捕獲軌跡試驗(yàn)技術(shù)是研究飛行器分離特性的風(fēng)洞特種試驗(yàn)技術(shù),為飛行器的安全高效分離和飛控系統(tǒng)的設(shè)計(jì)提供試驗(yàn)依據(jù)。本文研究風(fēng)洞捕獲軌跡試驗(yàn)系統(tǒng)中的六自由度機(jī)構(gòu)運(yùn)動(dòng)學(xué)、控制系統(tǒng)、分離軌跡生成等關(guān)鍵問題,設(shè)計(jì)了兩種集測量、氣動(dòng)解算和驅(qū)動(dòng)為一體的捕獲軌跡試驗(yàn)方法。本文開展的工作如下:(1)使用Denavit-Hartenberg參數(shù)法,建立了串聯(lián)六自由度機(jī)構(gòu)的正逆解算法,用于顯示和控制分離體模型的位姿,使用激光跟蹤儀對(duì)六自由度機(jī)構(gòu)的定位精度進(jìn)行檢測,并使用多項(xiàng)式擬合檢測的誤差結(jié)果,補(bǔ)償?shù)秸娼馑惴ㄖ?補(bǔ)償后的定位精度滿足試驗(yàn)要求。(2)使用牛頓第二定律和動(dòng)量矩定理建立了分離體在分離過程中的動(dòng)力學(xué)微分方程組,使用龍格-庫塔法求解微分方程組,獲得分離體實(shí)際分離軌跡和分離體模型在風(fēng)洞試驗(yàn)段內(nèi)需要運(yùn)動(dòng)的軌跡點(diǎn)。(3)設(shè)計(jì)了點(diǎn)到點(diǎn)間歇式運(yùn)動(dòng)的試驗(yàn)方法和軌跡連續(xù)運(yùn)動(dòng)的試驗(yàn)方法,前一種試驗(yàn)方法在解算軌跡點(diǎn)位置停下來后解算下一軌跡點(diǎn)位置,后一種試驗(yàn)方法運(yùn)動(dòng)到解算位置前提前解算下一軌跡位置并保證試驗(yàn)過程分離體模型按解算軌跡連續(xù)運(yùn)動(dòng)。這兩種試驗(yàn)方法都使用了電子凸輪來實(shí)現(xiàn)六自由度機(jī)構(gòu)的各軸聯(lián)動(dòng)。前一種試驗(yàn)方法使用五次多項(xiàng)式函數(shù)規(guī)劃相鄰兩解算軌跡點(diǎn)之間的中間路徑,后一種試驗(yàn)方法每次解算出多個(gè)軌跡點(diǎn),使用三次樣條插值函數(shù)和五次多項(xiàng)式函數(shù)規(guī)劃運(yùn)動(dòng)軌跡,減小了六自由度機(jī)構(gòu)帶動(dòng)分離體模型按軌跡運(yùn)動(dòng)時(shí)的速度和加速度的波動(dòng)。(4)仿真了隨時(shí)間變化的力和力矩作用下的分離軌跡,結(jié)果表明所設(shè)計(jì)的試驗(yàn)方法在給定初始條件和外力作用下具備獲得分離體準(zhǔn)確分離軌跡的能力。仿真了在隨位置變化的力和力矩作用下的分離軌跡,結(jié)果表明軌跡連續(xù)運(yùn)動(dòng)的試驗(yàn)方法與點(diǎn)到點(diǎn)間歇運(yùn)動(dòng)的試驗(yàn)方法所得的分離軌跡基本一致,僅在軌跡多次變向時(shí)存在小量誤差,但對(duì)真實(shí)風(fēng)洞試驗(yàn)條件下獲取的分離軌跡幾乎無影響,最后分析了兩種試驗(yàn)方法的實(shí)際運(yùn)動(dòng)軌跡,分析結(jié)果表明軌跡連續(xù)運(yùn)動(dòng)的試驗(yàn)方法效率更高。
【學(xué)位單位】：重慶大學(xué)
【學(xué)位級(jí)別】：碩士
【學(xué)位年份】：2018
【中圖分類】：V211.74
【部分圖文】：

