• 
    

    
    

      99热精品在线国产_美女午夜性视频免费_国产精品国产高清国产av_av欧美777_自拍偷自拍亚洲精品老妇_亚洲熟女精品中文字幕_www日本黄色视频网_国产精品野战在线观看

      404 Not Found


      nginx
      404 Not Found

      404 Not Found


      nginx
      404 Not Found

      404 Not Found


      nginx
      404 Not Found

      404 Not Found


      nginx
      404 Not Found

      404 Not Found


      nginx
      404 Not Found

      404 Not Found


      nginx

      帶彈性元件撲翼機(jī)構(gòu)的動(dòng)力學(xué)分析及實(shí)驗(yàn)

      2020-12-02 08:33:54張威劉新杰劉艷王文波張博利
      航空學(xué)報(bào) 2020年9期
      關(guān)鍵詞:翅翼曲柄氣動(dòng)

      張威,劉新杰,劉艷,王文波,張博利

      1. 中國民航大學(xué) 航空工程學(xué)院,天津 300300 2. 中國民航航空地面特種設(shè)備研究基地,天津 300300 3. 中國民航大學(xué) 中歐航空工程師學(xué)院,天津 300300 4. 中國民航大學(xué) 基礎(chǔ)實(shí)驗(yàn)中心,天津 300300

      經(jīng)過幾十億年的進(jìn)化,自然界中使用翅膀的生物已經(jīng)具有了極強(qiáng)的飛行能力。鳥和昆蟲通過翅膀的拍打可以實(shí)現(xiàn)短距起飛、降落、轉(zhuǎn)彎甚至懸停等各種高機(jī)動(dòng)性動(dòng)作,而現(xiàn)有仿生飛行器卻很難做到[1-2]。這是由于飛行生物的胸部與翅膀相連,由復(fù)雜的飛行肌肉和各種組織機(jī)構(gòu)構(gòu)成,既可以控制完成各種高難度動(dòng)作,又可以作為儲(chǔ)能機(jī)構(gòu)減少能量的損失[3-4]。人類通過研究其內(nèi)部結(jié)構(gòu)并學(xué)習(xí)撲動(dòng)原理,研制出各種各樣的仿生撲翼機(jī)構(gòu),它們往往具有尺寸小、重量輕和成本低的優(yōu)勢(shì),并且操縱簡(jiǎn)單,效率高,性能好[5]。

      由于撲翼飛行器的核心部件為撲動(dòng)機(jī)構(gòu),因而研究輕便小巧的撲動(dòng)機(jī)構(gòu)正逐漸成為仿生撲翼飛行器相關(guān)學(xué)科的研究重點(diǎn)。馬來西亞博特拉大學(xué)通過數(shù)值分析方法分析了將壓電傳動(dòng)使用在微型撲翼飛行器上的可能性,其可取代傳統(tǒng)的撲翼傳動(dòng)[6-7]。美國普渡大學(xué)根據(jù)準(zhǔn)穩(wěn)態(tài)氣動(dòng)模型計(jì)算升力完成了對(duì)電磁驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)的優(yōu)化[8],論證了以固有頻率驅(qū)動(dòng)機(jī)翼可以最大限度地提高氣動(dòng)升力和能量利用率[9-11]。哈佛大學(xué)與劍橋大學(xué)聯(lián)合研制的撲翼機(jī)器人,重量僅有60 mg,昆蟲大小,兩翼都由單一的動(dòng)力執(zhí)行器和機(jī)械傳動(dòng)裝置驅(qū)動(dòng),傳動(dòng)裝置由壓電材料的振動(dòng)來驅(qū)動(dòng)[12-14]。荷蘭代爾夫特大學(xué)設(shè)計(jì)的撲翼機(jī)器人“DelFly”,重量為3.07 g,翼展為10 cm,采用兩套曲柄搖桿機(jī)構(gòu)作為傳動(dòng)裝置,是世界上第一個(gè)能夠完全自主飛行的撲翼微型飛行器[15-17]。特拉華大學(xué)研制的“Sparrow”微小撲翼飛行器采用平面曲柄滑塊機(jī)構(gòu),其可以將圓周運(yùn)動(dòng)轉(zhuǎn)換為直線往復(fù)運(yùn)動(dòng)[18]。在國內(nèi),哈爾濱工業(yè)大學(xué)設(shè)計(jì)了一種折展翼仿鳥撲翼飛行器,基于曲柄連桿折展撲動(dòng)機(jī)構(gòu),可以使撲翼在撲動(dòng)過程中能夠獲得更大的升力[19-21]。南京航空航天大學(xué)通過分析昆蟲的翅膀胸部運(yùn)動(dòng)系統(tǒng),仿生設(shè)計(jì)出柔性雙搖桿撲動(dòng)機(jī)構(gòu),采用壓電雙晶片驅(qū)動(dòng),可實(shí)現(xiàn)仿生翅翼所需運(yùn)動(dòng)[22-24]。上海交通大學(xué)設(shè)計(jì)的微型撲翼飛行器,重量約為100 mg,身長20 mm,其驅(qū)動(dòng)器為壓電陶瓷晶片,通過傳動(dòng)系統(tǒng)驅(qū)動(dòng)撲翼上下拍動(dòng)[25-26]。臺(tái)灣中華大學(xué)設(shè)計(jì)的撲翼微型飛行器,重量約為8 g,翼展15 cm,總撲動(dòng)角為73°,采用單曲柄雙搖桿機(jī)構(gòu)實(shí)現(xiàn)機(jī)翼的撲動(dòng)[27]。為提高飛行效率,并減小能量損耗,可對(duì)撲動(dòng)機(jī)構(gòu)做進(jìn)一步優(yōu)化。

