分体式飞行汽车飞行模态对接系统设计与验证

0引言

随着城市化进程加速与交通需求激增,传统地面交通的平面化局限日益凸显,飞行汽车作为立体交通的核心载体,其分体式设计因兼顾地面行驶与空中飞行的灵活性,成为破解城市拥堵难题的重要方向[1]。分体式飞行汽车通过模块化组合实现陆空模式切换,而飞行模态的 自主对接技术是其功能实现的核心瓶颈,现有对接结构普遍存在自动对接精度不足(厘米级误差难以消除)、空间占比大(结构质量超30 kg)及可靠性低(复杂工况下脱落风险高)等缺陷[2-3]。

本文针对双座型分体式飞行汽车飞行模态对接需求,提出一种集被动导引、冗余锁紧于一体的全自主对接系统设计方案。通过优化机械型面结构实现±5O角度误差与100 mm水平误差的容差校正,采用轻量化铝合金材料(系统总质量≤15 kg)提升便携性,并借助ANSYS有限元分析验证对接过程的稳定性与结构强度,可为分体式飞行汽车的工程化应用提供技术支撑。

1对接系统总体设计方案

1.1 系统功能与设计指标

分体式飞行汽车由飞行器、乘客舱和 自动驾驶汽车底盘三个部分组成,如图1所示。分体式飞行汽车通过模块化设计实现陆空模式切换,其飞行模态(飞行器-乘客舱组合体)需在复杂工况下完成自主对接,核心功能包括:确保空中飞行时模块间无脱落风险,承受气动载荷与重力的耦合作用;克服传感器导引后的厘米级误差,实现≤100 mm水平误差与±5O角度误差的容差校正;系统总质量≤15 kg,适配飞行器载重限制,提升续航能力。对接系统用于实现分体式飞行汽车飞行模态和地面行驶模组之间的安全、可靠、快速对接,从而保证分体式飞行汽车的正常运行。根据飞行汽车实际工况要求,其上对接系统应该满足如表1所示的功能指标,指标设定基于城市飞行场景下的典型工况,兼顾极端条件(如5O侧风、突发气流扰动)下的对接可靠性。

1.2 对接系统工作原理

飞行模态的对接分离过程示意如图2所示,对接过程始于导引接近阶段: 自动驾驶汽车底盘通过RTK—GPS将其位置信息发送给飞行器进行初始导引;与此同时,飞行器利用其底部安装的视觉摄像头和激光定位接收装置进行精确定位,引导自身进入乘客舱顶部的机械捕获区域。进入机械导引对接阶段后,飞行器底部的主动对接端凭借被动端的导引型面,能够自动校正100 mm内的水平偏差和5O内的角度偏差,精确对准目标点并缓慢下降,直至底面与乘客舱顶部接触。随后进入机械锁定阶段:当主动端成功滑入被动凹槽时,接近传感器触发信号,控制系统随即指令驱动滑块伸出并插入被动端槽口完成锁定;此时滑块上的力传感器检测到乘客舱重力并反馈信号,控制系统停运电机,至此上对接过程完成。分离过程则为上述锁定步骤的逆过程。整个对接系统通过法兰连接,主动端固定于飞行器底面,被动端固定于乘客舱顶端,实现导引、对接、锁紧与分离功能。对接装置的传感器会实时将捕获、锁定或解锁状态反馈给飞控系统以支持后续动作。

1.3 导引装置设计

飞行器在与地面模组对接前,需依赖视觉定位和复合传感器进行中程与精细导引,但传感器精度仅能将位置误差控制在厘米级。因此,对接过程需设置专用导引装置辅助飞行器精确定位并实时调整位姿。如图3、图4所示,上对接系统主、被动端外壳均采用锥形结构以利配合。被动端壳体上部设计有小梯度锥面,可在较大初始位置误差下引导主动端进入;同时,主动端壳体四周设有梯形台阶型面,与被动端对应的梯形凹槽配合,确保飞行器在允许的角度误差范围内实现精准周向定位。

1.4锁紧装置设计

在分体式飞行汽车对接系统中,锁紧装置对确保飞行器与乘客舱连接牢固、防止飞行中意外分离至关重要。本文上对接系统采用拉爪式锁紧方式,通过锁紧滑块与槽口配合实现锁紧,如图5所示。系统动力由直流电机提供,经联轴器驱动梯形丝杠旋转;丝杠螺母带动与其固连的驱动盘下移,进而通过驱动杆推动滑块沿燕尾槽导轨滑动。

图6展示了所设计的锁紧装置中滑块具有内缩与伸出两种状态。为满足高可靠性与冗余度要求,装置设置四组中心对称的驱动杆和滑块,确保单组失效时仍能正常工作(后续有限元分析基于仅三组滑块工作的极限工况)。滑块在锁紧后即将分离阶段受力最为复杂,需分析其即将内缩和即将与乘客舱脱开两种状态。

