半轉(zhuǎn)翼飛行器二分量升力測(cè)試裝置設(shè)計(jì)與研究

錢(qián)愛(ài)文，李 彪, 張玉華

(1.河海大學(xué)文天學(xué)院 機(jī)械系，安徽 馬鞍山 243031；2.合肥工業(yè)大學(xué) 機(jī)械工程學(xué)院，安徽 合肥 230009；3.安徽工業(yè)大學(xué) 機(jī)械工程學(xué)院，安徽 馬鞍山 243031)

半轉(zhuǎn)翼飛行器二分量升力測(cè)試裝置設(shè)計(jì)與研究

錢(qián)愛(ài)文1，李 彪2, 張玉華3

(1.河海大學(xué)文天學(xué)院 機(jī)械系，安徽 馬鞍山 243031；2.合肥工業(yè)大學(xué) 機(jī)械工程學(xué)院，安徽 合肥 230009；3.安徽工業(yè)大學(xué) 機(jī)械工程學(xué)院，安徽 馬鞍山 243031)

為驗(yàn)證一種新式半轉(zhuǎn)翼飛行器試驗(yàn)?zāi)Ｐ蜕Φ拇笮。O(shè)計(jì)了一種新型二分量升力測(cè)試裝置，解決了現(xiàn)有升力測(cè)試裝置成本昂貴、結(jié)構(gòu)復(fù)雜及適應(yīng)性差的問(wèn)題?；贏DAMS軟件建立了二分量測(cè)試裝置靜態(tài)分析模型，并對(duì)測(cè)試裝置進(jìn)行了靜態(tài)分析，分析結(jié)果表明了測(cè)試裝置力學(xué)模型建立的正確性；通過(guò)ADAMS軟件建立了二分量升力測(cè)試裝置的動(dòng)態(tài)分析模型，采用adams軟件對(duì)測(cè)試裝置進(jìn)行了動(dòng)態(tài)分析，得到測(cè)試裝置固有頻率與動(dòng)態(tài)輸出結(jié)果，為半轉(zhuǎn)翼飛行器電機(jī)轉(zhuǎn)速的選擇提供了依據(jù)，同時(shí)奠定了后續(xù)實(shí)驗(yàn)的基礎(chǔ)。

半轉(zhuǎn)翼飛行器；試驗(yàn)?zāi)Ｐ停欢至可y(cè)試裝置；動(dòng)靜態(tài)性能

引言

撲翼飛行器[1-3]是通過(guò)模仿昆蟲(chóng)或鳥(niǎo)類(lèi)振翅運(yùn)動(dòng)而設(shè)計(jì)的飛行器，它具有原地或小場(chǎng)地即刻起飛，自由懸停、急速轉(zhuǎn)向[4-5]等特點(diǎn)，這些特點(diǎn)使得微型仿生撲翼飛行器在仿生機(jī)械領(lǐng)域占有重要地位。但是現(xiàn)在的微型撲翼飛行器大多停留在對(duì)翼型外形的仿生上，并且仿生機(jī)械的尺寸與被模仿動(dòng)物的形體相近，無(wú)法大型化，其原因在于撲翼飛行器的運(yùn)動(dòng)形式——振翅是一種“不對(duì)稱(chēng)的擺動(dòng)”，這種擺動(dòng)會(huì)產(chǎn)生很大的慣性力，導(dǎo)致?lián)湟盹w行器無(wú)法實(shí)現(xiàn)大型化。

有鑒于此，在半轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)[6]的基礎(chǔ)上，設(shè)計(jì)一種新型的飛行器——半轉(zhuǎn)翼飛行器。此飛行器將不對(duì)稱(chēng)的擺動(dòng)轉(zhuǎn)化為連續(xù)的轉(zhuǎn)動(dòng)，模仿鳥(niǎo)類(lèi)和昆蟲(chóng)的上揮與下拍，產(chǎn)生類(lèi)似延時(shí)失速、尾渦捕獲、旋轉(zhuǎn)環(huán)流與Weis—Fogh運(yùn)動(dòng)的效果，以此獲得高升力，使撲翼飛行器的大型化成為可能。大型化代表飛行能力強(qiáng)，而飛行能力的衡量標(biāo)準(zhǔn)是升力，因此，測(cè)量半轉(zhuǎn)翼飛行器的升力非常重要，但是半轉(zhuǎn)翼飛行器是一種新型飛行器，沒(méi)有針對(duì)它的測(cè)試裝置，所以在撲翼飛行器的測(cè)試裝置中尋求設(shè)計(jì)思路和方法。

