第2期(總第165期)機(jī)械工程與自動化No. 22011年4月MECHANICAL ENGiNEERING AUTOMATION文章編號:1672-6413(2011)02-0001-04基于 ADAMS的機(jī)翼調(diào)姿動力學(xué)仿真∵劉永強(qiáng),黃翔,方偉,李瀧果(南京航空航天大學(xué)機(jī)電學(xué)院,江蘇南京210016)摘要:闡述了飛機(jī)機(jī)翼調(diào)姿披術(shù)及調(diào)姿算法,利用五次多項式對機(jī)翼運動軌跡進(jìn)行規(guī)劃。在 CATIA中完成了機(jī)奚調(diào)姿仿真模型,通過 SIMDESIGN接口軟件將 CATIA模型導(dǎo)入 ADAMS,利用 ADAMS對機(jī)翼調(diào)姿過程進(jìn)行動力學(xué)仿真,仿真結(jié)果表明,機(jī)翼調(diào)姿算法能滿足機(jī)翼調(diào)姿動力學(xué)約東條件,且調(diào)姿誤差在允許的范圍內(nèi)關(guān)鍵詞:機(jī)翼調(diào)姿;軌跡擬合; ADAMS;算法驗證中圖分類號:V214.1+1:TP391.9文獻(xiàn)標(biāo)識碼:A0引言姿系統(tǒng)的開發(fā)周期,節(jié)約開發(fā)成本。飛機(jī)總裝配是一項技術(shù)難度大、涉及各學(xué)科領(lǐng)域1機(jī)翼調(diào)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(jī)的最1.1機(jī)翼調(diào)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(jī)總飛機(jī)機(jī)翼調(diào)姿系統(tǒng)主要由測量系統(tǒng)、控制系統(tǒng)、精裝配中的核心技術(shù),主要包括機(jī)身與機(jī)身的對接、機(jī)確調(diào)姿定位器系統(tǒng)組成。測量系統(tǒng)用于實時跟蹤測量身與機(jī)翼的對接、機(jī)身與尾翼的對接等。傳統(tǒng)的手工機(jī)翼的位姿,并反饋于控制系統(tǒng);控制系統(tǒng)根據(jù)機(jī)翼飛機(jī)大部件對接技術(shù)已經(jīng)不能滿足現(xiàn)代飛機(jī)的裝配要空間位姿解算機(jī)翼姿態(tài)方程,擬合出機(jī)翼定位器的運求,因此大部件自動對接技術(shù)得到了發(fā)展。機(jī)翼調(diào)姿動軌跡;調(diào)姿定位器系統(tǒng)在控制系統(tǒng)解出的軌跡驅(qū)動是翼身自動對接中的重要部分。利用 ADAMS虛擬樣下完成機(jī)翼調(diào)姿過程。機(jī)翼的空間位姿可由機(jī)翼上3機(jī)技術(shù)對機(jī)翼調(diào)姿過程進(jìn)行動力學(xué)仿真可以有效地驗個測量點確定,但是為了減少調(diào)姿誤差,在機(jī)翼上建證機(jī)翼調(diào)姿算法的正確性、評估機(jī)翼運動的平穩(wěn)性、檢立4個測量點,用于實時跟蹤測量機(jī)翼的位姿。整個測定位器驅(qū)動力及主要承力部件的受力情況等,為工機(jī)翼調(diào)姿過程是一個實時控制與反饋的閉環(huán)系統(tǒng),機(jī)程上機(jī)翼模擬件調(diào)姿做好前期準(zhǔn)備,從而縮短機(jī)翼調(diào)翼調(diào)姿示意圖如圖1所示。跟蹤測量機(jī)翼調(diào)量系統(tǒng)控制系統(tǒng)“定位器系統(tǒng)機(jī)翼初始位置目標(biāo)位置圖1機(jī)翼調(diào)姿示意圖1.2機(jī)翼調(diào)姿算法式(1)中:姿態(tài)矩陣A機(jī)翼空間位姿用歐拉角90、(1-2-3旋轉(zhuǎn)循 cecY sosd"y+cqv-cgvs+syv序)和坐標(biāo)值p=(Ppp)表示,設(shè)調(diào)姿基準(zhǔn)點的測-cy-8904y+ crcY cosY+sqy|,s表量坐標(biāo)為p=(pp),測量點在機(jī)翼坐標(biāo)系的坐標(biāo)s0為p=(ppp),則p、p滿足:示sin,c表示cos。p=Ap+p°?！墒?1)可知,每測量一個基準(zhǔn)點引入3個獨立方程,當(dāng)測量點數(shù)等于2時,方程個數(shù)與未知數(shù)個數(shù)相M凵中國煤化工垂國家大客專項項目(飛機(jī)大部件自動對接軌跡與控制關(guān)鍵技術(shù)研究)收礦日期:2010-10-18;修回日期:2010-11-20CNMHG作者簡介:劉永強(qiáng)(1986-),男陜西府谷人,在讀碩士研究生研究方向:飛機(jī)裝配與數(shù)字化飛機(jī)制造·2機(jī)械工程與自動化2011年第2期等,即可求得各位姿參數(shù)的解。