一种机载HUD用分离机构分离值的设计及试验验证

乔曙光，董存贤

一种机载HUD用分离机构分离值的设计及试验验证

乔曙光，董存贤

（沈阳新松机器人自动化股份有限公司，辽宁 沈阳 110168）

机载平视显示器（HUD）用的折转机构在飞机应急着陆出现纵向负加速度≥9.0时，飞行员前方的组合镜须在惯性力作用下分离移出飞行员头部前冲的运动轨迹之外。设计了一种凸轮与拉簧推杆联合作用的分离机构来完成此功能，通过控制拉簧的力值来实现分离机构的分离阀值。分别以凸轮转轴和推杆转轴为矩心进行受力分析，计算推导了负9.0加速度值与弹簧力值的关系，设计出相应的拉簧。利用SolidWorks Motion软件通过设置接触、弹簧参数，采用直线马达加速度驱动形式加载，加速度曲线为三角形波形，进行了分离值仿真，通过对比设置的加速曲线及弹簧拉伸长度变化曲线，得到分离机构分离时的加速度值为9.98。在结构动态冲击试验台上，按仿真加速度曲线值进行加载、采用高速摄像机对组合镜分离角度摄像记录，完成了试验验证，对比测定的加速度曲线及组合镜分离角度变化曲线，得到了分离机构的分离阀值为负10.13。试验曲线与仿真曲线结果基本一致，表明分离机构能够按照设计要求进行分离，满足机载安全要求。

HUD折转机构；
分离机构；
分离值设计；
仿真；
试验验证

随着技术的进步，新型运输机、民航客机要求配备平视显示器（Head Up Display, HUD）。根据中国民用航空局规划，在2025年底前，国内所有审定合格的飞机上安装HUD[1]。平视显示器是一种机载光学显示系统，可以把飞机的飞行信息（如飞行参数、姿态信息、导航信息等）投射到飞行员正前方的透视镜上，使飞行员在注视外部参考物的同时不需频繁的低头观察座舱的仪表，就能获得必需的飞行信息，始终保持对飞机周围态势的掌握，有效的提高飞机在恶劣及低能见度条件下的起降能力，从而大大提高了飞机的起降安全性[2]。

由于受客机驾驶室空间的限制，为节约空间，民航客机常用的HUD采用可折叠的形式[3-4]，即有一套折转机构，在飞机起降时，折转机构展开，把组合镜放置在飞行员前方，接收来自平显投影装置的光学信息，反射在飞行员眼前，供飞行员观察。起降完成后，折叠收起到飞行员头部上方。如图1（a）、（b）所示。

标准CCAR-25-R4[5]规定，飞机在受到应急着陆条件时，应去除飞行员头部能撞到的半径范围内的任何致伤物体，包括距离飞行员头部较近的组合镜。即安装在折转机构上的组合镜在应急着陆时依靠惯性自动弹开，移动到飞行员头部的运动轨迹之外，从而避免其对飞行员头部的伤害，如图1（c）所示。

目前，用于HUD的可折叠式的折转机构，国外仅有美国Rockwell collins及法国泰勒斯公司研发有同类产品[6-9]，国内还处于空白。

本文根据机载HUD安全性要求，设计出了一种用于HUD折转机构上的分离机构。利用理论分析的方法，初步确定分离机构在达到分离阀值时的设计参数；
再基于Solidworks Motions软件对分离机构的分离进行了仿真分析；
最后依据标准AS8055A[10]的要求进行了试验验证以评定设计是否满足安全性要求。

1.1 分离机构的组成

如图2所示，分离机构由组合镜架（含组合镜）、凸轮组件、推杆组件及拉簧组成。当折转机构处于工作位置时，凸轮组件与折转机构的折转臂（图2中无显示）固定。凸轮组件通过一对角接触球轴承与组件镜架连接，即组合镜架可绕凸轮组件的轴转动，如图3所示。推杆组件通过拉簧的作用使其上的滚轮与凸轮在高点左侧接触，凸轮对滚轮的反作用力使组合镜架上作用一个绕凸轮轴的顺时针力矩，使其具有顺时针转动的趋势，而组合镜架上的挡销阻挡了组合镜架顺时针转动。这样在拉簧弹簧力的作用下，凸轮与组合镜架处于固定的稳定状态。