目前，撲翼飛行器的升力測(cè)試裝置由風(fēng)洞和測(cè)試天平[7-9]組成，模型固定在測(cè)量天平上，測(cè)量天平置于風(fēng)洞中，可以測(cè)量其升力。應(yīng)用最廣泛的測(cè)量天平是風(fēng)洞天平和應(yīng)變天平，但是機(jī)械天平結(jié)構(gòu)復(fù)雜，制造費(fèi)用大，研制周期長(zhǎng)；應(yīng)變天平中的應(yīng)變片的粘貼過(guò)程復(fù)雜，同時(shí)，外部環(huán)境對(duì)應(yīng)變天平的影響大，導(dǎo)致測(cè)試結(jié)果不準(zhǔn)確。并且這兩種天平一般適用于風(fēng)洞測(cè)量，而且是靜態(tài)測(cè)試，不適合自然環(huán)境測(cè)量和動(dòng)態(tài)測(cè)試，因此提出一種測(cè)試裝置——二分量升力測(cè)試裝置。基于力傳感器的二分量升力測(cè)試裝置既可以測(cè)量升力又可以測(cè)量水平力；既可以靜態(tài)測(cè)試，也適用動(dòng)態(tài)測(cè)試；既可以在風(fēng)洞中測(cè)量，也能夠在自然環(huán)境中測(cè)量。相對(duì)于機(jī)械天平、應(yīng)變天平等測(cè)量天平，具有結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單，制造方便，適用性廣等優(yōu)點(diǎn)。

1 測(cè)試模型

基于半轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)建立的半轉(zhuǎn)翼飛行器三維模型如圖1所示，模型左右對(duì)稱(chēng)，電機(jī)通過(guò)齒輪機(jī)構(gòu)將動(dòng)力傳遞給傳動(dòng)箱，保證左直傳動(dòng)箱、右直傳動(dòng)箱轉(zhuǎn)一周，同側(cè)葉片轉(zhuǎn)半周。右直傳動(dòng)箱與左直傳動(dòng)箱旋轉(zhuǎn)方向相反，用來(lái)模仿鳥(niǎo)類(lèi)和昆蟲(chóng)的上揮與下拍。半轉(zhuǎn)翼飛行器的物理樣機(jī)如圖2所示。

圖1 半轉(zhuǎn)翼飛行器模型1.葉片；2.左直傳動(dòng)箱；3.電機(jī)；4.右直傳動(dòng)箱；5.葉片軸

圖2 半轉(zhuǎn)翼飛行器試驗(yàn)?zāi)Ｐ臀锢順訖C(jī)

2 測(cè)試原理

在加工二分量升力測(cè)試裝置之前，需對(duì)其測(cè)試原理進(jìn)行分析，以便得到所需的求解量——升力和水平力的計(jì)算公式。圖3為二分量升力測(cè)試原理簡(jiǎn)圖，4個(gè)拉壓傳感器通過(guò)連接裝置連接在底座上，半轉(zhuǎn)翼飛行器試驗(yàn)?zāi)Ｐ屯ㄟ^(guò)壓緊裝置和支撐桿連接，支撐桿、法蘭與十字形支撐架連接，十字形支撐架與傳感器上部連接。

圖3 二分量升力測(cè)試原理簡(jiǎn)圖1.底座；2.拉壓力傳感器；3.法蘭；4.支撐架；5.支撐桿；6.半轉(zhuǎn)翼飛行器

根據(jù)測(cè)試裝置示意圖建立其數(shù)學(xué)模型，由于后續(xù)半轉(zhuǎn)翼試驗(yàn)?zāi)Ｐ褪褂玫氖请p葉片，所以建立雙葉片模型，通過(guò)力學(xué)模型求解水平力、升力和側(cè)向力。