      目前,在撲翼傳動(dòng)機(jī)構(gòu)優(yōu)化方面也有相關(guān)的分析研究。Agrawal[28-29]、Khan[30-31]等在翅翼根部和翼梁處增加了彈性裝置,其既可以起到緩沖作用,也可以儲(chǔ)存能量,以減少電機(jī)峰值扭矩[32]。國內(nèi)西北工業(yè)大學(xué)運(yùn)用模式搜索法對(duì)四連桿撲動(dòng)機(jī)構(gòu)模型參數(shù)進(jìn)行了優(yōu)化設(shè)計(jì)[33-34],汕頭大學(xué)將行為建模技術(shù)應(yīng)用在撲翼機(jī)構(gòu)的優(yōu)化設(shè)計(jì)中[35],北京理工大學(xué)對(duì)轉(zhuǎn)翼機(jī)構(gòu)進(jìn)行了非線性動(dòng)力學(xué)建模及機(jī)翼運(yùn)動(dòng)的優(yōu)化分析[36]。中國民航大學(xué)論證了在曲柄滑塊機(jī)構(gòu)增加彈性裝置可以提高能量利用率[37],但并未將此種方法應(yīng)用于其它類型傳動(dòng)機(jī)構(gòu)進(jìn)行研究,也未探索所加彈性裝置的參數(shù)最優(yōu)值。特拉華大學(xué)機(jī)械系統(tǒng)實(shí)驗(yàn)室研制的仿生撲翼飛行器[38],重量僅為15 g,翼展36 cm,采用了單曲柄雙搖桿傳動(dòng)機(jī)構(gòu),由輕質(zhì)碳纖維復(fù)合材料制成。本文以其原型機(jī)為基礎(chǔ),在其傳動(dòng)機(jī)構(gòu)上增加彈性裝置,探究彈性裝置的引入對(duì)電機(jī)輸入轉(zhuǎn)矩的峰值及系統(tǒng)功耗的影響。

      首先對(duì)撲翼機(jī)構(gòu)模型進(jìn)行了理論分析,建立了傳動(dòng)機(jī)構(gòu)的拉格朗日動(dòng)力學(xué)方程;在前人研究的基礎(chǔ)上,考慮到翅翼撲動(dòng)過程中空氣動(dòng)力的作用,用理想流體理論來研究翼面由壓強(qiáng)分布決定的升力特性,進(jìn)而推導(dǎo)出由于空氣動(dòng)力的存在而帶來的額外輸入力矩;引入彈性裝置,將彈性項(xiàng)導(dǎo)入動(dòng)力學(xué)拉格朗日方程的勢(shì)能項(xiàng)中。然后對(duì)撲翼機(jī)構(gòu)進(jìn)行動(dòng)力學(xué)仿真,引入正交實(shí)驗(yàn)法定量對(duì)比分析彈簧的連接點(diǎn)位置、原長以及剛度三種因素對(duì)電機(jī)輸入轉(zhuǎn)矩、轉(zhuǎn)速波動(dòng)、輸入功率及電流的影響。最后,搭建實(shí)驗(yàn)平臺(tái),由實(shí)驗(yàn)結(jié)果驗(yàn)證增加彈性裝置可以減小電機(jī)的峰值轉(zhuǎn)矩和轉(zhuǎn)速波動(dòng),以實(shí)現(xiàn)對(duì)撲翼機(jī)構(gòu)的優(yōu)化。

      1 撲翼機(jī)構(gòu)動(dòng)力學(xué)模型理論分析

      1.1 撲翼機(jī)構(gòu)動(dòng)力學(xué)方程

      為分析撲翼機(jī)構(gòu)的動(dòng)力學(xué)特性,以特拉華大學(xué)機(jī)械系統(tǒng)實(shí)驗(yàn)室所研制樣機(jī)為原型,選取曲柄搖桿機(jī)構(gòu)作為研究對(duì)象。該機(jī)構(gòu)為單曲柄雙搖桿機(jī)構(gòu),其可將曲柄的圓周運(yùn)動(dòng)轉(zhuǎn)換為搖桿的往復(fù)運(yùn)動(dòng)。整體機(jī)構(gòu)左右對(duì)稱,簡(jiǎn)單易行,且可根據(jù)曲柄長度來調(diào)整撲動(dòng)角從而調(diào)整撲動(dòng)范圍。如圖1所示,該系統(tǒng)由2個(gè)平面四桿機(jī)構(gòu)組成,均由單曲柄OA驅(qū)動(dòng)。撲翼機(jī)構(gòu)由電動(dòng)機(jī)提供動(dòng)力,通過變速箱降低轉(zhuǎn)速,從而將動(dòng)力傳遞給曲柄OA。機(jī)翼BLDL和BRDR分別在固定點(diǎn)CL和CR處轉(zhuǎn)動(dòng)。背板由2個(gè)四桿機(jī)構(gòu)OABLCLDL和OABRCRDR代替,這兩個(gè)機(jī)構(gòu)會(huì)產(chǎn)生拍打動(dòng)作。胸腔壁肌肉由2個(gè)張力彈簧OEL和OER近似,每個(gè)彈簧都與機(jī)翼相連。該動(dòng)力學(xué)模型不考慮摩擦對(duì)電機(jī)輸入功率的作用。

