基于A(yíng)DAMS的機翼調姿動(dòng)力學(xué)仿真

第2期(總第165期)機械工程與自動(dòng)化No. 22011年4月MECHANICAL ENGiNEERING AUTOMATION文章編號:1672-6413(2011)02-0001-04基于 ADAMS的機翼調姿動(dòng)力學(xué)仿真∵劉永強,黃翔,方偉,李瀧果(南京航空航天大學(xué)機電學(xué)院,江蘇南京210016)摘要:闡述了飛機機翼調姿披術(shù)及調姿算法,利用五次多項式對機翼運動(dòng)軌跡進(jìn)行規劃。在 CATIA中完成了機奚調姿仿真模型,通過(guò) SIMDESIGN接口軟件將 CATIA模型導入 ADAMS,利用 ADAMS對機翼調姿過(guò)程進(jìn)行動(dòng)力學(xué)仿真,仿真結果表明,機翼調姿算法能滿(mǎn)足機翼調姿動(dòng)力學(xué)約東條件,且調姿誤差在允許的范圍內關(guān)鍵詞:機翼調姿;軌跡擬合; ADAMS;算法驗證中圖分類(lèi)號:V214.1+1:TP391.9文獻標識碼:A0引言姿系統的開(kāi)發(fā)周期,節約開(kāi)發(fā)成本。飛機總裝配是一項技術(shù)難度大、涉及各學(xué)科領(lǐng)域1機翼調姿技術(shù)的綜合性集成技術(shù),它在很大程度上決定了飛機的最1.1機翼調姿概述終質(zhì)量、制造成本和生產(chǎn)周期。大部件對接是飛機總飛機機翼調姿系統主要由測量系統、控制系統、精裝配中的核心技術(shù),主要包括機身與機身的對接、機確調姿定位器系統組成。測量系統用于實(shí)時(shí)跟蹤測量身與機翼的對接、機身與尾翼的對接等。傳統的手工機翼的位姿,并反饋于控制系統;控制系統根據機翼飛機大部件對接技術(shù)已經(jīng)不能滿(mǎn)足現代飛機的裝配要空間位姿解算機翼姿態(tài)方程,擬合出機翼定位器的運求,因此大部件自動(dòng)對接技術(shù)得到了發(fā)展。機翼調姿動(dòng)軌跡;調姿定位器系統在控制系統解出的軌跡驅動(dòng)是翼身自動(dòng)對接中的重要部分。利用 ADAMS虛擬樣下完成機翼調姿過(guò)程。機翼的空間位姿可由機翼上3機技術(shù)對機翼調姿過(guò)程進(jìn)行動(dòng)力學(xué)仿真可以有效地驗個(gè)測量點(diǎn)確定,但是為了減少調姿誤差,在機翼上建證機翼調姿算法的正確性、評估機翼運動(dòng)的平穩性、檢立4個(gè)測量點(diǎn),用于實(shí)時(shí)跟蹤測量機翼的位姿。整個(gè)測定位器驅動(dòng)力及主要承力部件的受力情況等,為工機翼調姿過(guò)程是一個(gè)實(shí)時(shí)控制與反饋的閉環(huán)系統,機程上機翼模擬件調姿做好前期準備,從而縮短機翼調翼調姿示意圖如圖1所示。跟蹤測量機翼調量系統控制系統“定位器系統機翼初始位置目標位置圖1機翼調姿示意圖1.2機翼調姿算法式(1)中:姿態(tài)矩陣A機翼空間位姿用歐拉角90、(1-2-3旋轉循 cecY sosd"y+cqv-cgvs+syv序)和坐標值p=(Ppp)表示,設調姿基準點(diǎn)的測-cy-8904y+ crcY cosY+sqy|,s表量坐標為p=(pp),測量點(diǎn)在機翼坐標系的坐標s0為p=(ppp),則p、p滿(mǎn)足:示sin,c表示cos。p=Ap+p°?！墒?1)可知,每測量一個(gè)基準點(diǎn)引入3個(gè)獨立方程,當測量點(diǎn)數等于2時(shí),方程個(gè)數與未知數個(gè)數相M凵中國煤化工垂國家大客專(zhuān)項項目(飛機大部件自動(dòng)對接軌跡與控制關(guān)鍵技術(shù)研究)收礦日期:2010-10-18;修回日期:2010-11-20CNMHG作者簡(jiǎn)介:劉永強(1986-),男陜西府谷人,在讀碩士研究生研究方向:飛機裝配與數字化飛機制造·2機械工程與自動(dòng)化2011年第2期等,即可求得各位姿參數的解。