由于模型左右對(duì)稱(chēng)，且左直傳動(dòng)箱與右直傳動(dòng)箱旋轉(zhuǎn)方向相反，其側(cè)向力相互抵消。雙葉片測(cè)試原理如圖4，其中b)是雙葉片受力圖，a)圖是將雙葉片上的受力點(diǎn)移到葉片與測(cè)試裝置的安裝點(diǎn)。

a) b)圖4 測(cè)試裝置計(jì)算圖a)雙葉片受力點(diǎn)移至安裝點(diǎn) b)雙葉片受力圖FS—升力；FH—水平力；MS—升力附加力矩；l—總高；l1—葉片橫向軸線與對(duì)稱(chēng)軸線距離；l2—葉片縱向軸線與安裝軸線距離；F1—傳感器1測(cè)試值；F2—傳感器2測(cè)試值；F3—傳感器3測(cè)試值；F4—傳感器4測(cè)試值；G—重力；Fh1—傳感器1受到的水平力；Fh2—傳感器2受到的水平力；Fh3—傳感器3受到的水平力；Fh4—傳感器4受到的水力；a—傳感器1、2距離底座縱向軸線距離；b—傳感器3、4距離底座縱向軸距離；c—傳感器2、3距離底座橫向軸線距離；d—傳感器1、4距離底座橫的距離

測(cè)試裝置在無(wú)風(fēng)條件下的力學(xué)分析如下：

(1)

(2)

最終完成測(cè)試裝置的設(shè)計(jì)，如圖5所示。

圖5 測(cè)試裝置三維模型

3 二分量升力測(cè)試裝置模型性能

為保證以后實(shí)驗(yàn)的順利進(jìn)行，對(duì)測(cè)試裝置動(dòng)靜態(tài)性能進(jìn)行研究，由于單葉片測(cè)試模型的側(cè)向力無(wú)法抵消，不研究其升力的大小。因此在雙葉片測(cè)試模型的基礎(chǔ)上，建立其虛擬樣機(jī)模型，在沒(méi)有外界干擾的情況下分析其動(dòng)靜態(tài)性能。

3.1 二分量升力測(cè)試裝置靜態(tài)性能

二分量升力測(cè)試裝置由壓緊裝置、支撐桿等部分組成。在PROE中建立二分量升力測(cè)試裝置的裝配模型，并將建立的三維模型導(dǎo)入ADAMS軟件中。在導(dǎo)入過(guò)程中用彈簧代替?zhèn)鞲衅?。由于是?duì)測(cè)試裝置進(jìn)行靜態(tài)分析，將除十字形支撐組件以外的零件之間添加固定副，十字形支撐組件與地面之間通過(guò)彈簧連接。如圖6所示。

圖6 測(cè)試裝置虛擬樣機(jī)模型

因?yàn)閷鞲衅髯鳛閺椈商幚?，所以需要彈簧的剛?傳感器的剛度)。用以下步驟求解傳感器剛度。

(1)將傳感器固定在底座上，使用游標(biāo)卡尺記錄傳感器負(fù)載為零時(shí)，傳感器到底座的距離。

(2)使用三個(gè)5N的砝碼，依次將三個(gè)砝碼輕放在傳感器上，并分別測(cè)量記錄三次傳感器上部距離底座的距離，如表1所示。

表1 力與位移對(duì)應(yīng)表 (單位：mm)

對(duì)離散點(diǎn)進(jìn)行擬合，得到力與位移函數(shù)關(guān)系式y(tǒng)=20.833x-0.625，y代表力，x代表位移，擬合直線如圖7所示。得到彈簧剛度為20.833N/mm。

圖7 力隨位移變化曲線

將彈簧參數(shù)設(shè)置完成后，對(duì)測(cè)試裝置進(jìn)行靜態(tài)分析，得到四個(gè)傳感器的所受力值如圖8所示。

圖8 四個(gè)傳感器靜態(tài)受力

根據(jù)圖8所示，四個(gè)傳感器所受的合力為29.834N，即物體的質(zhì)量為2.9384kg，與使用PROE軟件計(jì)算的質(zhì)量2.94kg基本相符，誤差在5%以?xún)?nèi)，驗(yàn)證了數(shù)學(xué)模型的建立是正確的。

