（机械制造及其自动化专业论文）直升机应急着水实验装置方案设计及性能分析.pdf

摘要 直升机应急气囊需做大量的试验来验证其可靠的使用性能，着水冲击试验是 各种仿真实验中最关键的实验，需模拟直升机发生故障或被击伤时坠机的仰俯、 偏航、滚翻等姿态入水冲击。因此建设直升机应急气囊着水试验装置是对应急气 囊进行试验的必要装备，考虑到国防建设的需要及直升机机载人员的人身安全， 安装直升机应急气囊是必须的，同时建设直升机应急气囊着水实验装置是非常必 要的。 本文首先对直升机应急气囊着水试验的要求作了深入的分析，包括直升机入 水姿态的和入水速度的要求，受到的提升力大小等。在充分了解入水试验要求的 情况下提出了直升机应急着水试验装置总体设计方案，并结合实际情况对实验装 置的各部分进行结构设计，包括实验装置的钢结构设计、直升机着水速度及所受 提升力的提供方案等。 然后将实验装置的钢结构模型导入到a n s y s 软件中，建立钢结构的有限元 模型并对其进行结构力学分析和动力学分析。主要工作是对实验装置的核心部件 龙门架和活动梁进行静载和动载的计算，对龙门架进行了屈曲分析计算其疲劳变 形的临界载荷；分析活动梁在移动载荷情况下的动态响应。 最后利用a d a m s 软件对实验装置的运行工况进行模拟分析，计算活动梁运 行过程中龙门架承受的最大动载荷，并将其与龙门架屈曲分析的临界载荷进行对 比。最后根据分析结果对防止实验装置在实验过程中发生过大的预变形提出改进 意见。 关键词：直升机着水试验移动载荷刚柔耦合多体动力学 a b s t r a c t h e l i c o p t e re m e r g e n c yf l o a t a t i o nb a g sn e e dt od oal o to ft r i a lb a l l o o n t ot e s ti t s r e l i a b l ep e r f o r m a n c e ，t h et e s to fi m p a c t i n gi n t ot h ew a t e ri st h em o s tc r i t i c a lo fv a r i o u s s i m u l a t i o n i tn e e d st os i m u l a t et h ep r o n ea n dy a wa n dr o l la t t i t u d eo fh e l i c o p t e rw h e n ah e l i c o p t e ri sc r a s h i n go rm a l f u n c t i o n t h e r e f o r e , i ti sn e c e s s a r yt oe s t a b l i s ha e x p e r i m e n t a t i o nu n i tf o rt h et e s to fh e l i c o p t e re m e r g e n c yf l o a t a t i o nb a g si m p a c t i n g i n t ot h ew a t e r t a k i n gi n t oa c c o u n tt h en e e d so fn a t i o n a ld e f e n s ea n dt h ep e r s o n a l h e l i c o p t e ra i r b o r n es e c u r i t y , w em u s ti n s t a l lt h eh e l i c o p t e re m e r g e n c ya i rb a gw h i l e e s t a b l i s he x p e r i m e n t a le q u i p m e n to ft h eh e l i c o p t e re m e r g e n c yw a t e rb a l l o o n f i r s to fa l l ，t h et h e s i sm a k e sad e p t ha n a l y s i so nt h er e q u i r e m e n t so fh e l i c o p t e r e m e r g e n c yf l o a t a t i o nb a g sd i p p i n gw a t e r ，i n c l u d i n gh e l i c o p t e r sv e l o c i t ya n da t t i t u d e r e q u i r e m e n t so fd i p p i n gw a t e rp o w e r b a s i n go nt h ef u l lu n d e r s t a n d i n go ft h ed i p p i n g w a t e r ，w ep r o p o s et h et o t a ld e s i g no ft h ee x p e r i m e n t a ld e v i c eo ft h eh