吳 煒, 楊昊霖, 魏明輝, 曾曉楠, 文 偉

(1.合肥工業(yè)大學(xué) 工程實(shí)踐教學(xué)中心,安徽 宣城 242000; 2.合肥工業(yè)大學(xué) 機(jī)械工程學(xué)院,安徽 宣城 242000; 3.合肥工業(yè)大學(xué) 計(jì)算機(jī)與信息學(xué)院,安徽 宣城 242000)

0 引 言

曾廣泛流行于上世紀(jì)的傳統(tǒng)飛艇一度由于造價(jià)昂貴和氫氣的危險(xiǎn)性而衰落,進(jìn)入新世紀(jì)后,隨著高新材料以及氦氣制備技術(shù)的發(fā)展,飛艇技術(shù)又重新受到了科研人員的青睞[1]。飛艇的經(jīng)濟(jì)性和續(xù)航能力遠(yuǎn)遠(yuǎn)優(yōu)于直升機(jī)、多旋翼無人機(jī)等新興飛行器,尤其是其長(zhǎng)時(shí)間低耗能浮空的能力,使得它在空中測(cè)繪、搭建通信中繼以及高空監(jiān)測(cè)等領(lǐng)域應(yīng)用廣泛[2]。

飛艇在執(zhí)行飛行任務(wù)時(shí),空中姿態(tài)的保持和穩(wěn)定對(duì)其完成任務(wù)的能力有著巨大的影響。而飛艇在裝配尾翼并搭載應(yīng)用設(shè)備之后,浮力作用的浮心和重力作用的質(zhì)心在飛艇長(zhǎng)度方向會(huì)有一定的偏移,從而產(chǎn)生一個(gè)俯仰力矩[3]。飛艇在浮空懸停階段和起飛階段時(shí),與空氣的相對(duì)速度低,尾翼起不到有效的調(diào)節(jié)作用,此時(shí)飛艇會(huì)發(fā)生偏轉(zhuǎn),影響應(yīng)用設(shè)備的正常工作[4]。

文獻(xiàn)[5]提出了基于多囊體飛艇的通過控制多個(gè)副氣囊進(jìn)氣量的重心調(diào)節(jié)方法[5],但是這種方式只能夠在價(jià)格較為昂貴的多囊體飛艇中應(yīng)用,經(jīng)濟(jì)性有待提高。

本文提出一種利用飛艇自身負(fù)載在柔性滑軌上的移動(dòng)來主動(dòng)控制飛艇整體重心的調(diào)節(jié)裝置,實(shí)現(xiàn)對(duì)于任何類型的飛艇都能高效控制其重心姿態(tài)。

1 系統(tǒng)組成及工作原理

本文提出的飛艇重心調(diào)節(jié)裝置包含4個(gè)單元，即執(zhí)行機(jī)構(gòu)單元、能源單元、控制單元、傳感器單元。

執(zhí)行機(jī)構(gòu)單元中,電子調(diào)速器調(diào)節(jié)直流電機(jī)的啟停和轉(zhuǎn)速,電機(jī)通過蝸桿蝸輪減速與同步帶來控制負(fù)載在飛艇軸線方向上的位移;傳感器單元中,電子陀螺儀與加速度計(jì)分別用于測(cè)量艇身偏轉(zhuǎn)角速度與角度,溫度計(jì)與霍爾電流傳感器用于實(shí)時(shí)檢測(cè)執(zhí)行電機(jī)的工作狀態(tài),旋轉(zhuǎn)編碼器用于測(cè)量電機(jī)角位移;能源單元中,裝置的供電主要由艇載主電源來提供,發(fā)生緊急狀況時(shí),艇載應(yīng)急電源可接替供電;控制單元中,主要由艇載單片機(jī)實(shí)現(xiàn)各個(gè)傳感器的檢測(cè)與記錄以及對(duì)各執(zhí)行裝置的邏輯控制。

飛艇重心調(diào)節(jié)裝置的主要工作原理是依據(jù)傳感器檢測(cè)到的艇身的姿態(tài)來驅(qū)動(dòng)電機(jī)轉(zhuǎn)動(dòng),然后控制滑動(dòng)重物負(fù)載的位移,最終實(shí)現(xiàn)控制重心變化。

首先由電子陀螺儀測(cè)得艇身俯仰方向偏轉(zhuǎn)角速度,對(duì)角速度積分得動(dòng)態(tài)偏轉(zhuǎn)角度,同時(shí)加速度計(jì)獲取艇身靜態(tài)偏轉(zhuǎn)角度,兩者融合后獲取偏轉(zhuǎn)角速度與角度的精確值,并傳輸至控制系統(tǒng)[6];控制系統(tǒng)根據(jù)得到的角速度與角度經(jīng)過PID控制算法處理后,向調(diào)節(jié)電機(jī)發(fā)送運(yùn)動(dòng)信號(hào),使調(diào)節(jié)裝置改變飛艇重心位置,同時(shí)調(diào)節(jié)電機(jī)向控制系統(tǒng)反饋電機(jī)本身的溫度和電流,防止電機(jī)堵轉(zhuǎn)燒壞;改變重心位置后,反饋于艇身姿態(tài)中,實(shí)現(xiàn)閉環(huán)控制。

