD用分離機(jī)構(gòu)分離值的設(shè)計及試驗(yàn)驗(yàn)證

喬曙光，董存賢

（沈陽新松機(jī)器人自動化股份有限公司，遼寧 沈陽 110168）

機(jī)載平視顯示器（HUD）用的折轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)在飛機(jī)應(yīng)急著陸出現(xiàn)縱向負(fù)加速度≥9.0時，飛行員前方的組合鏡須在慣性力作用下分離移出飛行員頭部前沖的運(yùn)動軌跡之外。設(shè)計了一種凸輪與拉簧推桿聯(lián)合作用的分離機(jī)構(gòu)來完成此功能，通過控制拉簧的力值來實(shí)現(xiàn)分離機(jī)構(gòu)的分離閥值。分別以凸輪轉(zhuǎn)軸和推桿轉(zhuǎn)軸為矩心進(jìn)行受力分析，計算推導(dǎo)了負(fù)9.0加速度值與彈簧力值的關(guān)系，設(shè)計出相應(yīng)的拉簧。利用SolidWorks Motion軟件通過設(shè)置接觸、彈簧參數(shù)，采用直線馬達(dá)加速度驅(qū)動形式加載，加速度曲線為三角形波形，進(jìn)行了分離值仿真，通過對比設(shè)置的加速曲線及彈簧拉伸長度變化曲線，得到分離機(jī)構(gòu)分離時的加速度值為9.98。在結(jié)構(gòu)動態(tài)沖擊試驗(yàn)臺上，按仿真加速度曲線值進(jìn)行加載、采用高速攝像機(jī)對組合鏡分離角度攝像記錄，完成了試驗(yàn)驗(yàn)證，對比測定的加速度曲線及組合鏡分離角度變化曲線，得到了分離機(jī)構(gòu)的分離閥值為負(fù)10.13。試驗(yàn)曲線與仿真曲線結(jié)果基本一致，表明分離機(jī)構(gòu)能夠按照設(shè)計要求進(jìn)行分離，滿足機(jī)載安全要求。

HUD折轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)；分離機(jī)構(gòu)；分離值設(shè)計；仿真；試驗(yàn)驗(yàn)證

隨著技術(shù)的進(jìn)步，新型運(yùn)輸機(jī)、民航客機(jī)要求配備平視顯示器（Head Up Display, HUD）。根據(jù)中國民用航空局規(guī)劃，在2025年底前，國內(nèi)所有審定合格的飛機(jī)上安裝HUD[1]。平視顯示器是一種機(jī)載光學(xué)顯示系統(tǒng)，可以把飛機(jī)的飛行信息（如飛行參數(shù)、姿態(tài)信息、導(dǎo)航信息等）投射到飛行員正前方的透視鏡上，使飛行員在注視外部參考物的同時不需頻繁的低頭觀察座艙的儀表，就能獲得必需的飛行信息，始終保持對飛機(jī)周圍態(tài)勢的掌握，有效的提高飛機(jī)在惡劣及低能見度條件下的起降能力，從而大大提高了飛機(jī)的起降安全性[2]。

由于受客機(jī)駕駛室空間的限制，為節(jié)約空間，民航客機(jī)常用的HUD采用可折疊的形式[3-4]，即有一套折轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)，在飛機(jī)起降時，折轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)展開，把組合鏡放置在飛行員前方，接收來自平顯投影裝置的光學(xué)信息，反射在飛行員眼前，供飛行員觀察。起降完成后，折疊收起到飛行員頭部上方。如圖1（a）、（b）所示。

標(biāo)準(zhǔn)CCAR-25-R4[5]規(guī)定，飛機(jī)在受到應(yīng)急著陸條件時，應(yīng)去除飛行員頭部能撞到的半徑范圍內(nèi)的任何致傷物體，包括距離飛行員頭部較近的組合鏡。即安裝在折轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)上的組合鏡在應(yīng)急著陸時依靠慣性自動彈開，移動到飛行員頭部的運(yùn)動軌跡之外，從而避免其對飛行員頭部的傷害，如圖1（c）所示。

