一種新型三軸加速度過載模擬系統(tǒng)

歐 峰,陳 洪,陳勝來

(中國工程物理研究院總體工程研究所，四川 綿陽 621900)

一種新型三軸加速度過載模擬系統(tǒng)

歐 峰,陳 洪,陳勝來

(中國工程物理研究院總體工程研究所，四川 綿陽 621900)

針對飛行過程中飛行器機體承受的軸向、法向、切向三個方向的加速度過載存在耦合性強、變化速率快、模擬難度大的特點，提出了一種以離心機為平臺的三軸加速度過載同步模擬系統(tǒng)。給出了飛行器坐標(biāo)系和飛行器三軸加速度過載的定義，介紹了該模擬系統(tǒng)的整體結(jié)構(gòu)和模擬過程的具體實現(xiàn)方法，分析了三軸加速度過載投影原理和三軸加速度解耦控制算法， 建立了基于Pro/Engineer和MATLAB的三軸加速度過載模擬系統(tǒng)的機構(gòu)運動模型，實現(xiàn)了聯(lián)合仿真。仿真結(jié)果表明，該系統(tǒng)可有效模擬飛行器飛行過程中三軸加速度過載的同步變化，同步性好、精度高、實時性強。該系統(tǒng)可以作為飛行器或機載設(shè)備的地面環(huán)境試驗測試平臺，有助于科研人員及時發(fā)現(xiàn)結(jié)構(gòu)設(shè)計中的缺陷，從而改善飛行器的性能，具有重要的科研意義和廣闊的應(yīng)用前景。

離心機； 電機； 可靠性； 加速度； 耦合效應(yīng)

0 引言

為了滿足突防技術(shù)發(fā)展的需要，各類飛行器的機動性能日益提高，尤其在飛行機動過程中其承受的軸向、切向、法向三向加速度過載持續(xù)變化，將對飛行器的結(jié)構(gòu)與性能的可靠性產(chǎn)生耦合性影響。

為了在設(shè)計階段及時發(fā)現(xiàn)缺陷，并優(yōu)化和改善飛行器的結(jié)構(gòu)與性能，有必要在地面開展模擬試驗。傳統(tǒng)的方法是采用離心機進行加速度過載模擬，但每次只能模擬單一軸向的加速度過載，無法再現(xiàn)真實環(huán)境中三向加速度過載同步變化對飛行器結(jié)構(gòu)以及性能的耦合效應(yīng)，這是傳統(tǒng)加速度試驗的盲區(qū)。因此，開展飛行器飛行三軸加速度過載同步模擬技術(shù)具有十分重要的戰(zhàn)略意義和科研價值。為此，本文在傳統(tǒng)的離心機基礎(chǔ)上，設(shè)計了一種新型三軸加速度過載模擬系統(tǒng)。

下面將分別介紹三軸加速度過載模擬系統(tǒng)的原理以及應(yīng)用效果，希望能供相關(guān)研究人員參考。

1 坐標(biāo)系定義及飛行器過載

1.1 飛行器坐標(biāo)系定義與運動參數(shù)

相對于飛機，導(dǎo)彈的機動性要求更高，因此以導(dǎo)彈作為飛行器的代表，建立的飛行器坐標(biāo)系如圖1所示。

圖1 飛行器坐標(biāo)系示意圖

飛行器坐標(biāo)系說明如下。

①原點O定義為飛行器質(zhì)心位置，坐標(biāo)系與飛行器固定連接；

②x軸與飛行器軸線重合，并指向飛行器前方；

③y軸與x軸垂直，并指向飛行器右方；

④z軸與x軸垂直，并指向飛行器下方；

⑤俯仰角θ為x軸與水平面間夾角，飛行器向上為正；

⑥偏航角ψ為x軸在水平面上的投影與初始正前方位置間夾角，飛行器向右偏為正；

⑦滾轉(zhuǎn)角φ為z軸與通過飛行器軸x的鉛垂面間夾角，飛行器向右偏為正[1]。

1.2 飛行器過載

飛行器過載G定義為作用于飛行器的合加速度a和重力加速度矢量g之差與重力加速度常數(shù)g之比[2]。G的表達式為:

(1)

將G向飛行器坐標(biāo)系Oxyz投影，得到三個過載分量Gx(軸向過載)、Gy(切向過載)、Gz(法向過載)。飛行器三軸加速度過載示意圖如圖2所示。

圖2 飛行器三軸加速度過載示意圖

飛行器三軸加速度過載控制曲線如圖3所示。

圖3 飛行器三軸加速度過載控制曲線

從圖3可以看出，飛行器的三軸加速度過載(Gx、Gy、Gz)隨時間持續(xù)動態(tài)變化。只有準(zhǔn)確模擬三軸加速度過載的同步變化，才能有效模擬真實過載環(huán)境對飛行器的性能與結(jié)構(gòu)的耦合效應(yīng)。

