变形飞机机翼折叠机构设计及折叠角度测量.docx

变形飞机机翼折叠机构设计及折叠角度测量王鹏;郑祥明;尹崇;郭述臻【摘 要】针对变形飞机机翼变形机构的设计要求,设计由舵机、蜗轮蜗杆机构、平行四边形机构组合而成的机翼变形机构,并设计基于三轴加速度计和 DSP 处理器的机翼折叠角度的测量算法和掌握系统.利用加速度计分别求得机身和机翼相对于参考坐标系的角度,相减即得机身平面与机翼的夹角,制作一架小型折叠翼飞机模型对测量算法进展验证.结果说明:机翼能够稳定折叠在任一给定角度,测量算法准确,机翼实际折叠角度误差在可承受的范围内.【期刊名称】航空工程进展【年(卷),期】2023(004)003【总页数】6 页(P333-338)【关键词】变形飞机;机翼折叠;角度测量;角度掌握【作 者】王鹏;郑祥明;尹崇;郭述臻【作者单位】南京航空航天大学飞行器先进设计技术国防重点学科试验室,南京210016;南京航空航天大学飞行器先进设计技术国防重点学科试验室,南京 210016; 南京航空航天大学飞行器先进设计技术国防重点学科试验室,南京 210016;南京航空航天大学飞行器先进设计技术国防重点学科试验室,南京 210016【正文语种】中 文【中图分类】V249.1220 引言近年来，国际上对变形翼在无人机上的应用争论越来越广泛。目前，变形翼主要有柔性翼、变后掠翼1、可变翼展型机翼、可折叠机翼2等。可折叠翼像海鸥翅膀一样，依据飞行环境的转变或者任务需要做出相应的折叠，提高了飞行性能，拓展了飞行包线。近年来，提出了一种将来无人作战飞行器的设计概念，其设想是:作为侦察机巡航飞行时机翼不折叠，收到攻击指令后作为攻击机加速飞行，内翼段上反折叠并且折叠角随着飞行马赫数增加而增大，通过机翼的折叠变形使飞行器快速进入高速突防或冲刺阶段，打击敌方的高价值目标。国内外关于该概念飞行器的相关争论工作主要集中在机构实现3-4、气动性能5- 6、气动弹性7等问题上，鲜有折叠翼角度测量与掌握的资料，而折叠翼飞机最大的优势在于能够依据任务需要自动准确地转变机翼折叠角从而实现机敏性和速度的转变，因此对折叠角度准确测量与掌握的争论显得格外必要和迫切。传统测量角度的角位移传感器体积较大，不便于安放在空间狭小的机翼转轴处，且使用过程中有机械摩擦，削减了使用次数。而准确掌握电机(如步进电机)相对体积和重量较大，且转矩较小，不适合在飞机上使用。针对折叠翼飞行器的缺乏，本文设计一种折叠翼飞机机翼的变形机构，变形机构由舵机、蜗轮蜗杆减速机构、平行四边形机构组成，重量轻，体积小。同时设计基于加速度计的测量算法，依据机身和机翼相对参考坐标系的姿势不同而求得夹角，不存在机械摩擦，无使用次数限制。最终在制作的飞机模型上验证测量算法的准确性和掌握系统的牢靠性。1 折叠翼变形机构设计本文设计的变形机构由经过改装的舵机、蜗轮蜗杆机构以及平行四边形机构组成， 如图 1 所示。舵机带动蜗杆转动，蜗杆带动蜗轮，蜗轮与内翼段翼梁固连，带动内翼段转动。平行四边形机构具有的固有属性之一是:固定机架，转动其中一个或两个曲柄时，连杆做平动。因此，经过设计，内翼段无折叠角时外翼段水平，内翼段折叠后，外翼段始终保持水平。因蜗轮蜗杆机构有自锁功能，机翼能锁定在任意角度。图 1 机翼变形机构 Fig.1 Wing transformation mechanism常规飞机模型上所用舵机的转动角度范围是 0°110°，由于蜗轮蜗杆传动比较大， 如不改装，机翼折叠角范围格外微小，达不到试验要求。对舵机中相应元器件改装后，舵机接收处处理器发来的 PWM 信号脉宽大于 1.538 ms 时正转，小于 1.538 ms 时反转，相等时则锁定位置。依据飞机巡航飞行和高速突防两种飞行状态的飞行要求，本文设计的折叠翼飞行器的具体方案是:机翼分为内外两段，折叠时通过变形机构掌握内翼段反折叠，使之能在 0°90°范围内变化，而外翼段始终保持水平，避开升力损失过多8。不同折叠角时的仿真示意图如图 2 所示。图 2 不同折叠角度仿真图 Fig.2 Aircraft simulation at different fold degrees 2 测量算法在机身平放飞控板，飞控板上含有一个加速度计，在两个内翼段，距离转轴不同长度的同一弦向位置分别放置两个加速度计。定义参考坐标系，首先确定四个机翼加速度计的安装平面 和通过重心的机体纵轴 Ox(从机头指向机尾方向为正)，其交点作为坐标原点，Oy 轴平行于地平面并包含于 平面内，指向飞机左侧机翼为正，Oz 轴与 Ox、Oy 轴构成笛卡尔坐标系。测量算法的根本思想是:利用加速度关系求出机身和机翼内翼段分别相对于 Oy 轴的夹角，其差值即为内翼段和机身之间的夹角。2.1 求机身相对于 Oy 轴的夹角当一个加速度计处于图 3 所示的姿势时，可以依据其输出的 y 和 z 方向的加速度值计算其相对于 Oy 轴的倾角。图中，y 和 z 分别为这两个方向加速度计显示的数值。图 3 计算单个加速度计倾角 Fig.3 Calculating single accelerometers inclination由数学学问得到:机身平面内放置加速度计，通过式(1)求出机身平面相对于 Oy 轴之间的夹角 1。2.2 求机翼内翼段相对于 Oy 轴的夹角沿着机体坐标系 x 轴反方向看，加速度计安装的示意图如图 4 所示。