目前，用于HUD的可折疊式的折轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)，國外僅有美國Rockwell collins及法國泰勒斯公司研發(fā)有同類產(chǎn)品[6-9]，國內(nèi)還處于空白。

本文根據(jù)機(jī)載HUD安全性要求，設(shè)計出了一種用于HUD折轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)上的分離機(jī)構(gòu)。利用理論分析的方法，初步確定分離機(jī)構(gòu)在達(dá)到分離閥值時的設(shè)計參數(shù)；再基于Solidworks Motions軟件對分離機(jī)構(gòu)的分離進(jìn)行了仿真分析；最后依據(jù)標(biāo)準(zhǔn)AS8055A[10]的要求進(jìn)行了試驗(yàn)驗(yàn)證以評定設(shè)計是否滿足安全性要求。

1 分離機(jī)構(gòu)的組成及理論設(shè)計分析

1.1 分離機(jī)構(gòu)的組成

如圖2所示，分離機(jī)構(gòu)由組合鏡架（含組合鏡）、凸輪組件、推桿組件及拉簧組成。當(dāng)折轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)處于工作位置時，凸輪組件與折轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)的折轉(zhuǎn)臂（圖2中無顯示）固定。凸輪組件通過一對角接觸球軸承與組件鏡架連接，即組合鏡架可繞凸輪組件的軸轉(zhuǎn)動，如圖3所示。推桿組件通過拉簧的作用使其上的滾輪與凸輪在高點(diǎn)左側(cè)接觸，凸輪對滾輪的反作用力使組合鏡架上作用一個繞凸輪軸的順時針力矩，使其具有順時針轉(zhuǎn)動的趨勢，而組合鏡架上的擋銷阻擋了組合鏡架順時針轉(zhuǎn)動。這樣在拉簧彈簧力的作用下，凸輪與組合鏡架處于固定的穩(wěn)定狀態(tài)。

圖2 分離機(jī)構(gòu)

圖3 凸輪組件與組成合鏡架的連接

當(dāng)飛機(jī)應(yīng)急著陸時，即出現(xiàn)向前縱向負(fù)加速度時，組合鏡受到一個向前的慣性力，此慣性力使組合鏡架相對凸輪軸軸線形成一個逆時針轉(zhuǎn)動的力矩，當(dāng)此逆時針力矩大于由于拉簧的作用使凸輪對組合鏡架的順時針力矩時，組合鏡架就逆時針轉(zhuǎn)動，推桿上的滾輪沿凸輪曲面滾動，越過凸輪高點(diǎn)（圖4）。當(dāng)滾輪越過凸輪高點(diǎn)后，彈簧拉力使得凸輪對推桿滾輪的反作用力繞凸輪軸形成逆時針力矩，與慣性力形成的逆時針力矩一起，使得組合鏡架繼續(xù)繞凸輪軸逆時針轉(zhuǎn)動，直到凸輪背部的定位面與組合鏡架上的分離位置擋塊接觸，阻止組合鏡架進(jìn)一步轉(zhuǎn)動，并穩(wěn)定在此位置。如圖4所示為分離機(jī)構(gòu)處于分離位置。在分離過程中，圖2及圖4中凸輪組件固定不動，組合鏡架組件轉(zhuǎn)過一角度（設(shè)計值為64°），從而保證組合鏡繞凸輪軸轉(zhuǎn)動移出飛行員頭部的運(yùn)動軌跡之外。從而避免飛行員頭部與組合鏡碰撞，保證機(jī)組飛行安全。