2 系統(tǒng)結(jié)構(gòu)及相關(guān)原理

2.1 三軸加速度過載模擬系統(tǒng)結(jié)構(gòu)

為了真實地模擬三軸加速度過載，在傳統(tǒng)離心機的基礎(chǔ)上，設(shè)計了一套三軸加速度過載模擬系統(tǒng)[3]。該系統(tǒng)仍選擇離心機作為運動平臺，并在離心機旋臂末端安裝有可進行偏航、滾轉(zhuǎn)的吊艙。三軸加速度過載模擬系統(tǒng)結(jié)構(gòu)示意圖如圖4所示。

圖4 系統(tǒng)結(jié)構(gòu)示意圖

整個系統(tǒng)具有三個自由度：離心機轉(zhuǎn)臂繞轉(zhuǎn)軸逆時針旋轉(zhuǎn)，旋轉(zhuǎn)角速度記為ω；吊艙外框(偏航框)水平旋轉(zhuǎn)產(chǎn)生一定的偏航角記為ψ；吊艙內(nèi)框(滾轉(zhuǎn)框)繞飛行器軸線滾轉(zhuǎn)，產(chǎn)生的滾轉(zhuǎn)角記為φ。試驗產(chǎn)品(飛行器)及夾具固連在吊艙內(nèi)框上。離心機轉(zhuǎn)臂由離心機主電機驅(qū)動，吊艙內(nèi)外框分別由兩臺力矩電機驅(qū)動。

2.2 三軸過載投影原理

當(dāng)離心機旋轉(zhuǎn)，將會在吊艙中心處產(chǎn)生離心過載GN、切向過載GT，以及重力產(chǎn)生的垂直過載GV，只要吊艙內(nèi)、外框分別轉(zhuǎn)動相應(yīng)角度ψ和φ，吊艙過載就會按照飛行器坐標(biāo)系Sb-Oxyz投射到飛行器的三個方向[4-5]，生成飛行器過載[GxGyGz]T。三軸過載投影原理圖如圖5所示。

圖5 三軸過載投影原理圖

兩種坐標(biāo)系下的合過載相等，即滿足如下公式：

(2)

2.3 坐標(biāo)轉(zhuǎn)換與運動控制解耦

由于飛行器過載是由吊艙過載投影生成，所以只有保證離心機和吊艙內(nèi)、外框的運動被精確控制，才能保證吊艙過載[GTGNGV]T被精確控制，從而確保吊艙中的飛行器過載[GxGyGz]T被精確控制。因此，必須先建立離心機及吊艙內(nèi)、外框運動與飛行器過載之間的轉(zhuǎn)換關(guān)系，并實現(xiàn)離心機及吊艙內(nèi)外框運動控制的解耦。空間坐標(biāo)轉(zhuǎn)換圖如圖6所示[6]。

圖6 空間坐標(biāo)轉(zhuǎn)換圖

空間坐標(biāo)具體轉(zhuǎn)換情況如下。

①坐標(biāo)系S(OUVW)與S(O′xyz)的固聯(lián)平移關(guān)系為：

SO′=SO=S

(3)

②坐標(biāo)系S(O′xyz)與S′(O′x′y′z)的相對關(guān)系為：

S′=RψS

(4)

(5)

③坐標(biāo)系S′(O′x′y′z)與S″(O′x″y′z′)的相對關(guān)系為：

(6)

根據(jù)歐拉定理，吊艙坐標(biāo)系經(jīng)過兩次旋轉(zhuǎn)(ψ和φ)，就可以與飛行器坐標(biāo)系重合，因此吊艙過載與飛行器過載存在如下空間坐標(biāo)轉(zhuǎn)換關(guān)系[7]：

(7)

(8)

根據(jù)式(2)和式(8)，就可以解耦出離心機和吊艙內(nèi)外框的運動控制參數(shù)ω、ψ、φ的方程。運動控制解耦結(jié)果如下：

(9)

(10)

(11)

2.4 模擬試驗具體實施過程

三軸加速度過載模擬試驗過程說明如下。

首先由控制人員加載飛行器的三軸加速度過載控制指令[GxGyGz]T，然后依據(jù)式(9)～式(11)解耦出三軸離心機的運動控制參數(shù)ω、ψ、φ，并輸入到三軸離心機同步控制與驅(qū)動系統(tǒng)產(chǎn)生相應(yīng)運動，使位于吊艙內(nèi)部的飛行器承受相應(yīng)的過載；通過傳感器進行測量和反饋，通過快速修正相關(guān)參數(shù)，使過載誤差滿足要求[8]。

3 仿真與結(jié)果

為了在實物建成前發(fā)現(xiàn)問題，需要通過仿真來對相關(guān)設(shè)計和算法進行驗證。聯(lián)合仿真模型由載荷表、解耦算法模塊、機構(gòu)運動仿真模塊以及結(jié)果對比模塊組成[9-10]。