e l i c o p t e r e m e r g e n c yd i p p i n gw a t e r t h e n ，t h et h r e e - d i m e n s i o n a lo fe x p e r i m e n t a lu n i th a sb e e nc a r r i e di n t ot h ea n s y s s o f t w a r ea n de s t a b l i s h e df i n i t ee l e m e n tm o d e lt oc a r r yo u tt h es t r u c t u r a lm e c h a n i c s a n dd y n a m i ca n a l y s i s m a i nt a s ki sh a v i n gas t a t i ca n dd y n a m i cl o a dc a l c u l a t i o nf o r t h ec o r ec o m p o n e n to ft h ee x p e r i m e n t a ld e v i c e s w eh a v eo b t a i n e dt h ec r i t i c a ll o a do f g a n t r yt h o u g hb u c k l i n ga n a l y s i sa n da n a l y z e dd y n a m i cr e s p o n s eo fb e a mu n d e ra m o v i n gl o a d f i n a l l y , o p e r a t i n gc o n d i t i o n so fe x p e r i m e n t a ld e v i c eh a sb e e ns i m u l a t e db yu s i n g t h ea d a m ss o f t w a r ea n dc a l c u l a t e dt h em a x i m u md y n a m i cl o a db e a r i n go fg a n t r y d u r i n gt h eb e a mo p e r a t i o n t h o u g ht h ef i n a lr e s u l t so ft h ea n a l y s i s ，w es u g g e s t i m p r o v e m e n t sa n du s e f u lv i e w sf o rt h el a r g ep r e d e f o r m a t i o no fe x p e r i m e n t a ld e v i c e k e yw o r d s ：h e l i c o p t e r , d i p p i n gw a t e re x p e r i m e n t a t i o n ，m o v i n g l o a d ， r i g i d - f l e x i b l ec o u p l i n g ，a d a m s i i 独创性声明 本人声明，所呈交的论文是我个人在导师指导下进行的研究工作及取得的研 究成果。尽我所知，除了文中特别加以标注和致谢的地方外，论文中不包含其他 人已经发表或撰写过的研究成果，也不包含为获得武汉理工大学或其它教育机构 的学位或证书而使用过的材料。与我一同工作的同志对本研究所做的任何贡献均 已在论文中作了明确的说明并表示了谢意。 签名：型翌日期：型口 关于论文使用授权的说明 本人完全了解武汉理工大学有关保留、使用学位论文的规定，即学校有权保 留、送交论文的复印件，允许论文被查阅和借阅；学校可以公布论文的全部或部 分内容，可以采用影印、缩印或其他复制手段保存论文。 ( 保密的论文在解密后应遵守此规定) 签名：盟导师签名趣日期：2 型丛：1 2 签名：割凯导师签名一幺垣缝日期：? 型垒j 武汉理工大学硕上学位论文 1 1 课题研究的意义 第1 章绪论 由于直升机的垂直起降，空中悬停，低空低速飞行，机动灵活，无需专用机 场，发动机故障时能自转安全着陆等特点，自发明之日起就被用于军用和民用。 直升机的性能和用途均随着航空技术和新材料技术的发展而发生了日新月异的 变化，而与此相反的是直升机失事后飞行人员的救生技术与相关装备的发展却比 较缓慢。目前，对直升机飞行人员所采用的救生技术与与装备主要是抗坠毁设计 与迫降逃生。然而通过对比可以发现，这一救生技术在实际坠机后的逃生中存在 着不少缺陷【2 1 。为此，许多国家在一边对抗坠毁技术进行设计改进的同时，对其 他的救生技术也进行了更深入的研究。而直升机水面迫降后的救生问题正是这诸 多技术的一种。 人类居住的地球7 1 的面积都是海洋。浩瀚的海洋是地球留给人类的最后的 财富，拥有着无穷无尽的宝藏。未来的人类将会将注意力越来越多的转移到海洋 开发上来。人类在海洋上的活动将日益增多。然而，不管是和平还是战争时期， 海难事件都是不可避免的。而随着直升机执行越来越多的海岸或海上任务，坠海 事故时有发生。