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據源，測量精度直接影響飛行控制姿態算法的輸出，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，無人機的振動環境復雜。振動分析是通過確認IMU原始數據來完成的。如果數據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，結合飛行實測數據進行迭代優化。第三，力學分析方法是利用有限元法(FEA)，通過ANSYS軟件進行模態和瞬態力學分析，確定系統振動狀態及振動特性。首先，簡化減振結構模型，其次，設置個別材料特性。再次應用網格、約束和載荷。再次，求解得到前四次模態得共振頻率和模式形狀。最后，對模型進行瞬態動力學分析，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，并提供網格后各方向中心位移曲線計算迭代設計優化的比較數據。

 

　　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與彈性系數大不相同，因此減振系統與XYZ的剛度不相同，從而產生更多的諧振點。因此，應優化減振橡膠的外形和結構力，使其達到橡膠減震系統等剛度特性。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。減振系統仍然滿足振動感耦合條件。

 

　　當減振系統XYZ的三個方向發生位移運動時，減振橡膠的拉伸壓力與剪切力的比例一致，該減振系統滿足三向等剛度特性，不會產生過多的共振點。

 

　　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據，確認結構設計是否合理的兩個方面。相反，將減振結構與現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，確認減振結構的穩定性和數據的可靠性。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據。

 

　　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，角速度的反饋數據控制在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時間數據。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據。另一方面，分析三軸數據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原始數據，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：階數低，數據量少。如果參數選擇合理，則可以在不過度使用的情況下執行平滑的過濾器。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原始數據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原始數據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，10Hz以內的低波段內沒有大幅度頻率。

 

　　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據收集。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據后，設置與上述5種識別模型相對應的傳輸函數，并使用模型擬合，根據PID控制器閉環響應系統調整響應P、I、D響應參數。

 

　　結論

 

　　慣性測量單位是無人機飛行控制系統的核心部件，隨著慣性測量單位的測量精度和功能的改善和迭代，減振系統的動態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。


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