一種機載HUD用分離機構分離值的設計及試驗驗證

喬曙光，董存賢

一種機載HUD用分離機構分離值的設計及試驗驗證

喬曙光，董存賢

（沈陽新松機器人自動化股份有限公司，遼寧 沈陽 110168）

機載平視顯示器（HUD）用的折轉機構在飛機應急著陸出現縱向負加速度≥9.0時，飛行員前方的組合鏡須在慣性力作用下分離移出飛行員頭部前沖的運動軌跡之外。設計了一種凸輪與拉簧推桿聯合作用的分離機構來完成此功能，通過控制拉簧的力值來實現分離機構的分離閥值。分別以凸輪轉軸和推桿轉軸為矩心進行受力分析，計算推導了負9.0加速度值與彈簧力值的關系，設計出相應的拉簧。利用SolidWorks Motion軟件通過設置接觸、彈簧參數，采用直線馬達加速度驅動形式加載，加速度曲線為三角形波形，進行了分離值仿真，通過對比設置的加速曲線及彈簧拉伸長度變化曲線，得到分離機構分離時的加速度值為9.98。在結構動態沖擊試驗臺上，按仿真加速度曲線值進行加載、采用高速攝像機對組合鏡分離角度攝像記錄，完成了試驗驗證，對比測定的加速度曲線及組合鏡分離角度變化曲線，得到了分離機構的分離閥值為負10.13。試驗曲線與仿真曲線結果基本一致，表明分離機構能夠按照設計要求進行分離，滿足機載安全要求。

HUD折轉機構；分離機構；分離值設計；仿真；試驗驗證

隨著技術的進步，新型運輸機、民航客機要求配備平視顯示器（Head Up Display, HUD）。根據中國民用航空局規劃，在2025年底前，國內所有審定合格的飛機上安裝HUD[1]。平視顯示器是一種機載光學顯示系統，可以把飛機的飛行信息（如飛行參數、姿態信息、導航信息等）投射到飛行員正前方的透視鏡上，使飛行員在注視外部參考物的同時不需頻繁的低頭觀察座艙的儀表，就能獲得必需的飛行信息，始終保持對飛機周圍態勢的掌握，有效的提高飛機在惡劣及低能見度條件下的起降能力，從而大大提高了飛機的起降安全性[2]。

由于受客機駕駛室空間的限制，為節約空間，民航客機常用的HUD采用可折疊的形式[3-4]，即有一套折轉機構，在飛機起降時，折轉機構展開，把組合鏡放置在飛行員前方，接收來自平顯投影裝置的光學信息，反射在飛行員眼前，供飛行員觀察。起降完成后，折疊收起到飛行員頭部上方。如圖1（a）、（b）所示。

標準CCAR-25-R4[5]規定，飛機在受到應急著陸條件時，應去除飛行員頭部能撞到的半徑范圍內的任何致傷物體，包括距離飛行員頭部較近的組合鏡。即安裝在折轉機構上的組合鏡在應急著陸時依靠慣性自動彈開，移動到飛行員頭部的運動軌跡之外，從而避免其對飛行員頭部的傷害，如圖1（c）所示。

目前，用于HUD的可折疊式的折轉機構，國外僅有美國Rockwell collins及法國泰勒斯公司研發有同類產品[6-9]，國內還處于空白。

本文根據機載HUD安全性要求，設計出了一種用于HUD折轉機構上的分離機構。利用理論分析的方法，初步確定分離機構在達到分離閥值時的設計參數；再基于Solidworks Motions軟件對分離機構的分離進行了仿真分析；最后依據標準AS8055A[10]的要求進行了試驗驗證以評定設計是否滿足安全性要求。

1 分離機構的組成及理論設計分析

1.1 分離機構的組成

如圖2所示，分離機構由組合鏡架（含組合鏡）、凸輪組件、推桿組件及拉簧組成。當折轉機構處于工作位置時，凸輪組件與折轉機構的折轉臂（圖2中無顯示）固定。凸輪組件通過一對角接觸球軸承與組件鏡架連接，即組合鏡架可繞凸輪組件的軸轉動，如圖3所示。推桿組件通過拉簧的作用使其上的滾輪與凸輪在高點左側接觸，凸輪對滾輪的反作用力使組合鏡架上作用一個繞凸輪軸的順時針力矩，使其具有順時針轉動的趨勢，而組合鏡架上的擋銷阻擋了組合鏡架順時針轉動。這樣在拉簧彈簧力的作用下，凸輪與組合鏡架處于固定的穩定狀態。

