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基于 ADAMS 飞行动力学仿真
2015年11月4日    评论:    分享:
    来源:第三维度
    作者:王杰 韩景龙
    单位:南京航空航天大学航空宇航学院

    摘要: 在虚拟样机分析软件 ADAMS平台上建立折叠翼飞机的动力学模型 ,根据当前飞行状态 ,利用 GFO SU B编写空气动力计算子程序 ,同时在 MATLAB/Simulink中设计控制模块 ,定义控制模块与动力学模型之间的接口参数 ,在 MATLAB环境下进行交互式联合仿真 ,成功实现了折叠翼飞行器动力学仿真。

    引言

    传统的飞行器设计通常采用小幅度改变机翼外形的方法 ,如采用前缘缝翼、后缘襟翼、变后掠角、变翼型弯度、变展长等方法 ,以适应起降、巡航和高速飞行等不同的飞行状态。但这种方法机构复杂、功能受限、效率较低 ,难以适应较广范围内飞行条件的变化。然而可折叠飞行器可以在不同飞行环境下通过大幅度的改变机翼形状来完成特定的飞行任务 ,机翼全部展开以得到大的升阻比 ,长的留空时间 ,利于起飞或巡航;在高速或机动飞行时 ,机翼折叠以减小飞行阻力 ,以得到高的冲刺速度。 在未来的飞行器的研制与开发过程中 ,折叠翼飞行器将是其中重要的组成部分。


图1 折叠翼飞行器概念图

    虚拟样机分析软件 MD.ADAMS具有快速系统建模和强大的仿真分析功能 ,其可视化的用户操作界面大大降低仿真的复杂程度 [1]。根据其提供的开放式程序接口 ,编写计算气动力/力矩和推力的外部用户函数。可以方便地把 ADAMS软件和飞行力学问题结合起来 ,大大简化复杂飞行力学问题的求解过程。本文以洛克希德· 马丁公司提出的可折叠变形机翼为研究对象[2],尝试通过多体动力学软件 MD.ADAMS来建立飞机飞行动力学模型 ,分析折叠过程中的动力学响应。

     1 折叠翼飞行器气动参数

    ADAMS中调用自身函数的方法可以实现一般载荷的加载 ,而对于定义复杂的随时间变化的气动载荷具有一定局限性, 可以说很难实现。

    ADAMS用户子程序更具有通用性 ,可以利用编程语言来定义模型元素或者特定的输出。用户可以将函数表达式写成子程序的形式并将其与 ADAMS/View 连接 ,它具有函数表达式所没有的通用性和灵活性。

    采用 Roger有理函数拟合法 ,由 N ASTRAN偶极子格网法求得的若干折减频率下的非定常气动力系数矩阵 ,导出任意运动情况下的非定常气动力近似表达式。 根据当前时刻下的飞行状态 ,通过自编 FO RT RAN格式的 ADAMS GFOSUB子程序 ,将包括初始气动力在内空气动力加载到柔性体各个节点上 ,模拟真实飞行状态。

    通过 ADAMS.Solver求解器可求得当前时刻步的位移、速度、加速度。通过时间步循环迭代即可得出各个时刻的位移、速度、加速度、节点气动力等。在 ADAMS平台上采用的松耦合方法 ,采取措施是预先使机翼处于静气弹平衡状态。静气弹平衡时 ,气动力与弹性变形之间是相互协调的 ADAMS软件中 , GFOSUB是定义六个方向组合力的用户子程序 ,适合用于加载各个节点的气动载荷。 自编GFOSUB子程序计算流程图如图2所示。


图2 气动力子程序流程图

    2 ADAMS飞机动力学模型

    2.1 物理模型与飞行状态变量

  本文舍去了繁琐的数学公式的推导 ,直接利用MD.ADAMS软件的建模功能 ,建立飞机的飞行仿真模型 ,在建立模型之前有如下假设: 飞机机身是刚体 ,内翼和外翼是柔性体 ,且质量是常数;地面为惯性参考系;重力加速度不随飞行高度而变化;假设机体 X轴和 Z轴处于飞机对称面内 ,且飞机的几何外形与内部质量分布均对称。


