第2期(總第165期)機(jī)械工程與自動(dòng)化No. 22011年4月MECHANICAL ENGiNEERING AUTOMATION文章編號(hào):1672-6413(2011)02-0001-04基于 ADAMS的機(jī)翼調(diào)姿動(dòng)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(xiàng)式對(duì)機(jī)翼運(yùn)動(dòng)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(duì)機(jī)翼調(diào)姿過程進(jìn)行動(dòng)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(dòng)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(yàn)證中圖分類號(hào):V214.1+1:TP391.9文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)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(xiàng)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(duì)接是飛機(jī)總飛機(jī)機(jī)翼調(diào)姿系統(tǒng)主要由測(cè)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(duì)接、機(jī)確調(diào)姿定位器系統(tǒng)組成。測(cè)量系統(tǒng)用于實(shí)時(shí)跟蹤測(cè)量身與機(jī)翼的對(duì)接、機(jī)身與尾翼的對(duì)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(duì)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(yùn)求,因此大部件自動(dòng)對(duì)接技術(shù)得到了發(fā)展。機(jī)翼調(diào)姿動(dòng)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(dòng)是翼身自動(dòng)對(duì)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(duì)機(jī)翼調(diào)姿過程進(jìn)行動(dòng)力學(xué)仿真可以有效地驗(yàn)個(gè)測(cè)量點(diǎn)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(píng)估機(jī)翼運(yùn)動(dòng)的平穩(wěn)性、檢立4個(gè)測(cè)量點(diǎn),用于實(shí)時(shí)跟蹤測(cè)量機(jī)翼的位姿。整個(gè)測(cè)定位器驅(qū)動(dòng)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(gè)實(shí)時(shí)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(cè)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(diǎn)的測(cè)-cy-8904y+ crcY cosY+sqy|,s表量坐標(biāo)為p=(pp),測(cè)量點(diǎn)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(cè)量一個(gè)基準(zhǔn)點(diǎn)引入3個(gè)獨(dú)立方程,當(dāng)測(cè)量點(diǎn)數(shù)等于2時(shí),方程個(gè)數(shù)與未知數(shù)個(gè)數(shù)相M凵中國(guó)煤化工垂國(guó)家大客專項(xiàng)項(xiàng)目(飛機(jī)大部件自動(dòng)對(duì)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(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(dòng)化2011年第2期等,即可求得各位姿參數(shù)的解。工程實(shí)際中,為減少p=Ap+p°?！?7)測(cè)量隨機(jī)誤差,往往測(cè)量3個(gè)以上的基準(zhǔn)點(diǎn),測(cè)量點(diǎn)依據(jù)式(7)即可獲得0~t時(shí)間內(nèi)各驅(qū)動(dòng)電機(jī)的所數(shù)超過2時(shí)式(1)變成了超越方程,可通過最小二乘法需驅(qū)動(dòng)。求解得到機(jī)翼的當(dāng)前姿態(tài)。2機(jī)翼調(diào)姿動(dòng)力學(xué)仿真軌跡規(guī)劃后得到驅(qū)動(dòng)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(shí)踐中,調(diào)姿初始速根據(jù)某型號(hào)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(shí)為保證機(jī)翼調(diào)姿運(yùn)動(dòng)光滑身自動(dòng)對(duì)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(yùn)動(dòng)有6個(gè)約束條件,可采用五次多項(xiàng)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(diǎn)為機(jī)翼位姿測(cè)量點(diǎn)。了f(0)=9機(jī)翼4個(gè)測(cè)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(diào)姿時(shí)間;∫(0)=9、f(t/)=9分別為起圖2翼身自動(dòng)對(duì)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(jù)機(jī)翼調(diào)姿算法要求,在模型上添加相應(yīng)的運(yùn)f()=25-1544+19x+9.……(動(dòng)副、載荷及驅(qū)動(dòng)。