本文關(guān)鍵詞：飛行器動(dòng)力學(xué)

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    來(lái)源：第三維度

    作者：王杰 韓景龍

    單位：南京航空航天大學(xué)航空宇航學(xué)院

    摘要: 在虛擬樣機(jī)分析軟件 ADAMS平臺(tái)上建立折疊翼飛機(jī)的動(dòng)力學(xué)模型 ,根據(jù)當(dāng)前飛行狀態(tài) ,利用 GFO SU B編寫空氣動(dòng)力計(jì)算子程序 ,同時(shí)在 MATLAB/Simulink中設(shè)計(jì)控制模塊 ,定義控制模塊與動(dòng)力學(xué)模型之間的接口參數(shù) ,在 MATLAB環(huán)境下進(jìn)行交互式聯(lián)合仿真 ,成功實(shí)現(xiàn)了折疊翼飛行器動(dòng)力學(xué)仿真。

    引言

    傳統(tǒng)的飛行器設(shè)計(jì)通常采用小幅度改變機(jī)翼外形的方法 ,如采用前緣縫翼、后緣襟翼、變后掠角、變翼型彎度、變展長(zhǎng)等方法 ,以適應(yīng)起降、巡航和高速飛行等不同的飛行狀態(tài)。但這種方法機(jī)構(gòu)復(fù)雜、功能受限、效率較低 ,難以適應(yīng)較廣范圍內(nèi)飛行條件的變化。然而可折疊飛行器可以在不同飛行環(huán)境下通過(guò)大幅度的改變機(jī)翼形狀來(lái)完成特定的飛行任務(wù) ,機(jī)翼全部展開(kāi)以得到大的升阻比 ,長(zhǎng)的留空時(shí)間 ,利于起飛或巡航;在高速或機(jī)動(dòng)飛行時(shí) ,機(jī)翼折疊以減小飛行阻力 ,以得到高的沖刺速度。 在未來(lái)的飛行器的研制與開(kāi)發(fā)過(guò)程中 ,折疊翼飛行器將是其中重要的組成部分。

圖1 折疊翼飛行器概念圖

    虛擬樣機(jī)分析軟件 MD.ADAMS具有快速系統(tǒng)建模和強(qiáng)大的仿真分析功能 ,其可視化的用戶操作界面大大降低仿真的復(fù)雜程度 [1]。根據(jù)其提供的開(kāi)放式程序接口 ,編寫計(jì)算氣動(dòng)力/力矩和推力的外部用戶函數(shù)�？梢苑奖愕匕� ADAMS軟件和飛行力學(xué)問(wèn)題結(jié)合起來(lái) ,大大簡(jiǎn)化復(fù)雜飛行力學(xué)問(wèn)題的求解過(guò)程。本文以洛克希德· 馬丁公司提出的可折疊變形機(jī)翼為研究對(duì)象[2],嘗試通過(guò)多體動(dòng)力學(xué)軟件 MD.ADAMS來(lái)建立飛機(jī)飛行動(dòng)力學(xué)模型 ,分析折疊過(guò)程中的動(dòng)力學(xué)響應(yīng)。

     1 折疊翼飛行器氣動(dòng)參數(shù)

    ADAMS中調(diào)用自身函數(shù)的方法可以實(shí)現(xiàn)一般載荷的加載 ,而對(duì)于定義復(fù)雜的隨時(shí)間變化的氣動(dòng)載荷具有一定局限性, 可以說(shuō)很難實(shí)現(xiàn)。

    ADAMS用戶子程序更具有通用性 ,可以利用編程語(yǔ)言來(lái)定義模型元素或者特定的輸出。用戶可以將函數(shù)表達(dá)式寫成子程序的形式并將其與 ADAMS/View 連接 ,它具有函數(shù)表達(dá)式所沒(méi)有的通用性和靈活性。

    采用 Roger有理函數(shù)擬合法 ,由 N ASTRAN偶極子格網(wǎng)法求得的若干折減頻率下的非定常氣動(dòng)力系數(shù)矩陣 ,導(dǎo)出任意運(yùn)動(dòng)情況下的非定常氣動(dòng)力近似表達(dá)式。 根據(jù)當(dāng)前時(shí)刻下的飛行狀態(tài) ,通過(guò)自編 FO RT RAN格式的 ADAMS GFOSUB子程序 ,將包括初始?xì)鈩?dòng)力在內(nèi)空氣動(dòng)力加載到柔性體各個(gè)節(jié)點(diǎn)上 ,模擬真實(shí)飛行狀態(tài)。

