六旋翼植保無人機飛行框架的結(jié)構(gòu)設(shè)計與試驗

任帥陽，高愛民*，張 勇，韓 偉

(1. 甘肅農(nóng)業(yè)大學機電工程學院，蘭州 730070；2. 安陽工學院機械工程學院，安陽 455000；3. 安陽全豐航空植?？萍脊煞萦邢薰?，安陽 455000)

在全球人口老齡化與加速城鎮(zhèn)化的時代背景下，勞動力的短缺逐漸成為阻礙農(nóng)業(yè)發(fā)展的重要問題，農(nóng)業(yè)機械化生產(chǎn)必然成為未來的發(fā)展趨勢。目前世界上大多數(shù)農(nóng)田作業(yè)從播種到收獲都采用了機械化生產(chǎn)[1]。在植保階段，為了防止病蟲害對農(nóng)作物的影響，通常會采用化學防治法，合理噴灑化學農(nóng)藥是目前最有效的防治手段之一[2]。采用手動和背負式噴灑器械，效率低下且無法精準控制施藥量；采用地面機械設(shè)備噴灑農(nóng)藥又容易對農(nóng)作物造成損傷，影響作物產(chǎn)量[3]；而采用植保無人機則施藥速度快，噴灑效率高，并且對農(nóng)作物沒有損傷，是未來植保的主要發(fā)展趨勢[4-6]。

植保無人機按照旋翼數(shù)量可分為單旋翼和多旋翼，按照動力方式可分為燃油驅(qū)動和電力驅(qū)動[7]。與單旋翼無人機相比，多旋翼無人機更容易完成垂直起降、懸停以及超低空飛行，靈活度更高[8]。與電力驅(qū)動相比，燃油驅(qū)動雖然續(xù)航時間長，但其飛行控制系統(tǒng)存在機械結(jié)構(gòu)復雜、生產(chǎn)成本高、操作難度大及后期維護困難等問題。當前，采用電力驅(qū)動的多旋翼植保無人機，具有結(jié)構(gòu)簡單、容易控制、成本低等特點[9]。

電動多旋翼植保無人機也具有一些缺點，受限于無人機的重量，其難以攜帶較大的電池為其提供充足的能源，采用鋰電池供電的多旋翼植保無人機其續(xù)航時間一般在30 min 以內(nèi)[10-11]。多旋翼植保無人機的單個無刷電機升力較小，抗風能力差，面對丘陵、山坡、不規(guī)則水田等復雜地形時無法及時避障等[12-13]。由于無人機的升力是由多個旋翼共同提供，如果無人機的重心不在無人機中部，則很容易造成多個旋翼所受載荷不均，從而導致無人機無法飛行或者難以控制。此外，植保無人機需要攜帶大容量藥箱，無人機飛行過程中，藥液受慣性影響會在藥箱內(nèi)來回震蕩，不僅會影響無人機的動態(tài)響應(yīng)能力，還有可能增加墜機風險。

為了解決以上問題，在上述文獻已經(jīng)報道成果的基礎(chǔ)上，本文基于SolidWorks 對六旋翼植保無人機飛行框架進行了參數(shù)化建模，并應(yīng)用ANSYS 對關(guān)鍵結(jié)構(gòu)部件進行靜力學分析，完成了其剛度強度校核與優(yōu)化設(shè)計。根據(jù)優(yōu)化結(jié)果，進行了無人機實體制造。在實際飛行振動試驗中，以CoCo-80X 手持式動態(tài)信號分析儀和PCB 壓電式振動加速度傳感器為硬件基礎(chǔ)，采集得到了該植保無人機機身3個部位豎直方向的振動信號，基于LabVIEW 軟件平臺對該三通道振動信號進行時域、頻域的處理與計算，從而完成了對該無人機飛行框架結(jié)構(gòu)的評價，以期為后續(xù)植保無人機的發(fā)展提供參考。

1 六旋翼植保無人機飛行原理與結(jié)構(gòu)設(shè)計

1.1 飛行原理

六旋翼植保無人機通過改變6 個電機的轉(zhuǎn)速來實現(xiàn)其升降、滾轉(zhuǎn)、俯仰、偏航等運動。其中，編號M1、M3 和M5 的螺旋槳俯視時逆時針旋轉(zhuǎn)，該槳稱為正槳；編號為M2、M4 和M6 的螺旋槳則為反槳。正槳和反槳交替對稱分布平衡了無人機螺旋槳旋轉(zhuǎn)所產(chǎn)生的扭矩。