圖2 分離機構

圖3 凸輪組件與組成合鏡架的連接

當飛機應急著陸時，即出現向前縱向負加速度時，組合鏡受到一個向前的慣性力，此慣性力使組合鏡架相對凸輪軸軸線形成一個逆時針轉動的力矩，當此逆時針力矩大于由于拉簧的作用使凸輪對組合鏡架的順時針力矩時，組合鏡架就逆時針轉動，推桿上的滾輪沿凸輪曲面滾動，越過凸輪高點（圖4）。當滾輪越過凸輪高點后，彈簧拉力使得凸輪對推桿滾輪的反作用力繞凸輪軸形成逆時針力矩，與慣性力形成的逆時針力矩一起，使得組合鏡架繼續繞凸輪軸逆時針轉動，直到凸輪背部的定位面與組合鏡架上的分離位置擋塊接觸，阻止組合鏡架進一步轉動，并穩定在此位置。如圖4所示為分離機構處于分離位置。在分離過程中，圖2及圖4中凸輪組件固定不動，組合鏡架組件轉過一角度（設計值為64°），從而保證組合鏡繞凸輪軸轉動移出飛行員頭部的運動軌跡之外。從而避免飛行員頭部與組合鏡碰撞，保證機組飛行安全。

圖4 分離機構處于分離位置

1.2 分離機構分離閥值分析

經過以上分析，分離機構的分離時機決定了飛行員頭部是否與組合鏡碰撞。在設計時要求當出現向前縱向負加速度≥9.0（為重力加速度）時，分離機構必須產生分離動作，才能避免碰撞[4]。而分離機構的分離閥值與凸輪的形狀、推桿組件的尺寸及拉簧的力值等因素有關。在這些因素中，凸輪及推桿的形狀及尺寸可預先設計確定，假定滾動摩阻及滑動摩擦不計，則決定分離的閥值僅與彈簧的拉力值有關。分離機構分離時對應的彈簧拉力值即為分離機構的分離閥值。

彈簧拉力求解過程如下：

受力分析如圖5所示，圖示分離機構的位置姿態與機載HUD的折轉機構工作姿態一致。

m為組合鏡及鏡架總質量，kg；N為凸輪對滾輪的反作用力，N；Fs為彈簧拉力，N；Fg為組合鏡及鏡架的慣性力，N；l1、l2、l3分別為mg、Fg、N繞O點的力臂，mm，可由模型測得；l4、l5分別為N、Fs繞O1點的力臂，mm，可由模型測得。

以組合鏡架為受力分析的對象，繞凸輪軸軸線中心列力矩平衡方程：

再以推桿為受力分析的對象，繞推桿旋轉軸心1列力矩平衡方程：

聯立式（1）和式（2）可求得彈簧拉力F。

對本分離機構，為0.185 kg、縱向負加速度為-9.0時的F＝16.3 N。此時求得F＝65 N，此即為分離機構分離閥值。當分離機構在飛機出現向前縱向負加速度超過9.0時，可分離。

根據以上分析，結合分離機構的空間限制，拉簧設計參數如表1。

表1 拉簧設計參數

2 分離機構的分離閥值仿真

2.1 仿真分離的輸入設置

采用SolidWorks Motion軟件[11]對分離機構的分離閥值進行仿真。SolidWorks Motion是一個虛擬原型機仿真工具。其借助工業動態仿真分析軟件ADAMS的強力支持，能夠幫助設計人員在設計前期判斷設計是否能達到預期目標。

為便于仿真分析，加快仿真計算速度，降低計算機的內存壓力，在不影響分析結果的條件下，對模型進行了合理簡化。凸輪軸與組合鏡架間的軸承連接、推桿與組合鏡架及推桿滾輪的連接都設置為機械鉸接配合。

為了更真實的仿真飛機在應急著陸條件時折轉機構進行分離情況，以折轉機構整體進行仿真。由于折轉機構產生分離動作時凸輪軸與折轉臂部分固接，把除組合鏡架（含組合鏡）、推桿、滾輪以外的所有零部件組合成剛性組。凸輪分別與滾輪、工作位置擋柱、分離位置擋塊之間設置為實體接觸，具體設置如圖6所示。根據表1參數，計算出彈簧剛度為15.5 N/mm，彈簧設置參數如圖7所示。

折轉機構是通過安裝座安裝在機艙上方，其在緊急情況下所受到的沖擊是通過安裝座傳遞到組合鏡架組件上，因此把驅動加速度加載到折轉機構的安裝座上。選用直線馬達驅動，運動選用數據點、值選用加速度。標準CCAR-25-R4[5]規定，在地板處產生的最大負加速度必須在撞擊后0.09 s內出現，并且必須至少達到16.0。即飛機在受到水平撞擊后，負加速度峰值應在0.09 s達到16.0。以此設置加速度曲線，取三角波形[12]，其中，峰值為16＝156800 mm/s2。直線馬達加載位置及加速度曲線如圖8所示。圖8（a）中顯示了折轉機構的工作位置姿態及重力加載方向。在圖8（b）中，前0.05 s內加速度設為0，以模擬飛機勻速平穩飛行；在0.05 s時刻飛機受到水平撞擊負加速度值開始上升，飛機開始急劇減速。在隨后0.09 s內負加速度值上升到最大值16.0。

