慣性測量單位(IMU)是兩個或更多傳感器(如陀螺、加速度計等)的總稱,IMU是無人機(jī)測量飛行控制的核心數(shù)據(jù)源,測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)計困難。主要是設(shè)計變量多,無人機(jī)的振動環(huán)境復(fù)雜。振動分析是通過確認(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)架振動水平,才能提高飛行性能。
一、設(shè)計創(chuàng)意
首先,為了減少振動和沖擊對IMU的影響,通過材料選擇和合理的結(jié)構(gòu)設(shè)計,提高IMU的適應(yīng)性,在IMU上安裝減震器,隔離振動,可以有效地減少機(jī)體振動對IMU測量精度的影響。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量單位選擇(例如:MPU6050、BMI055)。上一代的飛行控制、加速度計:ADXL326陀螺儀:ADXRS620,氣壓計:MPXH 6115 ADC 3360 AD 7689(16位8通道)(WKM飛行控制)是單軸測量,因此設(shè)計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。第一個是壓縮,第二個是剪切。第三次拉伸;
4、結(jié)構(gòu)上需要的設(shè)計是安裝IMU電路板的結(jié)構(gòu),堅固可靠的部件之間沒有干涉。盡可能使芯片重心與IMU的重心在同一個點(diǎn)。
5、要考慮IMU的配重設(shè)計。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)計和外部減振設(shè)計。
其次,結(jié)構(gòu)設(shè)計主要是減振器設(shè)計指標(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)的振動水平完全不同。以減振結(jié)構(gòu)的強(qiáng)度及機(jī)體振動力學(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)振動狀態(tài)及振動特性。首先,簡化減振結(jié)構(gòu)模型,其次,設(shè)置個別材料特性。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,對模型進(jìn)行瞬態(tài)動力學(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,并提供網(wǎng)格后各方向中心位移曲線計算迭代設(shè)計優(yōu)化的比較數(shù)據(jù)。
4.一般IMU減震器的放置有兩種。一個是上下對稱布局。也就是說,下面的減震器受到壓力,上面的減震器受到張力,但滿足振動感結(jié)合條件,但角度振動與線振動不結(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)仍然滿足振動感耦合條件。
當(dāng)減振系統(tǒng)XYZ的三個方向發(fā)生位移運(yùn)動時,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,不會產(chǎn)生過多的共振點(diǎn)。
二、振動測試
振動測試是對減振結(jié)構(gòu)的初步驗(yàn)證,主要在振動臺上進(jìn)行。主要目的是分析減振結(jié)構(gòu)設(shè)計振動數(shù)據(jù),確認(rèn)結(jié)構(gòu)設(shè)計是否合理的兩個方面。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)是否可用于裝載測試。
模擬無人機(jī)的典型振動范圍。從低頻振動到高頻振動進(jìn)行頻率測試,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)行變幅測試,查看減振結(jié)構(gòu)對不同振幅減振效果的影響。
三、安裝測試
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)備位置的振動條件相同,在一般工作條件下測試飛機(jī)的振動,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)荷各懸停一段時間;
B、運(yùn)動條件:無人機(jī)在低、中、高速狀態(tài)下分別保持一定的飛行時間。
C,大姿勢條件:無人機(jī)分別完成俯仰、滾轉(zhuǎn)方向的大姿勢,并多次擊打杠桿。
振動主要集中在加速度計的z軸和陀螺儀的xy軸上,因此需要分析無人機(jī)的振動特性。主要需要觀察上面三個軸的輸出值。主要針對為IMU設(shè)計的減震效果驗(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,可以通過飛行測試獲得持續(xù)時間數(shù)據(jù)。判斷加速度計的三軸振幅和角速度的振幅差異。
B,通過飛行測試獲取頻域數(shù)據(jù)。另一方面,分析三軸數(shù)據(jù)的振動頻率和各頻率點(diǎn)的振動強(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,可以通過過濾器解決。濾波器設(shè)計原則,攔截頻率低,動態(tài)響應(yīng)速度,延遲時間最小化,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域特征及加速波動。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頻段的大小。其次,IMU原始數(shù)據(jù)決定引起高頻信號干擾的頻段,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、型號識別
使用單通道激勵和單通道收集方式進(jìn)行模型識別數(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。完成激勵措施及其數(shù)據(jù)后,設(shè)置與上述5種識別模型相對應(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,隨著慣性測量單位的測量精度和功能的改善和迭代,減振系統(tǒng)的動態(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。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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