六旋翼無人機上升運動時，假設(shè)外界擾動為零，只需要6 個螺旋槳同步增大油門輸出，使6 個螺旋槳的提升力之和（F=F1+F2+F3+F4+F5+F6）大于無人機總重力G。同理，無人機懸停和下降時，需要螺旋槳的總升力F 等于和小于總重力G。

圖1 六旋翼無人機運動分析圖Figure 1 Motion analysis diagram of six-rotor UAV

當六旋翼無人機需要俯仰動作時，M1、M6 號電機減速，M3、M4 號電機加速，無人機產(chǎn)生后仰，機身出現(xiàn)一定的傾角，該合力的水平分量，使無人機向前運動。當M1、M6 號電機加速，M3、M4 號電機減速，無人機會產(chǎn)生前仰，使得無人機向后運動。同理，當需要滾轉(zhuǎn)時，則分別調(diào)整M1、M2、M3 號電機和M4、M5、M6 號電機的轉(zhuǎn)速。

偏航運動則是依靠螺旋槳正、反旋轉(zhuǎn)所產(chǎn)生的反扭力矩。當無人機右偏航時，M1、M3、M5 號電機提速，對無人機的扭矩增加，M2、M4、M6 號電機降速，相反方向的扭矩降低，前者扭矩大于后者，使得無人機向右偏航。同理，當無人機左偏航時，M1、M3、M5 號電機降速，M2、M4 和M6 號電機增速。

1.2 飛行框架結(jié)構(gòu)設(shè)計

基于SolidWorks 軟件，采用自頂向下的設(shè)計模式，即先確立藥液箱、電池和起落支撐架與飛行框架之間的安裝關(guān)系，再對各零部件進行實時設(shè)計調(diào)整以確保無人機整體結(jié)構(gòu)的協(xié)調(diào)[14]。最終設(shè)計結(jié)果（圖2（a））顯示，該六旋翼植保無人機由螺旋槳、無刷電機、機臂、中心固定板、電池、藥液箱和起落支撐架等部件組成。藥液箱和電池占據(jù)無人機飛行框架中心，藥液箱設(shè)計成中間凹陷的結(jié)構(gòu)，為電池留出了安裝位置，同時藥液箱與起落支撐架相互仿形、互補融合，使飛行框架整體結(jié)構(gòu)更為緊湊。如圖2（b）所示，無人機的設(shè)計尺寸為1 976 mm ×1 585 mm × 470 mm，六旋翼呈60 ° 均勻分布。無人機飛行框架主要采用T700 碳纖維和6061-T6 鋁合金材料，盡可能保證飛行框架的結(jié)構(gòu)強度，同時又盡可能減輕其重量。最終，由SolidWorks 軟件計算出該六旋翼植保無人機含電池重量約為23 kg，藥液箱設(shè)計容量為16 L。

圖2 無人機飛行框架整體結(jié)構(gòu)(a)和尺寸(b)Figure 2 Overall structure of UAV flight frame(a) and the dimensions (b)

無人機起飛、降落、懸停等在空中的一系列運動，都與無人機的動力系統(tǒng)息息相關(guān)。電機和螺旋槳是動力系統(tǒng)的關(guān)鍵部件，其技術(shù)參數(shù)也決定了無人機的性能。載滿藥液時，無人機總重約為39 kg，要滿足無人機正常起降，無人機飛行框架單臂所提供的升力要大于6.5 kg。我們對現(xiàn)有植保無人機電機和螺旋槳進行篩選，最終選擇出了植保無人機專用電機XRotor PRO X8 和螺旋槳XRotor 3090 Blades，該套動力系統(tǒng)在油門100%時最大可提供16.183 kg 的提升力，單臂動力富裕系數(shù)為2.49，滿足了無人機快速升降以及姿態(tài)控制時的加速需求。

2 六旋翼植保無人機關(guān)鍵部件設(shè)計與優(yōu)化

2.1 關(guān)鍵部件設(shè)計

六旋翼植保無人機在飛行過程中，螺旋槳是產(chǎn)生升力的唯一來源，起落架承受了藥液箱的重力，這兩個力共同作用在植保無人機中心固定板上，但升力的作用點距離無人機的重心過遠，這樣會導致中心固定板和機臂總變形過大，最大的應(yīng)力有可能發(fā)生在機臂、鋁合金固定塊、中心固定板三者連接的部位，這些部位有可能發(fā)生結(jié)構(gòu)方面的損壞[14]。因此，機臂與中心固定板的連接方式和中心固定板的結(jié)構(gòu)是六旋翼植保無人機的關(guān)鍵設(shè)計部件。

如圖3（a）所示，無人機的機臂安裝在固定塊上，通過螺栓和鎖緊環(huán)固定。起落支架安裝在中心固定板的底部，具體結(jié)構(gòu)如圖3（b）所示。機身框架所用到的材質(zhì)屬性如表1 所示。