图 3 折叠翼飞行器物理模型

  根据以上假设在 ADAMS中建立如图 3的折叠翼飞机的物理模型 ,由图可以看出 ,可折叠飞行器由机身 (绿色 )、内翼 (黄色 )和外翼 (白色 )三部分组成 ,内翼和外翼以及内翼和机身是通过旋转铰链连接。折叠翼飞行器在飞行过程中外翼保持水平 , 内翼相对于机身折叠 , 折叠角度可以达到 130°C[4]。

    飞行控制仿真需要飞机飞行过程中的众多的参数 ,如飞机绕质心的三个平动速度 (Vx、 Vy、 Vz )和转动速度 (kx、ky、kz ) ,飞机质心位置 (x、 、 h )以及飞机的三个欧拉角 (j,θ,h)等等。 上述中的飞行参数都可以在 ADAMS软件中通过定义状变量的方式实现 ,例如 Vx 的定义如图 4,图中“ F(time)=VX (fuselage.cm)”代表的是机身质心在全局坐标x 轴上的速度分量 ,“ VX”是 ADAMS内置函数 ,它可以根据飞行过程中的当前状态返回此刻的状态值。 其他的参数定义类似 ,此处不一一列举。


图4 状态变量定义

    2.2 ADAMS Plant模型

    建立起折叠翼飞行器的物理模型和定义飞行状态变量参数之后 ,便是要实现 ADAMS与 M A TLAB的联合仿真。 ADAMS/Cont rols是 ADAMS软件包中的一个集成可选模块 ,它可以将 ADAMS的系统模型与控制系统应用软件 (如: MATLAB)连接起来 ,通过在控制系统中建立控制系统框图来建立包括控制系统和气动系统等仿真模型。实现在控制系统软件环境下进行交互式仿真 ,此外还可以在 ADAMS/View 中观察仿真动态结果。

  如图 5所示 ,系统由控制模型和 ADAMS Plant模型组成。 控制模块是在 M A T LAB/Sim ulink搭建 , ADAMS Pla nt 是通过在 ADAMS中定义输入和输出之后 ,以 Plant子模块的形式导入到 M A TLAB,与控制模块形成反馈回路 ,从而实现联合仿真。


图5 联合仿真示意图

    利用 ADAMS/View以及 ADAMS/Cont rol生成 MATLAB仿真模块 ,步骤如下:



    (1)建立状态变量 (State variable)例如质心的速度、角速度、位移以及舵面偏转等;

    (2)建立 Plant Inputs和 Plant Outputs, Plant Inputs是输入状态变量的集合 , Plant Outputs是输出状态变量的集合;

    (3)在 ADAMS/Co nt rol Plant Expor t中设置仿真任务的名称 (例如 Controls plant) ,指定 Plant Inputs/Outputs变量名和仿真软件 (MATLAB) ,即可生成 ADAMS-sys.m dl和 Cont rols-plant.m文件;

    (4)将 MATLAB与 ADAMS的工作路径设为一致 ,打开 MATLAB窗口 ,在命令行中输入 Controls plant和 adams sys就可生成折叠翼飞行的动力学模块。

    到此 ADAMS动力学仿真模型已经建立完成。余下的便是如何实现飞行控制。


图6 ADAMS Plant内部构

    3 MATLAB控制模块

    根据飞行控制原理 ,系统设计回路要先内后外 ,频带要先宽后窄。 因此 ,在设计飞控系统时 ,需将欧拉角回路设为内回路 ,质心位置设为外回路。欧拉角回路是飞行高度、航向、航迹等外回路控制的基础。因此 ,在设计纵向回路飞行控制系统时 ,先设计俯仰角回路控制系统 ,然后在此基础上设计高度控制系统[5]。

    如图 7所示整个俯仰角控制系统是由外回路内回路 (俯仰角速率反馈回路 )构成的内回路中俯仰角速率反馈的引入相当于改变了飞机纵向阻尼导数 ,增加了纵向阻尼,从而使其短周期模态的阻尼特性得到了改善;外回路则构成了俯仰角稳定回路,可以改善飞机长周期模态的阻尼特性。