由于滑块在锁紧后即将分离状态受力情况最为复杂,故针对即将内缩和与乘客舱脱开两种状态进行受力分析,如图7所示。

在锁紧阶段,假设有一滑块失效,则其余三个滑块承受整个乘客舱的重力,根据前文指标要求乘客舱质量为300 kg,即重力3 000 N,考虑到复杂工况,各滑块受到的压力取1 200 N,查阅相关手册可知,铝合金7075材料在无润滑条件下的摩擦系数为0.5~0.6[4],本文取0.55,则滑块即将内缩阶段的摩擦力为:

f=μFN=0.55×1 200 N=660 N (1)

式中:f为滑块与卡槽之间的摩擦力;μ为动摩擦因数;FN为静止时滑块受到卡槽的支持力。

由水平方向的平衡条件可知驱动杆的拉力为660 N。当滑块与乘客舱即将分离时,分析模型可知,此时驱动杆与导轨的夹角为45°,由图7分别对X、Y方向进行受力分析。

X水平方向:

F压=FN'十F拉'·Sin45°(2)

式中:F压为滑块受到卡槽的正压力;FN'为即将脱开阶段滑块受到的支持力;F拉'为脱开阶段驱动杆对滑块的拉力。

Y竖直方向:

F拉'·cos 45°=μ·FN'(3)

联立解得:FN'=774 N,F拉'=602 N。

由于驱动杆两端均通过转销铰接,在以上情况下两端拉力均平衡,这里不进行受力分析。下面就驱动盘在滑块即将与乘客舱脱离阶段的受力情况进行分析,如图8所示。

由前文对滑块的受力分析可知,在滑块与乘客舱即将分离阶段,驱动杆对驱动盘的拉力F拉/=602 N,对该拉力进行分解,水平方向互相抵消,竖直方向的拉力为:

Fy=F拉'·cos45°=426 N(4)

则驱动盘在三滑块工作的极限工况下受到竖直方向的合阻力为:

Fy合=3×426 N=1 278 N(5)

2 静力学仿真

综合分析飞行模态对接分离过程,其工作过程对于结构强度的要求最高为单滑块失效的极限工况,主动端滑块是上对接系统最核心的零部件之一,其依靠驱动圆盘和驱动杆来完成对接锁紧,在上对接系统中起着承载连接主、被动端的作用,其强度的高低将直接影响到上对接系统的可靠性和安全性,因此对其进行极限工况下的静力学分析至关重要。

2.1 分析准备

将主动端滑块的三维模型 以*.X—t格式导入ANSYSWorkbench,设置其材料为铝合金7075,材料定义为铝合金7075(密度2.81 g/cm³,弹性模量71 Gpa,屈服强度455 Mpa)[4],采用补丁适形法进行网格划分[5],单元尺寸1 mm,生成589099个单元与819 299个节点,网格质量满足计算精度要求。

边界条件设置为:滑块上端与转销连接处施加圆柱形支撑以限制径向位移,底面与导轨接触面施加固定支撑以约束全自由度;载荷施加考虑四滑块中单组失效场景,剩余三滑块需承载乘客舱全部重力,单滑块等效载荷约为1 200 N,垂直作用于受力面中心。图9为主动端滑块约束和载荷施加示意图。

2.2 分析结果

经过求解运算得到结果如图10所示。

由图10可以得到飞行模态对接系统主动端滑块的最大变形量为0.000 38 mm,该变形量对整个上对接系统的安全性和可靠性无影响。主动端滑块的最大应力出现在与导轨接触面外沿的圆角处,分析可知该处不是应力奇异点,最大应力为7.22Mpa,远小于材料的屈服极限σs。因此,该零部件强度足够,设计合理可靠,可实现预期功能。

3结论

本文针对分体式飞行汽车飞行模态对接需求,设计了包含锥形导引装置与四组对称滑块锁紧机构的自主对接系统。采用铝合金7075轻量化材料,系统总质量≤15 kg,满足≤100 mm水平误差、±5O角度误差的容差校正要求。力学分析表明,主动端滑块在单组失效极限工况下,最大应力为7.22 Mpa,远低于材料屈服强度,最大变形量为0.00038 mm,结构强度与刚度均满足设计要求。该方案通过被动导引与冗余锁紧实现了复杂工况下的可靠对接,为飞行模态工程化应用提供了结构设计与强度验证依据,后续可进一步优化控制逻辑与多工况适应性。

[参考文献]

[1]王宇,祁娟.飞行汽车“谋变”未来出行[J].交通建设与管理,2022(3):24-25.

[2]雍黎.飞行汽车已来,进入现实还需飞越重关[N].科技日报,2022-12-16(006).

《机电信息》2025年第17期第12篇