由于直升机的结构，性能和飞行的特点，造成直升机坠水时有以 下特点：( 1 ) 预警时间短：由于飞行高度的限制，直升机从事故发生到撞击水面 的时间通常不超过1 m i n 。( 2 ) 直升机坠水后容易翻转，沉没，几乎所有的直升 机坠水时都是头朝下的，而且一般都会在1 5 s 2 0 s 之内就沉没到水中。根据理论 上计算，在浪高1 7 5 m 海面，有5 0 的直升机在1 s 之内翻转沉没，这时，直升 机乘员要撤离十分困难，最多只也能有1 1 9 的能在l o s 之内逃离直升机，最坏 的情况，只能有0 3 的乘员能逃离直升机。由以上统计数字可以看出，在没有 救生设备的情况下，直升机坠水后，飞行员基本上没有时间离机。而由于无法离 机造成飞行员死亡的在飞行员遇难的原因中占很大比重。 在直升机坠水事故中死亡的主要原因是冲击力和溺亡。根据美海军安全中心 统计，在直升机坠水人员中大约有三分之一是由于冲击力而死亡，还有不到三分 之一的人则是溺亡。冲击力大致分为两类：乘员在坠水时突然受到加速度的惯性 力作用；另类是碰撞伤，如头颈部，上，下肢与直升机上的物体相撞。在直升 机中，碰撞力0 大约为加速度的五倍。此外，冷水浸泡对乘员也是一个十分严重 的问题。在冰水中浸泡相当于在5 0 摄氏度和有4 8 k m h 风速的环境中暴露一样， 武汉理t 大学硕十学位论文 水温接近2 3 9 摄氏度时的救生时限为2 4 h ，在更低的温度，如结冰或更低时，数 小时或几分钟就可以发生死亡【2 】。在直升机上加装应急漂浮气囊系统，能够有效 的减缓直升机的沉没，为乘员离开失事飞机和得到救援赢得宝贵的时间，很大程 度上保证了乘员和机组人员在直升机出现紧急情况在水面迫降时到达安全区域。 此外，如果在直升机坠水前打开气囊，能够在一定程度减小海水对直升机的冲击。 因此，在直升机上加装应急漂浮系统是十分必要的。 直升机应急气囊着水实验装置，建立于某型号直升机应急漂浮系统气囊实 验，该实验气囊研制方法、思路及产品填补了国内空白，达到国际先进水平。相 应对直升机应急气囊着水实验装置也有着较高的技术要求，要充分体现其技术的 先进性和安全性。直升机应急气囊需做大量的试验来验证其可靠的使用性能，着 水冲击是各种仿真实验中最关键的实验，需模拟直升机发生故障或被击伤时坠机 的仰俯、偏航、滚翻等姿态入水冲击。目前国内无法按照完全真实的状况进行试 验。因此建设直升机应急气囊着水试验装置是对应急气囊进行试验的必要装备， 考虑到国防建设的需要及直升机机载人员的人身安全需要，安装直升机应急气囊 是必须的，同时建设直升机应急气囊着水实验装置是非常必要的。该实验装置建 成后，不仅能解决相关直升机应急漂浮系统研制的当务之急，而且还能为今后该 司研制其他新型直升机的应急漂浮系统或现有直升机加装该系统提供必要的条 件，为该公司在该项目的进一步深入研究提供一个良好的试验平台。该试验装置 建成后，能在国内甚至国际上达到领先水平，能够充分体现该公司该产品的先进 性，对产品的市场占有率也会有所帮助。 1 2 国内外现状 直升机应急气囊漂浮系统首先在欧美国家得到重视而得到迅猛的发展和应 用，自二十世纪八十年代起就大量的装备在各型执行海上任务的商业和军用直升 机上，为挽救人员和装备发挥了重要的作用。目前应急气囊的工作模式是迫降时 在空中充气展开，然后随着直升机一起进行水上迫降。应急气囊在着水过程中将 承受巨大的冲击载荷。应急气囊与机身的连接强度以及气囊本身的强度，材料等 是否满足要求，使气囊在受到猛烈的冲击后扔能保持完好，是直升机应急漂浮系 统是否能够得到广泛应用的关键所在。因此可以说，应急气囊的结构强度研究是 直升机应急漂浮系统设计的重中之重，需要对直升机在不同的姿态，不同的偏航 角和俯仰角，不同的入水速度下进行迫降时气囊所受冲击载荷的特征和分布情况 进行充分的验证。实验法是目前最常用的载荷分析方法。 国外对于直升机应急气囊的迫降冲击研究的比较多，试验法是使用最多的研 2 武汉理t 大学硕十学位论文 究方法，主要包括全尺寸模型试验和缩比模型试验。 美国人在研究对贝尔2 2 2 直升机加装应急气囊，利用试验结果研究和建立迫 降程序时，分别采用了1 8 和1 2 6 缩比模型对漂浮系统的迫降、漂浮和稳定性进 行了研究。在实验过程中，控制模型以不同的迫降速度、姿态、俯仰角、偏航角、 横滚角、海况等参数进行迫降试验。 在h 4 6 直升机应急气囊的研究中，美国人不仅对全尺寸的模型进行了大量 的试验，同时也使用了1 8 的比例模型进行仿真研究。在着水冲击试验中，主要 进行了1 0 0 的俯仰角、1 2 k t s 水平速度及不同的海况下的迫降试验。试验主要用于 分析和研究不同的气囊数量、分布位置等对冲击、漂浮和稳定性的影响。 在我国，随着汽车工业的发展和航空航天技术的进步，对汽车安全气囊、航 天器缓冲气囊和空间气囊的研究也越来越深入。但对直升机应急漂浮气囊道着水 冲击过程和载荷分析及试验研究尚无很深入的分析。 1 3 本文主要工作及组织 1 3 1 研究目的 考虑到试验场内造浪池及其附属设施的空间、场地及综合成本等方面的限 制，直升机应急气囊实验装置放弃了对原型直升机进行着水实验的想法，而采用 1 3 模型直升机( 自重s 1 t ) 进行模拟着水实验。