      由于左右2個(gè)四桿機(jī)構(gòu)的結(jié)構(gòu)組成、運(yùn)動(dòng)形式及研究方法均相同,故可對(duì)原機(jī)構(gòu)進(jìn)行簡(jiǎn)化,選取右側(cè)機(jī)構(gòu)為研究對(duì)象。如圖2所示,曲柄OA的質(zhì)量為m1,連桿ABR的質(zhì)量為m2,搖桿BRCR的質(zhì)量為m3;l1為曲柄長度,l2為連桿長度,l3為搖桿長度,l4為搖桿與翅翼長度之和;θ1為曲柄轉(zhuǎn)角,θ2為連桿與水平線之間的夾角,θ3為搖桿與水平線之間的夾角;rC2為連桿質(zhì)心到A點(diǎn)的距離。以曲柄旋轉(zhuǎn)中心O為原點(diǎn)建立直角坐標(biāo)系,如圖2所示。固定支座位置設(shè)為CR(xR,yR),

      圖1 單曲柄雙搖桿傳動(dòng)機(jī)構(gòu)Fig.1 Transmission mechanism with single crank and double rocker

      圖2 右側(cè)單曲柄單搖桿機(jī)構(gòu)Fig.2 Right-side single crank and single rocker mechanism

      其中xR為固定點(diǎn)CR到O點(diǎn)的水平距離,yR為固定點(diǎn)CR到O點(diǎn)的豎直距離。

      用帶有約束條件的拉格朗日方程推導(dǎo)該系統(tǒng)的動(dòng)力學(xué)方程,可得其拉格朗日形式為

      (1)

      式中:I1為曲柄繞固定點(diǎn)O的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量;IC2為連桿繞質(zhì)心的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量;I3為搖桿繞CR的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量;λ1、λ2為拉格朗日乘子;c1、c2的表達(dá)式為

      (2)

      將式(1)分別對(duì)θ1、θ2、θ3進(jìn)行拉格朗日方程求解,得

      (3)

      (4)

      (5)

      式中:τm為曲柄旋轉(zhuǎn)中心O處電機(jī)的輸入轉(zhuǎn)矩;τa為機(jī)翼支點(diǎn)處的氣動(dòng)力矩。翅翼在撲動(dòng)過程中氣流流過翼面會(huì)產(chǎn)生氣動(dòng)力,氣動(dòng)力反作用于機(jī)翼進(jìn)而產(chǎn)生氣動(dòng)力矩。求得的動(dòng)力學(xué)方程可表示為

      (6)

      式中:

      D(θ)=

      (7)

      (8)

      (9)

      假設(shè)機(jī)構(gòu)中各構(gòu)件在同一平面內(nèi)運(yùn)動(dòng),則當(dāng)機(jī)構(gòu)中未安裝柔性裝置時(shí),系統(tǒng)彈性勢(shì)能為零,即

      (10)

      約束雅可比矩陣JT和廣義矢量矩陣τ分別為

      (11)

      (12)

      1.2 翅翼空氣動(dòng)力學(xué)分析

      撲翼飛行器在撲動(dòng)飛行的過程中,機(jī)翼翼面各部位氣動(dòng)力分布不均,由其產(chǎn)生的氣動(dòng)力矩的計(jì)算比較復(fù)雜,故需建立機(jī)翼的簡(jiǎn)化模型。假定撲翼機(jī)被固定在穩(wěn)定氣流中,機(jī)翼為剛性翼展,無折疊。為方便計(jì)算機(jī)翼的氣動(dòng)力矩,可采用有限元分析法將翼面離散成多個(gè)微元,獨(dú)立分析各個(gè)微元上的氣動(dòng)力矩然后在翼展方向進(jìn)行積分,由此可得到翼面的整體氣動(dòng)力矩。該模型分析了機(jī)翼升力、阻力(包括翼型阻力和誘導(dǎo)阻力)以及前緣吸力效應(yīng)對(duì)氣動(dòng)力矩的作用,并對(duì)其數(shù)值計(jì)算提供了理論分析方法。

      如圖3所示,機(jī)翼的安裝迎角為θ,機(jī)體撲動(dòng)軸線與遠(yuǎn)前方來流間的迎角為α,零升迎角大小為α0。由于撲翼機(jī)飛行速度較低,故可以運(yùn)用低速空氣動(dòng)力學(xué)理論對(duì)其氣動(dòng)力矩進(jìn)行分析。撲翼機(jī)在低速飛行未失速時(shí),機(jī)翼表面附面層未分離,氣體的黏性作用對(duì)翼面的壓強(qiáng)分布影響很小,所以可用理想流體理論來研究翼面由壓強(qiáng)分布決定的升力特性;而翼型的阻力則主要由空氣黏性引起,黏性阻力從物理實(shí)質(zhì)上又可分為摩擦阻力和壓差阻力,當(dāng)迎角不大時(shí)摩擦阻力占大部分,壓差阻力不大,但隨迎角增大壓差阻力也在不斷增大。此外,由于撲翼機(jī)翼展有限,其后面存在的自由渦會(huì)在展向剖面處引起下洗速度,進(jìn)而產(chǎn)生誘導(dǎo)阻力。而氣流在下翼面的前駐點(diǎn)繞流到上翼面時(shí),會(huì)在機(jī)翼前緣產(chǎn)生前緣吸力。分析可知,機(jī)翼上產(chǎn)生的氣動(dòng)力主要為升力、阻力和前緣吸力,其分別為:dL,1/4弦線處垂直于來流的升力;dD,空氣阻力;dDx,翼型阻力;dDxi,誘導(dǎo)阻力;dFs,前緣吸力。