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(jì)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(yùn)動(dòng)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(hào)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(dòng),定位器2上添加Y、Z向驅(qū)動(dòng)3上添Z向驅(qū)動(dòng)?！?5)2.2機(jī)翼調(diào)姿動(dòng)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(diǎn)P的動(dòng)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(cè)量機(jī)翼上4個(gè)測(cè)量點(diǎn)坐標(biāo),作為目標(biāo)其位置測(cè)量點(diǎn)坐標(biāo)。在定位器運(yùn)動(dòng)范圍內(nèi),通過直線軌cfeukJyn) sfoa跡驅(qū)動(dòng)定位器,使機(jī)翼運(yùn)動(dòng)到初始位置,并測(cè)得機(jī)翼測(cè)量點(diǎn)在初始位置的坐標(biāo)值。機(jī)翼上4個(gè)測(cè)量點(diǎn)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(duì)機(jī)翼的位置為p,根據(jù)式(6),電機(jī)的動(dòng)軌跡pm為:表1機(jī)翼測(cè)量點(diǎn)初始位置與目標(biāo)位置坐標(biāo)mm機(jī)翼測(cè)量點(diǎn)初始位置坐標(biāo)中國(guó)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(dòng)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(dòng)總時(shí)間為對(duì)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(shí)間為10s,仿真步長(zhǎng)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(gè)工藝接頭受力曲線,見圖6。由圖6得知定機(jī)翼調(diào)姿動(dòng)力學(xué)仿真結(jié)束后,通過測(cè)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(yàn)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(yùn)動(dòng)軌跡能否使機(jī)翼調(diào)姿運(yùn)動(dòng)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(yùn)動(dòng)。2935.0定位器驅(qū)動(dòng)點(diǎn)的速度、加速度、驅(qū)動(dòng)力曲線可以(a)位移曲線檢驗(yàn)定位器的驅(qū)動(dòng)電機(jī)能否滿足機(jī)翼調(diào)姿運(yùn)動(dòng)的要求。各定位器驅(qū)動(dòng)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(dòng)力曲線如圖5所示。從圖4可得出所有驅(qū)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(dòng)力最大值為7086.7913N,驅(qū)動(dòng)曲線較為光滑。工程上定位器驅(qū)動(dòng)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(dòng)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(dòng)軌跡可由工程上定位器驅(qū)動(dòng)電機(jī)實(shí)現(xiàn)。圖3機(jī)翼質(zhì)心點(diǎn)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(guó)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(dòng)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(gè)測(cè)量點(diǎn)坐標(biāo)分別為P1(-4043.90011516.7523機(jī)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(jī)翼調(diào)姿仿真結(jié)束后,測(cè)量點(diǎn)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(shí)際翼身對(duì)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(yùn)動(dòng)到目標(biāo)位置。4定位器1的驅(qū)動(dòng)力5定位器2的驅(qū)動(dòng)力5500:16定位器3的向驅(qū)動(dòng)力定位器1的X向驅(qū)動(dòng)2_定位器l的Y向驅(qū)動(dòng)定位器2的向驅(qū)動(dòng)力3500L:(a)X、Y向驅(qū)動(dòng)力(b)z向驅(qū)動(dòng)力圖5機(jī)翼定位器驅(qū)動(dòng)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(dòng)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(yùn)動(dòng)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(dòng)軌跡均能由工程上的驅(qū)動(dòng)電機(jī)實(shí)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(duì)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(shí)現(xiàn)[J].計(jì)算機(jī)輔助設(shè)計(jì)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(yùn)動(dòng)仿真[J].制造業(yè)信息化,2009(2):11112表2調(diào)姿后機(jī)翼測(cè)量點(diǎn)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(yùn)機(jī)器人運(yùn)動(dòng)學(xué)仿真分析[J].現(xiàn)代設(shè)計(jì)與先進(jìn)制造技術(shù),偏差機(jī)翼測(cè)歌點(diǎn)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(guó)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