飛艇重心調(diào)節(jié)裝置工作原理如圖1所示。

圖1 飛艇重心調(diào)節(jié)裝置的工作原理

2 Simulink與ADAMS聯(lián)合仿真

2.1 建立ADAMS簡(jiǎn)化物理模型

在ADAMS軟件中建立飛艇與重心調(diào)節(jié)負(fù)載的模型,為降低仿真運(yùn)算量,對(duì)艇身外形、材料以及重心調(diào)節(jié)裝置滑動(dòng)軌道均做了一定的簡(jiǎn)化。重心調(diào)節(jié)裝置的ADAMS簡(jiǎn)化物理模型如圖2所示。

圖2 重心調(diào)節(jié)裝置的ADAMS簡(jiǎn)化物理模型

2.2 建立Simulink控制系統(tǒng)模型

在Matlab Simulink軟件中建立控制系統(tǒng)模型,系統(tǒng)從ADAMS交互模塊中獲取艇身俯仰運(yùn)動(dòng)的角度與角速度后,將2個(gè)參數(shù)輸入PID控制系統(tǒng)中處理,最終向ADAMS交互模塊中輸出重心調(diào)節(jié)負(fù)載的位移。

2.3 Simulink與ADAMS聯(lián)合仿真與分析

在建立好ADAMS中的物理模型與Simulink中控制模型之后,便可以進(jìn)行Simulink與ADAMS軟件的聯(lián)合仿真,通過Simulink中的控制系統(tǒng)模擬控制ADAMS中的物理模型,并得到仿真結(jié)果。

在模擬仿真之前，飛艇處于水平狀態(tài);仿真初始時(shí),由于自身重心與體心不重合,重力會(huì)對(duì)體心產(chǎn)生力矩。

ADAMS仿真結(jié)果變化曲線如圖3所示。

圖3a所示為仿真前12 s內(nèi)俯仰轉(zhuǎn)動(dòng)角度的變化曲線。從圖3a可以看出：仿真開始時(shí),由于力矩的作用,艇身角度首先會(huì)發(fā)生較大偏移,在重心調(diào)節(jié)裝置作用下,角度初始變化最大僅有12 °左右,1.1 s時(shí)便開始回轉(zhuǎn);在仿真開始4.3 s之后,艇身的旋轉(zhuǎn)角度變化已被限制至2.0 °以內(nèi),達(dá)到了很好的調(diào)節(jié)效果;8 s之后,艇身已基本不偏轉(zhuǎn),回歸至初始狀態(tài)。

圖3b所示為仿真前8 s內(nèi)俯仰轉(zhuǎn)動(dòng)的角速度變化曲線。從圖3b可以看出：初始時(shí)，角速度增大至18 rad/s左右;0.3 s時(shí),在重心調(diào)節(jié)裝置作用下,偏轉(zhuǎn)角速度開始降低,仍然呈偏轉(zhuǎn)遠(yuǎn)離狀態(tài);1.1 s時(shí),角速度變?yōu)樨?fù)值,艇身開始回轉(zhuǎn);在仿真開始3.8 s之后,角速度已被降低至1.7 rad/s之內(nèi);在8 s之后,偏轉(zhuǎn)角速度基本為0,回歸穩(wěn)定狀態(tài)。

圖3c所示為電機(jī)控制的重心調(diào)節(jié)負(fù)載位移曲線。從圖3c可以看出,重心調(diào)節(jié)裝置運(yùn)動(dòng)曲線較為光滑,沒有尖銳部分,表明可以對(duì)電機(jī)實(shí)現(xiàn)很好的控制性。

圖3d所示為在無重心調(diào)節(jié)裝置作用下的仿真情況,飛艇由于力矩的存在而作簡(jiǎn)諧運(yùn)動(dòng),對(duì)飛艇完成任務(wù)大為不利。

圖3 ADAMS仿真結(jié)果變化曲線

3 結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)與有限元分析

3.1 機(jī)械零件設(shè)計(jì)裝配

運(yùn)用SolidWorks2018軟件進(jìn)行本文重心調(diào)節(jié)裝置的機(jī)械結(jié)構(gòu)的設(shè)計(jì),裝置共包括固定支架、滑軌、滑移裝置、驅(qū)動(dòng)電機(jī)支架、直流電機(jī)和傳送帶。

由于飛艇在運(yùn)行過程中,裝置電機(jī)多數(shù)情況下處于保持某個(gè)輸出角的狀態(tài),為了減少運(yùn)行時(shí)的能耗,選用能夠斷電自鎖的蝸桿蝸輪電機(jī);同時(shí)因?yàn)榛瑒?dòng)速度較低,所以配合滑動(dòng)軸承使用。最終使用時(shí)在滑移裝置中使用飛艇系統(tǒng)電池裝置作為配重,最大程度上節(jié)約整體重量。本文重心調(diào)節(jié)裝置整體重量?jī)H為240 g,對(duì)飛艇艇身平衡影響較小。機(jī)械零件設(shè)計(jì)裝配圖如圖4所示。