      圖3 翅翼氣動(dòng)力分析Fig.3 Aerodynamic analysis of wing

      各截面力的表達(dá)式為

      (13)

      式中:ρ為空氣密度;v∞為無窮遠(yuǎn)處來流速度;b為截面弦長;CL為升力系數(shù),表達(dá)式為

      CL=2π(θ+α+α0)

      (14)

      dD=dDx+dDxi

      (15)

      (16)

      (17)

      式中:CDx為翼型阻力系數(shù);CDx0為零升阻力系數(shù);k′為黏性壓阻增量系數(shù)。

      (18)

      式中:CDxi為誘導(dǎo)阻力系數(shù)。

      (19)

      式中:λ′為展弦比;l為翼展長度;bave為幾何平均弦長;S為機(jī)翼面積。

      (20)

      式中:CFs為前緣吸力系數(shù),表達(dá)式為

      CFs=2πα2

      (21)

      垂直于來流的總升力為

      dLt=dL+dFssin(θ+α)

      (22)

      平行于來流的總阻力為

      dDt=dD-dFscos(θ+α)

      (23)

      翅翼翼面微元的法向力為

      dF=dLtcos(θ+α)+dDtsin(θ+α)

      (24)

      微元上的氣動(dòng)力矩表達(dá)式為

      dMar=dF·yi

      (25)

      式中:yi為翼面微元到翼根的展向距離。

      如圖4所示,將翼面簡(jiǎn)化為平直翼,對(duì)微元上的氣動(dòng)力矩dMar沿展向進(jìn)行積分,可以得到右側(cè)機(jī)翼上的整體氣動(dòng)力矩Mar。電機(jī)要克服右翼面上的氣動(dòng)力矩而產(chǎn)生的額外輸入力矩為Maro,由式(26)可求得

      (26)

      同理,可求得電機(jī)要克服左翼面上的氣動(dòng)力矩而產(chǎn)生的額外輸入力矩為Malo。所以,機(jī)翼上總升力矩為

      τa=Malo+Maro

      (27)

      τm=τi+τa

      (28)

      式中:τi為慣性力矩。

      基于翅翼氣動(dòng)力的分析及相關(guān)參數(shù)值[30,38],可以計(jì)算出撲翼機(jī)構(gòu)在一個(gè)拍打運(yùn)動(dòng)周期內(nèi)氣動(dòng)力矩和慣性力矩的變化,如圖5所示。經(jīng)分析可知,慣性力矩曲線在一個(gè)周期內(nèi)關(guān)于點(diǎn)(180,0)中

      圖4 翼面微元力矩模型Fig.4 Micro-element torque model of wing surface

      心對(duì)稱,力矩總和為零。此外,下拍氣動(dòng)力矩峰值為25.86 N/mm,慣性力矩峰值為5.384 N/mm,氣動(dòng)力矩峰值為慣性力矩峰值的4.8倍。因此,氣動(dòng)力矩對(duì)電機(jī)轉(zhuǎn)矩峰值的影響起主要作用。同時(shí),上拍過程的氣動(dòng)力矩峰值為10.09 N/mm,遠(yuǎn)小于下拍過程的氣動(dòng)力矩峰值。這與事實(shí)相符,即下拍過程為動(dòng)力沖程,而上拍過程為恢復(fù)沖程;在下拍過程中,空氣動(dòng)力較大,所以由此產(chǎn)生的氣動(dòng)力矩也更大。因此,電機(jī)要克服兩個(gè)行程中產(chǎn)生的氣動(dòng)力矩,撲翼機(jī)才能正常飛行。為減小電機(jī)在一個(gè)撲動(dòng)周期內(nèi)所做功,可模仿鳥類胸腔壁在傳動(dòng)機(jī)構(gòu)上加裝彈性裝置,同樣可以減小下拍時(shí)電機(jī)的轉(zhuǎn)矩峰值,起到緩沖作用。

      圖5 氣動(dòng)力矩和慣性力矩的變化曲線Fig.5 Variation curves of aerodynamic and inertia torques

      1.3 帶有彈性裝置的優(yōu)化模型

      由1.2節(jié)的結(jié)果分析中可知,翅翼拍打過程中氣動(dòng)力起主要作用,且下拍過程與上拍過程中的氣動(dòng)力矩的差值也比較大。因此,驅(qū)動(dòng)電機(jī)在拍打過程的一個(gè)周期內(nèi)會(huì)經(jīng)歷氣動(dòng)力矩的急劇變化。為減小這種變化,可以模擬胸腔壁在翅翼上加裝彈性裝置,并連接在曲柄旋轉(zhuǎn)中心O處。彈簧的拉伸會(huì)產(chǎn)生拉力,由于這種作用力會(huì)反作用于電機(jī),從而使上拍過程的力矩增加。下拍過程中,拉伸的彈簧將會(huì)收縮從而對(duì)翅翼做功,進(jìn)而減小電機(jī)要克服翅翼下拍過程的力矩。圖6為增加彈性裝置的優(yōu)化模型,彈簧作為儲(chǔ)能原件在拉伸和恢復(fù)過程中不斷將動(dòng)能和彈性勢(shì)能進(jìn)行相互轉(zhuǎn)化。

