探究机翼折叠系统的设计方法

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1折叠翼变形机构设计

本文设计的变形机构由经过改装的舵机、蜗轮蜗杆机构以及平行四边形机构组成。舵机带动蜗杆转动，蜗杆带动蜗轮，蜗轮与内翼段翼梁固连，带动内翼段转动。平行四边形机构具有的固有属性之一是:固定机架，转动其中一个或两个曲柄时，连杆做平动。因此，经过设计，内翼段无折叠角时外翼段水平，内翼段折叠后，外翼段始终保持水平。因蜗轮蜗杆机构有自锁功能，机翼能锁定在任意角度。常规飞机模型上所用舵机的转动角度范围是0°～110°，由于蜗轮蜗杆传动比较大，如不改装，机翼折叠角范围十分微小，达不到实验要求。对舵机中相应元器件改装后，舵机接收到处理器发来的PWM信号脉宽大于1．538ms时正转，小于1．538ms时反转，相等时则锁定位置根据飞机巡航飞行和高速突防两种飞行状态的飞行要求，本文设计的折叠翼飞行器的具体方案是:机翼分为内外两段，折叠时通过变形机构控制内翼段反折叠，使之能在0°～90°范围内变化，而外翼段始终保持水平，避免升力损失过多。

2测量算法

在机身平放飞控板，飞控板上含有一个加速度计，在两个内翼段，距离转轴不同长度的同一弦向位置分别放置两个加速度计。定义参考坐标系，首先确定四个机翼加速度计的安装平面γ和通过重心的机体纵轴Ox(从机头指向机尾方向为正)，其交点作为坐标原点，Oy轴平行于地平面并包含于γ平面内，指向飞机左侧机翼为正，Oz轴与Ox、Oy轴构成笛卡尔坐标系。测量算法的基本思想是:利用加速度关系求出机身和机翼内翼段分别相对于Oy轴的夹角，其差值即为内翼段和机身之间的夹角。

2．1求机身相对于Oy轴的夹角

当一个加速度计处于所示的姿态时，可以根据其输出的y和z方向的加速度值计算其相对于Oy轴的倾角。图中，y和z分别为这两个方向加速度计显示的数值。机身平面内放置加速度计，求出机身平面相对于Oy轴之间的夹角θ求机翼内翼段相对于Oy轴的夹角沿着机体坐标系x轴反方向看，加速度计安装的示意所示。机身上平放一个加速度计，内翼段机翼距离转轴不同距离的两个位置分别安放一个加速度计。规定机翼加速度z2的方向为正方向，机翼角加速度以a2的方向为正方向。a2和a3是机翼两处的正切直线加速度，z1、z2、z3是三个加速度计各自z方向的读数，y1、y2、y3是三个加速度计各自y方向的读数，z''''是重力加速度在机翼上z方向上的分量。为了排除机翼因变速转动而产生的正切直线加速度a2和a3，内翼段安装两个加速度计。求解出因倾斜而产生的加速度量z''''，由于机翼转动较慢，内翼段较短，向心加速度可以忽略不计。z3=z''''－a3=z''''－R3·aα式中:R2、R3为加速度计到机翼转轴处的距离;aα是内翼段绕翼根轴转动的角加速度。由式(2)和式(3)求出z''''。沿着折叠机翼方向的加速度可取y2和y3的平均值，从而得出机翼在y2方向的加速度量y''''。通过式(1)由y''''和z''''求出机翼相对于地平面的夹角θ2。

2．2求机身与机翼内翼段的夹角计算

两个加速度计的夹角如图5所示，将上文所得的θ2和θ1相减，即得机身与机翼的夹角β。

3控制方案控制系统基本原理

遥控器将期望折叠角度值发送给机载处理器，机载处理器将信号转换为数值α。同时，机载处理器采集加速度计的数值并按照测量算法进行计算，得出实际机翼内翼段相对于机身的折叠角β。处理器比较α和β的大小，如果α＞β，则处理器驱动舵机正转一个微小的角度，使得机翼折叠角趋向于期望值;如果α＜β时，则处理器驱动舵机反转;如果α=β，控制舵机锁定转动位置。继续比较两个值的大小，驱动或锁定舵机，以此循环往复。

4实验验证

利用加速度模块和飞控板、制作的飞机模型和折叠机构对前述理论算法和控制方案进行实验验证，将实测的角度值、期望值和处理器计算值进行比较，验证算法和控制方案的可行性。实验室自制的飞控板采用TI公司的处理器TMS320F2811，是TMS320C2000系列产品之一，面向数字控制、运动控制领域。机翼上采用以ADXL345加速度计为芯片的加速度计模块，如图7所示。ADXL345是一款小而薄的超低功耗三轴加速度计，分辨率高(13位)，测量范围达±16g。数字输出的数据为16位二进制补码格式，可通过SPI(3线或4线)或I2C数字接口访问。飞控板上设计的三轴加速度计为LIS344ALH，输出三通道模拟量电压，通过AD转换，得出电压值，再通过电压值与加速度的关系得出加速度值。操作者通过遥控器比例通道发出期望折叠角信号，接收器接到信号后将PWM发送给DSP处理器，处理器经过线性换算求出期望折叠角α的大小。根据处理器读取的三个加速度计的三轴加速度数值，计算出机翼内翼段相对于机身的折叠角β，并判断α与β的大小关系。处理器不断检测实际折叠角与期望折叠角之间的大小关系，驱动舵机转动或者锁定。但因加速度计数据的波动误差，即使机翼折叠角未发生变化，β值也会随之发生较小的变动，因此不能严格地比较α与β的大小。当β处在(α－3，α+3)范围时，认为实际值等于期望值;当β＜α－3时，认为实际折叠角小于期望值;当β＞α+3时，认为实际值大于期望值;即允许误差为3°。实验中折叠角度与期望角度比较吻合，飞机在任何迎角、滚转角、偏航角下甚至上下左右晃动，机翼折叠角都不会发生变化，证明了理论的正确性。实际机翼在0°、20°、45°和81°折叠角情况。实验中在机身和机翼上采集三个点构成三角形，测量其边长，解三角形即得机翼与机身之间的夹角。对机翼上选取的17个折叠角度进行测量，并对折叠角的命令输入值、系统计算值和真实值进行采集，其对比情况计算值比较准确，只是在30°～60°之间波动稍大;当a＜45°时，真实值贴近期望值;当a＞45°时，真实值与期望值相差稍大。实验基本实现了预期的要求，计算值相对于期望值误差在3°以内。经过分析，实验中的误差主要来源于四个方面:加速度计的数据波动，经过校准后误差较小;机翼或者机身震颤对加速度计产生较大的影响可在加速度计与机体之间加一层吸震材料或滤除数据的高频杂波;加速度计安装位置和安装角度不可能完全准确;实际测量机翼折叠角度时存在误差。

作者：王鹏郑祥明尹崇郭述臻单位：南京航空航天大学