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1折疊翼變形機構設計

本文設計的變形機構由經過改裝的舵機、蝸輪蝸桿機構以及平行四邊形機構組成。舵機帶動蝸桿轉動，蝸桿帶動蝸輪，蝸輪與內翼段翼梁固連，帶動內翼段轉動。平行四邊形機構具有的固有屬性之一是:固定機架，轉動其中一個或兩個曲柄時，連桿做平動。因此，經過設計，內翼段無折疊角時外翼段水平，內翼段折疊后，外翼段始終保持水平。因蝸輪蝸桿機構有自鎖功能，機翼能鎖定在任意角度。常規飛機模型上所用舵機的轉動角度范圍是0°～110°，由于蝸輪蝸桿傳動比較大，如不改裝，機翼折疊角范圍十分微小，達不到實驗要求。對舵機中相應元器件改裝后，舵機接收到處理器發來的PWM信號脈寬大于1．538ms時正轉，小于1．538ms時反轉，相等時則鎖定位置根據飛機巡航飛行和高速突防兩種飛行狀態的飛行要求，本文設計的折疊翼飛行器的具體方案是:機翼分為內外兩段，折疊時通過變形機構控制內翼段反折疊，使之能在0°～90°范圍內變化，而外翼段始終保持水平，避免升力損失過多。

2測量算法

在機身平放飛控板，飛控板上含有一個加速度計，在兩個內翼段，距離轉軸不同長度的同一弦向位置分別放置兩個加速度計。定義參考坐標系，首先確定四個機翼加速度計的安裝平面γ和通過重心的機體縱軸Ox(從機頭指向機尾方向為正)，其交點作為坐標原點，Oy軸平行于地平面并包含于γ平面內，指向飛機左側機翼為正，Oz軸與Ox、Oy軸構成笛卡爾坐標系。測量算法的基本思想是:利用加速度關系求出機身和機翼內翼段分別相對于Oy軸的夾角，其差值即為內翼段和機身之間的夾角。

2．1求機身相對于Oy軸的夾角

當一個加速度計處于所示的姿態時，可以根據其輸出的y和z方向的加速度值計算其相對于Oy軸的傾角。圖中，y和z分別為這兩個方向加速度計顯示的數值。機身平面內放置加速度計，求出機身平面相對于Oy軸之間的夾角θ求機翼內翼段相對于Oy軸的夾角沿著機體坐標系x軸反方向看，加速度計安裝的示意所示。機身上平放一個加速度計，內翼段機翼距離轉軸不同距離的兩個位置分別安放一個加速度計。規定機翼加速度z2的方向為正方向，機翼角加速度以a2的方向為正方向。a2和a3是機翼兩處的正切直線加速度，z1、z2、z3是三個加速度計各自z方向的讀數，y1、y2、y3是三個加速度計各自y方向的讀數，z''''是重力加速度在機翼上z方向上的分量。為了排除機翼因變速轉動而產生的正切直線加速度a2和a3，內翼段安裝兩個加速度計。求解出因傾斜而產生的加速度量z''''，由于機翼轉動較慢，內翼段較短，向心加速度可以忽略不計。z3=z''''－a3=z''''－R3·aα式中:R2、R3為加速度計到機翼轉軸處的距離;aα是內翼段繞翼根軸轉動的角加速度。由式(2)和式(3)求出z''''。沿著折疊機翼方向的加速度可取y2和y3的平均值，從而得出機翼在y2方向的加速度量y''''。通過式(1)由y''''和z''''求出機翼相對于地平面的夾角θ2。

2．2求機身與機翼內翼段的夾角計算

兩個加速度計的夾角如圖5所示，將上文所得的θ2和θ1相減，即得機身與機翼的夾角β。

3控制方案控制系統基本原理

遙控器將期望折疊角度值發送給機載處理器，機載處理器將信號轉換為數值α。同時，機載處理器采集加速度計的數值并按照測量算法進行計算，得出實際機翼內翼段相對于機身的折疊角β。處理器比較α和β的大小，如果α＞β，則處理器驅動舵機正轉一個微小的角度，使得機翼折疊角趨向于期望值;如果α＜β時，則處理器驅動舵機反轉;如果α=β，控制舵機鎖定轉動位置。繼續比較兩個值的大小，驅動或鎖定舵機，以此循環往復。

4實驗驗證

利用加速度模塊和飛控板、制作的飛機模型和折疊機構對前述理論算法和控制方案進行實驗驗證，將實測的角度值、期望值和處理器計算值進行比較，驗證算法和控制方案的可行性。實驗室自制的飛控板采用TI公司的處理器TMS320F2811，是TMS320C2000系列產品之一，面向數字控制、運動控制領域。機翼上采用以ADXL345加速度計為芯片的加速度計模塊，如圖7所示。ADXL345是一款小而薄的超低功耗三軸加速度計，分辨率高(13位)，測量范圍達±16g。數字輸出的數據為16位二進制補碼格式，可通過SPI(3線或4線)或I2C數字接口訪問。飛控板上設計的三軸加速度計為LIS344ALH，輸出三通道模擬量電壓，通過AD轉換，得出電壓值，再通過電壓值與加速度的關系得出加速度值。操作者通過遙控器比例通道發出期望折疊角信號，接收器接到信號后將PWM發送給DSP處理器，處理器經過線性換算求出期望折疊角α的大小。根據處理器讀取的三個加速度計的三軸加速度數值，計算出機翼內翼段相對于機身的折疊角β，并判斷α與β的大小關系。處理器不斷檢測實際折疊角與期望折疊角之間的大小關系，驅動舵機轉動或者鎖定。但因加速度計數據的波動誤差，即使機翼折疊角未發生變化，β值也會隨之發生較小的變動，因此不能嚴格地比較α與β的大小。當β處在(α－3，α+3)范圍時，認為實際值等于期望值;當β＜α－3時，認為實際折疊角小于期望值;當β＞α+3時，認為實際值大于期望值;即允許誤差為3°。實驗中折疊角度與期望角度比較吻合，飛機在任何迎角、滾轉角、偏航角下甚至上下左右晃動，機翼折疊角都不會發生變化，證明了理論的正確性。實際機翼在0°、20°、45°和81°折疊角情況。實驗中在機身和機翼上采集三個點構成三角形，測量其邊長，解三角形即得機翼與機身之間的夾角。對機翼上選取的17個折疊角度進行測量，并對折疊角的命令輸入值、系統計算值和真實值進行采集，其對比情況計算值比較準確，只是在30°～60°之間波動稍大;當a＜45°時，真實值貼近期望值;當a＞45°時，真實值與期望值相差稍大。實驗基本實現了預期的要求，計算值相對于期望值誤差在3°以內。經過分析，實驗中的誤差主要來源于四個方面:加速度計的數據波動，經過校準后誤差較小;機翼或者機身震顫對加速度計產生較大的影響可在加速度計與機體之間加一層吸震材料或濾除數據的高頻雜波;加速度計安裝位置和安裝角度不可能完全準確;實際測量機翼折疊角度時存在誤差。

作者：王鵬鄭祥明尹崇郭述臻單位：南京航空航天大學