      圖6 帶彈簧的右側(cè)曲柄搖桿機(jī)構(gòu)Fig.6 Right-side crank-rocker mechanism with spring

      當(dāng)曲柄與連桿共線且不重合時(shí),翅翼下拍到最低點(diǎn),如圖6所示。此時(shí),彈簧長度最短,設(shè)此處翅翼與水平線之間的銳角為最大撲動(dòng)角θ4。

      則結(jié)合圖2可以分析在翅翼撲動(dòng)過程中,彈簧的伸長量為

      (29)

      彈簧的彈性勢(shì)能為

      (30)

      式中:k為彈簧剛度。

      (31)

      式中:

      (32)

      其中:r為連接點(diǎn)位置(彈簧與翅翼連接點(diǎn)ER與固定點(diǎn)CR之間距離)。

      2 機(jī)構(gòu)動(dòng)力學(xué)仿真

      為定量研究彈簧的引入對(duì)于電機(jī)輸入扭矩等性能參數(shù)的影響,利用仿真對(duì)撲翼機(jī)構(gòu)在加裝彈性裝置前后不同狀態(tài)下進(jìn)行動(dòng)力學(xué)分析研究。由于在實(shí)際應(yīng)用中,負(fù)載的轉(zhuǎn)動(dòng)是不穩(wěn)定的,其轉(zhuǎn)速波動(dòng)較大,保持恒速轉(zhuǎn)動(dòng)比較困難,因此采用恒定電壓驅(qū)動(dòng)的方式研究彈性裝置的引入對(duì)輸入扭矩的優(yōu)化效果。對(duì)于恒壓狀態(tài)電路模型,可采用基爾霍夫電壓定律列出電動(dòng)勢(shì)平衡方程,進(jìn)而推導(dǎo)出電機(jī)的轉(zhuǎn)矩和轉(zhuǎn)速[37]??稍谇D(zhuǎn)動(dòng)軸的位置安裝一恒壓直流電機(jī)來驅(qū)動(dòng)撲翼機(jī)構(gòu)的運(yùn)動(dòng),并可用此方法設(shè)計(jì)物理實(shí)驗(yàn)以對(duì)比驗(yàn)證仿真結(jié)果的正確性。在直流電機(jī)的驅(qū)動(dòng)下,通過改變曲柄轉(zhuǎn)角,可以分析加入彈簧前后的電機(jī)輸入轉(zhuǎn)矩峰值、轉(zhuǎn)速波動(dòng)、功率峰值和電流峰值的變化,進(jìn)而分析出能量消耗最小的彈簧相關(guān)參數(shù)的設(shè)置。

      仿真中以特拉華大學(xué)機(jī)械系統(tǒng)實(shí)驗(yàn)室研制的仿生撲翼飛行器樣機(jī)為模型,撲翼機(jī)構(gòu)部分的相關(guān)參數(shù)及固定支座位置[30,38]如表1所示,空氣動(dòng)力學(xué)常數(shù)值如表2所示。由于撲翼飛行器一般采用并勵(lì)直流電機(jī)的額定電壓是1.5 V或3 V,其難以使翅翼的拍打頻率達(dá)到4 Hz。故提高電機(jī)的輸入電壓來增大電機(jī)的輸入轉(zhuǎn)矩,以滿足翅翼拍打頻率的要求,仿真中設(shè)定源電壓為40 V。電樞電阻、單級(jí)磁通、通道數(shù)量和比例系數(shù)等電機(jī)相關(guān)參數(shù)均采用系統(tǒng)默認(rèn)設(shè)置,如表3所示。

      仿真時(shí)發(fā)現(xiàn),將彈簧兩端分別連接在翅翼和曲柄中心處,可有效降低電機(jī)的轉(zhuǎn)矩峰值。其影響因素主要有彈簧在翅翼上的連接點(diǎn)位置(連接點(diǎn)到固定支座的距離)r、彈簧原長l0和彈簧剛度k。多次對(duì)比實(shí)驗(yàn)得出,當(dāng)49 mm

      表1 傳動(dòng)機(jī)構(gòu)參數(shù)設(shè)置Table 1 Parameter settings of transmission mechanism

      表2 空氣動(dòng)力學(xué)常數(shù)值Table 2 Aerodynamic constants

      表3 空氣動(dòng)力學(xué)常數(shù)值Table 3 Aerodynamic constants

      圖7 電機(jī)輸入?yún)?shù)變化曲線Fig.7 Variation curves of motor input parameters

      表4 彈簧和電機(jī)各參數(shù)對(duì)照Table 4 Comparison of spring and motor parameters

      圖7(a)~7(d)為按照正交表設(shè)定參數(shù)恒定電壓驅(qū)動(dòng)下的電機(jī)的轉(zhuǎn)矩、轉(zhuǎn)速、功率和電流隨曲柄轉(zhuǎn)角的變化曲線,各條曲線的對(duì)應(yīng)參數(shù)用正交表中對(duì)應(yīng)序號(hào)表示,如表4所示。提取圖像中各曲線的最值點(diǎn),并進(jìn)行相關(guān)計(jì)算,將加入彈簧前后的電機(jī)的轉(zhuǎn)矩峰值、轉(zhuǎn)速波動(dòng)、功率峰值及電流峰值依次列入表4中。