3.2 二分量升力測(cè)試裝置動(dòng)態(tài)性能

研究測(cè)試裝置的動(dòng)態(tài)性能主要是研究其固有頻率。通過(guò)adams軟件計(jì)算其固有頻率。

由于二分量升力測(cè)試裝置是一個(gè)復(fù)雜的系統(tǒng)，如果直接將測(cè)試裝置三維模型導(dǎo)入到ADAMS中，導(dǎo)致模型約束施加復(fù)雜，運(yùn)算困難，因此為了運(yùn)算簡(jiǎn)單，對(duì)整個(gè)系統(tǒng)進(jìn)行簡(jiǎn)化，將傳感器簡(jiǎn)化為彈簧，同時(shí)由于半轉(zhuǎn)翼飛行器是低頻振動(dòng)，將十字形支撐組件及其上的標(biāo)準(zhǔn)件簡(jiǎn)化成一剛性質(zhì)量塊a；法蘭和支撐桿的焊接組件及壓緊裝置簡(jiǎn)化成剛性質(zhì)量塊b；半轉(zhuǎn)翼飛行器簡(jiǎn)化成剛性質(zhì)量塊c。

在ADAMS 中，任何剛體構(gòu)件的特性只與質(zhì)量、質(zhì)心位置、慣性矩陣、約束關(guān)系有關(guān)，與剛體的外形、幾何尺寸沒(méi)有關(guān)系，因此使用簡(jiǎn)單的模型并輸入質(zhì)量、質(zhì)心位置及轉(zhuǎn)動(dòng)慣量來(lái)模擬測(cè)試裝置[10]。根據(jù)PROE軟件將十字形支撐組件及其上的標(biāo)準(zhǔn)件質(zhì)量、質(zhì)心位置、慣性矩陣求出，數(shù)值輸入到剛性質(zhì)量塊a上。同理將剛性質(zhì)量塊b、c的質(zhì)量、質(zhì)心位置、慣性矩陣輸入，而剛性質(zhì)量塊a、b、c之間的連接使用無(wú)質(zhì)量的梁連接，質(zhì)量塊d代表地面，質(zhì)量塊d與地面之間加固定副。如圖9所示。

從動(dòng)力學(xué)角度可知，任何機(jī)械振動(dòng)根據(jù)產(chǎn)生原因分為 3 種：自由振動(dòng)、強(qiáng)迫振動(dòng)和自激振動(dòng)，其中自由振動(dòng)是在系統(tǒng)平衡狀態(tài)被破壞后由彈性恢復(fù)力維持的振動(dòng)，其頻率就是系統(tǒng)固有頻率；強(qiáng)迫振動(dòng)是由外界持續(xù)激振力引起的振動(dòng)；自激振動(dòng)則是由系統(tǒng)本身產(chǎn)生交變力激發(fā)的振動(dòng)[11]。

圖9 測(cè)試裝置虛擬樣機(jī)模型1.質(zhì)量塊d；2.質(zhì)量塊a；3.無(wú)質(zhì)量梁；4.質(zhì)量塊b；5.無(wú)質(zhì)量梁；6.質(zhì)量塊c

在ADAMS中調(diào)用vibration模塊，打開(kāi)模態(tài)分析對(duì)話框，選擇static，進(jìn)行自由振動(dòng)分析，得到測(cè)試裝置各階模態(tài)，如表2所示。

表2 測(cè)試裝置固有頻率

從表中看出測(cè)試裝置共有六階模態(tài)，與系統(tǒng)有六個(gè)自由度相對(duì)應(yīng)，其中1-3階為低階模態(tài)，4-6階是高階模態(tài)。其中垂直振動(dòng)的固有頻率為26.329，振型如圖10。彎曲振動(dòng)振型為圖11，其頻率為17.497。

圖10 垂直振動(dòng)動(dòng)畫(huà)

圖11 彎曲振動(dòng)動(dòng)畫(huà)

使用軟件求出測(cè)試模型的固有頻率后，再次使用adams軟件分析輸入與輸出之間關(guān)系，得到4個(gè)傳感器的輸出曲線，驗(yàn)證測(cè)試裝置在實(shí)驗(yàn)過(guò)程中波形是否會(huì)發(fā)生突變。主要過(guò)程是對(duì)質(zhì)量塊6處施加理論升力大小，觀察4個(gè)傳感器輸出曲線，此時(shí)傳感器所受力是靜態(tài)時(shí)傳感器所受重力值與升力的合力，需要去除傳感器在平衡位置所受重力，得到4個(gè)傳感器所受升力大小與時(shí)間的關(guān)系，如圖12、13、14、15所示。