图7 俯仰角控制系统控制律结构图

    飞行高度控制系统是在飞机纵向姿态控制系统的基础上再加上高度控制敏感元件构成的。图 8即为无人机高度控制系统原理框图。


图8 高度控制系统控制律结构图

    至于 PID参数如何选取 ,具体可以参阅文献[6]中的说明 ,限于篇幅所限 ,以下直接给出基于PID的高度控制系统仿图。


图 9 基于 PID的高度控制系统仿真框图

    4 仿真结果

    在 MATLAB中构造仿真框图 ,设置仿真参数 ,点击仿真按钮。 MATLAB在初始化仿真求解过程中 ,同时触发 ADAMS/Solver 的求解器 ,两个软件的求解过程各自运行 ,只是在交换输入和输出信息的时候才传递数据。 这个便是所谓的联合仿真。 仿真完成后 ,得到如下的结果。

    飞机在 0~ 6 s时间段中是处在折叠的过程中。0~ 2 s时间段 ,飞机处在飞行配平过程 ,飞机的攻角开始变大 ,此时 ,飞机受到的气动力变大 ,为了平衡气动力增加量 ,保持飞行航迹路线 ,此时 ,舵偏角必须有个负值 ,以抵消由于攻角变大而引起的气动力改变量 ,如图 10和 11所示。此后机翼开始折叠 ,随着折叠的进行 ,机翼的参考面积减少 ,此时如果要保持飞机的平衡 ,必须增大攻角 ,所以在整个折叠过程中除了刚开始配平阶段 ,飞机的攻角是呈增大的趋势。

    以上得到的仿真结果 ,只是纯粹的理论计算与分析 ,与现实的飞行过程有一定的偏差。 正如图 11图 10 攻角变化规律图 11 升降舵偏转角的变化规律中所示舵面偏转的角度很大 ,分析原因可能是由舵面产生的气动参数对整体气动力贡献很小 ,由此造成在折叠过程中 ,其升降舵偏转角度的变化频率很快。

    5 结束语

    本文主要通过 M D.ADAMS软件建立飞行仿真的动力学模型 ,充分的发挥 ADAMS软件作为多体系动力学仿真平台的优势 ,避免了大量繁琐的公式的推导 ,特别在非传统的飞机结构布局 ,例如折叠翼、伸缩翼和变后掠角等飞机的动力学仿真方面优势更加明显。

    研究飞行力学和飞行控制如何在 ADAMS软件平台上构建。解决了飞行变量如何在 ADAMS中定义 ,以及 ADAMS与 MATLAB联合中的一些关键参数描述 ,并通过折叠翼飞行器的动力学仿真 ,初步的验证了上述方法的可行性 ,得出的飞行控制参数变化规律也和基本的飞行知识相吻合 ,同时也为飞行器初期的设计提供必要的理论参考。

    参考文献:

    [1] 王国强.虚拟样机技术及其在 AD AM S上的实践 [M].北京: 机械工业出版社 , 2002.

    [2] Ar mando R.Rodrig uez, Morphing aircraft technolog ysurv ey [C]//45th A IA A Aero space Sciences Meetingand Exhibit, Reno , Nevada , 2007.

    [3] 薛定宇 .反馈控制系统分析与设计— —MATLAB谙言应用 [M].第 1版 .北京: 清华大学出版社 .2000.

    [4] R.W.W lezien, G.C.Horner.The aircraft morphing program [R].AIA A 98-1927, 1998.

    [5] 张明廉.飞行控制系统 [M].第 l版.北京: 国防工业出版社 , 1984.

    [6] 蒋昊亮 .无人机飞控系统的仿真研究 [D].南京理工大学 , 2004.

    [7] 马毅.基于 MATLAB和 ADAMS的飞艇运动仿真[C]//2007年中国浮空器大会论文集 , 2007.

标签:ADAMS飞行动力学
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