实验装置要满足实现应急气囊在 直升机以自身重量2 3 的升力、水平l o m s 、垂直2 m s 、仰角为1 0 。、偏航角不 大于1 5 。、横滚角1 5 。的迫降工况下所需要的项目功能。此外对实验装置关键 部件进行静动力学分析，在确保结构安全的条件下，使实验装置的用钢量最省， 造价最低。 1 3 2 研究内容 根据入水冲击试验要求，对实验装置结构部分进行初步设计，以三维建模软 件建立试验装置模型，并利用有限元分析软件对实验装置关键部件龙门架和活动 梁部分进行静动态特性分析和虚拟样机动力学分析软件对实验过程进行仿真分 析，在分析其刚度、强度、振型及稳定性等是否满足设计和使用要求的前提下， 重点分析实验装置典型工况的动态响应特性，在保证结构有足够强度、刚度和稳 定性的条件下，节省材料消耗，降低产品成本。 论文的主要工作有以下方面： ( 1 ) 直升机应急气囊着水实验装置机械部分总体方案及结构设计，该实验 装置要保证能够按实验要求提供直升机模型的入水速度及空中姿态。 武汉理t 大学硕士学位论文 ( 2 ) 建立实验装置桁架部分的有限元模型，对龙门架和活动梁进行结构力 学分析，得到它们在静载作用下的强度和刚度，并对龙门架进行屈曲特征值计算 分析验证龙门架的稳定性。 ( 3 ) 对活动梁和龙门架进行模态分析，得到实验装置关键部件的振型和固 有频率，为避免共振和实验装置的可靠性设计提供有效依据。 ( 4 ) 在a d a m s 中建立实验装置刚柔耦合虚拟样机模型，分析活动梁起升 过程中龙门架的动态响应过程及对桁架最大变形点变形位移曲线，对曲线数据结 果进行合理有效的分析并提出实验装置的改进措施。 1 3 3 技术路线 直接对全尺寸( 及重量) 的直升机及气囊进行迫降实验，不仅难度高而且经 费巨大，而采用缩比模型进行着水冲击实验则具有较大的可行性。应急浮囊着水 试验单元正是针对此而建立的。本文所讨论的实验装置针对是1 3 缩比模型进行 着水试验所建立的。在对实验装置总体及各个关键部分完成结构设计后，利用三 维造型软件p r o e 建立实验装置各个部分及总体装配模型，将装配模型导出为 p a r a s o l i d 格式的xt 中转文件，然后把xt 中转文件a d a m s 软件，根据实际 情况对模型进行一定的修改和简化，并添加载荷和约束，建立基于a d a m s 环境 下的直升机应急气囊着水实验单元的虚拟样机模型；同时利用p r o e 与a n s y s 的无缝接口将实验装置的桁架结构导入a n s y s 中，进行网格划分并生成模态度 中性文件( * m n f 文件) ；在a d a m s 环境下的实验装置虚拟样机模型中读入桁 架的中性文件生成桁架的柔性体，将小车、直升机模型及龙门桁架做为理想的刚 性体建立实验装置刚柔耦合体，对模型运载小车在桁架导轨的工作过程进行运动 仿真，得到桁架导轨最大变形，对导轨性能及桁架稳定性进行合理有效的分析， 并根据分析结果对实验装置提出改进措施。 4 武汉理t 人学硕十学位论文 第2 章直升机应急着水试验装置方案研究 2 1 设计依据与要求 某公司拟在现实验基地的水上救生综合试验室建立一套直升机着水试验装 置，其目的是模拟直升飞机在紧急情况下水上着陆，并进行相关测试以解决相关 型号直升机应急漂浮系统的研制。该实验装置建成后，不仅能解决相关型号直升 机应急漂浮系统研制的当务之急，而且还能为今后该公司研制其他新型直升机的 应急漂浮系统或现有直升机加装该系统提供必要的条件，为该公司在该项目的进 一步深入研究提供一个良好的试验平台。直接对全尺寸( 及重量) 的直升机及气 囊进行迫降实验，不仅难度高而且经费巨大，考虑到试验场内造浪池及其附属设 施的空间、场地及综合成本等方面的限制，放弃了对原型直升机进行着水试验的 想法。现在基本研制思路是对直升机应急气囊着水冲击进行缩比模型仿真试验， 根据该公司提供的：直升机应急气囊在直升机受到自身重量2 3 的升力、水平 1 0 m s 、垂直2 m s 、仰角为l o 。、偏航角不大于1 5 。的迫降工况下的试验数据 的检测要求来进行项目研制、开发。具体设计依据与要求如下： a 、直升机模型比例为l ：3 ，重量为1 0 k n ； b 、模型着水时具有不小于1 0 m s 的水平速度、不小于2 m s 的垂直速度： c 、模型着水姿态可控可调t 仰角不大于1 0 度、偏航角不大于1 5 度； d 、模型着水时，要求能模拟直升机主螺旋桨的“反旋升力 ，其大小为直升 机模型重量三分之- - ； e 、试验装置设计时不考虑风、浪等其它因素的影响( 风浪因素另行考虑) 。 2 2 试验装置设计原理 根据上述设计依据与要求的规定，在对该公司的相关试验室和现场造浪池进 行考察后，本试验装置拟采用直升机模型悬挂在运载小车底部沿有一定高度的水 平轨道加速的方案。模型运载小车的牵引力由直线电机提供，小车与直升机模型 连接处设置姿态调整装置，运行轨道铺设在支撑桁架上。试验装置的设计由轨道 支撑桁架、机械、电气控制等三大块组成。本节主要是对各组成部分设计原理的 简介。 2 2 1 试验装置总体方案 实验装黄的结构由龙门支架、悬臂桁架( 活动梁) 、主体桁架( 固定梁) 、牵 5 武汉理t 人学硕l 学位论文 引小车、提升机构、定位锁紧机构等组成。