    通過(guò) ADAMS.Solver求解器可求得當(dāng)前時(shí)刻步的位移、速度、加速度。通過(guò)時(shí)間步循環(huán)迭代即可得出各個(gè)時(shí)刻的位移、速度、加速度、節(jié)點(diǎn)氣動(dòng)力等。在 ADAMS平臺(tái)上采用的松耦合方法 ,采取措施是預(yù)先使機(jī)翼處于靜氣彈平衡狀態(tài)。靜氣彈平衡時(shí) ,氣動(dòng)力與彈性變形之間是相互協(xié)調(diào)的 ADAMS軟件中 , GFOSUB是定義六個(gè)方向組合力的用戶子程序 ,適合用于加載各個(gè)節(jié)點(diǎn)的氣動(dòng)載荷。 自編GFOSUB子程序計(jì)算流程圖如圖2所示。

圖2 氣動(dòng)力子程序流程圖

    2 ADAMS飛機(jī)動(dòng)力學(xué)模型

    2.1 物理模型與飛行狀態(tài)變量

　　本文舍去了繁瑣的數(shù)學(xué)公式的推導(dǎo) ,直接利用MD.ADAMS軟件的建模功能 ,建立飛機(jī)的飛行仿真模型 ,在建立模型之前有如下假設(shè): 飛機(jī)機(jī)身是剛體 ,內(nèi)翼和外翼是柔性體 ,且質(zhì)量是常數(shù);地面為慣性參考系;重力加速度不隨飛行高度而變化;假設(shè)機(jī)體 X軸和 Z軸處于飛機(jī)對(duì)稱面內(nèi) ,且飛機(jī)的幾何外形與內(nèi)部質(zhì)量分布均對(duì)稱。

圖 3 折疊翼飛行器物理模型

　　根據(jù)以上假設(shè)在 ADAMS中建立如圖 3的折疊翼飛機(jī)的物理模型 ,由圖可以看出 ,可折疊飛行器由機(jī)身 (綠色 )、內(nèi)翼 (黃色 )和外翼 (白色 )三部分組成 ,內(nèi)翼和外翼以及內(nèi)翼和機(jī)身是通過(guò)旋轉(zhuǎn)鉸鏈連接。折疊翼飛行器在飛行過(guò)程中外翼保持水平 , 內(nèi)翼相對(duì)于機(jī)身折疊 , 折疊角度可以達(dá)到 130°C[4]。

    飛行控制仿真需要飛機(jī)飛行過(guò)程中的眾多的參數(shù) ,如飛機(jī)繞質(zhì)心的三個(gè)平動(dòng)速度 (Vx、 Vy、 Vz )和轉(zhuǎn)動(dòng)速度 (kx、ky、kz ) ,飛機(jī)質(zhì)心位置 (x、 、 h )以及飛機(jī)的三個(gè)歐拉角 (j,θ,h)等等。 上述中的飛行參數(shù)都可以在 ADAMS軟件中通過(guò)定義狀變量的方式實(shí)現(xiàn) ,例如 Vx 的定義如圖 4,圖中“ F(time)=VX (fuselage.cm)”代表的是機(jī)身質(zhì)心在全局坐標(biāo)x 軸上的速度分量 ,“ VX”是 ADAMS內(nèi)置函數(shù) ,它可以根據(jù)飛行過(guò)程中的當(dāng)前狀態(tài)返回此刻的狀態(tài)值。 其他的參數(shù)定義類似 ,此處不一一列舉。

圖4 狀態(tài)變量定義

    2.2 ADAMS Plant模型

    建立起折疊翼飛行器的物理模型和定義飛行狀態(tài)變量參數(shù)之后 ,便是要實(shí)現(xiàn) ADAMS與 M A TLAB的聯(lián)合仿真。 ADAMS/Cont rols是 ADAMS軟件包中的一個(gè)集成可選模塊 ,它可以將 ADAMS的系統(tǒng)模型與控制系統(tǒng)應(yīng)用軟件 (如: MATLAB)連接起來(lái) ,通過(guò)在控制系統(tǒng)中建立控制系統(tǒng)框圖來(lái)建立包括控制系統(tǒng)和氣動(dòng)系統(tǒng)等仿真模型。實(shí)現(xiàn)在控制系統(tǒng)軟件環(huán)境下進(jìn)行交互式仿真 ,此外還可以在 ADAMS/View 中觀察仿真動(dòng)態(tài)結(jié)果。

