單旋翼植保無人機尾翼振動的試驗研究

谷振兵,趙麗芳,李巖舟,黃恩文,季文靜,吳健軍

(廣西大學 機械工程學院,南寧 530004)

0 引言

植保無人機作業具有噴灑效果好、噴霧效率高、適應性好、機動性好、省藥省水及污染少等優點[1-2]。2014年,中央將加強“農用航空建設”列為2014年中央一號文件“推進農業科技創新”的重要內容。近年來,我國植保無人機行業呈井噴式發展,目前國內無人機企業已近400家,主要機型以單旋翼無人機和多旋翼無人機為主[3]。其中,與多旋翼植保無人機相比,單旋翼植保無人機具有載重大及抗風能力強的優點。單旋翼無人機前進后退和轉向分別通過調整主槳偏角和尾槳偏角來實現的,主槳和尾槳相互干擾的概率極低,且槳葉產生的下風場能夠增加霧流對作物的穿透性,施藥更加均勻[4]。當單旋翼植保無人機在空中作業時,部分植保無人機的尾翼會產生異常的劇烈振動,嚴重影響植保無人機的飛行穩定性,且振動會傳遞到噴灑系統,導致藥液重噴漏噴,影響噴霧的均勻性。因此,需要對尾翼結構的振動特性進行試驗研究,找出引起尾翼結構異常振動的原因,提出相應的減振優化方案,降低尾翼的振動水平,提高植保無人機的飛行穩定性和作業時噴灑藥液的均勻性。

為了降低無人機的振動,提高其飛行穩定性,國內外學者都進行了相關的研究。高宇使用ANSYS建立了復合材料槳葉有限單元模型,計算了槳葉的靜頻、動頻和振型,得出發動機轉速引起的激振頻率不會造成槳葉共振[5]。劉進進對直升機的尾減速器和尾梁管的連接問題進行了動態分析,提出了合理優化減振方案,對直升機的尾傳動系統有了極大的改善[6]。張志龍對直升機的主減速器和機身進行了研究分析,得到了影響主減速器支撐系統固有頻率的主要因素,并對支撐系統進行了動態優化分析,降低了機身的振動水平[7]。許兆棠對直升機的傳動系統進行了扭轉振動計算和分析,得到了直升機傳動系統扭轉振動的特性[8]。Chiu T、Cribbs R、Vellaichamy S和Chopra等分別建立了旋翼/彈性機身的非線性氣動彈性方程,通過梁單元建立了機身的三維有限元模型,對機身典型位置的振動響應進行了研究,得出機身振動響應的規律[9-12]。Donald L等人研究了單旋翼農用無人機的尾槳平衡問題[13]。 Xin yu Hu和Z-C Zheng等人進行了氣動彈性響應分析在非線性周期響應下葉片的平衡研究[14]。本文以單旋翼植保無人機的尾翼為研究對象,對該尾翼進行振動和固有頻率試驗測試,分析尾翼的振動頻率和固有頻率之間的關系,找出尾翼結構異常振動的原因,以提出相應的減振優化方案。

1 尾翼的振動試驗測試

1.1 試驗設備和傳感器安裝位置的選擇

試驗使用了兩套測試系統,一套是東華振動測試系統,主要包括1A101壓電式加速度傳感器、DH5938數據采集器及DHDAS數據采集分析系統等,如圖1所示;另一套是京南航天數據技術有限公司生產的數據采集系統,主要包括MDR移動數據記錄器電源、MDR移動數據記錄器、聲強探頭SI 502、數據記錄和分析系統,如圖2所示。

圖1 東華數據采集記錄設備

圖2 京南數據記錄器

單旋翼植保無人機在空中作業時,當尾槳的轉速接近或者達到額定的工作轉速時,整個尾翼會發生激烈的振動,具體表現為尾滑撬劇烈地左右擺動,因此在選擇安放傳感器的位置時,要選擇在水平方向安裝加速度傳感器,以便采集到準確的振動信號。在安裝加速度傳感器時,要保證傳感器與被測物體剛性連接。由于尾翼結構和對采集信號要求的限制,能滿足壓電式加速度傳感器安裝要求的位置不多,因而選擇如圖3所示的4個位置進行初步試驗來選取最優測試點。經過試驗分析可知當壓電式加速度傳感器處于2號、3號和4號位置的頻譜圖與1號位置相比,出現了想同頻率但振動幅值較小,且出現較多干擾頻率。這可能是由于白色的尾部包殼與尾管不是剛性接觸,在殼體內部處于懸空狀態,且在尾滑撬劇烈振動時會造成尾包殼出現相應的變形,使得測試數據波形復雜。由于尾滑撬斜撐桿與尾滑撬之間剛性連接,傳感器處于1號位置時采集的信號能準確反映尾滑撬的振動特性,且在此位置的頻譜圖峰值明顯,干擾頻率比較少,因此選擇1號位置為最優振動測試點。

聲音傳感器對安放位置的要求不如加速度傳感器那樣高,只需要將聲音傳感器靠近聲源即可,但是要確保沒有其他聲音的干擾。

a.尾梁管 b.尾滑撬斜撐桿 c.尾部包殼 d.槳葉 e.尾滑撬

1.2 振動測試試驗

測試過程:按照要求連接好試驗設備,在相應的位置安裝好加速度傳感器和聲音傳感器,分別設置好兩套數據采集系統;操控植保無人機的控制器,調節尾槳的油門將尾槳轉速從零逐漸增加到額定工作轉速并保持一段時間,使用加速度傳感器和聲音傳感器分別采集尾翼的振動信號;使用數據分析系統對其分析得到尾翼振動的時域圖和頻譜圖,如圖4所示。