工程實際中,為減少p=Ap+p°?！?7)測量隨機(jī)誤差,往往測量3個以上的基準(zhǔn)點,測量點依據(jù)式(7)即可獲得0~t時間內(nèi)各驅(qū)動電機(jī)的所數(shù)超過2時式(1)變成了超越方程,可通過最小二乘法需驅(qū)動。求解得到機(jī)翼的當(dāng)前姿態(tài)。2機(jī)翼調(diào)姿動力學(xué)仿真軌跡規(guī)劃后得到驅(qū)動曲線,軌跡規(guī)劃的初始位姿、2.1機(jī)翼調(diào)姿模型的建立目標(biāo)位姿均已知;另外,在工程實踐中,調(diào)姿初始速根據(jù)某型號飛機(jī)數(shù)學(xué)模型,在 CATIA下建立翼度和終止速度應(yīng)為零;同時為保證機(jī)翼調(diào)姿運動光滑身自動對接仿真模型,通過 SIMDESIGN將 CATIA連續(xù),還應(yīng)保證初始加速度和終止加速度為零。由于建立的模型導(dǎo)入 ADAMS環(huán)境下。利用 ADAMS修改機(jī)翼調(diào)姿運動有6個約束條件,可采用五次多項式進(jìn)了機(jī)翼調(diào)姿模型各部件屬性,并調(diào)整機(jī)翼調(diào)姿模型在行擬合,軌跡方程可用式(2)表示(以歐拉角調(diào)整為整體坐標(biāo)系下位置,完成的機(jī)翼調(diào)姿模型如圖2所示。例):模型主要包括機(jī)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通過球鉸工藝接頭與………(2)機(jī)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點為機(jī)翼位姿測量點。了f(0)=9機(jī)翼4個測量點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(diào)姿時間;∫(0)=9、f(t/)=9分別為起圖2翼身自動對接仿真模型始、終止時刻姿態(tài)角。令△g=9-9,求解式(3)可得:根據(jù)機(jī)翼調(diào)姿算法要求,在模型上添加相應(yīng)的運f()=25-1544+19x+9.……(動副、載荷及驅(qū)動。其中機(jī)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()類似的計算方法,可獲得0、y的可以繞X、Y、Z軸旋轉(zhuǎn),通過繞Z軸旋轉(zhuǎn)副與定位器運動軌跡為:連接,各定位器在X、Y、Z向添加滑移副。根據(jù)工程()=50-154-+102+0上某型號飛機(jī)機(jī)翼質(zhì)量修改機(jī)翼的質(zhì)量屬性與質(zhì)心位置。機(jī)翼調(diào)姿算法要求在定位器1上添加X、Y、Z-9-12+1y+驅(qū)動,定位器2上添加Y、Z向驅(qū)動3上添Z向驅(qū)動?！?5)2.2機(jī)翼調(diào)姿動力學(xué)仿真過程聯(lián)立式(1)、式(4)、式(5)可得調(diào)姿過程中,機(jī)翼上任意點P的動態(tài)坐標(biāo)值為:為了方便地確定機(jī)翼的目標(biāo)位置和初始位置,將p=Ap+p°?！?6)導(dǎo)人 ADAMS的調(diào)姿模型在整體坐標(biāo)系下的位置作為目標(biāo)位置,測量機(jī)翼上4個測量點坐標(biāo),作為目標(biāo)其位置測量點坐標(biāo)。在定位器運動范圍內(nèi),通過直線軌cfeukJyn) sfoa跡驅(qū)動定位器,使機(jī)翼運動到初始位置,并測得機(jī)翼測量點在初始位置的坐標(biāo)值。機(jī)翼上4個測量點的初ericson)始位置和目標(biāo)位置的坐標(biāo)值見表1。設(shè)電機(jī)相對機(jī)翼的位置為p,根據(jù)式(6),電機(jī)的動軌跡pm為:表1機(jī)翼測量點初始位置與目標(biāo)位置坐標(biāo)mm機(jī)翼測量點初始位置坐標(biāo)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(qiáng),等:基于 ADAMS的機(jī)翼調(diào)姿動力學(xué)仿真32.3機(jī)翼調(diào)姿仿真結(jié)采處理為防止調(diào)姿過程中機(jī)翼受力過大而損壞,工程上由于機(jī)翼調(diào)姿控制軟件給出的驅(qū)動總時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,因此編寫仿真時間為10s,仿真步長為15000的受的最大力不得超過10000N。機(jī)翼調(diào)姿仿真過程中仿真腳本得到了3個工藝接頭受力曲線,見圖6。