　　如圖 5所示 ,系統(tǒng)由控制模型和 ADAMS Plant模型組成。 控制模塊是在 M A T LAB/Sim ulink搭建 , ADAMS Pla nt 是通過(guò)在 ADAMS中定義輸入和輸出之后 ,以 Plant子模塊的形式導(dǎo)入到 M A TLAB,與控制模塊形成反饋回路 ,從而實(shí)現(xiàn)聯(lián)合仿真。

圖5 聯(lián)合仿真示意圖

    利用 ADAMS/View以及 ADAMS/Cont rol生成 MATLAB仿真模塊 ,步驟如下:

    (1)建立狀態(tài)變量 (State variable)例如質(zhì)心的速度、角速度、位移以及舵面偏轉(zhuǎn)等;

    (2)建立 Plant Inputs和 Plant Outputs, Plant Inputs是輸入狀態(tài)變量的集合 , Plant Outputs是輸出狀態(tài)變量的集合;

    (3)在 ADAMS/Co nt rol Plant Expor t中設(shè)置仿真任務(wù)的名稱 (例如 Controls plant) ,指定 Plant Inputs/Outputs變量名和仿真軟件 (MATLAB) ,即可生成 ADAMS-sys.m dl和 Cont rols-plant.m文件;

    (4)將 MATLAB與 ADAMS的工作路徑設(shè)為一致 ,打開(kāi) MATLAB窗口 ,在命令行中輸入 Controls plant和 adams sys就可生成折疊翼飛行的動(dòng)力學(xué)模塊。

    到此 ADAMS動(dòng)力學(xué)仿真模型已經(jīng)建立完成。余下的便是如何實(shí)現(xiàn)飛行控制。

圖6 ADAMS Plant內(nèi)部構(gòu)

    3 MATLAB控制模塊

    根據(jù)飛行控制原理 ,系統(tǒng)設(shè)計(jì)回路要先內(nèi)后外 ,頻帶要先寬后窄。 因此 ,在設(shè)計(jì)飛控系統(tǒng)時(shí) ,需將歐拉角回路設(shè)為內(nèi)回路 ,質(zhì)心位置設(shè)為外回路。歐拉角回路是飛行高度、航向、航跡等外回路控制的基礎(chǔ)。因此 ,在設(shè)計(jì)縱向回路飛行控制系統(tǒng)時(shí) ,先設(shè)計(jì)俯仰角回路控制系統(tǒng) ,然后在此基礎(chǔ)上設(shè)計(jì)高度控制系統(tǒng)[5]。

    如圖 7所示整個(gè)俯仰角控制系統(tǒng)是由外回路內(nèi)回路 (俯仰角速率反饋回路 )構(gòu)成的內(nèi)回路中俯仰角速率反饋的引入相當(dāng)于改變了飛機(jī)縱向阻尼導(dǎo)數(shù) ,增加了縱向阻尼,從而使其短周期模態(tài)的阻尼特性得到了改善;外回路則構(gòu)成了俯仰角穩(wěn)定回路,可以改善飛機(jī)長(zhǎng)周期模態(tài)的阻尼特性。

圖7 俯仰角控制系統(tǒng)控制律結(jié)構(gòu)圖

    飛行高度控制系統(tǒng)是在飛機(jī)縱向姿態(tài)控制系統(tǒng)的基礎(chǔ)上再加上高度控制敏感元件構(gòu)成的。圖 8即為無(wú)人機(jī)高度控制系統(tǒng)原理框圖。

圖8 高度控制系統(tǒng)控制律結(jié)構(gòu)圖

    至于 PID參數(shù)如何選取 ,具體可以參閱文獻(xiàn)[6]中的說(shuō)明 ,限于篇幅所限 ,以下直接給出基于PID的高度控制系統(tǒng)仿圖。