机身上平放一个加速度计，内翼段机翼距离转轴不同距离的两个位置分别安放一个加速度计。规定机翼加速度以图 4 所示 z2 的方向为正方向，机翼角加速度以 a2 的方向为正方向。图中，a2 和 a3 是机翼两处的正切直线加速度，z1、z2、z3 是三个加速度计各自 z 方向的读数，y1、y2、y3 是三个加速度计各自 y 方向的读数，z”是重力加速度在机翼上 z 方向上的重量。图 4 传感器布置 Fig.4 Sensors arrangement2.3 求机身与机翼内翼段的夹角计算两个加速度计的夹角如图 5 所示，将上文所得的 2 和 1 相减，即得机身与机翼的夹角 。图 5 计算两个加速度计的夹角 Fig.5 Calculating the angle between two accelerometers为了排解机翼因变速转动而产生的正切直线加速度 a2 和 a3，内翼段安装两个加速度计。求解出因倾斜而产生的加速度量 z”，由于机翼转动较慢，内翼段较短，向心加速度可以无视不计。飞机机翼变速转动时，存在以下两个关系式:式中:R2、R3 为加速度计到机翼转轴处的距离;a 是内翼段绕翼根轴转动的角加速度。由式(2)和式(3)求出 z”。沿着折叠机翼方向的加速度可取 y2 和 y3 的平均值，从而得出机翼在 y2 方向的加速度量 y”。通过式(1)由 y”和 z”求出机翼相对于地平面的夹角 2。3 掌握方案掌握系统根本原理是:遥控器将期望折叠角度值发送给机载处理器，机载处理器将信号转换为数值 。同时，机载处理器采集加速度计的数值并依据测量算法进展计算，得出实际机翼内翼段相对于机身的折叠角 。处理器比较 和 的大小，假设 ，则处理器驱动舵机正转一个微小的角度，使得机翼折叠角趋向于期望值; 假设 时，则处理器驱动舵机反转;假设 =，掌握舵机锁定转动位置9。连续比较两个值的大小，驱动或锁定舵机，以此循环往复。根本掌握流程如图 6 所示。图 6 根本掌握流程 Fig.6 Basic control process 4 试验验证利用加速度模块和飞控板、制作的飞机模型和折叠机构对前述理论算法和掌握方案进展试验验证，将实测的角度值、期望值和处理器计算值进展比较，验证算法和掌握方案的可行性。试验室自制的飞控板承受 TI 公司的处理器 TMS320F2811，是 TMS320C2023 系列产品之一，面对数字掌握、运动掌握领域。机翼上承受以 ADXL345 加速度计为芯片的加速度计模块，如图 7 所示。ADXL345 是一款小而薄的超低功耗三轴加速度计，区分率高(13 位)，测量范围达±16g。数字输出的数据为 16 位二进制补码格式，可通过 SPI(3 线或 4 线)或 I2C 数字接口访问。飞控板上设计的三轴加速度计为 LIS344ALH，输出三通道模拟量电压，通过 AD 转换，得出电压值，再通过电压值与加速度的关系得出加速度值。图 7 三轴加速度计和飞控板 Fig.7 Triaxial accelerometer module and flight control circuit board折叠机构及掌握系统如图 8 所示。图 8 机翼折叠掌握机构 Fig.8 Transformation and control mechanism of folding wing操作者通过遥控器比例通道发出期望折叠角信号，接收器接到信号后将 PWM 发送给 DSP 处理器，处理器经过线性换算求出期望折叠角 的大小。依据处理器读取的三个加速度计的三轴加速度数值，计算出机翼内翼段相对于机身的折叠角 ， 并推断 与 的大小关系。处理器不断检测实际折叠角与期望折叠角之间的大小关系，驱动舵机转动或者锁定。但因加速度计数据的波动误差，即使机翼折叠角未发生变化， 值也会随之发生较 小的变动，因此不能严格地比较 与 的大小。当 处在(3，+3)范围时，认为实际值等于期望值;当 3 时，认为实际折叠角小于期望值;当 +3 时， 认为实际值大于期望值;即允许误差为 3°。具体的掌握流程如图 9 所示。图 9 掌握流程图 Fig.9 Flow chart of control process试验中折叠角度与期望角度比较吻合，飞机在任何迎角、滚转角、偏航角下甚至上下左右晃动，机翼折叠角都不会发生变化，证明白理论的正确性。实际机翼在0°、20°、45°和 81°折叠角状况下如图 10 所示。图 10 四种试验情形 Fig.10 Four kind of conditions in the experiment试验中在机身和机翼上采集三个点构成三角形，测量其边长，解三角形即得机翼与机身之间的夹角。对机翼上选取的 17 个折叠角度进展测量，并对折叠角的命令输入值、系统计算值和真实值进展采集，其比照状况如图 11 所示。图 11 试验结果比较 Fig.11 Comparison of results between the expectation， true value and calculated value从图 11 中可以看出:计算值比较准确，只是在 30°60°之间波动稍大;当 a45°时， 真实值贴近期望值;当 a45°时，真实值与期望值相差稍大。试验根本实现了预期的要求，计算值相对于期望值误差在 3°以内。