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1折疊翼變形機(jī)構(gòu)設(shè)計

本文設(shè)計的變形機(jī)構(gòu)由經(jīng)過改裝的舵機(jī)、蝸輪蝸桿機(jī)構(gòu)以及平行四邊形機(jī)構(gòu)組成。舵機(jī)帶動蝸桿轉(zhuǎn)動，蝸桿帶動蝸輪，蝸輪與內(nèi)翼段翼梁固連，帶動內(nèi)翼段轉(zhuǎn)動。平行四邊形機(jī)構(gòu)具有的固有屬性之一是:固定機(jī)架，轉(zhuǎn)動其中一個或兩個曲柄時，連桿做平動。因此，經(jīng)過設(shè)計，內(nèi)翼段無折疊角時外翼段水平，內(nèi)翼段折疊后，外翼段始終保持水平。因蝸輪蝸桿機(jī)構(gòu)有自鎖功能，機(jī)翼能鎖定在任意角度。常規(guī)飛機(jī)模型上所用舵機(jī)的轉(zhuǎn)動角度范圍是0°～110°，由于蝸輪蝸桿傳動比較大，如不改裝，機(jī)翼折疊角范圍十分微小，達(dá)不到實驗要求。對舵機(jī)中相應(yīng)元器件改裝后，舵機(jī)接收到處理器發(fā)來的PWM信號脈寬大于1．538ms時正轉(zhuǎn)，小于1．538ms時反轉(zhuǎn)，相等時則鎖定位置根據(jù)飛機(jī)巡航飛行和高速突防兩種飛行狀態(tài)的飛行要求，本文設(shè)計的折疊翼飛行器的具體方案是:機(jī)翼分為內(nèi)外兩段，折疊時通過變形機(jī)構(gòu)控制內(nèi)翼段反折疊，使之能在0°～90°范圍內(nèi)變化，而外翼段始終保持水平，避免升力損失過多。

2測量算法

在機(jī)身平放飛控板，飛控板上含有一個加速度計，在兩個內(nèi)翼段，距離轉(zhuǎn)軸不同長度的同一弦向位置分別放置兩個加速度計。定義參考坐標(biāo)系，首先確定四個機(jī)翼加速度計的安裝平面γ和通過重心的機(jī)體縱軸Ox(從機(jī)頭指向機(jī)尾方向為正)，其交點作為坐標(biāo)原點，Oy軸平行于地平面并包含于γ平面內(nèi)，指向飛機(jī)左側(cè)機(jī)翼為正，Oz軸與Ox、Oy軸構(gòu)成笛卡爾坐標(biāo)系。測量算法的基本思想是:利用加速度關(guān)系求出機(jī)身和機(jī)翼內(nèi)翼段分別相對于Oy軸的夾角，其差值即為內(nèi)翼段和機(jī)身之間的夾角。

2．1求機(jī)身相對于Oy軸的夾角

當(dāng)一個加速度計處于所示的姿態(tài)時，可以根據(jù)其輸出的y和z方向的加速度值計算其相對于Oy軸的傾角。圖中，y和z分別為這兩個方向加速度計顯示的數(shù)值。機(jī)身平面內(nèi)放置加速度計，求出機(jī)身平面相對于Oy軸之間的夾角θ求機(jī)翼內(nèi)翼段相對于Oy軸的夾角沿著機(jī)體坐標(biāo)系x軸反方向看，加速度計安裝的示意所示。機(jī)身上平放一個加速度計，內(nèi)翼段機(jī)翼距離轉(zhuǎn)軸不同距離的兩個位置分別安放一個加速度計。規(guī)定機(jī)翼加速度z2的方向為正方向，機(jī)翼角加速度以a2的方向為正方向。a2和a3是機(jī)翼兩處的正切直線加速度，z1、z2、z3是三個加速度計各自z方向的讀數(shù)，y1、y2、y3是三個加速度計各自y方向的讀數(shù)，z''''是重力加速度在機(jī)翼上z方向上的分量。為了排除機(jī)翼因變速轉(zhuǎn)動而產(chǎn)生的正切直線加速度a2和a3，內(nèi)翼段安裝兩個加速度計。求解出因傾斜而產(chǎn)生的加速度量z''''，由于機(jī)翼轉(zhuǎn)動較慢，內(nèi)翼段較短，向心加速度可以忽略不計。z3=z''''－a3=z''''－R3·aα式中:R2、R3為加速度計到機(jī)翼轉(zhuǎn)軸處的距離;aα是內(nèi)翼段繞翼根軸轉(zhuǎn)動的角加速度。由式(2)和式(3)求出z''''。沿著折疊機(jī)翼方向的加速度可取y2和y3的平均值，從而得出機(jī)翼在y2方向的加速度量y''''。通過式(1)由y''''和z''''求出機(jī)翼相對于地平面的夾角θ2。