工程實(shí)際中,為減少p=Ap+p°?！?7)測量隨機誤差,往往測量3個(gè)以上的基準點(diǎn),測量點(diǎn)依據式(7)即可獲得0~t時(shí)間內各驅動(dòng)電機的所數超過(guò)2時(shí)式(1)變成了超越方程,可通過(guò)最小二乘法需驅動(dòng)。求解得到機翼的當前姿態(tài)。2機翼調姿動(dòng)力學(xué)仿真軌跡規劃后得到驅動(dòng)曲線(xiàn),軌跡規劃的初始位姿、2.1機翼調姿模型的建立目標位姿均已知;另外,在工程實(shí)踐中,調姿初始速根據某型號飛機數學(xué)模型,在 CATIA下建立翼度和終止速度應為零;同時(shí)為保證機翼調姿運動(dòng)光滑身自動(dòng)對接仿真模型,通過(guò) SIMDESIGN將 CATIA連續,還應保證初始加速度和終止加速度為零。由于建立的模型導入 ADAMS環(huán)境下。利用 ADAMS修改機翼調姿運動(dòng)有6個(gè)約束條件,可采用五次多項式進(jìn)了機翼調姿模型各部件屬性,并調整機翼調姿模型在行擬合,軌跡方程可用式(2)表示(以歐拉角調整為整體坐標系下位置,完成的機翼調姿模型如圖2所示。例):模型主要包括機翼、定位器、叉耳工藝接頭、球鉸工f,(t)=ao tat+azt'+++ast藝接頭,其中定位器1、定位器2通過(guò)球鉸工藝接頭與………(2)機翼連接,定位器3將工程約束條件代入式(2),可得:2中P1、P2、P3、P4點(diǎn)為機翼位姿測量點(diǎn)。了f(0)=9機翼4個(gè)測量點(diǎn)f(t)=9+a1t+a2t12+a2t3+a4t+at=f(0)=0f(t/)=0定位器3定位器2f"(t)=0定位器1(3)其中:t;為調姿時(shí)間;∫(0)=9、f(t/)=9分別為起圖2翼身自動(dòng)對接仿真模型始、終止時(shí)刻姿態(tài)角。令△g=9-9,求解式(3)可得:根據機翼調姿算法要求,在模型上添加相應的運f()=25-1544+19x+9.……(動(dòng)副、載荷及驅動(dòng)。其中機翼固定于工藝接頭上,球鉸工藝接頭與定位器之間添加球鉸副,又耳工藝接頭同理,利用f()類(lèi)似的計算方法,可獲得0、y的可以繞X、Y、Z軸旋轉,通過(guò)繞Z軸旋轉副與定位器運動(dòng)軌跡為:連接,各定位器在X、Y、Z向添加滑移副。根據工程()=50-154-+102+0上某型號飛機機翼質(zhì)量修改機翼的質(zhì)量屬性與質(zhì)心位置。機翼調姿算法要求在定位器1上添加X(jué)、Y、Z-9-12+1y+驅動(dòng),定位器2上添加Y、Z向驅動(dòng)3上添Z向驅動(dòng)?！?5)2.2機翼調姿動(dòng)力學(xué)仿真過(guò)程聯(lián)立式(1)、式(4)、式(5)可得調姿過(guò)程中,機翼上任意點(diǎn)P的動(dòng)態(tài)坐標值為:為了方便地確定機翼的目標位置和初始位置,將p=Ap+p°?！?6)導人 ADAMS的調姿模型在整體坐標系下的位置作為目標位置,測量機翼上4個(gè)測量點(diǎn)坐標,作為目標其位置測量點(diǎn)坐標。在定位器運動(dòng)范圍內,通過(guò)直線(xiàn)軌cfeukJyn) sfoa跡驅動(dòng)定位器,使機翼運動(dòng)到初始位置,并測得機翼測量點(diǎn)在初始位置的坐標值。機翼上4個(gè)測量點(diǎn)的初ericson)始位置和目標位置的坐標值見(jiàn)表1。