不工作时由提升机构将活动梁升起一 定高度，避开其他试验设施的正常运行。工作时提升机构将活动梁下降到工作位 并定位锁紧，模型运载小车带动直升机模型以一定的加速度由固定端滑向活动梁 的悬臂端，到达指定位置( 释放区) 后，垂直升降机构使直升机模型下降，同时 向气囊充气，到达一定高度时，放开直升机模型使之落在水面，用于检测气囊的 冲击载荷和抗冲击能力。为此要求计算龙门架和活动梁的弯曲强度、剪切强度和 挠度。 哭彻级一垆擀 t 7、 、j 直线电机初级、 次级的气隙龙门 姿态圆盘 立柱 龙门 卷扬及定升力 拯、，i 控制 立柱 ，、车 r 、l r 、 一 小车轨道 姿态丝杆一t 阳 髟m 删一 图2 1 直线电机方案不恿简图 小车动力装置采用直线电机方式，即有直线电机提供模型运载小车的牵引 力。直线电机由定子和动子组成。在安装时，在模型运载小车顶部安装动子，将 定子安装在轨道支撑桁架的顶部中央，如图2 1 所示。动子为直线电机的初级， 定子为直线电机的次级，初级的控制整流及变频系统均安装在地面的控制站内， 同样可以安装在小车的控制电柜内，通过滑线接触给小车上的初级供电。 直线电机的牵引力可以控制，因此小车的加速度可以调整；通过速度检测装 置可以控制小车的速度。小车制动时可以利用直线电机反转产生制动力，如果制 动力不够需要在小车车轮上设计制动圆盘。采用直线电机，小车的返回不用另外 设计，只需要改变直线电机的牵引力方向即可，而且在小车运行中可以全程控制。 模型运载小车内部设计由磁粉制动器控制的卷扬机构，通过钢丝绳与直升机 模型相连。此机构主要用于提供直升机模型下降所需的反旋升力和在试验结束后 回收拉起直升机模型。此外，在小车和直升机模型连接处设置姿态调整圆盘，圆 盘与直升机模型之间采用硬连接，通过控制姿态圆盘即可实现直升机模型所需的 6 武汉理丁大学硕+ 学位论文 俯仰角和偏航角。 2 2 2 支撑桁架结构设计原理 由于试验装置要在现有的水池上安装，受场地空间的限制，支撑桁架必须与 现有设备兼容：( 1 ) 陆地部分的轨道总长在1 5 米以内，主构架建在院墙以内， 且避开造风装置顶棚；( 2 ) 应不影响试验水池中风阵的正常运行；( 3 ) 为保证充 分利用造风系统，装置必须在水池中央安装。由于水池吸浪坡的存在，直升 巷扬机 剥 水上 钢蛙绳f 厂一一绳 芴一一溺 铺架兽部分 l | i i 丁佳垃置 豹 0 u l 跨水池龙门立柱 7 直线电机次擐毫舅电机煎堡! 墨壁篓j u t 11l】i】i n11目 一 轨( 悬挂部分) _ ， i + 多一求黼臌im t 川 一 d c 捉e t 大学碗学位论文 一方面在悬挂钢架固定后作为固定支架。跨水池龙门结构示意如图2 3 所示 瞄2 3j 等水池龙fj 结构示意削 桁架陆地和水池部分的总长度设计比理论计算的长度留有一定的余量便于 小车加速和安全制动。 圈2 4 龙j 与穆动风阵车的关系示意图 图2 4 所示为龙门与移动风阵车的关系示意池中龙门要将整个移动风阵车 包围，悬挂钢架收起时，证好避丌风机车上的操作室。 为了减少钢材用量、减轻结构自重、方便试验前后桁架的安装和拆卸，重点 控制支架稳定和构件变形，悬臂桁架上设置长度、应力和变形可控的预应力斜拉 杆；各结构支架横粱等高度；双侧纵粱及轨道截面的标高沿纵向不变。 武汉理t 人学硕士学位论文 2 2 3 模型姿态控制原理分析 控制飞机模型在下落的过程中以及着水时保持一定的空中姿态( 即保持所需 的俯仰角和偏航角) ，是本项目的一个核心关键问题。若直接通过钢丝绳把飞机 模型悬挂在小车的底板上来控制飞机模型的空中姿态，由于小车的加速和空气阻 力的影响，飞机模型的空中姿态极易受到影响发生改变。 编码器 图2 5 直升机模型姿态控制原理图 根据直升机着水姿态的要求，模型运载小车必须为直升机提供释放前的固定 姿态，姿态在固定范围内可调可控，在小车运动前调定，小车在运动过程中保持 不变。由于直升机模型的姿态是由偏航角和俯仰角共同决定的，因此本文采用分 别控制直升机模型偏航角和俯仰角的方法实现直升机的姿态控制。小车姿态调控 制机构的原理如图2 5 所示。 在图2 5 装置中主要由旋转圆盘，姿态圆盘，伺服电动缸完成直升机姿念的 调整与控制。姿态圆盘与直升机模型固定连接，使得姿态圆盘与直升机模型成为 9 武汉理t 大学硕：学位论文 一体，这样只需调整姿态圆盘就可实现直升机模型空中姿态的控制，其中旋转圆 盘实现直升机模型偏航角的控制，伺服电动缸实现俯仰角的控制。旋转圆盘连接 在模型运载小车的底部，由蜗轮蜗杆机构实现圆盘的转动调整，旋转圆盘为蜗轮 机构，为了避免旋转圆盘过度旋转( 例如多圈旋转) 造成圆盘上电气电缆的缠绕， 在旋转圆盘上采用旋转行程保护，使圆盘不发生整圈旋转。当然在设计旋转圆盘 时，可以根据偏航角度的需要( 小于1 5 度) ，设计旋转蜗轮的齿数为局部镶嵌的 蜗轮齿。利用蜗轮蜗杆来实现旋转圆盘的高减速比和自锁，保证小车在加速过程 中圆盘的转角保持不变，同时，蜗轮蜗杆机构采用直流减速电机控制，控制电流 小，输出力矩大，在蜗杆端设置旋转编码器，用于精确控制圆盘的旋转角度。 旋转圆盘上的三个伺服电动缸用于调整直升机的俯仰角度。