時域圖

頻譜圖

時域圖

頻譜圖

由時域圖可知:當尾槳轉速從零增加到額定轉速的過程中,振動強度逐漸增強,在某一時間節點振動突然增大,隨后轉為穩定振動的狀態;兩個比較明顯的階躍,第二個較大的階躍是尾槳的轉速達到工作轉速時,在此轉速下,尾翼會開始爆震。由于尾槳的轉速是從零增加到工作轉速的,這個過程與對尾翼結構進行掃頻類似,在此過程中采集到的振動信號比較多,通過頻譜圖可知尾翼振動比較明顯的頻率在101Hz和304Hz左右。

為了減少加速過程中其他振動信號的干擾,將尾槳的轉速增加到額定轉速,再采集其振動信號,其時域圖和頻譜圖如圖5所示。

由時域圖可知,當尾槳轉速達到正常工作轉速時,尾翼的振動是比較平穩的。通過加速度傳感器采集的信號分析可知,當尾槳的轉速達到正常工作轉速時,尾翼的主要振動頻率為101Hz和304Hz。通過聲音傳感器采集到的信號可知,尾翼爆震的頻率為101.5Hz,其余頻率為101.5Hz的倍頻[15]。綜合2組測試數據可知,尾翼爆震的主要頻率為101Hz。

時域圖

頻譜圖

時域圖

頻譜圖

由于在運轉過程中,尾槳產生的風力會引發尾槳的周期振動,造成無人機尾翼振動,為了進一步驗證尾槳是否為尾翼振動的振源,將尾槳拆下,使電機達到正常工作轉速,采集其振動信號進行分析,得到分析尾翼振動的時域圖和頻譜圖,如圖6所示。因拆掉尾槳以后,尾翼振動較弱,沒有明顯的聲音發出,因而聲音傳感器采集不到相應的信號,故沒有使用京南測試系統進行試驗。

時域圖

頻譜圖

由拆掉尾槳后的尾翼振動的頻譜圖可知:尾翼振動的主振頻率依然是101Hz,但振動的幅值差別很大,說明尾槳起著放大外部激勵的作用,尾部電機是尾翼結構的振源。拆掉尾槳以后,出現了新的振動頻率,這是由于尾槳拆掉以后,旋轉部分的質量減少,外部激振力也發生了變化,因而出現了新的振動頻率。

2 固有頻率測試

一般物體發生振動的突然增大,大多是激振頻率與物體固有頻率相吻合,為了確定是否是無人機尾漿電機工作頻率與尾翼固有頻率相吻合,對植保無人機的尾翼進行振動測試以后,得出了尾翼結構的主要振動頻率,還需要對尾翼結構的固有頻率進行測試,來分析尾翼的主振頻率與固有頻率之間的關系。模態試驗是基于外界激勵和系統響應的動態測試,旨在利用系統輸入的激振力和輸出的響參數,結合信號處理和參數來確定系統的模態參數[16]。

2.1 試驗設備

試驗儀器包括1A101壓電式加速度傳感器、DH15202穩壓電源/控制器、DHDAS振動數據采集分析系統、JZK-2型激振器及YE1311D低頻掃頻信號發生器等。在模態試驗過程,在低頻掃描信號發生器中設置好掃頻的周期和掃頻范圍,然后通過激振器對尾翼結構進行激振,用加速度傳感器和DHDAS振動信號采集系統采集尾翼被激振后的振動響應信號,然后用DHDAS振動數據采集分析系統對尾翼結構進行分析,得到尾翼結構的固有頻率。

2.2 測試過程及結果分析

安裝激振器后,將掃描信號發生器掃描頻率設為0～500Hz,掃描周期為20s。使用加速度傳感器采集掃頻振動信號,然后再使用DHDAS數據分析系統進行分析,得到掃頻的時域圖和頻譜圖,如圖7所示。

時域圖

頻譜圖

由圖7可知:尾翼的固有頻率分別為49.96、100.65、190.99、260.30、314.75、379.24Hz。

3 尾槳正常工作的轉速測試

4 試驗結果分析及優化方案的提出

通過對尾翼結構進行振動、固有頻率和額定工作轉速測試得出:當尾部電機接近或者達到額定工作轉速時,尾翼會出現異常的爆震是由于電機帶動槳葉旋轉產生的激勵引起的結構共振,且外部激勵越大振動越劇烈。在振動測試和固有頻率試驗過程中,可以清楚地看到尾翼上振動最劇烈和變形量最大的地方是尾滑撬和尾滑撬斜撐桿,這兩個零部件是結構振動的薄弱點,可以通過增加尾滑撬和尾滑撬斜撐桿的厚度和寬度來增加尾翼結構的剛度提高尾翼結構的固有頻率,避免結構共振。

5 結論

1)通過對多個測試點進行振動測試,選取了最佳安放傳感器的位置,對尾翼進行了多組振動和固有頻率測試試驗,結果表明:尾翼結構的爆震是由于尾滑撬共振引起的,尾翼異常振動最劇烈的部分即為振動薄弱點。

2)通過對植保無人機正常作業時的額定工作轉速進行測試可知:尾部電機在正常工作時的激振頻率接近尾翼結構的第2階固有頻率,引發尾翼尾滑撬部分共振。

3)通過振動和固有頻率測試試驗可知:尾滑撬和尾滑撬斜撐桿是振動最劇烈的部件,可增加尾滑撬和尾滑撬斜撐桿的厚度和寬度來提高整個結構的剛度,達到提高固有頻率的目的,從而避免結構共振。