慣性測(cè)量單位(IMU)是兩個(gè)或更多傳感器(如陀螺、加速度計(jì)等)的總稱,IMU是無人機(jī)測(cè)量飛行控制的核心數(shù)據(jù)源，測(cè)量精度直接影響飛行控制姿態(tài)算法的輸出，因此影響飛機(jī)的整體控制水平。IMU減振設(shè)計(jì)困難。主要是設(shè)計(jì)變量多，無人機(jī)的振動(dòng)環(huán)境復(fù)雜。振動(dòng)分析是通過確認(rèn)IMU原始數(shù)據(jù)來完成的。如果數(shù)據(jù)噪音波動(dòng)范圍不超過正、負(fù)0.15rad/s，則加速度不應(yīng)該超過正、負(fù)3m/s2(不同大小無人機(jī)判別標(biāo)準(zhǔn)略有不同)，這樣才能提高無人機(jī)的飛行質(zhì)量。否則，只有降低機(jī)體結(jié)構(gòu)、IMU減振結(jié)構(gòu)、機(jī)架振動(dòng)水平，才能提高飛行性能。

 

　　一、設(shè)計(jì)創(chuàng)意

 

　　首先，為了減少振動(dòng)和沖擊對(duì)IMU的影響，通過材料選擇和合理的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)，提高IMU的適應(yīng)性，在IMU上安裝減震器，隔離振動(dòng)，可以有效地減少機(jī)體振動(dòng)對(duì)IMU測(cè)量精度的影響。結(jié)構(gòu)性減振方式可以總結(jié)為：
 

 

　　1、芯片選擇、高精度下一代慣性測(cè)量單位選擇(例如：MPU6050、BMI055)。上一代的飛行控制、加速度計(jì)：ADXL326陀螺儀：ADXRS620，氣壓計(jì)：MPXH  6115 ADC  3360 AD  7689(16位8通道)(WKM飛行控制)是單軸測(cè)量，因此設(shè)計(jì)了六面體以確保三軸垂直精度。

 

　　2、減振材料可以選擇硅膠、橡膠、硅橡膠、海綿、鋼絲繩、空氣阻尼器等，負(fù)載較大的直升機(jī)可以用鋼絲繩減振，一般能達(dá)到5Hz以下。對(duì)于小型無人機(jī)，減振一般使用硅橡膠和海綿，通常頻率為10-50Hz。

 

　　3、減震結(jié)構(gòu)的受力形式可分為三種。第一個(gè)是壓縮，第二個(gè)是剪切。第三次拉伸；

 

　　4、結(jié)構(gòu)上需要的設(shè)計(jì)是安裝IMU電路板的結(jié)構(gòu)，堅(jiān)固可靠的部件之間沒有干涉。盡可能使芯片重心與IMU的重心在同一個(gè)點(diǎn)。

 

　　5、要考慮IMU的配重設(shè)計(jì)。通過該船載安裝結(jié)構(gòu)，可以試驗(yàn)船載重量。

 

　　6、固定方法：結(jié)合粘合、機(jī)械連接、靈活連接、內(nèi)部減振設(shè)計(jì)和外部減振設(shè)計(jì)。

 

　　其次，結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)主要是減振器設(shè)計(jì)指標(biāo)包括減振頻率范圍、諧振頻率、載荷、恢復(fù)精度、等剛度、高低溫性能、環(huán)境適應(yīng)性、壽命等。一般來說，減振頻率由無人機(jī)震源決定，不同規(guī)模無人機(jī)的振動(dòng)水平完全不同。以減振結(jié)構(gòu)的強(qiáng)度及機(jī)體振動(dòng)力學(xué)分析及實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證為重點(diǎn)，結(jié)合飛行實(shí)測(cè)數(shù)據(jù)進(jìn)行迭代優(yōu)化。第三，力學(xué)分析方法是利用有限元法(FEA)，通過ANSYS軟件進(jìn)行模態(tài)和瞬態(tài)力學(xué)分析，確定系統(tǒng)振動(dòng)狀態(tài)及振動(dòng)特性。首先，簡(jiǎn)化減振結(jié)構(gòu)模型，其次，設(shè)置個(gè)別材料特性。再次應(yīng)用網(wǎng)格、約束和載荷。再次，求解得到前四次模態(tài)得共振頻率和模式形狀。最后，對(duì)模型進(jìn)行瞬態(tài)動(dòng)力學(xué)分析，分析模型力傳遞方法，定義位移約束面，應(yīng)用等效正弦載荷激勵(lì)，并提供網(wǎng)格后各方向中心位移曲線計(jì)算迭代設(shè)計(jì)優(yōu)化的比較數(shù)據(jù)。