圖4 分離機(jī)構(gòu)處于分離位置

1.2 分離機(jī)構(gòu)分離閥值分析

經(jīng)過以上分析，分離機(jī)構(gòu)的分離時機(jī)決定了飛行員頭部是否與組合鏡碰撞。在設(shè)計時要求當(dāng)出現(xiàn)向前縱向負(fù)加速度≥9.0（為重力加速度）時，分離機(jī)構(gòu)必須產(chǎn)生分離動作，才能避免碰撞[4]。而分離機(jī)構(gòu)的分離閥值與凸輪的形狀、推桿組件的尺寸及拉簧的力值等因素有關(guān)。在這些因素中，凸輪及推桿的形狀及尺寸可預(yù)先設(shè)計確定，假定滾動摩阻及滑動摩擦不計，則決定分離的閥值僅與彈簧的拉力值有關(guān)。分離機(jī)構(gòu)分離時對應(yīng)的彈簧拉力值即為分離機(jī)構(gòu)的分離閥值。

彈簧拉力求解過程如下：

受力分析如圖5所示，圖示分離機(jī)構(gòu)的位置姿態(tài)與機(jī)載HUD的折轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)工作姿態(tài)一致。

m為組合鏡及鏡架總質(zhì)量，kg；N為凸輪對滾輪的反作用力，N；Fs為彈簧拉力，N；Fg為組合鏡及鏡架的慣性力，N；l1、l2、l3分別為mg、Fg、N繞O點(diǎn)的力臂，mm，可由模型測得；l4、l5分別為N、Fs繞O1點(diǎn)的力臂，mm，可由模型測得。

以組合鏡架為受力分析的對象，繞凸輪軸軸線中心列力矩平衡方程：

再以推桿為受力分析的對象，繞推桿旋轉(zhuǎn)軸心1列力矩平衡方程：

聯(lián)立式（1）和式（2）可求得彈簧拉力F。

對本分離機(jī)構(gòu)，為0.185 kg、縱向負(fù)加速度為-9.0時的F＝16.3 N。此時求得F＝65 N，此即為分離機(jī)構(gòu)分離閥值。當(dāng)分離機(jī)構(gòu)在飛機(jī)出現(xiàn)向前縱向負(fù)加速度超過9.0時，可分離。

根據(jù)以上分析，結(jié)合分離機(jī)構(gòu)的空間限制，拉簧設(shè)計參數(shù)如表1。

表1 拉簧設(shè)計參數(shù)

2 分離機(jī)構(gòu)的分離閥值仿真

2.1 仿真分離的輸入設(shè)置

采用SolidWorks Motion軟件[11]對分離機(jī)構(gòu)的分離閥值進(jìn)行仿真。SolidWorks Motion是一個虛擬原型機(jī)仿真工具。其借助工業(yè)動態(tài)仿真分析軟件ADAMS的強(qiáng)力支持，能夠幫助設(shè)計人員在設(shè)計前期判斷設(shè)計是否能達(dá)到預(yù)期目標(biāo)。

為便于仿真分析，加快仿真計算速度，降低計算機(jī)的內(nèi)存壓力，在不影響分析結(jié)果的條件下，對模型進(jìn)行了合理簡化。凸輪軸與組合鏡架間的軸承連接、推桿與組合鏡架及推桿滾輪的連接都設(shè)置為機(jī)械鉸接配合。

為了更真實(shí)的仿真飛機(jī)在應(yīng)急著陸條件時折轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)進(jìn)行分離情況，以折轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)整體進(jìn)行仿真。由于折轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)產(chǎn)生分離動作時凸輪軸與折轉(zhuǎn)臂部分固接，把除組合鏡架（含組合鏡）、推桿、滾輪以外的所有零部件組合成剛性組。凸輪分別與滾輪、工作位置擋柱、分離位置擋塊之間設(shè)置為實(shí)體接觸，具體設(shè)置如圖6所示。根據(jù)表1參數(shù)，計算出彈簧剛度為15.5 N/mm，彈簧設(shè)置參數(shù)如圖7所示。

折轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)是通過安裝座安裝在機(jī)艙上方，其在緊急情況下所受到的沖擊是通過安裝座傳遞到組合鏡架組件上，因此把驅(qū)動加速度加載到折轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)的安裝座上。選用直線馬達(dá)驅(qū)動，運(yùn)動選用數(shù)據(jù)點(diǎn)、值選用加速度。標(biāo)準(zhǔn)CCAR-25-R4[5]規(guī)定，在地板處產(chǎn)生的最大負(fù)加速度必須在撞擊后0.09 s內(nèi)出現(xiàn)，并且必須至少達(dá)到16.0。即飛機(jī)在受到水平撞擊后，負(fù)加速度峰值應(yīng)在0.09 s達(dá)到16.0。以此設(shè)置加速度曲線，取三角波形[12]，其中，峰值為16＝156800 mm/s2。直線馬達(dá)加載位置及加速度曲線如圖8所示。圖8（a）中顯示了折轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)的工作位置姿態(tài)及重力加載方向。在圖8（b）中，前0.05 s內(nèi)加速度設(shè)為0，以模擬飛機(jī)勻速平穩(wěn)飛行；在0.05 s時刻飛機(jī)受到水平撞擊負(fù)加速度值開始上升，飛機(jī)開始急劇減速。在隨后0.09 s內(nèi)負(fù)加速度值上升到最大值16.0。

圖6 接觸設(shè)置

圖7 彈簧設(shè)置

2.2 仿真結(jié)果分析

為了判斷分離機(jī)構(gòu)的分離時機(jī)，以拉簧的伸長量變化為參照進(jìn)行分析。分離機(jī)構(gòu)的分離仿真結(jié)果見圖9。圖中，把加速度和拉簧拉伸長度隨時間變化曲線整合在同一圖中。在圖9中，通過對比曲線1和曲線2可知，在時間為0.105 s時，即加速度＝9.98/s2＝95887 mm/s2時，彈簧長度開始拉伸變長，表明當(dāng)飛機(jī)沿縱向產(chǎn)生的負(fù)加速度值大于9時，分離機(jī)構(gòu)產(chǎn)生分離動作，達(dá)到預(yù)期設(shè)計的分離閥值。

3 分離值試驗(yàn)驗(yàn)證

為測定折轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)的分離閥值，在結(jié)構(gòu)動態(tài)沖擊試驗(yàn)臺系統(tǒng)上進(jìn)行了試驗(yàn)驗(yàn)證。試驗(yàn)按標(biāo)準(zhǔn)AS8055A[8]的規(guī)定要求進(jìn)行。由于分離機(jī)構(gòu)及其組成拉簧位于折轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)內(nèi)部，無法直接觀察測量?？赏ㄟ^觀察組合鏡旋轉(zhuǎn)角度的變化來判斷分離機(jī)構(gòu)的分離時機(jī)。在折轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)的組合鏡側(cè)邊上粘貼兩個標(biāo)記點(diǎn)，圖10所示，在試驗(yàn)過程中用最大分辨率1024×1024像素、拍攝速率5400 fps高速攝像機(jī)拍攝記錄兩標(biāo)記點(diǎn)連線在各個時刻的位置，各個時刻連線的位置相對初時連線的角度，即為組合鏡分離角度變化。圖11為折轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)在結(jié)構(gòu)動態(tài)沖擊試驗(yàn)臺試驗(yàn)驗(yàn)證過程，圖12為試驗(yàn)時沖擊試驗(yàn)臺加載加速度波形值及測得的折轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)組合鏡分離角度變化曲線。

圖8 直線馬達(dá)加載位置及加速度曲線

1.加速度曲線；2.拉簧拉伸長度變化曲線。

圖10 試驗(yàn)標(biāo)識點(diǎn)

圖11 分離試驗(yàn)過程

由圖12可以測得，約在0.107 s時，即加速度值為10.13/s2組合鏡開始產(chǎn)生分離動作。與仿真相比，兩者結(jié)果近似。試驗(yàn)結(jié)果的分離時間比仿真結(jié)果稍有滯后，是因?yàn)樵诜抡婺Ｐ椭泻雎粤烁鬟\(yùn)動部件間的摩擦。試驗(yàn)結(jié)果驗(yàn)證了分離機(jī)構(gòu)分離值達(dá)到了設(shè)計的要求，同時也驗(yàn)證了仿真結(jié)果的可行性及正確性。

