基于ANSYS的四旋翼飞行器机架受力弯曲分析

基于ANSYS的四旋翼飞行器机架受力弯曲分析摘要：随着科技的发展，四旋翼飞行器的应用越来越广泛，与之相关的研究也越来越多。本文通过建立四旋翼飞行器机架模型，用ANSYS软件计算分析了四旋翼飞行器机架支撑杆的受力，分析了支撑杆各部分的受力弯曲情况。计算结果为提高机架的性能和优化设计提供了参考依据。关键词：四旋翼飞行器静力分析ANSYS1.引言四旋翼飞行器是一种微型飞行器，利用四个螺旋桨作为飞行引擎进行空中飞行。由于机械结构简单，尺寸较小，重量较轻，适合携带一定的载荷，具备自主导航能力，因而广泛用于军事、民用和科技等复杂危险的环境中。四旋翼飞行器的飞行控制系统通过传感器采集飞行姿态数据，实时监测和控制飞行姿态，因而飞行很稳定，也能任意角度移动，非常灵活。在没有外力并且重量分布均匀时，四个螺旋桨以同样的速度转动。当四个螺旋桨向上的拉力大于机身的重力时，四旋翼飞行器就会上升。拉力与机身重量相等时，四旋翼飞行器就会在空中悬停。当前方的马达减速，后方的马达加速，四旋翼就会向前倾斜，实现飞行器的向前飞行[1]。通过调整四个马达的转速，可以实现各种飞行姿态。目前，四旋翼飞行器主要偏重于飞控算法的研究，例如：瑞士联邦理工学院的0S4四旋翼飞行器分别使用了FID、LQR、BackStepping和SlidingMode算法实现了对飞行器的姿态控制[2]。MIT的G.Gowtham提出了一组高效指引四旋翼行器编队飞行的控制方法[3]；MIT还研制出了基于视觉导航的室内四旋翼飞行器控制系统,能够精确地完成各种复杂的机动飞行。南京航空航天大学提出了DI/QFT控制器在四旋翼飞行器飞行控制中的应用[4]；国防科技大学提出的自抗扰控制器可以对四旋翼飞行器实现姿态增稳控制[5]。此外还有很多由民间飞行器爱好者开发的开源四旋翼飞行控制系统，都能较好实现对四旋翼飞行器的姿态稳定控制。然而，关于四旋翼飞行器机械结构的设计却很少有涉及。机架是一个多轴飞行器的重要组成部分，四旋翼飞行器的“心脏”——飞控和利用电机控制的“四肢”——机桨等几乎所有的配件都要集成在机架之上，以免因遭到冲击而损坏，并且一个机架也控制着整架飞机的重心。机架可以由很多不同的材料构成，例如木头、塑料、金属(铝)、玻璃纤维、碳纤维等。目前，对于机架的选材和设计往往是根据现有的材料和费用，很少考虑机架的力学特性。另外，电池技术遇到瓶颈，四旋翼飞行器也必须以减轻自身重量来提高续航。用最少、最轻盈的材料是实现这一目的的途径之一。本文通过对四旋翼机架的受力分析，为机架结构获得更好的性能和优化分析提供依据。对于多轴微型飞行器的设计改进具有一定的指导参考意义。2.有限元模型的建立机架主要由连接板，支撑杆和脚架组成，如图1所示。为方便分析，本文只对空中悬停的四分之一机架进行受力分析，并且不考虑震动，只分析螺旋桨的升力与机架、负载的重力。由图可以看出，该机架结构复杂，且为三维实体，建立有限元的过程中，以符合主要的力学特性为前提，对结构做适当而合理的假设和简化，以实现方便有效的计算和分析。假设飞行器的重力集中在十字支撑杆的中心，去除马达等多余的零件，四个螺旋桨提供的升力等于机架和负载的重力。根据力的相对性原理，四分之一的机架简化为支撑杆的一端固定，另一端受螺旋桨的升力。图1四旋翼飞行器机架实体图3.用ANSYS软件求解四旋翼机架支撑杆弯曲变形首先用ANSYS软件画出简化后的模型，定义支撑杆为长管状结构，内径d=8mm，外径D=10mm，长L=200mm。在Workbench中先画出模型的横截面圆环，圆环位于X—O—Y平面，圆心处于坐标原点，法向为Z轴正方向，然后沿Z轴正向拉伸圆环200mm就可画出模型。然后定义模型的材料属性，本文模拟市场上常用的6061—T651铝合金材料，该材料在25℃环境下密度ρ=2.73×103Kg/m3，弹性模量68.9×103MPa，泊松比0.330，假设各物理量在整个模型均匀分布，各向同性。划分有限元网格采用自动划分的方法，模型划分网格之后如图2所示：图2划分模型网格由图可以看出，自动划分的网格有两种，其中大部分网格为六面体结构，小部分为五面体结构。