一种适用于飞行器舵传动机构的保辛动力响应确定方法技术

本发明专利技术涉及一种适用于飞行器舵传动机构的保辛动力响应确定方法，包括：选取舵传动机构各部件的绝对坐标作为广义坐标，根据各部件相互铰接的约束条件与舵传动机构运动的控制输入，建立舵传动机构

【技术实现步骤摘要】
一种适用于飞行器舵传动机构的保辛动力响应确定方法


[0001]本专利技术属于飞行器机构设计
，涉及一种适用于飞行器舵传动机构的保辛动力响应确定方法
。

技术介绍

[0002]通过舵面变化，飞行器可实现俯仰
、
偏航等一系列关键动作，因此舵传动机构是各类飞行器最为重要的部件之一
。
对舵传动机构开展动力学仿真具有重要的实际意义，可在机构设计
、
使用及维护等各环节提供重要的理论支撑
。
为实现高效
、
高精度的动力学仿真，需要研究适用于舵传动机构的高性能动力响应分析方法
。
[0003]从力学模型上看，舵传动机构为一类由连杆组成的多体系统，其内部各连杆通过铰链实现相互约束，在建模时，舵传动机构的动力学方程成为一类微分代数方程
(differential algebraic equation,DAE)
，其中的代数方程表征了系统的几何约束
。
然而，该类动力学方程在数值求解时将面临较大困难，其原因主要包括以下两方面：首先，因自身传力特点，舵传动机构的动力学方程整体具有较强的非线性特性，在数值求解时必须为其发展高精度的离散格式
。
另外，在数值求解时代数方程需在每一时间格点上得到满足
。
实际求解时，若在每一时间步无法高质量地离散动力学方程并使代数方程得到满足，则误差将逐渐累积，随着时间的推移，数值结果将偏离真解进而使整个动力学仿真失去参考价值
>。
[0004]大量理论分析和数值经验表明，数值求解时考虑保持原有连续系统的某些结构特性，能在求解精度
、
稳定性等方面获得诸多收益
。
多体系统的动力学模型事实上成为一类
Hamilton
系统，对于
Hamilton
系统而言，辛结构
(symplectic structure)
是其固有属性，在数值求解时，对问题发展保辛结构的离散格式并基于此发展保辛的数值方法，可使得原始连续
Hamilton
系统的某些重要质量特性得以维持，进而在模拟时有效控制误差积累，更好地还原能量守恒等系统关键物理特性
。
鉴于保辛方法的优势，近年来保辛方法已受到了广泛关注
。
[0005]综上所述，为克服舵传动机构动力学方程求解时的困难，使求解时系统内部约束及能量行为能得到高精度满足，应考虑对舵传动机构提出一种保辛动力响应分析方法，以得到高保真度的系统响应曲线，高可靠地完成动力学仿真问题，进一步服务于舵传动机构设计
、
使用及维护等各个环节
。