圖4 機(jī)械零件設(shè)計(jì)裝配圖

3.2 有限元分析

運(yùn)用SolidWorks2018軟件進(jìn)行本文裝置中主要受力零件滑移裝置的有限元分析,經(jīng)過分析,裝置強(qiáng)度滿足要求,且最大變形量?jī)H為4.95×10-3mm,滿足使用要求。有限元分析結(jié)果如圖5所示。

圖5 有限元分析結(jié)果

4 實(shí)物測(cè)試驗(yàn)證

4.1 控制器

飛艇重心調(diào)節(jié)控制系統(tǒng)以STM32單片機(jī)為核心,實(shí)現(xiàn)對(duì)傳感器數(shù)據(jù)的實(shí)時(shí)接收,并運(yùn)用濾波函數(shù)對(duì)數(shù)據(jù)進(jìn)行實(shí)時(shí)處理、檢查各設(shè)備的工作狀態(tài),最終獲得飛艇重心調(diào)節(jié)裝置的位置、溫度、電流等數(shù)據(jù),并運(yùn)用PID控制算法進(jìn)行重心調(diào)節(jié)裝置的控制[7]。

4.2 傳感器組

(1) 溫度傳感器。選用DHT22單總線數(shù)字溫濕度傳感器,可用于檢測(cè)環(huán)境溫濕度,采用AM2302芯片,具有高精度和量程,可精確測(cè)量飛艇重心調(diào)節(jié)裝置的工作溫度[8]。

(2) 旋轉(zhuǎn)編碼器。選用歐姆龍OMRON旋轉(zhuǎn)編碼器,型號(hào)為E6B2-CWZ6C,A、B相可通過讀取高低電平判斷正反轉(zhuǎn),Z相用于脈沖計(jì)數(shù),從而求得電機(jī)轉(zhuǎn)速與位移。

(3) 霍爾電流傳感器。選用WCS1800霍爾電流傳感器,可用于監(jiān)測(cè)重心調(diào)節(jié)裝置電機(jī)工作瞬時(shí)電流,防止電流堵轉(zhuǎn)與過載。

(4) 電子陀螺儀。選用HWT101電子陀螺儀,其具有高穩(wěn)定、低功耗的優(yōu)點(diǎn),內(nèi)置核心算法與卡爾曼濾波技術(shù)，用于精準(zhǔn)測(cè)量飛艇運(yùn)行時(shí)俯仰偏轉(zhuǎn)角速度。

(5) 加速度傳感器。選用ADXL335加速度計(jì),其可以測(cè)量飛艇在運(yùn)行時(shí)的艇體靜態(tài)重力加速度以及運(yùn)動(dòng)、沖擊或振動(dòng)導(dǎo)致的動(dòng)態(tài)加速度。

4.3 實(shí)物平臺(tái)驗(yàn)證

為了驗(yàn)證Simulink與ADAMS聯(lián)合仿真結(jié)果的準(zhǔn)確性,按照設(shè)計(jì)結(jié)構(gòu)制作了飛艇與重心調(diào)節(jié)裝置的實(shí)物樣機(jī)。實(shí)物樣機(jī)如圖6所示。

圖6 飛艇與重心調(diào)節(jié)裝置實(shí)物樣機(jī)圖

通過吊裝連接的艇身在重心調(diào)節(jié)裝置作用下的實(shí)際角度變化曲線如圖7所示。

從圖7可以看出,實(shí)物樣機(jī)在實(shí)驗(yàn)過程中因?yàn)槭艿綇?fù)雜的外部因素干擾,因此艇身在調(diào)節(jié)過程中存在少量起伏,但整體上實(shí)物樣機(jī)在調(diào)節(jié)裝置作用下的角度變化曲線仍與仿真結(jié)果相對(duì)較為吻合。這進(jìn)一步證明仿真結(jié)果的正確性與本文裝置的實(shí)用性。

圖7 樣機(jī)實(shí)際角度變化曲線對(duì)比

5 結(jié) 論

本文設(shè)計(jì)了一種飛艇重心調(diào)節(jié)裝置,致力于解決無人飛艇在垂直起降與懸停時(shí)由于無法消除重力與浮力產(chǎn)生的力矩而導(dǎo)致姿態(tài)失控的問題。在設(shè)計(jì)時(shí),采用了Matlab Simulink軟件建立了PID控制系統(tǒng)的模型,并與ADAMS動(dòng)力學(xué)分析軟件進(jìn)行了聯(lián)合仿真;運(yùn)用SolidWorks軟件進(jìn)行了幾何模型的設(shè)計(jì)與有限元分析；最終建立了實(shí)物樣機(jī)進(jìn)行了方案驗(yàn)證。結(jié)果表明，該飛艇重心調(diào)節(jié)裝置能夠在飛艇垂直起降與懸停時(shí)起到很強(qiáng)的姿態(tài)調(diào)節(jié)作用。