機構(gòu)運動仿真模塊由Pro/Engineer與SimMechanics聯(lián)合建立，可以模擬三軸離心機系統(tǒng)的運行[11-12]。SimMechanics是MathWork公司推出的機構(gòu)系統(tǒng)模塊集,它提供了大量對應(yīng)實際系統(tǒng)的元件,如剛體、鉸鏈、約束、坐標(biāo)系統(tǒng)、作動器和傳感器等。它可以方便地建立復(fù)雜機械系統(tǒng)的圖示化模型,進行機械系統(tǒng)的單獨分析或與任何Simulink設(shè)計的控制器相連進行綜合仿真。

運行仿真前，需要設(shè)置飛行器的載荷表(Gx、Gy、Gz)。

仿真運行時，解耦算法模塊將依據(jù)運動控制方程式(9)～式(11)，將三軸加速度過載控制指令解析成三軸離心機三軸同步運動控制參數(shù)：轉(zhuǎn)臂角速度(ω)、吊艙外框偏航角(ψ)以及內(nèi)框滾轉(zhuǎn)角(φ)。聯(lián)合仿真模型如圖7所示。

圖7 聯(lián)合仿真模型

三軸同步運動控制如圖8所示。

圖8 三軸同步運動控制曲線

按照推導(dǎo)得出的三軸運動控制參數(shù)運轉(zhuǎn)，離心機產(chǎn)生的加速度將分解到飛行器的三個正交方向。通過機構(gòu)運動仿真模型中的逆向動力學(xué)分析算法模塊，可以解析出三軸加速度過載的實際值。

①Gx跟蹤誤差為(-0.1 ～ +0.6)g，Gy跟蹤誤差為(-0.3～ +0.6)g，Gz跟蹤誤差為(-0.1 ～ +0.6)g。各軸的加速度曲線跟蹤精度基本滿足設(shè)計要求。

②各軸加速度過載的跟蹤曲線保持協(xié)調(diào)一致，且延遲時間不足10 ms，證明三軸加速度的同步性與實時性都滿足要求。但在實際設(shè)備研制中，機械響應(yīng)滯后、電機轉(zhuǎn)矩脈動等非線性因素將可能導(dǎo)致延遲時間的不確定性，因此需要在系統(tǒng)調(diào)試時考慮這些因素的影響并進行參數(shù)調(diào)節(jié)。

4 結(jié)束語

本文介紹了飛行器過載的坐標(biāo)系定義、三軸加速度過載模擬器的結(jié)構(gòu)、三軸過載投影原理、空間坐標(biāo)轉(zhuǎn)換以及運動控制解耦算法。仿真結(jié)果證明，該設(shè)計是可靠的，能夠有效地同步模擬飛行器的三軸(軸向、切向、法向)加速度過載的變化，為改善飛行器的結(jié)構(gòu)和性能設(shè)計提供了地面測試和考核驗證的平臺。本文的分析能夠為相關(guān)領(lǐng)域的研究人員提供參考。

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A New 3-Axial Acceleration Overload Simulation System

OU Feng，CHEN Hong，CHEN Shenglai

(Institute of Systems Mechanics,China Academy of Engineering Physics,Mianyang 621900,China)

During flight of aircraft,the body of aircraft withstands the acceleration overload from three directions,i.e.,the axial acceleration,the normal acceleration,and the tangential acceleration;while these acceleration overloads are coupling strongly,and changing quickly,thus they are difficult to be simulated.Aiming at these features,a new 3-axial acceleration overload synchronous simulator with the centrifuge as the platformis proposed.The coordinate system of the aircraft and the definition of 3-axial acceleration overload for the aircraftare given.The overall structure of the simulator and the specific implementing method of the simulation process are introduced;the projection principle of 3-axial acceleration overload and the decoupling control arithmetic are analyzed;the mechanics motion model of the 3-axial acceleration overload simulation system is setup based on Pro/Engineer and MATLAB,thus combined simulation is realized.The results of simulation show that the system is good for effective simulating the synchronous variation of 3-axial acceleration overload,it features high synchronization,high precision and high real-time performance.The system can be used as a ground environment test platform for aircraft or airborne equipment;it helps the researchers to find out the design disfigurement on structure,and improves the aircraft performance,and has great scientific significance and broad application prospects.

Centrifuge; Motor; Reliability; Acceleration; Coupling effect

資金項目:國防科技工業(yè)局技術(shù)基礎(chǔ)基金資助項目(JSHS2014212B001)

歐峰(1982—)，男，碩士，工程師，主要從事自動化技術(shù)的研究與環(huán)境試驗裝備的研發(fā)工作。E-mail:oufeng_oo@163.com。

TH-39；TP391

A

10.16086/j.cnki.issn1000-0380.201703002

修改稿收到日期：2016-12-01