王守太，郝永平，邱勇軍，有德義，羊進

1.沈陽理工大學(xué)

2.湖南洪源遠大科技有限公司

針對旋翼飛行器續(xù)航時間短，結(jié)構(gòu)外形不便于隨身攜帶等問題，通過分析旋翼飛行器結(jié)構(gòu)特點和飛行原理對其進行了優(yōu)化設(shè)計，提出一種基于單兵榴彈的四旋翼飛行器，將機翼折疊之后與榴彈結(jié)合呈圓筒狀放入發(fā)射器，通過筒壁對折疊機構(gòu)限位，在沖擊載荷的推動下迅速到達特定區(qū)域進行指定的工作。本文給出了結(jié)構(gòu)設(shè)計及飛行控制方案，進行了三維仿真建模和強度校核，最后做了實物模型制作和實驗測試。實驗表明，該飛行器實現(xiàn)可折疊功能，能夠穩(wěn)定懸停定高飛行，避免了浪費過多動力，大大延長了有效工作時間，同時節(jié)省攜帶空間，達到了良好的效果。

微型旋翼飛行器在發(fā)射之后，能夠?qū)崿F(xiàn)自主飛行或者遙控飛行，具有帶負(fù)載能力強、體積小、飛行穩(wěn)定、控制特性簡單、執(zhí)行任務(wù)時隱蔽性強的特點，它能夠幫助士兵在戰(zhàn)場上偵察近距離、復(fù)雜地形環(huán)境下的軍情。除此之外，還可以用作特殊情況下部隊之間的通信聯(lián)系工具，甚至還能裝上彈藥直接用作攻擊性武器，實行單兵作戰(zhàn)進行目標(biāo)識別和打擊。為了能夠增加續(xù)航時間，易于隨身攜帶需要做結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計。

飛行原理

對旋翼飛行器的控制問題進行研究，可通過建立旋翼飛行器的系統(tǒng)模型進行。飛行器的飛行原理如圖1所示，具有4個旋翼，其中兩個相對的旋翼順時針旋轉(zhuǎn)，另外兩個逆時針旋轉(zhuǎn)，以抵消飛行器的扭矩。電機帶動槳葉產(chǎn)生向上的升力，向上的升力大于自身的重力時，飛機可以向上運動。

圖1 飛行原理圖。

表1是旋翼飛行器的4個電機相應(yīng)轉(zhuǎn)速與旋翼飛行器俯仰、橫滾和偏航等運動形式之間的對應(yīng)關(guān)系。由表可知，想要控制飛行器的運行狀態(tài)，必須合理的控制4個電機的轉(zhuǎn)速。

表1 電機轉(zhuǎn)速與旋翼飛行器運動形式。

飛行器平臺的硬件系統(tǒng)設(shè)計

在機身方面采用碳纖維材料，這是由于碳纖維材料強度高、質(zhì)量輕，可以最大限度的減小機身自重，而且滿足特殊形狀的加工要求，使無人機具有較高的強度及穩(wěn)定性。

折疊結(jié)構(gòu)設(shè)計

機翼的結(jié)構(gòu)設(shè)計要求：

（1）滿足關(guān)鍵零件的精度要求，獲得精確的轉(zhuǎn)動中心位置；滿足關(guān)鍵零件的剛度要求，防止打印件塑性變形。

（2）質(zhì)量輕。微型旋翼飛行器的重量是限制電池尺寸的重要因素，從而影響動力續(xù)航能力，所以應(yīng)盡可能設(shè)法減掉多余的材料和質(zhì)量，從而得到更輕、更高效的飛行動力系統(tǒng)。

（3）結(jié)構(gòu)簡單,裝配容易。不同于普通四軸飛行器的固定機臂，微型折疊飛行器通過在機臂處增加扭簧折疊裝置以達到旋轉(zhuǎn)機臂的目的。通過扭簧折疊機構(gòu)控制機臂角度，來達到減小尺寸，達到飛行模式的轉(zhuǎn)換并促進飛行效率的提升，折疊機構(gòu)如圖2所示。

圖2 折疊結(jié)構(gòu)設(shè)計。

關(guān)鍵結(jié)構(gòu)強度校核

對機臂水平和豎直方向進行力學(xué)分析，彎矩圖如圖3所示。

圖3 機臂彎矩圖。

由彎矩圖可知:

已知6061碳纖維的許用應(yīng)力[σ]=1000MPa，計算得出σ3=10.45MPa＜1000MPa，可以得出強度符合要求。

鎖緊裝置設(shè)計

由于微型四旋翼的尺寸限制，分別在旋轉(zhuǎn)機翼夾和內(nèi)襯卡槽相互配合的表面上，取相應(yīng)的機翼展開時的工作位置設(shè)計球冠形凸點和凹坑。當(dāng)轉(zhuǎn)動機翼臂時，凸起部強力頂開機架內(nèi)壁，利用塑料機架零件的內(nèi)壁變形所產(chǎn)生的彈性恢復(fù)力實現(xiàn)自鎖功能。

扭簧設(shè)計

扭簧依靠扭轉(zhuǎn)變形給折疊機構(gòu)提供相應(yīng)的勢能。扭簧的設(shè)計要滿足展開力的要求，并且要保證折疊角度，飛行器機翼的折疊角度定為90°。