经过分析，试验中的误差主要来源于四个方面:(1)加速度计的数据波动，经过校准后误差较小;(2)机翼或者机身震颤对加速度计产生较大的影响，可在加速度计与机体之间加一层吸震材料或滤除数据的高频杂波;(3)加速度计安装位置和安装角度不行能完全准确;(4)实际测量机翼折叠角度时存在误差。5 结论(1) 本文设计的机翼折叠机构能够实现机翼连续稳定折叠，大传动比的蜗轮蜗杆机构使得折叠角速度大小适宜，并能实现在任意折叠角的自锁。基于 DSP 和三轴加速度计的测试系统测量角度比较准确，精度为 3°。整个测试掌握系统能够对机翼的折叠角进展实时、准确、稳健地掌握。(2) 由于微机电系统所具有的高牢靠性和低本钱的特点，此系统和算法可以在折叠翼飞行器中广泛地应用。参考文献【相关文献】1 程勇.无人机变后掠翼机构设计及仿真试验争论D.合肥:中国科学技术大学工程科学学院， 2023.Chengyong.Mechanism design and simulation study of variable sweep wing UAVD.Hefei:School of Engineering Science ，University of Science and Technology of China，2023.(in Chinese)2 Mujahid Abdulrahim，Rick Lind.Flight testing and response characteristics of a variable gull-wing morphing aircraftR.AIAA-2023-5113 ，2023.3 杜厦.可折叠翼弹形微型飞行器构造设计D.南京:南京航空航天大学航空宇航学院，2023.Du Sha.Design and research of a fold wing micro aerial vehiclD.Nanjing:College of Aerospace Engineering，Nanjing U-niversity of Aeronautics and Astronautics ，2023.(in Chinese)4 董文俊，孙秦.折叠翼变体飞机的传动机构设计和驱动方式优化分析J.航空工程进展，2023， 2(1):84-88.Dong Wenjun，Sun Qin.The transmission design and folding wing driving optimization of aircraftJ.Advances in Aeronautical Science and Engineering ，2023， 2(1):84-88.(in Chinese)5 吴健，昂海松.可折叠翼变形飞行器气动特性争论J.航空科学技术，2023(2):25-28.Wu Jian， Ang Haisong.Aerodynamic characteristics of a folding-wing morphing vehicleJ.Aeronautical Science and Technology ，2023(2):25-28.(in Chinese)6 Daniel T Grantl，Mujahid Abdulrahim，Rick Lind.Flight dynamics of a morphing aircraft utilizing independent multiplejoint wing sweepJ.International Journal of Micro Air Vehicles，2023，2(2):91-106.7 姜元平.可折叠机翼气动弹性争论D.南京:南京航空航天大学机电学院，2023.Jiang Yuanping.Research on aeroelasticity of foldable wingD.Nanjing:College of Mechanical and Electronic Engineering，Nanjing University of Aeronautics and Astronautics ，2023.(in Chinese).8 ，李周复，刘铁中.折叠变体飞行器风洞试验特种模型设计J.机械设计与制造， 2023(6):40-42.Li Qiang，Li Zhoufu，Liu Tiezhong.The special model design of one morphing aircraft with folding wing for wind tunnel testJ.Machinery Design Manufacture，2023(6):40-42.(in Chinese)9 王利利.基于 DSP 的变体机翼 SMA 驱动器掌握系统争论D.南京:南京航空航天大学航空宇航学院，2023.Wanglili.Research of morphing wing SMA drivers control system based on DSPD.Nanjing:College of Aerospace Engineering ，Nanjing University of Aeronautics and Astronautics，2023.(in Chinese).