技术实现思路

[0006]本专利技术解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提出一种适用于飞行器舵传动机构的保辛动力响应确定方法，解决舵传动机构动力学方程求解时的困难，使求解时系统内部约束及能量行为能得到高精度满足，得到高保真度的系统响应曲线，高可靠地完成动力学仿真问题
。
[0007]本专利技术解决技术的方案是：提出一种适用于飞行器舵传动机构的保辛动力响应确
定方法，包括以下步骤：
[0008]以舵轴轴心作为原点
O
，以轴心与作动器支座连线方向作为
X
轴，并以右手法则确定
Y
轴，建立与飞行器机身相固连的舵传动机构总体坐标系
XOY
，选取舵传动机构各部件在总体坐标系
XOY
下的绝对坐标作为广义坐标，利用各部件的广义坐标建立各部件相互铰接的约束条件，根据所述约束条件与舵传动机构运动的控制输入，建立舵传动机构
DAE
形式的动力学方程；
[0009]将舵传动机构运动的整个时间域均匀划分为
N
个时间区段，基于变分原理构造所述动力学方程任意时间区段的保辛离散格式，
N>1
；
[0010]基于所述动力学方程的保辛离散格式，按时间区段迭代进行舵传动机构的保辛动力响应求解
。
[0011]进一步的，所述选取舵传动机构各部件的绝对坐标作为广义坐标，具体为：
[0012]所述舵传动机构由摇臂和伺服作动器组成，摇臂一端通过旋转铰
O1与飞行器机身相连，另一端通过旋转铰
O2与伺服作动器相连，伺服作动器不与摇臂相连的一端通过旋转铰
O4与飞行器机身铰接，所述伺服作动器简化为两根以滑移铰
O3相连的连杆；
[0013]将摇臂记为第一连杆，伺服作动器中与摇臂相连的连杆记为第二连杆，伺服作动器与旋转铰
O4相连的连杆记为第三连杆，旋转铰
O1和旋转铰
O4之间的距离记为
l0，第一连杆
、
第二连杆
、
第三连杆的质量分别表示为
m
i
，
i
＝
1,2,3
，相对于质心的惯量分别为
J
i
，
i
＝
1,2,3
，杆长分别为
l
i
，
i
＝
1,2,3
，其质心在总体坐标系的坐标分别为
(x
i
,y
i
)
，沿与总体坐标系形成的
XOY
平面外法向相反的方向看去，该连杆相对于总体坐标系
X
轴的逆时针转角为整个舵传动机构的广义坐标定义为
[0014]进一步的，所述各部件相互铰接的约束条件，具体为：
[0015]旋转铰
O1的约束条件表示为以下方程组：
[0016][0017]旋转铰
O2的约束条件表示为以下方程组：
[0018][0019]滑移铰
O3的约束条件表示为以下方程组：
[0020][0021]旋转铰
O4的约束条件表示为以下方程组：
[0022][0023]进一步的，所述舵传动机构运动的控制输入表示为
F
a
＝
B(q)u
，其中，
u
表示控制输入的大小，为传递矩阵，代表控制输入施加于舵传动机构上的位置，若将伺服作动器的推力作为系统控制输入，推力作用在第二连杆上，推力的反作用力作用在第三连杆上，传递矩阵
B(q)
具体表示为：
[0024]其中参数
[0025]进一步的，所述舵传动机构
DAE
形式的动力学方程具体为：
[0026][0027]为旋转铰
O1约束条件方程组的第一式
、
第二式
、
旋转铰
O2约束条件方程组的第一式
、
第二式
、
滑移铰
O3约束条件方程组的第一式
、
第二式本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.
一种适用于飞行器舵传动机构的保辛动力响应确定方法，其特征在于，包括如下步骤：以舵轴轴心作为原点
O
，以轴心与作动器支座连线方向作为
X
轴，并以右手法则确定
Y
轴，建立与飞行器机身相固连的舵传动机构总体坐标系
XOY
，选取舵传动机构各部件在总体坐标系
XOY
下的绝对坐标作为广义坐标，利用各部件的广义坐标建立各部件相互铰接的约束条件，根据所述约束条件与舵传动机构运动的控制输入，建立舵传动机构
DAE
形式的动力学方程；将舵传动机构运动的整个时间域均匀划分为
N
个时间区段，基于变分原理构造所述动力学方程任意时间区段的保辛离散格式，
N>1
；基于所述动力学方程的保辛离散格式，按时间区段迭代进行舵传动机构的保辛动力响应求解
。2.
根据权利要求1所述的一种适用于飞行器舵传动机构的保辛动力响应确定方法，其特征在于，所述选取舵传动机构各部件的绝对坐标作为广义坐标，具体为：所述舵传动机构由摇臂和伺服作动器组成，摇臂一端通过旋转铰
O1与飞行器机身相连，另一端通过旋转铰
O2与伺服作动器相连，伺服作动器不与摇臂相连的一端通过旋转铰
O4与飞行器机身铰接，所述伺服作动器简化为两根以滑移铰
O3相连的连杆；将摇臂记为第一连杆，伺服作动器中与摇臂相连的连杆记为第二连杆，伺服作动器与旋转铰
O4相连的连杆记为第三连杆，旋转铰
O1和旋转铰
O4之间的距离记为
l0，第一连杆
、
第二连杆
、
第三连杆的质量分别表示为
m
i
，
i
＝
1,2,3
，相对于质心的惯量分别为
J
i
，
i
＝
1,2,3
，杆长分别为
l
i
，
i
＝
1,2,3
，其质心在总体坐标系的坐标分别为
(x
i
,y
i
)
，沿与总体坐标系形成的
XOY
平面外法向相反的方向看去，该连杆相对于总体坐标系
X
轴的逆时针转角为整个舵传动机构的广义坐标定义为
3.
根据权利要求2所述的一种适用于飞行器舵传动机构的保辛动力响应确定方法，其特征在于，所述各部件相互铰接的约束条件，具体为：旋转铰
O1的约束条件表示为以下方程组：旋转铰
O2的约束条件表示为以下方程组：滑移铰
O3的约束条件表示为以下方程组：
旋转铰
O4的约束条件表示为以下方程组：
4.
根据权利要求3所述的一种适用于飞行器舵传动机构的保辛动力响应确定方法，其特征在于，所述舵传动机构运动的控制输入表示为
F
a
＝
B(q)u
，其中，
u
表示控制输入的大小，为传递矩阵，代表控制输入施加于舵传动机构上的位置，若将伺服作动器的推力作为系统控制输入，推力作用在第二连杆上，推力的反作用力作用在第三连杆上，传递矩阵
B(q)
具体表示为：其中参数
5.
根据权利要求4所述的一种适用于飞行器舵传动机构的保辛动力响应确定方法，其特征在于，所述舵传动机构
DAE
形式的动力学方程具体为：形式的动力学方程具体为：为旋转铰
O1约束条件方程组的第一式
、
第二式
、
旋转铰
O2约束条件方程组的第一式
、
第二式
、
滑移铰
O3约束条件方程组的第一式
、
第二式
、
旋转铰
O4约束条件方程组的第一式
、
第二式集成得到的约束向量，为约束向量对应的雅克比阵，
λ
为约束对应的拉氏乘子，
F
g
为三个连杆的重力向量，表示为
[0,
‑...

【专利技术属性】
技术研发人员：施博洋，贾磊，彭波，宋春雨，石小亮，陈誉仁，胡玉龙，
申请(专利权)人：北京宇航系统工程研究所，
类型：发明
国别省市：