图2 分离机构

图3 凸轮组件与组成合镜架的连接

当飞机应急着陆时，即出现向前纵向负加速度时，组合镜受到一个向前的惯性力，此惯性力使组合镜架相对凸轮轴轴线形成一个逆时针转动的力矩，当此逆时针力矩大于由于拉簧的作用使凸轮对组合镜架的顺时针力矩时，组合镜架就逆时针转动，推杆上的滚轮沿凸轮曲面滚动，越过凸轮高点（图4）。当滚轮越过凸轮高点后，弹簧拉力使得凸轮对推杆滚轮的反作用力绕凸轮轴形成逆时针力矩，与惯性力形成的逆时针力矩一起，使得组合镜架继续绕凸轮轴逆时针转动，直到凸轮背部的定位面与组合镜架上的分离位置挡块接触，阻止组合镜架进一步转动，并稳定在此位置。如图4所示为分离机构处于分离位置。在分离过程中，图2及图4中凸轮组件固定不动，组合镜架组件转过一角度（设计值为64°），从而保证组合镜绕凸轮轴转动移出飞行员头部的运动轨迹之外。从而避免飞行员头部与组合镜碰撞，保证机组飞行安全。

图4 分离机构处于分离位置

1.2 分离机构分离阀值分析

经过以上分析，分离机构的分离时机决定了飞行员头部是否与组合镜碰撞。在设计时要求当出现向前纵向负加速度≥9.0（为重力加速度）时，分离机构必须产生分离动作，才能避免碰撞[4]。而分离机构的分离阀值与凸轮的形状、推杆组件的尺寸及拉簧的力值等因素有关。在这些因素中，凸轮及推杆的形状及尺寸可预先设计确定，假定滚动摩阻及滑动摩擦不计，则决定分离的阀值仅与弹簧的拉力值有关。分离机构分离时对应的弹簧拉力值即为分离机构的分离阀值。

弹簧拉力求解过程如下：

受力分析如图5所示，图示分离机构的位置姿态与机载HUD的折转机构工作姿态一致。

m为组合镜及镜架总质量，kg；
N为凸轮对滚轮的反作用力，N；
Fs为弹簧拉力，N；
Fg为组合镜及镜架的惯性力，N；
l1、l2、l3分别为mg、Fg、N绕O点的力臂，mm，可由模型测得；
l4、l5分别为N、Fs绕O1点的力臂，mm，可由模型测得。

以组合镜架为受力分析的对象，绕凸轮轴轴线中心列力矩平衡方程：

再以推杆为受力分析的对象，绕推杆旋转轴心1列力矩平衡方程：

联立式（1）和式（2）可求得弹簧拉力F。

对本分离机构，为0.185 kg、纵向负加速度为-9.0时的F＝16.3 N。此时求得F＝65 N，此即为分离机构分离阀值。当分离机构在飞机出现向前纵向负加速度超过9.0时，可分离。

根据以上分析，结合分离机构的空间限制，拉簧设计参数如表1。

表1 拉簧设计参数

2.1 仿真分离的输入设置

采用SolidWorks Motion软件[11]对分离机构的分离阀值进行仿真。SolidWorks Motion是一个虚拟原型机仿真工具。其借助工业动态仿真分析软件ADAMS的强力支持，能够帮助设计人员在设计前期判断设计是否能达到预期目标。

为便于仿真分析，加快仿真计算速度，降低计算机的内存压力，在不影响分析结果的条件下，对模型进行了合理简化。凸轮轴与组合镜架间的轴承连接、推杆与组合镜架及推杆滚轮的连接都设置为机械铰接配合。

为了更真实的仿真飞机在应急着陆条件时折转机构进行分离情况，以折转机构整体进行仿真。由于折转机构产生分离动作时凸轮轴与折转臂部分固接，把除组合镜架（含组合镜）、推杆、滚轮以外的所有零部件组合成刚性组。凸轮分别与滚轮、工作位置挡柱、分离位置挡块之间设置为实体接触，具体设置如图6所示。根据表1参数，计算出弹簧刚度为15.5 N/mm，弹簧设置参数如图7所示。

折转机构是通过安装座安装在机舱上方，其在紧急情况下所受到的冲击是通过安装座传递到组合镜架组件上，因此把驱动加速度加载到折转机构的安装座上。选用直线马达驱动，运动选用数据点、值选用加速度。标准CCAR-25-R4[5]规定，在地板处产生的最大负加速度必须在撞击后0.09 s内出现，并且必须至少达到16.0。即飞机在受到水平撞击后，负加速度峰值应在0.09 s达到16.0。以此设置加速度曲线，取三角波形[12]，其中，峰值为16＝156800 mm/s2。直线马达加载位置及加速度曲线如图8所示。图8（a）中显示了折转机构的工作位置姿态及重力加载方向。在图8（b）中，前0.05 s内加速度设为0，以模拟飞机匀速平稳飞行；
在0.05 s时刻飞机受到水平撞击负加速度值开始上升，飞机开始急剧减速。在随后0.09 s内负加速度值上升到最大值16.0。