表1 材料屬性Table 1 Material attribute

圖3 機臂與中心固定板的連接方式(a)和起落架與中心固定板的連接方式(b)Figure 3 Connection modes of boom and center fixing plate(a)and landing gear and center fixing plate (b)

2.2 仿真模型建立與優(yōu)化

由于機臂較長且與機架端固定長度較短，中心固定板承受較大力矩，可能導致無人機中心板產(chǎn)生較大變形甚至斷裂失效，此時屬于靜力學分析范疇，因此筆者對無人機的框架結(jié)構(gòu)進行了靜力學分析，并進行了結(jié)構(gòu)優(yōu)化?？紤]到結(jié)構(gòu)的復雜性，進行有限元分析時對結(jié)構(gòu)進行了簡化。由于本次主要考慮中心板的應(yīng)力應(yīng)變情況，所以將機臂與鋁合金固定塊之間的連接進行了簡化，簡化后的模型如圖4 所示。本文選用的螺旋槳動力系統(tǒng)最大可提供158.59 N 的拉力（重力加速度按9.8 m·s-2計算），即植保無人機單翼所承受的極限載荷是158.59 N。為了測試極限狀態(tài)下無人機框架的整體靜態(tài)特性，在無人機中心施加一個固定支撐，在無人機的6 個機臂上分別施加1 個158.59 N 的豎直向上的提升力，模擬無人機在極限動力時的狀態(tài)。

圖4 無人機中心固定板和機臂的簡化模型與載荷分布Figure 4 Simplified model and load distribution of UAV center fixed plate and arms

首先對模型網(wǎng)格劃分，采用自動網(wǎng)格劃分法，網(wǎng)格節(jié)點數(shù)為1 290 042 個,單元節(jié)點數(shù)為1 367 716個，平均網(wǎng)格質(zhì)量（element quality）為0.827，大于0.7，滿足網(wǎng)格劃分要求[15-16]。圖5（a）為整體的Total deformation 云圖，可以看到其前后兩側(cè)4個機臂的旋翼端發(fā)生的形變量最大，為90.16 mm。由5（c）可以看出中心板的最大形變?yōu)?6.251 mm。從5（b）（d）可以看出最大應(yīng)力處發(fā)生在中心板上，最大應(yīng)力為4 845.9 MPa，而碳纖維的抗拉強度為4 870 MPa，此時碳纖維板已經(jīng)鄰近破壞。并且碳纖維材料各向異性，層間剪切強度較差，較大的形變量，極有可能造成碳纖維板的層間撕裂失效。因此我們需要對無人機中心板相關(guān)的機構(gòu)進行優(yōu)化，達到減小中心板應(yīng)力集中和形變的效果。

圖5 有限元分析結(jié)果Figure 5 Finite element analysis results

為了解決飛行框架前后兩側(cè)4 個機臂形變量較大的問題，筆者在機臂之間增加了加強筋機構(gòu)件，具體如圖6（a）所示。同時，為了解決中心板所受應(yīng)力較大，可能會導致中心板疲勞損壞的問題，筆者采用了圖6（b）所示的雙層碳纖維板結(jié)構(gòu)。

圖6 無人機中心板優(yōu)化方案Figure 6 Optimization scheme of UAV center plate

為了統(tǒng)一變量，優(yōu)化后的模型進行網(wǎng)格劃分時也采用自動網(wǎng)格劃分法，網(wǎng)格節(jié)點數(shù)為3 127 566 個,單元節(jié)點數(shù)為1 407 100 個，平均網(wǎng)格質(zhì)量（element quality）為0.822 大于0.7，滿足網(wǎng)格劃分要求。在極限載荷下的有限元仿真結(jié)果如圖7 所示：（a）圖表明無人機的整體形變明顯降低，機臂的最大變形為6.388 mm，相較于優(yōu)化前降低了14.12 倍，改善了前后4 個機臂形變量較大的問題；（c）圖顯示改進后的中心板結(jié)構(gòu)形變量降低到了0.156 mm，相較于改進前降低了104.36 倍。結(jié)合圖7（b）（d）可以看出，無人機的最大應(yīng)力已經(jīng)從中心固定板轉(zhuǎn)移到了螺栓上，中心固定板的最大應(yīng)力為368.4 MPa，相較于改進前降低了13.15 倍，應(yīng)力集中降低明顯。通過SolidWorks 軟件可計算出增加的4 個加強筋機構(gòu)和中心固定板總重量為0.741 kg，相比約39 kg 的機身總重，優(yōu)化后的質(zhì)量增加率僅為1.9%，這對無人機的續(xù)航和加速性能產(chǎn)生的影響不大。