根据软件统计，网格节点有20837个，有限元网格有3266个，计算量不大，划分比较合理。对模型加载，根据四旋翼飞行器的实际分布力和简化后的模型，为了求解方便，位于坐标原点的模型一端端面加载固定约束，另一端端面加载0.2MPa的剪切力，方向沿Y轴正向，模拟螺旋桨的升力。对模型求解，分别求出了模型的整体形变（TotalDeformation）如图3所示，Y轴定向形变（YAxisDirectionalDeformation）如图4所示，和等效应力（EquivalentStress）如图5所示。图3整体形变（TotalDeformation）图4Y轴定向形变（YAxisDirectionalDeformation）图5等效应力（EquivalentStress）为了尽量减轻机架重量，以便增加飞行器的续航或负载，可以通过增加支撑杆内径尺寸来实现。下面是内径d=9mm，其它量不变的情况下，算得的模型Y轴定向形变（YAxisDirectionalDeformation）如图6所示，等效应力（EquivalentStress）如图7所示。图6内径为9mm时Y轴定向形变（YAxisDirectionalDeformation）图7内径为9mm时等效应力（EquivalentStress）4.结果分析通过图3可得最大整体形变为0.75657mm，图4显示最大Y轴定向形变为0.75605mm，两者数值相当。形变量与机架支撑杆的长度L=200mm、外径D=10mm相比，支撑杆的形变可以忽略不计。从图5可以看出等效应力最大值为19.444MPa。0.2MPa的力引起19.444MPa的应力，是因为力矩过大，所以，实际应用中应考虑机架支撑杆的合理长度。资料显示，6061—T651铝合金材料的极限抗拉强度为124MPa，受拉屈服强度55.2MPa，弯曲极限强度228MPa。与软件计算的最大等效应力相比可知所选材料比较合理。当外径不变，模型壁厚减小为1mm时，从图6可以看出最大Y轴定向形变为0.91935mm，与壁厚为2mm时的最大Y轴定向形变相比，增加了0.1633mm。由于支撑杆的长度和外径比较大，形变仍然可以忽略。图7显示了模型壁厚减小为1mm时的等效应力分布图，可以看出等效应力最大值为25.046MPa，与6061—T651铝合金材料的的力学特性相比在合理范围之内。由图5和图7可以看出，等效应力的最大值分布在模型的上下部，中间部分几乎不受力。受此启发，在实际应用中可以适当增加上下部分的壁厚，而减小中间部分的厚度，甚至可以用工字型结构。还可以看出模型的端点部分受力比较集中，容易断裂，要采取必要措施解决这个问题。5.总结通过建立四旋翼飞行器机架模型，用ANSYS软件计算分析了机架支撑杆的受力弯曲情况，从计算结果可以很直观的看出支撑杆各部分的受力情况，这是实际试验无法做到的。同时计算结果为提高机架的性能和优化设计提供了参考依据。参考文献[1]田卫军,李郁.四轴旋翼飞行器结构设计与模态分析.制造业自动化,2014,2,36(2):37—38.[2]SamirBouabdallah,RolandSiegwart.BacksteppingandSliding-modeTechniquesAppliedtoanIndoorMicroQuadrotor[J].IEEEInternationalConferenceonRoboticsandAutomation,2005,7:2259-2264.[3]MarioValenti,BrettBethke,DanielDale.TheMITIndoorMulti-VehicleFlightTestbed[J].IEEEInternationalConferenceonRoboticsandAutomation,2007,6:2758-2759.[4]单海燕.四旋翼无人直升机飞行控制技术研宄[J].南京航空航天大学学报,2008,5:44-47.[5]王俊生,马宏绪,蔡文澜.接子ADRC的小型四旋翼无人直升机控制方法研究[J].弹箭与制导学报,2008,3:31-40.