2．2求機(jī)身與機(jī)翼內(nèi)翼段的夾角計算

兩個加速度計的夾角如圖5所示，將上文所得的θ2和θ1相減，即得機(jī)身與機(jī)翼的夾角β。

3控制方案控制系統(tǒng)基本原理

遙控器將期望折疊角度值發(fā)送給機(jī)載處理器，機(jī)載處理器將信號轉(zhuǎn)換為數(shù)值α。同時，機(jī)載處理器采集加速度計的數(shù)值并按照測量算法進(jìn)行計算，得出實際機(jī)翼內(nèi)翼段相對于機(jī)身的折疊角β。處理器比較α和β的大小，如果α＞β，則處理器驅(qū)動舵機(jī)正轉(zhuǎn)一個微小的角度，使得機(jī)翼折疊角趨向于期望值;如果α＜β時，則處理器驅(qū)動舵機(jī)反轉(zhuǎn);如果α=β，控制舵機(jī)鎖定轉(zhuǎn)動位置。繼續(xù)比較兩個值的大小，驅(qū)動或鎖定舵機(jī)，以此循環(huán)往復(fù)。

4實驗驗證

利用加速度模塊和飛控板、制作的飛機(jī)模型和折疊機(jī)構(gòu)對前述理論算法和控制方案進(jìn)行實驗驗證，將實測的角度值、期望值和處理器計算值進(jìn)行比較，驗證算法和控制方案的可行性。實驗室自制的飛控板采用TI公司的處理器TMS320F2811，是TMS320C2000系列產(chǎn)品之一，面向數(shù)字控制、運動控制領(lǐng)域。機(jī)翼上采用以ADXL345加速度計為芯片的加速度計模塊，如圖7所示。ADXL345是一款小而薄的超低功耗三軸加速度計，分辨率高(13位)，測量范圍達(dá)±16g。數(shù)字輸出的數(shù)據(jù)為16位二進(jìn)制補(bǔ)碼格式，可通過SPI(3線或4線)或I2C數(shù)字接口訪問。飛控板上設(shè)計的三軸加速度計為LIS344ALH，輸出三通道模擬量電壓，通過AD轉(zhuǎn)換，得出電壓值，再通過電壓值與加速度的關(guān)系得出加速度值。操作者通過遙控器比例通道發(fā)出期望折疊角信號，接收器接到信號后將PWM發(fā)送給DSP處理器，處理器經(jīng)過線性換算求出期望折疊角α的大小。根據(jù)處理器讀取的三個加速度計的三軸加速度數(shù)值，計算出機(jī)翼內(nèi)翼段相對于機(jī)身的折疊角β，并判斷α與β的大小關(guān)系。處理器不斷檢測實際折疊角與期望折疊角之間的大小關(guān)系，驅(qū)動舵機(jī)轉(zhuǎn)動或者鎖定。但因加速度計數(shù)據(jù)的波動誤差，即使機(jī)翼折疊角未發(fā)生變化，β值也會隨之發(fā)生較小的變動，因此不能嚴(yán)格地比較α與β的大小。當(dāng)β處在(α－3，α+3)范圍時，認(rèn)為實際值等于期望值;當(dāng)β＜α－3時，認(rèn)為實際折疊角小于期望值;當(dāng)β＞α+3時，認(rèn)為實際值大于期望值;即允許誤差為3°。實驗中折疊角度與期望角度比較吻合，飛機(jī)在任何迎角、滾轉(zhuǎn)角、偏航角下甚至上下左右晃動，機(jī)翼折疊角都不會發(fā)生變化，證明了理論的正確性。實際機(jī)翼在0°、20°、45°和81°折疊角情況。實驗中在機(jī)身和機(jī)翼上采集三個點構(gòu)成三角形，測量其邊長，解三角形即得機(jī)翼與機(jī)身之間的夾角。對機(jī)翼上選取的17個折疊角度進(jìn)行測量，并對折疊角的命令輸入值、系統(tǒng)計算值和真實值進(jìn)行采集，其對比情況計算值比較準(zhǔn)確，只是在30°～60°之間波動稍大;當(dāng)a＜45°時，真實值貼近期望值;當(dāng)a＞45°時，真實值與期望值相差稍大。實驗基本實現(xiàn)了預(yù)期的要求，計算值相對于期望值誤差在3°以內(nèi)。經(jīng)過分析，實驗中的誤差主要來源于四個方面:加速度計的數(shù)據(jù)波動，經(jīng)過校準(zhǔn)后誤差較小;機(jī)翼或者機(jī)身震顫對加速度計產(chǎn)生較大的影響可在加速度計與機(jī)體之間加一層吸震材料或濾除數(shù)據(jù)的高頻雜波;加速度計安裝位置和安裝角度不可能完全準(zhǔn)確;實際測量機(jī)翼折疊角度時存在誤差。

作者：王鵬鄭祥明尹崇郭述臻單位：南京航空航天大學(xué)