由圖6得知定機(jī)翼調(diào)姿動力學(xué)仿真結(jié)束后,通過測量機(jī)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,驗證機(jī)翼調(diào)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(jī)翼運動軌跡能否使機(jī)翼調(diào)姿運動過程較為平藝接頭所受最大力為37121313N,均在工程允許的穩(wěn)。機(jī)翼質(zhì)心處的位移曲線、速度曲線、加速度曲線范圍之內(nèi)如圖3所示。從圖3可以看出機(jī)翼調(diào)姿仿真過程中,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較為平滑,數(shù)值沒有出現(xiàn)驟變,表明機(jī)翼能進(jìn)行平穩(wěn)的調(diào)姿運動。2935.0定位器驅(qū)動點的速度、加速度、驅(qū)動力曲線可以(a)位移曲線檢驗定位器的驅(qū)動電機(jī)能否滿足機(jī)翼調(diào)姿運動的要求。各定位器驅(qū)動的速度、加速度曲線如圖4所示,理想狀態(tài)下調(diào)姿所需驅(qū)動力曲線如圖5所示。從圖4可得出所有驅(qū)動的最大速度為25.4131mm/s,最大加速度為9.2602mm/s2,且速度曲線和加速度曲線均t/s(b)速度曲線很光滑。從圖5可知理想狀態(tài)下驅(qū)動力最大值為7086.7913N,驅(qū)動曲線較為光滑。工程上定位器驅(qū)動電機(jī)在理想狀態(tài)下的參數(shù)分別為:最大速度40mm/s,最大加速度20mm/s2,最大驅(qū)動力15000N。仿真結(jié)果表明,機(jī)翼調(diào)姿算法擬合出的定位c)加速度曲線器驅(qū)動軌跡可由工程上定位器驅(qū)動電機(jī)實現(xiàn)。圖3機(jī)翼質(zhì)心點位移、速度、加速度曲線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CNMHG圖4機(jī)屬定位器驅(qū)動位置速度與加速度曲線機(jī)翼調(diào)姿仿真結(jié)束后,機(jī)翼上4個測量點坐標(biāo)分別為P1(-4043.90011516.7523機(jī)械工程與自動化2011年第2期2364.6404)、P2(-4012.9508-2107.3321差值可知,機(jī)翼調(diào)姿仿真結(jié)束后,測量點坐標(biāo)與目標(biāo)2337.7727)、P3(1135.9802位置坐標(biāo)差值非常小,在工程實際翼身對接過程允許2556.4204)、P(6368.43021026.7207的范圍內(nèi),表明機(jī)翼調(diào)姿算法能精準(zhǔn)地將機(jī)翼從初始2730.2215),與目標(biāo)位置的偏差見表2。從表2所示位置運動到目標(biāo)位置。4定位器1的驅(qū)動力5定位器2的驅(qū)動力5500:16定位器3的向驅(qū)動力定位器1的X向驅(qū)動2_定位器l的Y向驅(qū)動定位器2的向驅(qū)動力3500L:(a)X、Y向驅(qū)動力(b)z向驅(qū)動力圖5機(jī)翼定位器驅(qū)動力曲線70003結(jié)論利用 ADAMS完成飛機(jī)機(jī)翼調(diào)姿過程的動力學(xué)仿真,仿真結(jié)果表明機(jī)翼調(diào)姿算法能保證機(jī)翼平穩(wěn)精確地從初始位置運動到目標(biāo)位置;調(diào)姿控制軟件擬合1定位器1的工藝接頭受出的定位器驅(qū)動軌跡均能由工程上的驅(qū)動電機(jī)實現(xiàn);2定位器的工藝接頭受工藝接頭的受力情況表明仿真過程能滿足工程上的受位器3的工藝接頭受力500力要求。參考文獻(xiàn)[1]黃翔李瀧杲陳磊,等民用飛機(jī)大部件數(shù)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(jī)部件裝配的路徑規(guī)劃算法研究與實現(xiàn)[J].計算機(jī)輔助設(shè)計與制造,1999(12):18-20[3]董江華,姜大成基于 CATIA和 ADAMS的曲柄機(jī)構(gòu)虛圖6工藝接頭受力曲線擬樣機(jī)運動仿真[J].制造業(yè)信息化,2009(2):11112表2調(diào)姿后機(jī)翼測量點坐標(biāo)偏差[4]高大華,胡曉兵基于 ADAMS的六自由度關(guān)節(jié)型搬運機(jī)器人運動學(xué)仿真分析[J].現(xiàn)代設(shè)計與先進(jìn)制造技術(shù),偏差機(jī)翼測歌點2010,39(1):37-40[5]趙偉,李洪彪,基于 ADAMS的飛機(jī)除冰車臂架調(diào)平機(jī)構(gòu)01070.0135寫仿真分析[]工程機(jī)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