圖7 優(yōu)化后的有限元分析結(jié)果Figure 7 Optimized finite element analysis results

結(jié)果表明，優(yōu)化后的六旋翼植保無人機采用加強筋和雙層中心固定板的機械結(jié)構(gòu)使得機身形變量和應(yīng)力均得到了較大的降低，機械性能得到了很大的提升。中心固定板由單層改成雙層，兩板之間的空間也可用于安裝飛行控制器相關(guān)的部件，而且經(jīng)過密封后的該空間也可在一定程度上保護飛行控制系統(tǒng)電路不受復雜的施藥境況干擾，降低了飛行控制系統(tǒng)發(fā)生故障的可能性。

3 飛行試驗

3.1 試驗設(shè)備

為滿足實際應(yīng)用需求，基于ANSYS 對六旋翼植保無人機飛行框架進行了靜力學分析與優(yōu)化設(shè)計，這在結(jié)構(gòu)強度和剛度校核上提供了理論依據(jù)，但無人機實際飛行過程中的動態(tài)特性未得到驗證。為了研究該六旋翼植保無人機飛行框架在滿載工作時的抗振性能，本文進行了實際飛行振動測試。當天氣晴朗無風時，在相對空曠的田間進行了飛行試驗。本次試驗選用美國晶鉆儀器公司生產(chǎn)的CoCo-80X手持式動態(tài)信號分析儀和PCB壓電式振動加速度傳感器對植保無人機飛行狀態(tài)進行振動信號采集，該采集儀器采用鋰電池供電，可隨植保無人機在飛行過程中動態(tài)完成振動數(shù)據(jù)采集與存儲?；贚abVIEW Sound and Vibration Toolkits 完成振動信號降噪、時域、頻域、幅值域的分析和處理。

3.2 試驗測試方法

由無刷電機和旋翼組成的動力系統(tǒng)是植保無人機實現(xiàn)操縱和特殊飛行性能的重要部件，同時也是無人機機身振動的產(chǎn)生源,并通過機臂傳遞至機身中心固定板[17-18]。在無人機上升過程中M2、M4 和M6 號機臂旋翼旋轉(zhuǎn)方向一致且理論轉(zhuǎn)速相同，對比試驗結(jié)果數(shù)據(jù)更易反應(yīng)飛行框架的動態(tài)平衡性。由于中心固定板的面積不大，為了監(jiān)測飛行框架結(jié)構(gòu)連接處及中心固定板不同位置在豎直方向的振動情況，如圖8 所示，將3 個振動加速度傳感器（CH1、CH2 和CH3）采用頻率特性較好的膠粘和螺紋固定方式分別于無人機的M2、M4 和M6 號機臂固定位置正上方，同時將CoCo-80X 手持式動態(tài)信號分析儀固定于植保無人機起落支架內(nèi)部特制的鋁合金工裝內(nèi)[19-20]。測試前先對無人機藥液箱注水，直到無人機、測試儀器、水等總重量達到39 kg 時停止，然后對無人機、測試儀器進行調(diào)試，設(shè)置CoCo-80X動態(tài)信號分析儀的采樣率為25.6 kHz，確認測試過程中能夠?qū)崟r采集與存儲振動信號。

圖8 飛行試驗Figure 8 Flight experiment

為了測試六旋翼植保無人機在極限狀態(tài)下的振動特性，根據(jù)六旋翼植保無人機飛行原理可知，僅在豎直起飛上升的過程中，油門能夠安全地以100%輸出。所以，本測試過程為植保無人機以100%滿油門從地面起飛，持續(xù)輸出4 s 左右后，停止油門輸出并緩慢降落的順序?qū)ζ溥M行振動數(shù)據(jù)采集與存儲，操作完成后重新設(shè)置CoCo-80X 手持式動態(tài)信號分析儀并進行下一次操作。如此往復進行了多次振動測試。