在材料的選擇方面，根據(jù)工程經(jīng)驗，扭簧的材料選用高強度鋼。彈性模量E=184GPa，泊松比μ =0.31，σb=2000 MPa。對于規(guī)格和尺寸，則根據(jù)折疊翼卡槽的外形尺寸，以及需要滿足的扭矩確定扭簧的規(guī)格。

電源模塊設(shè)計

飛行器的主要動能來源是鋰電池，高聚合物鋰電池能夠高效的滿足電路的需要。本次設(shè)計電源模塊電壓為11.2V，電子調(diào)速器可以直接從3S鋰電池獲得電源供應(yīng)，足以提供驅(qū)動電機的電壓和電流。而微控制器和其他傳感器，既可以單獨供電也可以通過電子調(diào)速器降壓模塊獲取5V電壓，來實現(xiàn)飛控系統(tǒng)的穩(wěn)定運行，電源冗余設(shè)計能夠保證動力持續(xù)提供，電壓穩(wěn)定滿足飛控的需求。

電機驅(qū)動設(shè)計

選用4500kV無刷電機1303.5配3020螺旋槳，其外轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)動，而內(nèi)部線圈固定，在扭力和轉(zhuǎn)速等上具有優(yōu)越的性能，每個電機都需要電調(diào)驅(qū)動，選用四合一穿越機電調(diào)，單個電機最大拉力為180g，總機最大升力為 720g，為了使飛機能有足夠動力進行姿態(tài)調(diào)整，通常留有 40%的冗余，所以飛行器滿足升力需求。由圖4可見，電機模塊驅(qū)動正常，電機槳葉選型合適。

圖4 電機實際與期望的pwm 輸出。

飛行器平臺的軟件系統(tǒng)設(shè)計

飛行器平臺軟件設(shè)計的總體目的是協(xié)調(diào)各模塊的正常工作，使旋翼自主飛行器能夠按照既定的方案穩(wěn)定飛行。經(jīng)過卡爾曼濾波和融合，使在加速度測量的角度估算當(dāng)前旋翼飛行器的姿態(tài)更加精確。利用經(jīng)典多級PID控制算法，期望姿態(tài)變化轉(zhuǎn)化為控制器輸出PWM波占空比的變化來控制電機轉(zhuǎn)速。通過控制電機的加速或減速，保持飛機的平衡和各種姿態(tài)變換和運動形式。

飛行控制系統(tǒng)采用STM32F745 處理器作為整個系統(tǒng)的控制核心，首先將有加速度計、陀螺儀和磁力計檢測當(dāng)前無人機的姿態(tài)信號并傳輸給處理器，然后處理器進行信號處理來估計飛行器當(dāng)前姿態(tài)和位置，進而采用一定的控制算法對飛行器進行控制。數(shù)字式的輸出量直接轉(zhuǎn)換成輸出由處理器處理。接收模塊能夠?qū)崿F(xiàn)遙控器和飛行的實時通信，保證飛行器的飛行路徑和飛行高度。

仿真與測試

針對飛行器軟硬件系統(tǒng)設(shè)計合理性，進行了系統(tǒng)仿真、調(diào)試與分析。

仿真模型建立

首先，對在三維建模軟件中建立的裝配模型進行相應(yīng)和必要的簡化，將不存在相對運動的一組零件簡化成單個零件，生成裝配模型后導(dǎo)入 Adams View中添加約束關(guān)系、力和力矩、輸入及輸出變量，最終輸出動力學(xué)模型文件。可以得到機臂質(zhì)心展開時，在z軸角速度變化的曲線，如圖5所示。分析z軸角速度變化的曲線，可知機臂展開正常，機構(gòu)合理，符合設(shè)計要求。

圖5 z 軸角速度的變化曲線圖。

地面飛行測試臺的搭建

圖6 飛行測試現(xiàn)場圖。

為了防止因大量參數(shù)調(diào)整對飛行器進行的損壞，搭建飛行測試臺，通過測試臺實現(xiàn)橫滾、俯仰、偏航的單獨運動或者組合運動，進行PID的調(diào)參，最終確定了控制器中參數(shù)的最優(yōu)組合，如表2所示。

表2 PID 控制參數(shù)表。

實際飛行測試中的橫滾俯仰變化可見圖7。分析飛行日志得知，雖然在姿態(tài)控制上存在一些震蕩，但是隨著時間的變化，震蕩都是在一定范圍內(nèi)并且有收斂的趨勢，使姿態(tài)控制比較平穩(wěn)，橫滾、俯仰及加速度的實際輸出值接近期望輸出值，達到了控制無人機姿態(tài)的目的。最后在控制程序完成后，基本實現(xiàn)平穩(wěn)飛行。

圖7 實際與期望橫滾和俯仰姿態(tài)變化曲線。

總結(jié)

本文設(shè)計了一款微型折疊旋翼飛行器，對折疊機構(gòu)、飛控系統(tǒng)、動力系統(tǒng)的原理和結(jié)構(gòu)方案進行了闡述與設(shè)計，分析了實際過程中可能遇到的問題并提出了相應(yīng)的解決方法，對各個模塊進行調(diào)試及調(diào)整使得旋翼飛行器能夠正常工作，最后將各個模塊整合與協(xié)調(diào)使飛行器基本達到了良好的懸停狀態(tài)，對無人機技術(shù)的發(fā)展與國產(chǎn)化有很好的借鑒價值。