      對(duì)比表4中數(shù)據(jù)可得,序號(hào)12對(duì)應(yīng)的數(shù)值均最小,即當(dāng)連接點(diǎn)位置r=50 mm、彈簧原長l0=69.5 mm、彈簧剛度k=1.05 N/mm時(shí),電機(jī)的轉(zhuǎn)矩峰值、轉(zhuǎn)速波動(dòng)、功率峰值及電流峰值均取得最小值。提取圖像中未加彈簧和第12組曲線進(jìn)行對(duì)比,如圖8(a)~圖8(d)所示。觀察圖8(a)、圖8(c)和圖8(d)發(fā)現(xiàn),其未加彈簧時(shí)對(duì)應(yīng)曲線的變化趨勢(shì)均相同,即轉(zhuǎn)矩、功率和電流的曲線變化趨勢(shì)均相同,而且序號(hào)12加載彈簧時(shí)各圖中對(duì)應(yīng)的曲線變化也符合此規(guī)律。這主要是因?yàn)槿呔c能量消耗有關(guān),所以三者成正比關(guān)系,由此推測(cè)三者最優(yōu)曲線對(duì)應(yīng)的最值點(diǎn)與未加彈簧曲線的最值點(diǎn)數(shù)值相比較減小的百分比應(yīng)相近。

      提取表4中未加彈簧和序號(hào)12的數(shù)據(jù)進(jìn)行相關(guān)計(jì)算,并列入表5中。由表5中數(shù)據(jù)可得,轉(zhuǎn)矩峰值、功率峰值和電流峰值減小的百分比分別為77.5%、77.5%、77.4%,三者減小的百分比均較大,滿足引入彈簧對(duì)撲翼機(jī)構(gòu)進(jìn)行優(yōu)化的要求,并能大大降低電機(jī)的轉(zhuǎn)矩峰值,這樣既可以減少電機(jī)的能量損耗,也可以擴(kuò)大電機(jī)的選型范圍。同時(shí),三者減小的百分比幾乎相同,這也與前面通過圖像的推測(cè)相一致。此外,轉(zhuǎn)速波動(dòng)減小量為0.053 3 r/min,減小百分比為75.5%,其可以極大地降低各運(yùn)動(dòng)副處的振動(dòng)沖擊力,從而延長機(jī)構(gòu)的使用壽命。

      通過表4的進(jìn)一步計(jì)算分析,可得到彈簧剛度對(duì)應(yīng)的極差最大,表明彈簧剛度的改變量對(duì)轉(zhuǎn)矩峰值的影響幅度最大。對(duì)各因素不同水平的轉(zhuǎn)矩峰值的平均值取得最小值,預(yù)測(cè)得到最好的水平組合為r3、l2、k2,將此實(shí)驗(yàn)條件作為實(shí)驗(yàn)參數(shù)進(jìn)行實(shí)驗(yàn),并將實(shí)驗(yàn)結(jié)果與表4中第12組實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)作對(duì)比,可以檢驗(yàn)預(yù)測(cè)水平組合的正確性。

      圖8 電機(jī)輸入?yún)?shù)最優(yōu)變化曲線Fig.8 Optimal variation curves of motor input parameters

      由以上分析可知,仿真優(yōu)化結(jié)果較大,這主要是由于仿真中未考慮阻尼的影響,而實(shí)際物理實(shí)驗(yàn)中阻尼力較大,故需要搭建物理實(shí)驗(yàn)平臺(tái)以驗(yàn)證仿真實(shí)驗(yàn)方法及結(jié)果的正確性。

      表5 仿真輸出參數(shù)對(duì)照Table 5 Comparison of simulation output parameters

      3 系統(tǒng)實(shí)驗(yàn)平臺(tái)驗(yàn)證

      為與仿真實(shí)驗(yàn)作比較,并驗(yàn)證實(shí)驗(yàn)方法的可行性及實(shí)驗(yàn)結(jié)果的正確性,搭建了仿生撲翼飛行器傳動(dòng)機(jī)構(gòu)的物理實(shí)驗(yàn)平臺(tái),如圖9所示。將平臺(tái)放于靜態(tài)氣流中,翅翼簡(jiǎn)化為硬紙板的平直翼,電機(jī)啟動(dòng)后經(jīng)曲柄搖桿機(jī)構(gòu)帶動(dòng)機(jī)翼往復(fù)撲動(dòng)。平臺(tái)中各機(jī)構(gòu)部件尺寸按仿真中近似等比例放大,各機(jī)構(gòu)部件尺寸參數(shù)如表6所示。受實(shí)驗(yàn)空間限制,并考慮到尺寸過長的安全性問題,且現(xiàn)有翅翼長度可以滿足連接點(diǎn)位置優(yōu)化的要求,其尺寸誤差對(duì)實(shí)驗(yàn)結(jié)果影響較小,所以將其按比例放大后尺寸減小。由于實(shí)驗(yàn)平臺(tái)的支座處于橫向滑道中,其與曲柄旋轉(zhuǎn)中心的豎直距離固定,且其值偏大,故將支座橫坐標(biāo)值減小。在曲柄轉(zhuǎn)動(dòng)過程中,連桿的擺動(dòng)會(huì)干涉曲柄選裝中心,故將彈簧連接在曲柄右下端(靠近曲柄中心處)。