 

　　4.一般IMU減震器的放置有兩種。一個(gè)是上下對(duì)稱布局。也就是說，下面的減震器受到壓力，上面的減震器受到張力，但滿足振動(dòng)感結(jié)合條件，但角度振動(dòng)與線振動(dòng)不結(jié)合。由于橡膠材料減震器的剪切系數(shù)與彈性系數(shù)大不相同，因此減振系統(tǒng)與XYZ的剛度不相同，從而產(chǎn)生更多的諧振點(diǎn)。因此，應(yīng)優(yōu)化減振橡膠的外形和結(jié)構(gòu)力，使其達(dá)到橡膠減震系統(tǒng)等剛度特性。另一種是在減震器傾斜處放置減震器，使減震器能夠承受橡膠剪切力。減振系統(tǒng)仍然滿足振動(dòng)感耦合條件。

 

　　當(dāng)減振系統(tǒng)XYZ的三個(gè)方向發(fā)生位移運(yùn)動(dòng)時(shí)，減振橡膠的拉伸壓力與剪切力的比例一致，該減振系統(tǒng)滿足三向等剛度特性，不會(huì)產(chǎn)生過多的共振點(diǎn)。

 

　　二、振動(dòng)測(cè)試

 

　　振動(dòng)測(cè)試是對(duì)減振結(jié)構(gòu)的初步驗(yàn)證，主要在振動(dòng)臺(tái)上進(jìn)行。主要目的是分析減振結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)振動(dòng)數(shù)據(jù)，確認(rèn)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)是否合理的兩個(gè)方面。相反，將減振結(jié)構(gòu)與現(xiàn)有減振結(jié)構(gòu)的減振效果進(jìn)行比較，以確定減振結(jié)構(gòu)是否可用于裝載測(cè)試。

 

　　模擬無人機(jī)的典型振動(dòng)范圍。從低頻振動(dòng)到高頻振動(dòng)進(jìn)行頻率測(cè)試，確定減振效果較低的頻率點(diǎn)。然后在頻率點(diǎn)下進(jìn)行固定頻率測(cè)試，確認(rèn)減振結(jié)構(gòu)的穩(wěn)定性和數(shù)據(jù)的可靠性。在無人機(jī)的一般頻率點(diǎn)進(jìn)行變幅測(cè)試，查看減振結(jié)構(gòu)對(duì)不同振幅減振效果的影響。
 

 

 

　　三、安裝測(cè)試

 

　　在與相同無人機(jī)結(jié)構(gòu)相鄰的位置安裝沖擊吸收，在相同的安裝條件下，基本兩組設(shè)備位置的振動(dòng)條件相同，在一般工作條件下測(cè)試飛機(jī)的振動(dòng)，然后通過飛行控制收集數(shù)據(jù)。

 

　　A、懸停條件：滿載、半負(fù)荷、無負(fù)荷各懸停一段時(shí)間；

 

　　B、運(yùn)動(dòng)條件：無人機(jī)在低、中、高速狀態(tài)下分別保持一定的飛行時(shí)間。

 

　　C，大姿勢(shì)條件：無人機(jī)分別完成俯仰、滾轉(zhuǎn)方向的大姿勢(shì)，并多次擊打杠桿。

 