設電機相對機翼的位置為p,根據式(6),電機的動(dòng)軌跡pm為:表1機翼測量點(diǎn)初始位置與目標位置坐標mm機翼測量點(diǎn)初始位置坐標中國煤化工zPI39150104-1635.11_2501.8513CNMHG457373866991222247432:3606237.7615P1267.5624-1534.6331242549113.9713158.1022550126418.32041235.44092542.31176368.43261026.72032730.21122011年第2期劉永強,等:基于 ADAMS的機翼調姿動(dòng)力學(xué)仿真32.3機翼調姿仿真結采處理為防止調姿過(guò)程中機翼受力過(guò)大而損壞,工程上由于機翼調姿控制軟件給出的驅動(dòng)總時(shí)間為對工藝接頭處的受力有一定要求,要求工藝接頭處所10s,因此編寫(xiě)仿真時(shí)間為10s,仿真步長(cháng)為15000的受的最大力不得超過(guò)10000N。機翼調姿仿真過(guò)程中仿真腳本得到了3個(gè)工藝接頭受力曲線(xiàn),見(jiàn)圖6。由圖6得知定機翼調姿動(dòng)力學(xué)仿真結束后,通過(guò)測量機翼質(zhì)心位器1工藝接頭所受最大力為47919502N,定位器處的位移、速度、加速度曲線(xiàn),驗證機翼調姿算法擬2工藝接頭所受最大力為68980804N,定位器3工合出的機翼運動(dòng)軌跡能否使機翼調姿運動(dòng)過(guò)程較為平藝接頭所受最大力為37121313N,均在工程允許的穩。機翼質(zhì)心處的位移曲線(xiàn)、速度曲線(xiàn)、加速度曲線(xiàn)范圍之內如圖3所示。從圖3可以看出機翼調姿仿真過(guò)程中,速度最大值為26.1604mm/s,加速度最大值為2952.592604mm/s2,且速度和加速度曲線(xiàn)較為平滑,數值沒(méi)有出現驟變,表明機翼能進(jìn)行平穩的調姿運動(dòng)。2935.0定位器驅動(dòng)點(diǎn)的速度、加速度、驅動(dòng)力曲線(xiàn)可以(a)位移曲線(xiàn)檢驗定位器的驅動(dòng)電機能否滿(mǎn)足機翼調姿運動(dòng)的要求。各定位器驅動(dòng)的速度、加速度曲線(xiàn)如圖4所示,理想狀態(tài)下調姿所需驅動(dòng)力曲線(xiàn)如圖5所示。從圖4可得出所有驅動(dòng)的最大速度為25.4131mm/s,最大加速度為9.2602mm/s2,且速度曲線(xiàn)和加速度曲線(xiàn)均t/s(b)速度曲線(xiàn)很光滑。從圖5可知理想狀態(tài)下驅動(dòng)力最大值為7086.7913N,驅動(dòng)曲線(xiàn)較為光滑。工程上定位器驅動(dòng)電機在理想狀態(tài)下的參數分別為:最大速度40mm/s,最大加速度20mm/s2,最大驅動(dòng)力15000N。仿真結果表明,機翼調姿算法擬合出的定位c)加速度曲線(xiàn)器驅動(dòng)軌跡可由工程上定位器驅動(dòng)電機實(shí)現。圖3機翼質(zhì)心點(diǎn)位移、速度、加速度曲線(xiàn)10■■■■■□■■■■1-定位器1的X向速度;2一定位器1的Y向速度1一定位器1的X向加速度;2-定位器1的Y向加速度3-定位器1的Z向速度;4一定位器2的Y向速度;中國煤化工2的y向加速度5一定位器2的Z向速度;6—定位器3的Z向速度3的Z向加速度(a)速度曲線(xiàn)CNMHG圖4機屬定位器驅動(dòng)位置速度與加速度曲線(xiàn)機翼調姿仿真結束后,機翼上4個(gè)測量點(diǎn)坐標分別為P1(-4043.90011516.7523機械工程與自動(dòng)化2011年第2期2364.6404)、P2(-4012.9508-2107.3321差值可知,機翼調姿仿真結束后,測量點(diǎn)坐標與目標2337.7727)、P3(1135.9802位置坐標差值非常小,在工程實(shí)際翼身對接過(guò)程允許2556.4204)、P(6368.43021026.7207的范圍內,表明機翼調姿算法能精準地將機翼從初始2730.2215),與目標位置的偏差見(jiàn)表2。