伺服电缸与姿态 圆盘及旋转圆盘之间均使用万向铰链副，采用关节轴承连接。如图2 6 所示： 旋转圆楹 图2 6 姿态圆盘的姿态控制 由不共线的三点可确定一个平面，故调整电动缸的长度，可获得不同姿态控 制板的控制姿态。伺服电动缸是集成了丝杆螺母和伺服电机的驱动缸，由安装于 其内部的伺服电机驱动，将电机的旋转运动能过丝杆和丝杆副的机械运动转换为 推杆的直线运动，结构十分紧凑。利用伺服电机的闭环控制特性，可以很方便地 实现对推力、速度和位置的精密控制；利用现代运动控制技术、数控技术及总线 技术，实现程序化、网络化控制。由于其控制使用的方便性，将实现气缸和油缸 传动所不能实现的精密运动控制。在工作前，可以利用专门设计的软件根据直升 机的姿态要求，反向计算出三个电动缸和蜗杆的调整量，由p l c 控制其中的伺 服驱动模块完成电动缸移动量的控制，从而方便控制直升机模型的姿态。 1 0 武汉理_ 火学硕十学位论文 2 2 4 升力控制原理 根据试验要求，直升机在与模型运载不车脱离后在竖直方向下落时，要承受 一个相当于直升机模型自重2 3 的提升力，以模拟直升机失事或迫降时旋翼的提 升力。在本试验中，直升机模型的设计得量为2 0 0 0 k g ，则提升力 f = 2 3 2 0 0 0 = - 1 3 4 0 k g f 。在本方案中，利用磁粉制动器传递这个提升力，具体的结 构原理如图2 7 所示：结构中直升机的提升力由磁粉制动器作用到卷筒加载到直 升机上，卷筒由两部分组成，一部分为磁粉制动器加载提供直升机下降提升力， 另一部分为直升机卷扬，在直升机入水后由此部分将直升机拉起回收。 图2 7 提升力结构示意图 本装置的中关键部件是磁粉制动器。磁粉制动器是利用电磁感应和磁粉来 传递转矩的，当磁性线圈不导电时，转矩不会从传动轴传于从动轴，但如将线圈 电磁通电，就由于磁力的作用而吸引磁粉产生硬化现象，在连继滑动之问会把转 矩传达。其传达之转矩与激磁电流基本成线性关系。因此，只要改变激磁电流之 大小，便可轻易精确地控制转矩之大小。正常情况下，在5 至1 0 0 的额定转 矩范围内，激磁电流与其传达之转矩成正比例线性关系。 上述机构的运动传递简图如图2 8 所示，其工作原理为：提升力由卷扬电机 通过磁粉制动器加载到直升机上，在直升机释放前，磁粉制动器传递提供一个较 大的力矩使直升机紧贴于姿态圆盘。由于磁粉制动器的传递扭矩是可以通过输入 电流来控制的，因此，在直升机模型释放时，只需改变磁粉制动器的输入电流( 由 专门的磁粉制动器制动力控制系统完成) ，使磁粉制动器传递的扭矩在直升机模 型上产生2 3 模型自重的提升力即可，这样就可以模拟直升机落水前的旋翼提升 力，这个提升力在整个直升机落水到静止都是有效的。 系统中采用扭矩传感器监测直升机下降时钢丝绳的提升力的大小，扭矩传感 器在图中的安装位置表示的是直升机的提升力矩，可以精确表示直升机的提升 武汉理t 大学硕士学位论文 力，在试验前可采用测力传感器对此力进行标定。同时，扭矩传感器还可以提供 卷筒的转速信号，对直升机入水的垂直速度进行监测。 图2 82 3 提升力及卷扬运动传递简图 试验结束后，可以利用装置的卷扬功能将直升机模型从水中拉起回收，此时 只需增大磁粉制动器的控制电流，使其提供大于直升机模型自重的力矩即可。减 速器本身不带自锁，在试验过程中电机一直保持运转，只是对磁粉制动器的力矩 进行控制就可以达到直升机的保持、释放和回收目的。 整个装置结构简单，采用工业成熟产品，控制稳定可靠。磁粉制动器主从动 件相对滑差速度较小，系统工作时间短，因此，磁粉制动器本身发热量小，不需 要设计水冷散热系统。 2 3 试验装置的结构设计 2 3 1 支撑桁架结构 由于现有场地条件限制和为了使实验水池得到充分的利用，支架分为导轨支 撑桁架和龙门支架。导轨支撑桁架采用五榀门式钢架( 地面部分) 和十榀悬臂式 钢架( 水池部分) 组成，即活动梁和固定梁，并设置两根纵向大梁用于支撑两根 直线滑行轨道。活动梁和固定梁连接处设置连接板，按固定连接设计，但折卸方 便。保证活动梁下落时与固定梁固接时导向板与固定导向板的位置度要求。考虑 到模型运载小车及直升机模型在轨道上加速、减速、及模型出轨等运动对支架产 生的水平力，在活动梁和固定梁的测面设置十字剪刀撑。 龙门支架在实验时可用做悬臂桁架的支撑部件，避免悬臂桁架因只有一端连 接而变成悬臂梁变形过大，影响模型运载小车的加速特性，甚至导致实验的失败。 实验完成后，利用提升机构将悬臂桁架提升至一定高度，不影响现场其他实验设 1 2 武汉理下大学硕l j 学位论文 施的正常运行。由于实验水池的不可破坏性，龙门跨度必须大于水池的宽度。在 本实验装置中，龙门架由两榀门式刚架作为主要的受力系统，两榀门式刚架的间 距为8 8 m ，跨度为2 8 m ，采用两根等截面的角钢柱和等截面的工字钢梁组成。 考虑到龙门架的跨度较大且实验时支撑的悬臂桁架、模型运载小车和直升机模型 的自重较大，为保证龙门架的刚度，在柁梁之间增加主副横梁，在龙门架顶部设 置加强筋，同时在龙门架两测柱外设置两根立柱，不仅为提升锁紧装置提供了安 装位置，同时也可以有效的控制龙门架的变形。