      圖9 物理實(shí)驗(yàn)平臺(tái)Fig.9 Physics experiment platform

      圖9右上角為平臺(tái)后部電機(jī)與傳感器的安裝示意圖。本實(shí)驗(yàn)選用功率為120 W的交流電機(jī)為撲翼機(jī)構(gòu)提供動(dòng)力,采用恒壓驅(qū)動(dòng)模式,其可以滿足傳動(dòng)機(jī)構(gòu)的力矩和轉(zhuǎn)速要求,電機(jī)相關(guān)參數(shù)見表7。為滿足電機(jī)輸出轉(zhuǎn)矩的測(cè)量需求,選用HCNJ-101型號(hào)力矩傳感器,其參數(shù)如表8所示??紤]到實(shí)驗(yàn)過程中摩擦力及尺寸誤差造成的運(yùn)動(dòng)副間面接觸力的影響,且機(jī)構(gòu)間的阻尼較大,故選用(0±10) N·m較大量程的力矩傳感器。用聯(lián)軸器將電機(jī)軸與扭矩傳感器右端相連并固定,將曲柄中心旋轉(zhuǎn)軸與扭矩傳感器左端相連并固定,以便實(shí)驗(yàn)中可以即時(shí)測(cè)量電機(jī)的輸出扭矩和轉(zhuǎn)速。

      將實(shí)驗(yàn)平臺(tái)搭建完成后,同樣采用正交實(shí)驗(yàn)法尋找影響實(shí)驗(yàn)結(jié)果的3個(gè)參數(shù)(彈簧在翅翼上的連接點(diǎn)位置r、彈簧的原長l0和彈簧剛度k)的最優(yōu)值。對(duì)實(shí)驗(yàn)裝置進(jìn)行優(yōu)化,可以得到電機(jī)輸入轉(zhuǎn)矩和轉(zhuǎn)速波動(dòng)的最小值。首先,經(jīng)多次實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)對(duì)比分析發(fā)現(xiàn),連接點(diǎn)位置的優(yōu)化范圍為85 mm

      表6 實(shí)驗(yàn)機(jī)構(gòu)參數(shù)設(shè)置Table 6 Parameter settings of experimental mechanism

      表7 實(shí)驗(yàn)電機(jī)參數(shù)Table 7 Experimental motor parameters

      表8 扭矩傳感器參數(shù)Table 8 Torque sensor parameters

      將連接點(diǎn)位置r和彈簧原長l0的優(yōu)化范圍分別五等分,并將其與5種彈簧剛度進(jìn)行組合然后放入三因素五水平的正交表中。與仿真中相同,按照正交表設(shè)置參數(shù),進(jìn)行25組實(shí)驗(yàn)。待實(shí)驗(yàn)狀態(tài)穩(wěn)定后,截取2 min內(nèi)電機(jī)轉(zhuǎn)矩和轉(zhuǎn)速值進(jìn)行收集統(tǒng)計(jì),提取其中最值點(diǎn)并進(jìn)行相關(guān)計(jì)算,然后填入表9中。對(duì)比表9中數(shù)據(jù)可得表10,加入彈簧后電機(jī)轉(zhuǎn)矩峰值最小值為0.39 N·m,與未加彈簧時(shí)轉(zhuǎn)矩峰值0.65 N·m相比,減小了0.26 N·m,減小百分比為40%,減小幅度較大,其對(duì)應(yīng)的序號(hào)為第18組和第22組。此外,加入彈簧后電機(jī)轉(zhuǎn)速波動(dòng)最小值為17 r/min,與未加彈簧時(shí)轉(zhuǎn)速波動(dòng)值26 r/min相比,減小了9 r/min,減小百分比為34.6%,減小幅度同樣較大,但比轉(zhuǎn)矩峰值的幅度小,其對(duì)應(yīng)的序號(hào)為第14組和第22組。綜合對(duì)比轉(zhuǎn)矩峰值和轉(zhuǎn)速波動(dòng)的最優(yōu)值得,第22組參數(shù)設(shè)置為最佳實(shí)驗(yàn)條件。由前面分析可知,k1種類彈簧在原長為200 mm時(shí)的剛度為0.1 N/mm。因此,該實(shí)驗(yàn)平臺(tái)取得最佳實(shí)驗(yàn)結(jié)果的實(shí)驗(yàn)條件為連接點(diǎn)位置r5=185 mm、彈簧原長l0=200 mm、彈簧種類為k1即彈簧剛度為k=0.1 N/mm。

      表9 實(shí)驗(yàn)轉(zhuǎn)矩峰值和轉(zhuǎn)速波動(dòng)Table 9 Experimental torque peak and speed fluctuation

      表10 實(shí)驗(yàn)輸出參數(shù)對(duì)照Table 10 Comparison of experimental output parameters

      提取未加彈簧和組22一個(gè)周期內(nèi)的轉(zhuǎn)矩峰值數(shù)據(jù),繪制成曲線圖,如圖10所示。由圖中曲線的變化趨勢(shì)可知,未加彈簧時(shí)翅翼下拍對(duì)應(yīng)的力矩比上拍要大,這與1.2節(jié)對(duì)圖5中慣性力矩和氣動(dòng)力矩曲線的分析相符。翅翼上拍時(shí),彈簧被拉伸,電機(jī)要克服彈簧彈性時(shí)能而做功,以致輸出力矩增大;翅翼下拍時(shí),彈簧恢復(fù)的過程中釋放能量,電機(jī)所要克服的負(fù)功減小,所以輸出力矩減小。加入彈簧后翅翼下拍的轉(zhuǎn)矩峰值減小了0.39 N·m,上拍的轉(zhuǎn)矩峰值增大了0.31 N·m,上拍的轉(zhuǎn)矩峰值小于下拍的轉(zhuǎn)矩峰值,說明彈簧的引入對(duì)電機(jī)轉(zhuǎn)矩峰值的減小有效,且當(dāng)二者相等時(shí)整個(gè)過程的轉(zhuǎn)矩峰值最小??蛇\(yùn)用正交實(shí)驗(yàn)法在現(xiàn)有最佳實(shí)驗(yàn)條件的基礎(chǔ)上,繼續(xù)對(duì)實(shí)驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行優(yōu)化,直到滿足所需要求為止。

