董成舉1 楊劍鋒1 李小兵 潘廣澤1 袁澤譚 嚴拴航

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無人機飛行姿態(tài)模擬器設計*

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.廣東省電子信息產品可靠性技術重點實驗室 3.廣東省無人機可靠性與安全性工程技術研究中心 4.廣東省工業(yè)機器人可靠性工程實驗室 5.航空工業(yè)第一飛機設計研究院）

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

無人機；飛行姿態(tài)模擬器；有限單元法

0　引言

在對無人機等開展環(huán)境及可靠性試驗時，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)，需要在試驗過程中改變其轉向和傾角。目前由于技術和成本限制，大部分試驗是在無人機固定位姿的情況下進行，而飛行姿態(tài)模擬器具有2個自由度，能夠改變試驗樣機的姿態(tài)。

世界上第一臺二維轉臺是美國麻省理工學院于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年代中期開始進行相關研究，目前研究水平已經達到世界前列[3-5]。但飛行姿態(tài)模擬器多用于航空航天領域，民用領域較少[6]。

本文對無人機環(huán)境及可靠性試驗用飛行姿態(tài)模擬器進行設計及研究。由于試驗環(huán)境條件嚴苛，因此對飛行姿態(tài)模擬器的強度、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)模擬器的結構設計及部件選型，再介紹其建模和靜力學及模態(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)模擬器結構設計

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

圖1 飛行姿態(tài)模擬器三維結構圖

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

2　飛行模擬器關鍵部件選型

2.1 使用環(huán)境條件

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

2.2 關鍵部件選型

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

軸承是支撐旋轉的關鍵部件，需具有耐熱性、耐水性、非磁性且防銹等特征。負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　飛行模擬器關鍵部件型號及工作溫度范圍

聯(lián)軸器是鏈接減速器與轉動軸的關鍵部件，本文的飛行模擬器載荷較小，在底座和負載部分均采用彈性聯(lián)軸器。為更好地控制工作平臺的轉動角度，防止控制異常、限位失效等特殊情況的發(fā)生，在底座和負載部分轉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。對于非線性問題進行區(qū)間離散，在小尺度區(qū)間內將非線性問題線性化，建立關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

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

方法1：在軸承的圓心處建立節(jié)點1，節(jié)點1（獨立節(jié)點）與軸承外圈的內節(jié)點（非獨立節(jié)點）通過RBE2剛性單元進行連接；同理，在軸承的中心處建立節(jié)點2，節(jié)點2（獨立節(jié)點）與軸承內圈外節(jié)點（非獨立節(jié)點）通過RBE2剛性單元進行連接。由于節(jié)點1與節(jié)點2為獨立節(jié)點，因此具有、、、、、6個自由度。在節(jié)點1建立局部坐標系1，坐標系的軸沿軸承轉軸方向，修改節(jié)點1與節(jié)點2的分析坐標系為局部坐標系1；設置節(jié)點1為獨立節(jié)點、節(jié)點2為非獨立節(jié)點，利用RBE2連接節(jié)點1與節(jié)點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：對軸承進行簡化，刪除在軸承中心處建立的局部圓柱坐標系1，使圓柱坐標系1的軸沿軸承轉軸方向，修改軸承外圈內節(jié)點與軸承內圈外節(jié)點的分析坐標系，設置其分析坐標系為局部圓柱坐標系1。將軸承外圈內節(jié)點與其重合的軸承內圈外節(jié)點用RBE2進行連接，約束圓柱坐標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的特點是操作繁瑣，需要定義多個RBE2單元，在重復節(jié)點處引入剛性單元，使模擬結果更加準確，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動軸相連，定子部分與支撐結構件相連。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)點進行耦合處理。

3.3　伺服電機與減速器等效建模

伺服電機與減速器為購置件，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，只考慮伺服電機與減速器的質量與轉動慣量。表2為伺服電機與減速器的具體參數(shù)。伺服電機與減速器之間的裝配連接，采用連接處節(jié)點耦合的方法，有限元等效模型如圖5所示。

表2　伺服電機與減速器參數(shù)

圖5　伺服電機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)模擬器靜力學分析

在飛行姿態(tài)模擬器設計過程中，為滿足負載部分的幾何對稱，其平臺沒有進行質量平衡設計，為此需要分析負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體網格體，對于實體單元，節(jié)點有、、3個自由度。在靜力學分析時，約束安裝點處節(jié)點的3個平動自由度，并設置重力加速度為9.8 m/s2，方向沿總體坐標系?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)模擬器的設計過程中需考慮其結構動力學特性。模態(tài)分析是研究結構動力學特性的常見方法。

在總坐標系下，圖2飛行姿態(tài)模擬器有限元模型的動力學方程為

仿真結果表明：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，因此伺服電機頂角處顯示的位移量為0.298 mm，如圖7所示。

圖7　分析結果云圖

對式(2)進行求解，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行扭轉，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)形式為轉臺的左右搖擺，主要由轉臺支撐板發(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)形式為轉臺的前后搖擺，主要由轉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)形式為伺服電機搖擺，該階固有頻率與伺服電機及減速器組成的裝配體的整體剛度有關；第5階固有頻率為106.6 Hz，主振型的表現(xiàn)形式為伺服電機與負載平臺的搖擺；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　結語

為無人機開展可靠性與環(huán)境適應性試驗，本文設計了一種無人機飛行姿態(tài)模擬器，并對該模擬器的結構設計及關鍵零部件的選型進行了介紹。為分析該模擬器的結構力學特性，提出一種等效模擬機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)模擬器進行了有限元建模與仿真分析。分析結果表明：該模擬器動力學特性良好，滿足實際使用需求。

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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：機電產品可靠性設計與流體機械設計。

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)機器人可靠性設計與仿真、無人機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：產品可靠性設計分析與環(huán)境試驗。

袁澤譚，男，1990年生，碩士，助理工程師，主要研究方向：產品可靠性。

嚴拴航，男，1979年生，碩士，高級工程師，主要研究方向：產品可靠性。

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