经过初步计算后，拟决定各梁、 柱型材具体为： 龙门架立柱：1 6 # 角钢，截面尺寸为1 6 0 x 1 6 0 x 1 2 m m ； 龙门架柁梁：4 0 0 c 工字钢，截面尺寸为4 0 0 x 1 4 6 x 1 4 5 m m ； 主横梁：h 型钢4 0 0 x 2 0 0 x 1 3 x 8 副横梁：h 型钢2 0 0 x l o o x 8 5 5 立柱加强筋：6 3 j f j 角钢，截面尺寸为6 3 x 6 3 x 8 m m 2 9 实验装置钢结构简图 2 3 2 小车系统驱动方案设计 驱动方式一般有电机驱动和液压驱动两种方式，针对本项目特点，对电机驱 动和液压驱动进行比较后，由于电机驱动具有成本低、调整简单、维护容易的特 点。分析现场实际情况后，根据相关技术要求，初定电机驱动方案，控制信号采 用电信号。 2 3 2 1 运行过程 根据直升机模型的入水速度要求，模型运载小车运行过程分为加速段、匀速 1 3 武汉理t 人学硕十学位论文 段、和制动段共三个阶段。 1 ) 加速段：根据航宇公司的现有水池及场地条且支撑桁架总长设计为4 0 m 后，小车的水平加速距离设计为2 0 m ，已知直升机模型重量为l o o o i ( g ，设计小 车自重和附属结构3 0 0 0 k g ，小车为匀加速前进，由运动学公式： 1 ，= a t s = 一1 口f ， 2 可以计算得到，在2 0 米的加速距离内，需要的加速时间为4 秒，加速度为 2 5 米秒2 。在4 0 0 0 k g 的小车和直升机的重量之下，牵引小车的牵引力在不考虑 车轮转动摩擦力等阻力的情况下为： f - - m a = 4 0 0 0 木2 5 = 10 0 0 0 ( n ) 2 ) 匀速段：模型运载小车的水平速度达到规定要求后即可释放模型，此时直 升机模型在水平方向不再受力，水平速度不会发生改变。为保证小车和直升机模 型在水平方向运行的同步性，小车必须进入匀速运行阶段。由于直升机模型垂直 入水速度的限制，小车匀速运行时间有严格的要求。 根据试验要求，直升机模型垂直入水速度不小于1 5 m s ( 本文取v = 2 m s ) ， 模型释放后在竖直方向受到相当于2 3 自重的升力。若模型以1 3 9 的加速度下落， 下落时间为0 6 1 s ，大于模型自由下落的最佳时间o 5 5 s 。刀，对于设定的模型姿态有 一定影响。基于此，要对模型着水过程进行分阶段控制，既让着水速度能够达到 实验要求，又要尽量缩短模型从释放到着水的时间。由姿态控制结构原理可知， 电动缸的作用是控制模型的仰角。此外，我们还可以利用电动缸使直升机模型获 得竖直方向的初始速度，即小车带动直升机模型到达释放区后，首先由电动缸推 动模型竖直下落，获得一定的垂直速度，然后再以1 3 9 的加速度下落。由于电 动缸推动直升机模型下落时是刚性连接，因此可以缩短模型自由下落的时间，进 而最大可能的减小直升机模型的预设定姿态的改变。 假设电动缸在1 秒钟内使直升机模型获得l 米秒的垂直速度，下降高度为 0 5 米；此后自由释放直升机模型，模型将以1 3 9 的加速度，以1 米秒初速度下 落，下落到垂直速度2 米秒时，其下落时间为0 3 秒，下降高度为0 4 5 米。此 整个过程为模型运载小车的匀速运行段，小车的速度为1 0 m s ，运行时间为1 3 s ， 位移为1 3 m 。直升机模型在竖直方向速度由0 增加到2 m s ，下降总高度为0 9 5 m ， 控制模型与水面的距离为l m ( 在小车固定时) 。 3 ) 制动段：导轨总长为4 0 m ，考虑到小车自身长度的限制和制动的安全性， 将制动距离设计为5 m ，计算得制动时间为1 s 。 2 3 2 2 电机系统设计 由于和液压驱动相比，电机驱动具有成本低、调速度简单、维护容易的优势， 1 4 武汉理工大学硕 二学位论文 结合现场实际情况，本方案拟定电动驱动方案。有两种方案可供选择： 1 ) 直线电机方案：直线电机包括动子和定子导轨两部分，有两种实现方法， 第一种是将安装于小车的动子作成初级( 需要供电) ，定子轨道作成次级( 不需 要供电) ，电机的动子包括线圈绕组，霍尔元件电路板，电热调节器( 温度传感 器监控温度) 和电子接口，这样直线电机系统是推力圈动，推力圈的重量和负载 比很小；第二种反过来，直线电机系统是磁力轨动。这两种方法各有优劣，第一 种方法需要给小车供电，需要高柔性线缆及其管理系统，给小车增加了电气供电 系统，为电气系统设计带来了困难，但系统造价低；用磁轨运动的电机，不仅要 承受负载，还要承受磁轨质量，但无需线缆管理系统，直线电机的供电电气控制 不位于小车上，然而造价较高。 2 ) 旋转电机方案：直线电机由于成本和效率的问题，在不可承受时可采用 变频旋转电机系统，采用2 台2 2 k w 电机( 带制动) 或单台3 7 k w 电机( 带制 动) ，利用同步齿形带传动，传动比2 ：1 到4 ：1 。 旋转电机参数： 2 2 k w 异步电机：2 极，同步转速3 0 0 0 r p m 、额定力矩7 1 4 6 n m 3 7 k w 异步电机：2 极，同步转速3 0 0 0 r p m 、额定力矩1 1 5 n m 因此，采用2 极电机时，速比要达到4 ：l 。 