　　振動(dòng)主要集中在加速度計(jì)的z軸和陀螺儀的xy軸上，因此需要分析無人機(jī)的振動(dòng)特性。主要需要觀察上面三個(gè)軸的輸出值。主要針對(duì)為IMU設(shè)計(jì)的減震效果驗(yàn)證，驗(yàn)證方法總結(jié)如下：A，電(或伺服)的響應(yīng)頻率約為400Hz，角速度控制環(huán)多為400Hz左右。一般無人機(jī)的帶寬在30-40Hz左右，角速度的反饋數(shù)據(jù)控制在200-400Hz，因此采樣頻率和控制頻率必須在200Hz以上。

 

　　在一定的采樣頻率200Hz的條件下，可以通過飛行測(cè)試獲得持續(xù)時(shí)間數(shù)據(jù)。判斷加速度計(jì)的三軸振幅和角速度的振幅差異。

 

　　B，通過飛行測(cè)試獲取頻域數(shù)據(jù)。另一方面，分析三軸數(shù)據(jù)的振動(dòng)頻率和各頻率點(diǎn)的振動(dòng)強(qiáng)度差異。相反，分析三軸角速度和加速度的頻率差異。然后確定該頻率的振動(dòng)源位置和傳導(dǎo)方法。

 

　　四、軟件過濾器

 

　　收集IMU原始數(shù)據(jù)，確認(rèn)波形是否平滑，如果波形有高頻抖動(dòng)，可以通過過濾器解決。濾波器設(shè)計(jì)原則，攔截頻率低，動(dòng)態(tài)響應(yīng)速度，延遲時(shí)間最小化，例如，第二次巴特沃斯低通濾波器。特點(diǎn)：階數(shù)低，數(shù)據(jù)量少。如果參數(shù)選擇合理，則可以在不過度使用的情況下執(zhí)行平滑的過濾器。需要注意的是，普通無人機(jī)低通濾波器范圍在30 ~ 50之間，軟件濾波器會(huì)導(dǎo)致延遲，所有問題不能依賴軟件濾波器。要從根本上解決高頻抖動(dòng)問題，即機(jī)體結(jié)構(gòu)和IMU的沖擊。

 

　　首先，分析不同阻塞頻率下的時(shí)域特征及加速波動(dòng)。阻塞頻率選擇與IMU原始數(shù)據(jù)的快速傅立葉變換相關(guān)，通過快速傅立葉變換可以獲得每個(gè)頻段的大小。其次，IMU原始數(shù)據(jù)決定引起高頻信號(hào)干擾的頻段，選擇低于該頻段的攔截頻率，再次綜合判斷濾波效果。最后，分析不同頻率段的振幅，綜合判斷IMU減振效果。在理想狀態(tài)下，飛行控制減震效果的好壞，即IMU加速度計(jì)峰值，盡可能保持在0.15克以內(nèi)，10Hz以內(nèi)的低波段內(nèi)沒有大幅度頻率。

 

　　五、型號(hào)識(shí)別

 

　　使用單通道激勵(lì)和單通道收集方式進(jìn)行模型識(shí)別數(shù)據(jù)收集。主要包括電機(jī)響應(yīng)模型、滾道模型、俯仰通道模型、航向通道模型和垂直通道模型。完成激勵(lì)措施及其數(shù)據(jù)后，設(shè)置與上述5種識(shí)別模型相對(duì)應(yīng)的傳輸函數(shù)，并使用模型擬合，根據(jù)PID控制器閉環(huán)響應(yīng)系統(tǒng)調(diào)整響應(yīng)P、I、D響應(yīng)參數(shù)。

 

　　結(jié)論

 

　　慣性測(cè)量單位是無人機(jī)飛行控制系統(tǒng)的核心部件，隨著慣性測(cè)量單位的測(cè)量精度和功能的改善和迭代，減振系統(tǒng)的動(dòng)態(tài)響應(yīng)也是當(dāng)前亟待解決的難題。一方面，通過結(jié)構(gòu)上的減振力學(xué)設(shè)計(jì)。另一方面，通過軟件過濾器的手段彌補(bǔ)減振結(jié)構(gòu)的不足。


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