基于ADAMS飛行動(dòng)力學(xué)仿真_圖文

1、江蘇航空2010增刊基于ADAMS 飛行動(dòng)力學(xué)仿真王杰韓景龍(南京航空航天大學(xué)航空宇航學(xué)院, 南京, 210016摘要:在虛擬樣機(jī)分析軟件A DA M S 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G FO SU B 編寫空氣動(dòng)力計(jì)算子程序, 同時(shí)在M AT L AB/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M A T L A B 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。關(guān)鍵詞:折疊翼; A DA M S; 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

2、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)境下通過大幅度的改變機(jī)翼形狀來完成特定的飛行任務(wù), 機(jī)翼全部展開以得到大的升阻比, 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。在未來的飛行器的研制與開發(fā)過程中, 折疊翼飛行器 將是其中重要的組成部分。ADAMS 用戶子程序更具有通用性, 可以利用編程語言來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

3、數(shù)表達(dá)式所沒有的通用性和靈活性。采用Rog er 有理函數(shù)擬合法, 由NA ST RAN 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), 通過自編FORTRAN 格式的ADAM S 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ADAM S . Solv er 求解器可求得當(dāng)前時(shí)刻步的位移、速度、加速度。通過時(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ADAM S 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

4、平衡時(shí), 氣動(dòng)力與彈性變形之間是相互協(xié)調(diào)的A DAM S 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1折疊翼飛行器概念圖虛擬樣機(jī)分析軟件M D . ADAM S 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)?？梢苑奖愕匕袮DAMS 軟件和飛行力學(xué)問題結(jié)合起來, 大大簡(jiǎn)化復(fù)雜飛行力學(xué)問題的求解過程。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, 嘗試通過多體動(dòng)力學(xué)軟件M D.

5、ADAMS 來建立飛機(jī)飛行動(dòng)力學(xué)模型, 分析折疊過程中的動(dòng)力學(xué)響應(yīng)。1折疊翼飛行器氣動(dòng)參數(shù)ADAM S 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)2010增刊王杰, 等:基于ADAM S 飛行動(dòng)力學(xué)仿真452ADAMS 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M D. ADAM S 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

6、何外形與內(nèi)部質(zhì)量分布均對(duì)稱。是ADAM S 內(nèi)置函數(shù), 它x 軸上的速度分量, “VX ”可以根據(jù)飛行過程中的當(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。2. 2ADAMS 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)ADAM S 與M AT -LAB 的聯(lián)合仿真。ADAM S/Co ntrols 是A DAM S 軟件包中的一個(gè)集成可選模塊, 它可以將A DAM S 的系統(tǒng)模型與控制系統(tǒng)應(yīng)用軟件(如:M AT LAB 連接起來, 通過在控制系統(tǒng)中建立控制系統(tǒng)框圖來建立包括控制系統(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

7、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ADAM S Plant 模型組成。控制模塊是在M AT LAB/Simulink 搭建, ADAMS Plant 是通過在A DAM S 中定義輸入和輸出之后, 以Plant 子模塊的形式導(dǎo)入到M AT -LAB, 與控制模塊形成反饋回路, 從而實(shí)現(xiàn)聯(lián)合仿圖3折疊 翼飛行器物理模型真。利用ADAM S/View 以及ADAMS/Control 生成M ATLAB 仿真模塊, 步驟如下:圖5聯(lián)合仿真示意圖圖4狀態(tài)變量定義(1 建立狀態(tài)變量(State variable 例如質(zhì)心的速度、角速度、位移以

8、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ADAM S/Contr ol Plant Ex po rt 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(M ATLAB , 即可生成adams -sys. mdl 和Co ntro ls -plant. m 文件;(4 將MA TLAB 與ADA MS 的工作路徑設(shè)為一致, 打開MA TLAB 窗口, 在命令行中輸入Co

9、n-trols -plant 和adams -sys 就可生成折疊翼飛行的動(dòng)力學(xué)模塊。到此ADAM S 動(dòng)力學(xué)仿真模型已經(jīng)建立完成。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)身是通過旋轉(zhuǎn)鉸鏈連接。折疊翼飛行器在飛行過程中外翼保持水平, 內(nèi)翼相對(duì)于機(jī)身折疊, 折疊角度可以達(dá)到130C 。飛行控制仿真需要飛機(jī)飛行過程中的眾多的參數(shù), 如飛機(jī)繞質(zhì)心的三個(gè)平動(dòng)速度(V x 、V y 、V z 和轉(zhuǎn)動(dòng)速度( x 、 y 、 z , 飛機(jī)質(zhì)心位置(x 、y 、h 以及飛機(jī)的三個(gè)歐

10、拉角( , , ! 等等。上述中的飛行參數(shù)都可以在ADAM S 軟件中通過定義狀變量的 方式實(shí)現(xiàn), 例如V x 的定義如圖4, 圖中“F (time =VX 4 46江蘇航空2010增刊圖6A DA M S Plant 內(nèi)部構(gòu)成3MATLAB 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5度控制系統(tǒng)。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

11、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。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)圖圖7俯仰角控制系統(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。2010增刊王杰, 等:基于ADAM S 飛行動(dòng)力學(xué)仿真474仿真結(jié)果在M ATLAB 中構(gòu)造仿真框圖,

12、設(shè)置仿真參數(shù), 點(diǎn)擊仿真按鈕。M AT LAB 在初始化仿真求解過程中, 同時(shí)觸發(fā)ADAMS /So lver 的求解器, 兩個(gè)軟件的求解過程各自運(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06s 時(shí)間段中是處在折疊的過程中。02s 時(shí)間段, 飛機(jī)處在飛行配平過程, 飛機(jī)的攻角開始變大, 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

13、機(jī)的平衡, 必須增大攻角, 所以在整個(gè)折疊過程中除了剛開始配平階段, 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)的飛行過程有一定的偏差。正如圖 11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, 由此造成在折疊過程中, 其升降舵偏轉(zhuǎn)角度的變化頻率很快。5結(jié)束語本文主要通過MD. ADAM S 軟件建立飛行仿真的動(dòng)力學(xué)模型, 充分的發(fā)揮ADAM S 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

14、學(xué)和飛行控制如何在ADAM S 軟件平臺(tái)上構(gòu)建。解決了飛行變量如何在ADAM S 中定義, 以及ADA MS 與MAT LAB 聯(lián)合中的一些關(guān)鍵參數(shù)描述, 并通過折疊翼飛行器的動(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A DA M S 上的實(shí)踐M .北京:機(jī)械工業(yè)出版社, 2002.2A r mando R. Ro dr ig uez, M o rphing aircr aft t echnolog ysurv ey C/45t h A IA A A ero space Sciences M eeting and Exhibit , R eno , N ev ada , 2007.3薛定宇. 反饋控制系統(tǒng)分析與設(shè)計(jì)M A T LA B 諳圖10 攻角變化規(guī)律言應(yīng)用M . 第1版. 北京:清華大學(xué)出版社. 2000.4R. W. W le