微型折疊翼設(shè)計與仿真實驗分析

黃朋輝， 劉超峰， 陳 杰， 古學(xué)偉， 蘇 陽

(上海工程技術(shù)大學(xué) 機械與汽車工程學(xué)院， 上海 201620)

在微型無人機領(lǐng)域中，固定翼4旋翼無人機以其結(jié)構(gòu)簡單、對稱分布，及動力學(xué)模型成熟且飛行控制系統(tǒng)可移植性強等一系列優(yōu)點在市場中占據(jù)著重要地位。但固定翼無人機橫向尺寸大，不利于收納，尤其位于無人機端部的4個電機及安裝于電機上的旋翼容易在運輸及存儲過程損壞。折疊翼無人機通過將無人機機翼及機架部分收納，以達到減小無人機橫向尺寸的目的；同時，收納后的折疊翼可有效保護電機和旋翼免受損壞。因此無人機折疊翼研究不僅具有保護、收納作用，更可以節(jié)約存儲空間進行密集排列。

無人機的動力形式、飛行速度和使用環(huán)境等差別較大，且無人機折疊翼在外形和材料上區(qū)別很大。大疆公司研制的御 MAVIC AIR 2無人機采用手動折疊翼設(shè)計，在存儲狀態(tài)下無人機機架與機翼折疊在機身預(yù)留的凹槽中，需要飛行時手動翻轉(zhuǎn)機架和機翼到工作位置[1]。美國佛羅里達大學(xué)研制一種可彎曲、載荷加強型機翼，該機翼具有一定的柔性，通過將機翼卷曲使機翼能夠存儲在較小的容器內(nèi)[2]。韓國首爾國立大學(xué)的研究人員受到鳥周期性主翼運動的啟發(fā)，以撲翼和折翼為研究對象，設(shè)計了2種基于四連桿的機翼結(jié)構(gòu)[3]。此外在對折疊翼的研究中研究人員也采用了不同的方法。Robert Kroyer利用有限元軟件建立模型對折疊翼展開的可靠性進行了分析[4]。馬彩霞等利用壓電晶體加速度傳感器對某飛行器折疊翼的展開時間、展開沖擊力和展開角度等參數(shù)進行實驗，獲取了實驗數(shù)據(jù)[5]。李莉等設(shè)計了一種折疊翼機構(gòu)并對折疊翼機構(gòu)展開動力學(xué)仿真實驗與優(yōu)化[6]。韓雪峰等對某飛行器折疊翼機構(gòu)展開性能進行理論分析并進行動力學(xué)仿真實驗，最后通過實物進行驗證[7]。邵偉平等采用FLUENT軟件研究了微氣泡飛行器的氣動特性規(guī)律并分析了壓力分布曲線[8]。Gao等對彈簧折疊翼進行運動學(xué)分析并對展開可靠性進行分析[9]。雖然國內(nèi)外學(xué)者對微型飛行器折疊翼進行了設(shè)計、實驗分析及優(yōu)化，但是不斷出現(xiàn)的新型動力方式及差異化結(jié)構(gòu)使得對于微型飛行器的研究還需要持續(xù)進行。

為了更加方便、快捷地進行大規(guī)模無人機部署，以及在有限空間內(nèi)部署更多的無人機，課題組設(shè)計了一種可自動展開的折疊翼機構(gòu)。首先建立折疊翼零部件的三維模型，并按照設(shè)計指標(biāo)裝配零部件，然后利用動力學(xué)仿真軟件對折疊翼機構(gòu)進行仿真分析，并且根據(jù)參數(shù)對折疊翼機構(gòu)展開的性能影響，改變參數(shù)進行實驗，記錄實驗結(jié)果。最后根據(jù)實驗結(jié)果驗證折疊翼結(jié)構(gòu)設(shè)計的合理性并確定折疊翼機構(gòu)的參數(shù)。

1 折疊翼模型設(shè)計

1.1 零部件設(shè)計與建模

課題組研究的折疊翼主要應(yīng)用于微型4旋翼飛行器，因此需要4個結(jié)構(gòu)和零部件完全一致，且在微型飛行器中呈旋轉(zhuǎn)對稱分布的折疊翼系統(tǒng)。如圖1所示，折疊翼零部件主要由電機、旋翼、折疊架、連桿和插銷等部件組成。其中電機、旋翼位于折疊架端部，在折疊翼展開過程中隨折疊架共同展開。因此，在建模過程中將折疊架與電機、旋翼作為一個整體進行分析。連接電機與飛控系統(tǒng)的導(dǎo)線固定于折疊架上，導(dǎo)線質(zhì)地輕盈、連接牢固因此在建模中可忽略其影響。折疊翼機構(gòu)的折疊架采用鋁合金設(shè)計，其他相關(guān)零部件也均為金屬、合金等高強度材料，展開運動過程中以及運動到位后折疊翼機構(gòu)不會發(fā)生形變，因此在SolidWorks建模中折疊翼機構(gòu)采用剛體進行建模。

圖1 折疊翼零部件示意圖Figure 1 Schematic diagram of folding wing parts

1.2 零部件裝配及模型導(dǎo)入

外部生成的零部件并不能直接進行仿真分析，需要按照微型飛行器折疊翼的設(shè)計指標(biāo)進行裝配。在SolidWorks裝配中根據(jù)零部件的位置進行有效裝配，4個呈對稱分布的折疊翼添加到微型飛行器機身后需要分別進行獨立操作，否則將導(dǎo)致模型無法進行仿真實驗。裝配完成后的模型在拖動中可正確進行動作，至此折疊翼的建模部分完成。然后將模型生成ADAMS仿真軟件可以識別的Parasolid格式文件，保存后使用ADAMS仿真軟件打開進行實驗。折疊翼建模流程如圖2所示。