4 結(jié)論

民航客機(jī)HUD用可折疊式折轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)的分離值決定了飛機(jī)在應(yīng)急著陸時，即當(dāng)出向前縱向負(fù)加速度≥9.0，組合鏡必須旋轉(zhuǎn)分離出飛行員頭部因慣性而前沖的運(yùn)動軌跡之外，保證飛行員的安全。對分離機(jī)構(gòu)的創(chuàng)新性研究，通過力學(xué)分析計算，確定了分離機(jī)構(gòu)的拉簧的設(shè)計參數(shù)，應(yīng)用SolidWorks Motions軟件對分離機(jī)構(gòu)的分離值進(jìn)行了仿真分析，然后通過了試驗(yàn)驗(yàn)證。仿真分析及試驗(yàn)驗(yàn)證結(jié)果表明分離機(jī)構(gòu)能夠按照設(shè)計要求進(jìn)行分離，滿足機(jī)載HUD安全性要求。

1.加速度曲線；2.組合鏡分離角度變化曲線。

[1]中國民用航空局. 平視顯示器應(yīng)用發(fā)展路線圖：民航發(fā)[2012]87號[R]. 2012.

[2]王全忠，高文正. 平視顯示器在民用飛機(jī)上的應(yīng)用研究[J]. 電光與控制，2014，21（8）：1-5.

[3]Catherine Dupin，Jean M. Darrieux. Retractable Holographic Combiner: US5517337 [P/OL]. 1996-05-14[1996-05-14]. https://www.freepatentsonline.com/5517337.pdf

[4]Eyal Maliah，Shahar Hertz，Anatoly Gelman. Head Up Display Mechanism：US2007/0183055 A1[P/OL]. 2007-08-09[2007-08-09]. https://www.freepatentsonline.com/20070183055.pdf

[5]中國民用航空局. 中國民用航空規(guī)章第25部運(yùn)輸類飛機(jī)適航標(biāo)準(zhǔn)：CCAR-25-R4[S]. 2011.

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Design and Test Verification of Separation Value of Separation Mechanism for an Airborne HUD

QIAO Shuguang，DONG Cunxian

(Shenyang SIASUN Robot &Automation Co.,Ltd.,Shenyang 110168,China)

When negative longitudinal acceleration ≥9.0occurs in the aircraft emergency landing, the composite mirror in front of the pilot must be separated and moved out of the pilot's head forward movement track under the action of inertia force. A separation mechanism of CAM and stretch spring push rod is designed to accomplish this function, and the separation threshold of the separation mechanism is realized by controlling the force value of the stretch spring. The force analysis was carried out with the CAM shaft and the push rod shaft as the moment center respectively. The relationship between the negative 9.0acceleration value and the spring force value was calculated and deduced. Thus the corresponding tension spring was designed. Solidworks Motion software was used to set the contact and spring parameters. With linear motor acceleration driving form loading and triangular acceleration curve, separation value simulation was carried out. By comparing the acceleration curve and spring stretching length curve set, the separation mechanism acceleration value is 9.98. On the dynamic impact test bench of the structure, loading was carried out according to the simulated acceleration curve value, and a high-speed camera was used to record the separation angle of the composite mirror to complete the test verification. By comparing the measured acceleration curve and the separation angle change curve of the composite mirror, the separation threshold of the separation mechanism was obtained to be negative 10.13. The results of test curve and simulation curve are basically consistent, indicating that the separation mechanism can be separated according to the design requirements and meet the requirements of airborne safety.

HUD rotatable folding mechanism；separation mechanism；separation value design； simulation；test verification

TH13；V241.02

A

10.3969/j.issn.1006-0316.2022.11.011

1006-0316 (2022) 11-0075-06

2022-01-19

沈陽新松機(jī)器人自動化股份有限公司研發(fā)項(xiàng)目：組合儀折轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)研制（212331）

喬曙光（1975－），男，河南伊川人，工學(xué)碩士，工程師，主要研究方向機(jī)器人機(jī)構(gòu)學(xué)、特種機(jī)器人技術(shù)，E-mail：lycqsg@163.com。