      在物理實(shí)驗(yàn)中,由于彈簧的伸縮速率比翅翼的擺動(dòng)速率慢,導(dǎo)致彈簧在伸縮過程中出現(xiàn)顫動(dòng),這會(huì)影響實(shí)驗(yàn)結(jié)果的準(zhǔn)確性,因此可在彈簧內(nèi)部放入彈性桿以防止顫動(dòng)。在理論方面,可將柔性翼結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)化為Euler-Bernolli梁進(jìn)行分析,研究外界干擾造成的柔性翼振動(dòng)控制問題[39]。實(shí)際上,翅翼在一定撲動(dòng)頻率范圍內(nèi)可利用共振獲得最大撲動(dòng)角,以改善撲翼飛行器飛行性能,而不過分影響其結(jié)構(gòu)壽命[40]。

      圖10 電機(jī)轉(zhuǎn)矩最優(yōu)曲線Fig.10 Optimal torque curves of motor

      此外,實(shí)驗(yàn)中各部件的尺寸誤差會(huì)影響機(jī)構(gòu)的運(yùn)動(dòng)精度,進(jìn)而影響實(shí)驗(yàn)結(jié)果,所以要盡量保證構(gòu)件尺寸準(zhǔn)確以及安裝精度。

      4 結(jié) 論

      1) 通過對(duì)先前研究的傳動(dòng)機(jī)構(gòu)的簡(jiǎn)化動(dòng)力學(xué)模型進(jìn)行了補(bǔ)充,推導(dǎo)出氣流經(jīng)過翼面時(shí)產(chǎn)生的誘導(dǎo)阻力,使氣動(dòng)項(xiàng)更加完整,分析得出下拍過程的氣動(dòng)力矩遠(yuǎn)大于上拍過程,同時(shí)氣動(dòng)力矩峰值為慣性力矩峰值的4.8倍,則氣動(dòng)力矩對(duì)電機(jī)轉(zhuǎn)矩峰值的影響起主要作用。

      2) 對(duì)動(dòng)力學(xué)優(yōu)化模型的仿真分析發(fā)現(xiàn),當(dāng)影響實(shí)驗(yàn)結(jié)果的主要因素取得最佳(彈簧的在翅翼上的連接點(diǎn)位置為50 mm、原長為69.5 mm和剛度為1.05 N/mm)時(shí),帶有彈性裝置的優(yōu)化模型可以將電機(jī)的轉(zhuǎn)矩峰值減小77.5%。

      3) 對(duì)優(yōu)化模型進(jìn)行物理實(shí)驗(yàn),分析實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)可知,當(dāng)實(shí)驗(yàn)條件彈簧連接點(diǎn)位置為185 mm、原長為200 mm及剛度為0.1 N/mm時(shí),引入彈性裝置可將電機(jī)的轉(zhuǎn)矩峰值減小40%,由此驗(yàn)證了理論分析方法和仿真結(jié)果的正確性。

      4) 仿真和物理實(shí)驗(yàn)運(yùn)用正交實(shí)驗(yàn)法都得到了影響實(shí)驗(yàn)結(jié)果主要因素的最優(yōu)值,驗(yàn)證了該實(shí)驗(yàn)方法的正確性。

      彈性元件的引入同樣可以降低電機(jī)的轉(zhuǎn)速波動(dòng)、功率峰值和電流峰值,進(jìn)而減小翅翼撲動(dòng)時(shí)各構(gòu)件間的沖擊力,起到延長壽命的作用。

      猜你喜歡
      翅翼曲柄氣動(dòng)
      中寰氣動(dòng)執(zhí)行機(jī)構(gòu)
      鴿形撲翼機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)及翅翼周圍流場(chǎng)分析
      基于NACA0030的波紋狀翼型氣動(dòng)特性探索
      游梁式抽油機(jī)曲柄銷接觸壓力分析
      抽油機(jī)曲柄銷裝置失效分析及優(yōu)化對(duì)策
      鴿狀撲翼飛行器氣動(dòng)特性研究
      基于反饋線性化的RLV氣動(dòng)控制一體化設(shè)計(jì)
      基于急轉(zhuǎn)速度系數(shù)設(shè)計(jì)雙曲柄機(jī)構(gòu)研究
      鳥翼表面非光滑結(jié)構(gòu)流動(dòng)控制機(jī)理研究
      KJH101-127型氣動(dòng)司控道岔的改造
      404 Not Found

      404 Not Found


      nginx
      404 Not Found

      404 Not Found


      nginx
      404 Not Found

      404 Not Found


      nginx
      404 Not Found

      404 Not Found


      nginx
      404 Not Found

      404 Not Found


      nginx
      永和县| 延长县| 南郑县| 前郭尔| 叙永县| 长泰县| 邯郸市| 阿拉善盟| 曲阳县| 遵化市| 长顺县| 星子县| 沛县| 澎湖县| 马鞍山市| 乌海市| 台南县| 吴堡县| 中超| 开封市| 长岭县| 香港| 凌源市| 山阴县| 临洮县| 修水县| 德令哈市| 天台县| 盐津县| 屏边| 永泰县| 定远县| 海阳市| 河南省| 淳化县| 上林县| 天水市| 谢通门县| 巴东县| 诸暨市| 德格县|