图6 接触设置

图7 弹簧设置

2.2 仿真结果分析

为了判断分离机构的分离时机，以拉簧的伸长量变化为参照进行分析。分离机构的分离仿真结果见图9。图中，把加速度和拉簧拉伸长度随时间变化曲线整合在同一图中。在图9中，通过对比曲线1和曲线2可知，在时间为0.105 s时，即加速度＝9.98/s2＝95887 mm/s2时，弹簧长度开始拉伸变长，表明当飞机沿纵向产生的负加速度值大于9时，分离机构产生分离动作，达到预期设计的分离阀值。

为测定折转机构的分离阀值，在结构动态冲击试验台系统上进行了试验验证。试验按标准AS8055A[8]的规定要求进行。由于分离机构及其组成拉簧位于折转机构内部，无法直接观察测量。可通过观察组合镜旋转角度的变化来判断分离机构的分离时机。在折转机构的组合镜侧边上粘贴两个标记点，图10所示，在试验过程中用最大分辨率1024×1024像素、拍摄速率5400 fps高速摄像机拍摄记录两标记点连线在各个时刻的位置，各个时刻连线的位置相对初时连线的角度，即为组合镜分离角度变化。图11为折转机构在结构动态冲击试验台试验验证过程，图12为试验时冲击试验台加载加速度波形值及测得的折转机构组合镜分离角度变化曲线。

图8 直线马达加载位置及加速度曲线

1.加速度曲线；
2.拉簧拉伸长度变化曲线。

图10 试验标识点

图11 分离试验过程

由图12可以测得，约在0.107 s时，即加速度值为10.13/s2组合镜开始产生分离动作。与仿真相比，两者结果近似。试验结果的分离时间比仿真结果稍有滞后，是因为在仿真模型中忽略了各运动部件间的摩擦。试验结果验证了分离机构分离值达到了设计的要求，同时也验证了仿真结果的可行性及正确性。

民航客机HUD用可折叠式折转机构的分离值决定了飞机在应急着陆时，即当出向前纵向负加速度≥9.0，组合镜必须旋转分离出飞行员头部因惯性而前冲的运动轨迹之外，保证飞行员的安全。对分离机构的创新性研究，通过力学分析计算，确定了分离机构的拉簧的设计参数，应用SolidWorks Motions软件对分离机构的分离值进行了仿真分析，然后通过了试验验证。仿真分析及试验验证结果表明分离机构能够按照设计要求进行分离，满足机载HUD安全性要求。

1.加速度曲线；
2.组合镜分离角度变化曲线。

[1]中国民用航空局. 平视显示器应用发展路线图：民航发[2012]87号[R]. 2012.

[2]王全忠，高文正. 平视显示器在民用飞机上的应用研究[J]. 电光与控制，2014，21（8）：1-5.

[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

[5]中国民用航空局. 中国民用航空规章第25部运输类飞机适航标准：CCAR-25-R4[S]. 2011.

[6]刘津宇. 平视显示器在民航中的应用研究[J]. 民航学报，2020（5）：45-57.

[7]赵赶超，雷晶晶. 平视显示器（HUD）助力航空大发展[J]. 科技与创新，2019（10）：124-125.

[8]费益，季小琴，程金陵. 平视显示系统在民用飞机上的应用[J]. 光电与控制，2012，19（3）：95-99.

[9]王天璞. 航电设备改装市场的新商机[J]. 航空维修与工程，2019（7）：26-29.

[10]American Society of Automotive Engineers. Minimum Perfor-mance Standard for Airborne Head Up Display (HUD)：SAE AS8055A [S]. 2015.

[12]何永军. 民机旅客座椅的动态特性分析[J]. 民用飞机设计与研究，2012（增刊）：49-53.

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

沈阳新松机器人自动化股份有限公司研发项目：组合仪折转机构研制（212331）

乔曙光（1975－），男，河南伊川人，工学硕士，工程师，主要研究方向机器人机构学、特种机器人技术，E-mail：lycqsg@163.com。

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