3.3 試驗測試結(jié)果分析

六旋翼植保無人機因旋翼之間的相互影響與干擾和飛行環(huán)境的多變與不穩(wěn)定，使得機身框架振動復雜化，但從無人機本身分析，無人機飛行時旋翼產(chǎn)生的升力與其受到的空氣阻力隨旋翼轉(zhuǎn)動會產(chǎn)生一定周期性變化的振動，這也使得整個機身產(chǎn)生周期性振動[21]。測試結(jié)束后整理試驗數(shù)據(jù)，為去除振動信號因環(huán)境風場等引起的噪聲，對采樣中的波形進行小波變換降噪處理，基于小波變換的降噪能力和檢測精度較傳統(tǒng)方法有一定的提高[22-23]。采集的三通道振動信號均為無人機豎直方向振動，本試驗采用控制變量法，研究無人機在滿油門輸出的極限狀態(tài)下，無人機上升過程中飛行框架的振動情況。對整個測試過程中滿油門穩(wěn)定輸出時的振動數(shù)據(jù)段進行提取，本文提取了中間2 s 振幅較大且穩(wěn)定的測試數(shù)據(jù)，對這2 s 中振動數(shù)據(jù)進行降噪處理、RMS值計算、FFT 頻域分析，得到極限狀態(tài)下無人機框架的振動情況，如圖9 所示。

圖9（a）是在極限狀態(tài)下油門穩(wěn)定100%輸出且轉(zhuǎn)速已經(jīng)達到最高時，2 s 內(nèi)無人機的振動數(shù)據(jù)，在極限轉(zhuǎn)速下，無人機框架的振動幅度最大，且三通道振動加速度有效值基本一致；其振動加速度RMS 值分別為1.74、1.73 和1.71 g。圖9（b）是對提取的2 s 測試數(shù)據(jù)先進行小波變換降噪處理，然后計算其振動加速度RMS 值，分別為1.69、1.69和1.65 g，降噪前后RMS 值變化率最大為3.5%。圖9（c）是對小波變換降噪處理后的2 s 測試數(shù)據(jù)進行了頻域分析，從頻譜圖中可以看到無人機在豎直方向振動的頻率范圍主要集中在70～95 Hz 之間，二階振動激發(fā)的能量不明顯，處于萌芽狀態(tài)，但三階振動能量突顯。

圖9 植保無人機振動波形圖與頻譜圖Figure 9 Vibration waveform and spectrogram of plant protection UAV

縱觀整個無人機振動測試結(jié)果可得，無人機在執(zhí)行上升動作時，由于不同旋翼轉(zhuǎn)速基本一致，機臂與中心固定板連接處的振動幅度大致相同，當旋翼轉(zhuǎn)速升至最高時，該連接處的振動也最劇烈。采用小波變換降噪處理的方式，可降低無人機在上升過程中可能因氣流擾動而引起的振動不準確度，降噪處理后的振動信號能夠更準確的反映無人機框架的真實振動特性。降噪處理后振動信號的RMS 值最大為1.69 g，小于植保無人機飛行控制系統(tǒng)振動報警設(shè)置閾值2.5 g。證明了該六旋翼植保無人機飛行框架的可行性。

4 結(jié)論

通過對六旋翼植保無人機飛行框架結(jié)構(gòu)設(shè)計與優(yōu)化、關(guān)鍵部件靜力學分析和試飛振動測試，得到以下結(jié)論。

（1）為了使六旋翼植保無人機的各旋翼受載平衡，藥液箱采用中部凹陷對稱設(shè)計，并將鋰電池嵌入其中，使得無人機結(jié)構(gòu)更為緊湊；同時，藥液箱內(nèi)部采用分區(qū)貫通的阻尼結(jié)構(gòu)，緩解藥液在無人機飛行時產(chǎn)生的慣性沖擊，增加了機身動態(tài)穩(wěn)定性。

（2）無人機框架結(jié)構(gòu)優(yōu)化前，仿真結(jié)果顯示：在螺旋槳最大極限牽引力的作用下，中心板最大變形達到了16.251 mm，最大應(yīng)力達到了4 845.9 MPa。此時該結(jié)構(gòu)很不穩(wěn)定，且因碳纖維板是各向異性材料，在如此大的應(yīng)力下，很有可能發(fā)生層間撕裂。機臂之間加入加強筋并且采用雙層中心板優(yōu)化設(shè)計后，中心板最大變形為0.156 mm，相較于改進前降低了104.36倍；最大應(yīng)力為368.4 MPa，降低了13.15倍，但機身質(zhì)量僅增加了1.9%。極小的形變量和較低的應(yīng)力降低了無人機產(chǎn)生疲勞損傷的風險，增強了無人機的機身強度。

（3）田間振動試驗結(jié)果表明，該六旋翼植保無人機在滿油門輸出的上升極限狀態(tài)下，實時動態(tài)采集飛行框架的振動信號，提取轉(zhuǎn)速最高時段的振動數(shù)據(jù)，對其進行計算分析，其RMS 值最大為1.69 g，振動有效值在飛行控制系統(tǒng)允許的2.5 g 范圍內(nèi)。通過對振動頻譜圖的分析，為研究六旋翼植保無人機動態(tài)特性提供了一定的參考意義。