圖6 接觸設置

圖7 彈簧設置

2.2 仿真結果分析

為了判斷分離機構的分離時機，以拉簧的伸長量變化為參照進行分析。分離機構的分離仿真結果見圖9。圖中，把加速度和拉簧拉伸長度隨時間變化曲線整合在同一圖中。在圖9中，通過對比曲線1和曲線2可知，在時間為0.105 s時，即加速度＝9.98/s2＝95887 mm/s2時，彈簧長度開始拉伸變長，表明當飛機沿縱向產生的負加速度值大于9時，分離機構產生分離動作，達到預期設計的分離閥值。

3 分離值試驗驗證

為測定折轉機構的分離閥值，在結構動態沖擊試驗臺系統上進行了試驗驗證。試驗按標準AS8055A[8]的規定要求進行。由于分離機構及其組成拉簧位于折轉機構內部，無法直接觀察測量。可通過觀察組合鏡旋轉角度的變化來判斷分離機構的分離時機。在折轉機構的組合鏡側邊上粘貼兩個標記點，圖10所示，在試驗過程中用最大分辨率1024×1024像素、拍攝速率5400 fps高速攝像機拍攝記錄兩標記點連線在各個時刻的位置，各個時刻連線的位置相對初時連線的角度，即為組合鏡分離角度變化。圖11為折轉機構在結構動態沖擊試驗臺試驗驗證過程，圖12為試驗時沖擊試驗臺加載加速度波形值及測得的折轉機構組合鏡分離角度變化曲線。

圖8 直線馬達加載位置及加速度曲線

1.加速度曲線；2.拉簧拉伸長度變化曲線。

圖10 試驗標識點

圖11 分離試驗過程

由圖12可以測得，約在0.107 s時，即加速度值為10.13/s2組合鏡開始產生分離動作。與仿真相比，兩者結果近似。試驗結果的分離時間比仿真結果稍有滯后，是因為在仿真模型中忽略了各運動部件間的摩擦。試驗結果驗證了分離機構分離值達到了設計的要求，同時也驗證了仿真結果的可行性及正確性。

4 結論

民航客機HUD用可折疊式折轉機構的分離值決定了飛機在應急著陸時，即當出向前縱向負加速度≥9.0，組合鏡必須旋轉分離出飛行員頭部因慣性而前沖的運動軌跡之外，保證飛行員的安全。對分離機構的創新性研究，通過力學分析計算，確定了分離機構的拉簧的設計參數，應用SolidWorks Motions軟件對分離機構的分離值進行了仿真分析，然后通過了試驗驗證。仿真分析及試驗驗證結果表明分離機構能夠按照設計要求進行分離，滿足機載HUD安全性要求。

1.加速度曲線；2.組合鏡分離角度變化曲線。

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[3]Catherine Dupin，Jean M. Darrieux. Retractable Holographic Combiner: US5517337 [P/OL]. 1996-05-14[1996-05-14]. https://www.freepatentsonline.com/5517337.pdf

[4]Eyal Maliah，Shahar Hertz，Anatoly Gelman. Head Up Display Mechanism：US2007/0183055 A1[P/OL]. 2007-08-09[2007-08-09]. https://www.freepatentsonline.com/20070183055.pdf

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Design and Test Verification of Separation Value of Separation Mechanism for an Airborne HUD

QIAO Shuguang，DONG Cunxian

(Shenyang SIASUN Robot &Automation Co.,Ltd.,Shenyang 110168,China)

When negative longitudinal acceleration ≥9.0occurs in the aircraft emergency landing, the composite mirror in front of the pilot must be separated and moved out of the pilot's head forward movement track under the action of inertia force. A separation mechanism of CAM and stretch spring push rod is designed to accomplish this function, and the separation threshold of the separation mechanism is realized by controlling the force value of the stretch spring. The force analysis was carried out with the CAM shaft and the push rod shaft as the moment center respectively. The relationship between the negative 9.0acceleration value and the spring force value was calculated and deduced. Thus the corresponding tension spring was designed. Solidworks Motion software was used to set the contact and spring parameters. With linear motor acceleration driving form loading and triangular acceleration curve, separation value simulation was carried out. By comparing the acceleration curve and spring stretching length curve set, the separation mechanism acceleration value is 9.98. On the dynamic impact test bench of the structure, loading was carried out according to the simulated acceleration curve value, and a high-speed camera was used to record the separation angle of the composite mirror to complete the test verification. By comparing the measured acceleration curve and the separation angle change curve of the composite mirror, the separation threshold of the separation mechanism was obtained to be negative 10.13. The results of test curve and simulation curve are basically consistent, indicating that the separation mechanism can be separated according to the design requirements and meet the requirements of airborne safety.

HUD rotatable folding mechanism；separation mechanism；separation value design； simulation；test verification

TH13；V241.02

A

10.3969/j.issn.1006-0316.2022.11.011

1006-0316 (2022) 11-0075-06

2022-01-19

沈陽新松機器人自動化股份有限公司研發項目：組合儀折轉機構研制（212331）

喬曙光（1975－），男，河南伊川人，工學碩士，工程師，主要研究方向機器人機構學、特種機器人技術，E-mail：lycqsg@163.com。