從表2所示位置運動(dòng)到目標位置。4定位器1的驅動(dòng)力5定位器2的驅動(dòng)力5500:16定位器3的向驅動(dòng)力定位器1的X向驅動(dòng)2_定位器l的Y向驅動(dòng)定位器2的向驅動(dòng)力3500L:(a)X、Y向驅動(dòng)力(b)z向驅動(dòng)力圖5機翼定位器驅動(dòng)力曲線(xiàn)70003結論利用 ADAMS完成飛機機翼調姿過(guò)程的動(dòng)力學(xué)仿真,仿真結果表明機翼調姿算法能保證機翼平穩精確地從初始位置運動(dòng)到目標位置;調姿控制軟件擬合1定位器1的工藝接頭受出的定位器驅動(dòng)軌跡均能由工程上的驅動(dòng)電機實(shí)現;2定位器的工藝接頭受工藝接頭的受力情況表明仿真過(guò)程能滿(mǎn)足工程上的受位器3的工藝接頭受力500力要求。參考文獻[1]黃翔李瀧杲陳磊,等民用飛機大部件數字化對接關(guān)鍵技術(shù)[].航空制造技術(shù),2010(3):54-56.[2]李原邵毅余劍鋒.飛機部件裝配的路徑規劃算法研究與實(shí)現[J].計算機輔助設計與制造,1999(12):18-20[3]董江華,姜大成基于 CATIA和 ADAMS的曲柄機構虛圖6工藝接頭受力曲線(xiàn)擬樣機運動(dòng)仿真[J].制造業(yè)信息化,2009(2):11112表2調姿后機翼測量點(diǎn)坐標偏差[4]高大華,胡曉兵基于 ADAMS的六自由度關(guān)節型搬運機器人運動(dòng)學(xué)仿真分析[J].現代設計與先進(jìn)制造技術(shù),偏差機翼測歌點(diǎn)2010,39(1):37-40[5]趙偉,李洪彪,基于 ADAMS的飛機除冰車(chē)臂架調平機構01070.0135寫(xiě)仿真分析[]工程機械,2010,41(2):20-230.07180.01030.080Dynamic Simulation of Aircraft Wing Adjustment by ADAMSLIU Yong-qiang, HUANG Xiang, FANG Wei, LI Shuang-gao(College of Mechanical and Electrical Engineering, Nanjing University of Aeronautics Astronautics, Nanjing 210016, China)Abstract: Aircraft wing adjustment technology and its algorithm are in中國煤化工 omial is used to fit thetrajectories of wing. After the simulation model of wing is built byCNMHs by interface softwareSIMDESIGN. Then wing adjustment procedure is simulated and analmnuuauivn vaults show that the wingadjustment algorithm can satisfy the dynamic constraints of wing adjustment and adjustment error can also be controlled.Key words: wing adjustment; trajectories fitting: ADAMS: algorithm validation