在实用直线电机出现以前，所有直线运动不得不从旋转机械通过使用滚珠或 滚柱丝杠或带或滑轮转换而来。对许多应用，如遇到大负载而且驱动轴是竖直面 的，这些方法仍然是最好的。然而直线电机跟机械系统相比有很多独特的优势， 如非常高速和非常低速，高加速度，几乎零维护( 无接触零件) ，高精度，无空 回。完成直线运动只需电机无需齿轮，联轴器或滑轮，对很多应用来说很有意义 的。直线电机系统把那些不必要的，减低性能和缩短机械寿命的零件去掉了，因 此本文的设计方案中采用直线电机驱动方案，且采用第一种供电方式，即将直线 电机的动子安装在小车顶部，作为直线电机的初级，将定子安装在轨道支撑桁架 的顶部中央，作为直线电机的次级。 模型运载小车加速段的牵引力为1 0 0 0 0 n ，选用平板型直线电机。平板平面 型直线电机的动定予间有气隙隔开，因此具有非接触特点，无磨损，超平滑运动， 且可以联接成较长的长度，跟踪误差小，精度极高，回应快。 直线电机的峰值推力为1 3 0 0 0 n ，额定功率3 5 k w 。 2 3 2 3 小车结构设计 小车安装在直线导轨上，底端装有调整圆盘，顶部安装直线电机动子。直线 电机提供牵引力，拖动小车在导轨上做直线运动。直升械模型和姿态圆盘通过电 动缸与小车连接。调整圆盘、电动缸、姿态圆盘控制直升机模型的空中姿态。 1 5 武汉理t 大学硕士学位论文 与旋转圆盘连接的小车底板的外型尺寸2 0 0 0 x 1 5 0 0 x 2 0 m m ，小车长度为2 m ， 由于旋转圆盘上要放置直升机模型姿态控制系统且结合试验装置的工作环境，小 车底板上设置外形罩。为防止小车在运行过程中发生侧翻、脱轨，在小车轮内测 设置挡板，用于小车与导轨之间的安装与定位。采用2 2 号轻轨做为直线运动导 轨，导轨中心距为1 6 0 0 m m ，长为4 0 0 0 0 m m 。直线导轨两根，支撑桁架设置两根 纵向大梁用于支撑导轨。导轨具有以下优点： 摩擦系数小，导轨使用寿命长，导轨表面经过热处理，性能好，在长距 离的导向中，导向性能好，在导轨每隔一定距离安装支撑底座可强化导 杆的刚度； 安装、拆卸与维修方便，所选部件为标准件，在工艺及质量上容易得到 保证，成本较低。 2 3 3 姿态控制结构设计 根据试验要求：直升机模型入水时，其偏航角不大于1 5 度，俯仰角不大于 1 0 度，在此范围内，模型姿态可控制可调，姿态在模型运载小车运行前设定， 在小车运行过程和直升机施放过程保持不变。本章第二节已对姿态控制原理进行 分析和说明。各关键部件的结构设计如下： 2 3 3 1 电动缸的参数计算与选型 电动缸是将电机的旋转运动通过丝杆和丝杆副的机械运动转换为推杆的直 线运动。利用伺服电机的闭环控制特性，可以很方便地实现对推力、速度和位置 的精密控制。在本方案的使用中，电动缸的长度可控制变化，其与旋转圆盘和姿 态圆盘均采用关节轴承连接。根据直升机模型所需的仰角，反向计算出电动缸的 长度，然后使电动缸运动至所需的长度，从而可方便控制直升机模型的姿态。 直升机模型重量设计为l t ，姿态圆盘及其上元件设计重量为o 5 t ，电动缸 的连接角度取6 0 度，则每个电动缸承受的拉力为0 6 t ，考虑到安全因素、仰角 不同时各个电动缸承重不同及造型的规格，选取能承受2 t 拉力的电动缸。 根据某型号直升机i 3 缩比模型结构尺寸，当直升机模型处于极限姿态时 ( 仰角为1 0 度，偏航角为1 5 度) ，电动缸的最大伸长量约为3 8 0 r a m ，直升机模 型释放时，电动缸需在1 s 内使其l m s 的速度，电动缸伸长0 4 5 m ，这样电动缸 的行程不小于8 3 0 m ，取1 0 0 0 m m 。 根据上述要求，可选取某公司的l f 系列电动缸，该电动缸使用精密滚珠丝 杠传动，在全部速度范围内提供平稳的运行，寿命和效率高。电动缸杆端的支撑 轴承允许在较小的支撑绕度情况下提供较高的侧向负载。丝杠前端支撑轴承的材 料选用d e l r i n ( 聚甲醛树脂) ，为一种自润滑材料。可以消减震动和径向跳动， 1 6 武汉理工人学硕一i ：学位论文 提高了定位精度并延长丝杠的寿命。抗回转机构可以防止丝杠螺母的回转。其参 数为：最大力4 0 0 0 k g ；动行程5 0 1 5 0 0 咖；最高速度2 m s ，单向重复定位精度 1 5 u m ；可选限位。根据现场工作环境和条件，可利用l f 系列电动缸的标准型 和改进型来解决问题。 2 3 3 2 蜗轮蜗杆机构的实现 偏航的实现由一个蜗轮蜗杆伺服控制的旋转圆盘组成，旋转圆盘为其中的蜗 轮，由于偏航角度不大于1 5 。，所以蜗轮齿为局部镶嵌的蜗轮齿。采用蜗轮蜗 杆结构，圆盘位置自锁性好。 蜗轮蜗杆机构用来调节偏航角，通过查阅机械设计 1 表9 - 3 ，取蜗杆头数 z l = 2 ，蜗轮齿数z 2 - - 6 0 ，则传动比i = z 2 z i ，由公式： 汪生 挖2缈= n t 要让模型从偏航为0 变到偏航+ 1 5 ，则蜗杆则要旋转4 5 0 ，所以只需控制 伺服电机的脉冲当量就可以实现不同偏航角的调节。 2 3 4 升力控制结构设计 直升机模型在下落的过程要承受相当于自重2 3 的升力，所以在直升机模型 下落的过程中需要给他施加一个不随时间变化的恒定阻