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，因此影響飛機的整體控制水平。IMU減振設計困難。主要是設計變量多，無人機的振動環(huán)境復雜。振動分析是通過確認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0.15rad/s，則加速度不應該超過正、負3m/s2(不同大小無人機判別標準略有不同)，這樣才能提高無人機的飛行質(zhì)量。否則，只有降低機體結構、IMU減振結構、機架振動水平，才能提高飛行性能。

 

　　一、設計創(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構設計，提高IMU的適應性，在IMU上安裝減震器，隔離振動，可以有效地減少機體振動對IMU測量精度的影響。結構性減振方式可以總結為：
 

 

　　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，負載較大的直升機可以用鋼絲繩減振，一般能達到5Hz以下。對于小型無人機，減振一般使用硅橡膠和海綿，通常頻率為10-50Hz。

 

　　3、減震結構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、結構上需要的設計是安裝IMU電路板的結構，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。

 

　　5、要考慮IMU的配重設計。通過該船載安裝結構，可以試驗船載重量。

 

　　6、固定方法：結合粘合、機械連接、靈活連接、內(nèi)部減振設計和外部減振設計。

 

　　其次，結構設計主要是減振器設計指標包括減振頻率范圍、諧振頻率、載荷、恢復精度、等剛度、高低溫性能、環(huán)境適應性、壽命等。一般來說，減振頻率由無人機震源決定，不同規(guī)模無人機的振動水平完全不同。以減振結構的強度及機體振動力學分析及實驗驗證為重點，結合飛行實測數(shù)據(jù)進行迭代優(yōu)化。第三，力學分析方法是利用有限元法(FEA)，通過ANSYS軟件進行模態(tài)和瞬態(tài)力學分析，確定系統(tǒng)振動狀態(tài)及振動特性。首先，簡化減振結構模型，其次，設置個別材料特性。再次應用網(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，對模型進行瞬態(tài)動力學分析，分析模型力傳遞方法，定義位移約束面，應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，但滿足振動感結合條件，但角度振動與線振動不結合。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。因此，應優(yōu)化減振橡膠的外形和結構力，使其達到橡膠減震系統(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。

 

　　當減振系統(tǒng)XYZ的三個方向發(fā)生位移運動時，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。

 

　　二、振動測試

 

　　振動測試是對減振結構的初步驗證，主要在振動臺上進行。主要目的是分析減振結構設計振動數(shù)據(jù)，確認結構設計是否合理的兩個方面。相反，將減振結構與現(xiàn)有減振結構的減振效果進行比較，以確定減振結構是否可用于裝載測試。

 

　　模擬無人機的典型振動范圍。從低頻振動到高頻振動進行頻率測試，確定減振效果較低的頻率點。然后在頻率點下進行固定頻率測試，確認減振結構的穩(wěn)定性和數(shù)據(jù)的可靠性。在無人機的一般頻率點進行變幅測試，查看減振結構對不同振幅減振效果的影響。
 

 

 

　　三、安裝測試

 

　　在與相同無人機結構相鄰的位置安裝沖擊吸收，在相同的安裝條件下，基本兩組設備位置的振動條件相同，在一般工作條件下測試飛機的振動，然后通過飛行控制收集數(shù)據(jù)。

 

　　A、懸停條件：滿載、半負荷、無負荷各懸停一段時間；

 

　　B、運動條件：無人機在低、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設計的減震效果驗證，驗證方法總結如下：A，電(或伺服)的響應頻率約為400Hz，角速度控制環(huán)多為400Hz左右。一般無人機的帶寬在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的振動強度差異。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方法。

 

　　四、軟件過濾器

 

　　收集IMU原始數(shù)據(jù)，確認波形是否平滑，如果波形有高頻抖動，可以通過過濾器解決。濾波器設計原則，攔截頻率低，動態(tài)響應速度，延遲時間最小化，例如，第二次巴特沃斯低通濾波器。特點：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，普通無人機低通濾波器范圍在30 ~ 50之間，軟件濾波器會導致延遲，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，即機體結構和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，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行模型識別數(shù)據(jù)收集。主要包括電機響應模型、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，設置與上述5種識別模型相對應的傳輸函數(shù)，并使用模型擬合，根據(jù)PID控制器閉環(huán)響應系統(tǒng)調(diào)整響應P、I、D響應參數(shù)。

 

　　結論

 

　　慣性測量單位是無人機飛行控制系統(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)響應也是當前亟待解決的難題。一方面，通過結構上的減振力學設計。另一方面，通過軟件過濾器的手段彌補減振結構的不足。


       這就是關于無人機慣性測量單元減振設計技術的應用與驗證的相關信息，希望能對您有所幫助，湖南超立方空間信息技術有限公司從事智慧城市基礎數(shù)據(jù)系統(tǒng)研發(fā)和應用、網(wǎng)格化智慧 社區(qū)管理平臺、地理信息系統(tǒng)延伸服務、遙感與空間信息技術有關的 配套軟件產(chǎn)品的研發(fā)生產(chǎn)、遙感數(shù)據(jù)產(chǎn)品加工、智慧城市基礎框架建 設、數(shù)字地圖在各行業(yè)的應用、專業(yè)級無人機系統(tǒng)的研發(fā)和生產(chǎn)，三 維建模系統(tǒng)的打造和數(shù)據(jù)采集、各類專用地圖的采集加工和制作以及 各種增值服務。