圖 1.1 AEDC 4T 風(fēng)洞捕獲軌跡系統(tǒng)等軸測圖Fig 1.1 AEDC 4T wind tunnel captivetrajectory system isometric圖 1.2AEDC 4T 風(fēng)洞捕獲軌跡試驗(yàn)系統(tǒng)控制系統(tǒng)示意圖Fig 1.2 AEDC 4T wind tunnel captivetrajectory system control system diagram該捕獲軌跡試驗(yàn)系統(tǒng)的試驗(yàn)流程圖如圖 1.3 所示，整個(gè)系統(tǒng)由全尺寸分離體的氣動(dòng)系統(tǒng)，氣動(dòng)系數(shù)預(yù)估，全尺寸分離體力和力矩方程的求解以及輸出計(jì)算結(jié)果幾部分組成[11]。其中該系統(tǒng)使用的氣動(dòng)系統(tǒng)預(yù)估技術(shù)，減少軌跡生成所需的風(fēng)洞試驗(yàn)時(shí)間的同時(shí)還保證了分離軌跡預(yù)測的精度，在每個(gè)軌跡生成周期中，當(dāng)前軌跡點(diǎn)測量的氣動(dòng)系數(shù)與在前一個(gè)軌跡點(diǎn)所預(yù)測的同一軌跡點(diǎn)的氣動(dòng)系統(tǒng)進(jìn)行對(duì)比，如果兩個(gè)結(jié)果相差較大，則丟棄前一個(gè)計(jì)算周期中計(jì)算的軌跡數(shù)據(jù)，如果比較結(jié)果令人滿意，則在軌跡上定義該數(shù)據(jù)點(diǎn)，在連續(xù)多次成功的預(yù)測之后，軌跡生成步長增加 1 倍，在每次預(yù)測錯(cuò)誤后，軌跡生成步長減少 1 倍，軌跡生成步長的下限為求解運(yùn)動(dòng)方程的積分時(shí)間間隔。通過氣動(dòng)系數(shù)預(yù)估技術(shù)，每次獲得一條軌跡的風(fēng)洞運(yùn)行時(shí)間減少了 25%到 50%[9]。

圖 1.1 AEDC 4T 風(fēng)洞捕獲軌跡系統(tǒng)等軸測圖Fig 1.1 AEDC 4T wind tunnel captivetrajectory system isometric圖 1.2AEDC 4T 風(fēng)洞捕獲軌跡試驗(yàn)系統(tǒng)控制系統(tǒng)示意圖Fig 1.2 AEDC 4T wind tunnel captivetrajectory system control system diagram該捕獲軌跡試驗(yàn)系統(tǒng)的試驗(yàn)流程圖如圖 1.3 所示，整個(gè)系統(tǒng)由全尺寸分離體的氣動(dòng)系統(tǒng)，氣動(dòng)系數(shù)預(yù)估，全尺寸分離體力和力矩方程的求解以及輸出計(jì)算結(jié)果幾部分組成[11]。其中該系統(tǒng)使用的氣動(dòng)系統(tǒng)預(yù)估技術(shù)，減少軌跡生成所需的風(fēng)洞試驗(yàn)時(shí)間的同時(shí)還保證了分離軌跡預(yù)測的精度，在每個(gè)軌跡生成周期中，當(dāng)前軌跡點(diǎn)測量的氣動(dòng)系數(shù)與在前一個(gè)軌跡點(diǎn)所預(yù)測的同一軌跡點(diǎn)的氣動(dòng)系統(tǒng)進(jìn)行對(duì)比，如果兩個(gè)結(jié)果相差較大，則丟棄前一個(gè)計(jì)算周期中計(jì)算的軌跡數(shù)據(jù)，如果比較結(jié)果令人滿意，則在軌跡上定義該數(shù)據(jù)點(diǎn)，在連續(xù)多次成功的預(yù)測之后，軌跡生成步長增加 1 倍，在每次預(yù)測錯(cuò)誤后，軌跡生成步長減少 1 倍，軌跡生成步長的下限為求解運(yùn)動(dòng)方程的積分時(shí)間間隔。通過氣動(dòng)系數(shù)預(yù)估技術(shù)，每次獲得一條軌跡的風(fēng)洞運(yùn)行時(shí)間減少了 25%到 50%[9]。

1 緒 論得分離軌跡，大大地縮短了風(fēng)洞運(yùn)行時(shí)間。以色列飛沖式高速風(fēng)洞、美國 AEDC 的 4T 風(fēng)洞[19,20]，南美的 CAL1.2 米風(fēng)洞，其中印度 NAL1.2 米風(fēng)洞的捕獲軌跡試21]。這類在試驗(yàn)過程中能夠?qū)崿F(xiàn)軌跡連續(xù)運(yùn)動(dòng)的試驗(yàn)系機(jī)需要同時(shí)控制模型運(yùn)動(dòng)、求解運(yùn)動(dòng)方程和實(shí)時(shí)采集處數(shù)據(jù)。但試驗(yàn)效率也大大提高。

【參考文獻(xiàn)】

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1 馬東平;1.2米跨超聲速風(fēng)洞捕獲軌跡試驗(yàn)裝置控制系統(tǒng)的研制[D];國防科學(xué)技術(shù)大學(xué);2002年

本文編號(hào)：2825952