圖 9 基于 PID的高度控制系統(tǒng)仿真框圖

    4 仿真結(jié)果

    在 MATLAB中構(gòu)造仿真框圖 ,設(shè)置仿真參數(shù) ,點(diǎn)擊仿真按鈕。 MATLAB在初始化仿真求解過(guò)程中 ,同時(shí)觸發(fā) ADAMS/Solver 的求解器 ,兩個(gè)軟件的求解過(guò)程各自運(yùn)行 ,只是在交換輸入和輸出信息的時(shí)候才傳遞數(shù)據(jù)。 這個(gè)便是所謂的聯(lián)合仿真。 仿真完成后 ,得到如下的結(jié)果。

    飛機(jī)在 0～ 6 s時(shí)間段中是處在折疊的過(guò)程中。0～ 2 s時(shí)間段 ,飛機(jī)處在飛行配平過(guò)程 ,飛機(jī)的攻角開(kāi)始變大 ,此時(shí) ,飛機(jī)受到的氣動(dòng)力變大 ,為了平衡氣動(dòng)力增加量 ,保持飛行航跡路線 ,此時(shí) ,舵偏角必須有個(gè)負(fù)值 ,以抵消由于攻角變大而引起的氣動(dòng)力改變量 ,如圖 10和 11所示。此后機(jī)翼開(kāi)始折疊 ,隨著折疊的進(jìn)行 ,機(jī)翼的參考面積減少 ,此時(shí)如果要保持飛機(jī)的平衡 ,必須增大攻角 ,所以在整個(gè)折疊過(guò)程中除了剛開(kāi)始配平階段 ,飛機(jī)的攻角是呈增大的趨勢(shì)。

    以上得到的仿真結(jié)果 ,只是純粹的理論計(jì)算與分析 ,與現(xiàn)實(shí)的飛行過(guò)程有一定的偏差。 正如圖 11圖 10 攻角變化規(guī)律圖 11 升降舵偏轉(zhuǎn)角的變化規(guī)律中所示舵面偏轉(zhuǎn)的角度很大 ,分析原因可能是由舵面產(chǎn)生的氣動(dòng)參數(shù)對(duì)整體氣動(dòng)力貢獻(xiàn)很小 ,由此造成在折疊過(guò)程中 ,其升降舵偏轉(zhuǎn)角度的變化頻率很快。

    5 結(jié)束語(yǔ)

    本文主要通過(guò) M D.ADAMS軟件建立飛行仿真的動(dòng)力學(xué)模型 ,充分的發(fā)揮 ADAMS軟件作為多體系動(dòng)力學(xué)仿真平臺(tái)的優(yōu)勢(shì) ,避免了大量繁瑣的公式的推導(dǎo) ,特別在非傳統(tǒng)的飛機(jī)結(jié)構(gòu)布局 ,例如折疊翼、伸縮翼和變后掠角等飛機(jī)的動(dòng)力學(xué)仿真方面優(yōu)勢(shì)更加明顯。

    研究飛行力學(xué)和飛行控制如何在 ADAMS軟件平臺(tái)上構(gòu)建。解決了飛行變量如何在 ADAMS中定義 ,以及 ADAMS與 MATLAB聯(lián)合中的一些關(guān)鍵參數(shù)描述 ,并通過(guò)折疊翼飛行器的動(dòng)力學(xué)仿真 ,初步的驗(yàn)證了上述方法的可行性 ,得出的飛行控制參數(shù)變化規(guī)律也和基本的飛行知識(shí)相吻合 ,同時(shí)也為飛行器初期的設(shè)計(jì)提供必要的理論參考。

    參考文獻(xiàn):

    [1] 王國(guó)強(qiáng).虛擬樣機(jī)技術(shù)及其在 AD AM S上的實(shí)踐 [M].北京: 機(jī)械工業(yè)出版社 , 2002.

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    [3] 薛定宇 .反饋控制系統(tǒng)分析與設(shè)計(jì)— —MATLAB諳言應(yīng)用 [M].第 1版 .北京: 清華大學(xué)出版社 .2000.

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    [7] 馬毅.基于 MATLAB和 ADAMS的飛艇運(yùn)動(dòng)仿真[C]//2007年中國(guó)浮空器大會(huì)論文集 , 2007.

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本文編號(hào)：1185006