圖2 建模流程圖Figure 2 Modeling flow chart

折疊翼機構(gòu)展開過程如圖3所示，展開過程共分為3個階段。圖3(a)中折疊翼處于收縮狀態(tài)與飛行器本體相鄰，減小飛行器的橫向尺寸以便于儲存，同時線性彈簧被拉伸進行儲能；圖3 (b) 中折疊翼被釋放，在線性彈簧的作用下折疊架做圓周運動展開。圖3 (c) 中折疊翼運動到位，完全展開，在拉力彈簧剩余作用力和限位銷的共同作用下對折疊翼進行定位固定。

圖3 折疊翼3種狀態(tài)Figure 3 Three states of folding wing

2 運動學(xué)仿真分析

2.1 添加約束及驅(qū)動力建模

折疊翼在進行仿真實驗分析前需要添加約束關(guān)系及參數(shù)設(shè)定，其中零部件之間的相對運動需要通過運動副進行約束。在微型飛行器折疊翼建模中運用到的運動副有滑動副、轉(zhuǎn)動副和固定副等。沒有相對運動的零部件之間采用固定副進行約束。

該折疊翼采用線性彈簧作為驅(qū)動力，彈簧需要指定剛度系數(shù)與阻尼系數(shù)，彈簧作用力的計算公式如下：

式中：k為彈簧的剛度系數(shù)，r和r0分別為彈簧的長度和初始長度，c為阻尼系數(shù)，f為預(yù)載荷。

如果彈簧的形變量隨時間的變化值為常數(shù)，即彈簧隨時間均勻變化，那么彈簧的形變隨時間即為一條直線。

2.2 影響因素分析

折疊翼展開性能指標(biāo)包括展開時間、展開最大沖擊力和彈簧剩余預(yù)緊應(yīng)力。其中展開時間與展開接觸力成反比，展開時間越短則展開接觸力越大；在彈簧剛度系數(shù)一定的條件下，彈簧剩余預(yù)緊力與彈簧起始壓縮量成正比。同時對折疊翼展開性能影響的因素還包括彈簧阻尼系數(shù)、轉(zhuǎn)動副之間的摩擦力、滑動副摩擦力以及安裝于折疊翼上的設(shè)備等。在微型飛行器設(shè)計中，根據(jù)彈簧的設(shè)計參數(shù)和外形尺寸，彈簧的初始壓縮量已經(jīng)確定，因此可通過選取不同預(yù)載荷和剛度系數(shù)的彈簧作為自變量，以展開時間、展開最大沖擊力作為因變量進行分析。

2.3 實驗結(jié)果分析

為確定微型飛行器折疊翼機構(gòu)的參數(shù)，根據(jù)折疊翼機構(gòu)的尺寸以及所需彈簧力的大小，通過初步計算以及預(yù)實驗結(jié)果分析，設(shè)置微型飛行器折疊翼彈簧預(yù)載荷為20 N，彈簧剛度系數(shù)為0.61 N·m-1，彈簧阻尼系數(shù)為0.15 N·s·m-1進行仿真實驗，實驗中的關(guān)鍵數(shù)據(jù)如表1所示。實驗結(jié)果如圖4～7所示。

表1 實驗數(shù)據(jù)

圖4 彈簧變形量曲線Figure 4 Curve of spring deformation

圖5 折疊架角速度曲線Figure 5 Angular velocity curve of folding frame

圖6 彈簧作用力曲線Figure 6 Curve of spring force

圖7 折疊翼接觸力曲線Figure 7 Contact force curve of folding wing

由圖4～7可得：微型折疊翼機構(gòu)在預(yù)載荷為20 N的條件下能夠有效展開，展開時間為0.2 s。此時所用拉力彈簧的剛度系數(shù)為0.61 N/m，阻尼系數(shù)為0.15 N·s/m，彈簧變形量為65 mm，當(dāng)微型折疊翼運動到位后拉力彈簧尚未恢復(fù)形變，拉力彈簧的剩余作用力對折疊翼起到固定作用。通過彈簧作用力曲線可知，在拉力彈簧恢復(fù)形變的過程中，由于折疊翼運動過程中與折疊翼相連接連桿的方向不斷變化，導(dǎo)致拉力彈簧作用力的方向和大小也在不斷變化，引起拉力彈簧的震動，如圖6所示，但這種震動并未影響微型折疊翼的運動。此外，折疊翼運動到位后折疊架與限位銷產(chǎn)生碰撞，此時碰撞接觸力已經(jīng)達到了2 140 N，尚有一定的優(yōu)化空間。

3 結(jié)語

為了減小微型無人機的橫向尺寸及在有限空間內(nèi)部署更多的無人機，課題組設(shè)計了一種微型折疊翼機構(gòu)。通過對折疊翼機構(gòu)進行多體動力學(xué)仿真，并分析影響折疊翼機構(gòu)展開的主要因素，將展開時間、展開接觸沖擊力等因素作為評價指標(biāo)，設(shè)定拉力彈簧的剛度系數(shù)、阻尼系數(shù)等參數(shù)，獲得在該參數(shù)下的實驗數(shù)據(jù)。實驗結(jié)果表明：在以拉力彈簧為動力的折疊翼機構(gòu)中，折疊翼機構(gòu)可有效展開且展開時間為0.2 s，整體展開效果穩(wěn)定。但折疊翼展開到位后接觸力較大，進一步的研究可以設(shè)法降低碰撞接觸力。研究可為微型飛行器折疊翼設(shè)計與參數(shù)調(diào)節(jié)提供借鑒。