圖12 傳感器1受力隨時(shí)間變化關(guān)系

圖13 傳感器2受力隨時(shí)間變化關(guān)系

圖14 傳感器3受力隨時(shí)間變化關(guān)系

圖15 傳感器4受力隨時(shí)間變化關(guān)系

在得到4個(gè)傳感器受力隨時(shí)間變化曲線后疊加，并與理論值進(jìn)行對(duì)比，得到圖16。

圖16 4個(gè)傳感器曲線疊加

由圖16可知，仿真值與理論值相符，可以看出經(jīng)測(cè)試裝置后輸出的波形不會(huì)發(fā)生突變，說(shuō)明力學(xué)分析模型中的傳感器所受附加反力對(duì)仿真結(jié)果不會(huì)產(chǎn)生影響。

最終建立其物理樣機(jī)如圖17所示。在后續(xù)實(shí)驗(yàn)中采用的電動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速為3.64r/s與4.9r/s，發(fā)現(xiàn)后續(xù)實(shí)驗(yàn)過(guò)程中未出現(xiàn)共振情況。

圖17 測(cè)試裝置物理樣機(jī)模型

4 結(jié)論

(1)本文基于半轉(zhuǎn)翼飛行器試驗(yàn)?zāi)Ｐ停O(shè)計(jì)一種新型二分量升力測(cè)試裝置，相對(duì)于應(yīng)變天平而言，具有結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單，制造方便，適用性廣等優(yōu)點(diǎn)。

(2)通過(guò)對(duì)二分量升力測(cè)試裝置的動(dòng)靜態(tài)性能研究，驗(yàn)證了測(cè)試原理數(shù)學(xué)模型建立的準(zhǔn)確性；得到了測(cè)試裝置的固有頻率，為電機(jī)轉(zhuǎn)速的選擇提供了依據(jù)，為后續(xù)實(shí)驗(yàn)提供了理論支持。

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DesignofTwo-componentLiftTestingDeviceforHalf-turnWingLift

Qian Aiwen1, Li Biao2, Zhang Yuhua3

(1. Department of Mechanical Engineering, Wentian College, Hehai University, Ma’anshan, Anhui 243031, China; 2. School of Mechanical Engineering, Hefei University of Technology, Hefei, Anhui 230009, China; 3. School of Mechanical Engineering, Anhui University of Technology, Ma’anshan, Anhui 243031, China)

In order to make large-scale flapping wing aircraft, a new kind of half-turn wing aircraft is designed by means of semi-rotating mechanism and bevel gear transmission mechanism. a new two-component lift test device is fabricated, and the mathematical model of the test principle is established. This study solves the problem that the existing lift test device is expensive, the structure is complex and the adaptability is poor. Based on ADAMS software, a static analysis model of two-component testing device is established. The static analysis of the test device is carried out. The results show that the mathematical model of the test principle is correct. The dynamic analysis model of the two-component lift test device is established by ADAMS Software. The ADAMS /vibration module is used to analyze the test device dynamically, and the natural frequency of the test device is obtained, which provides the basis for the selection of the rotational speed of motor for the half-turn aircraft and the foundation of the follow - up experiment.

half-turn wing aircraft; test model；two-component lift testing device; dynamic and static performance

ClassNo.:V211.7DocumentMark：A

宋瑞斌)

錢(qián)愛(ài)文，碩士，助教，河海大學(xué)文天學(xué)院機(jī)械系。研究方向：仿生機(jī)械，機(jī)械系統(tǒng)設(shè)計(jì)仿真(CAD/CAE/VE)，汽車(chē)現(xiàn)代設(shè)計(jì)方法。李彪，在讀博士，合肥工業(yè)大學(xué)機(jī)械工程學(xué)院。研究方向：機(jī)械系統(tǒng)設(shè)計(jì)仿真(CAD/CAE/VE)，內(nèi)燃機(jī)。張玉華，博士，教授，安徽工業(yè)大學(xué)機(jī)械工程學(xué)院。研究方向：新型機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)理論及應(yīng)用，機(jī)械系統(tǒng)設(shè)計(jì)仿真(CAD/CAE/VE)，新型機(jī)械裝備關(guān)鍵技術(shù)研究與開(kāi)發(fā)。

河海大學(xué)文天學(xué)院校級(jí)科研項(xiàng)目重點(diǎn)(項(xiàng)目編號(hào)：WT16015ZD)。

2096-3874(2017)12-0028-06

V211.72

A