基于四軸轉(zhuǎn)臺(tái)的大角度飛行運(yùn)動(dòng)仿真問題研究.pdf

1、近年來，隨著航空航天技術(shù)的發(fā)展，大角度機(jī)動(dòng)飛行開始在飛行器的使用中出現(xiàn)，這種飛行方式要求飛行器的姿態(tài)角能在整個(gè)空間內(nèi)發(fā)生變化，因此實(shí)現(xiàn)大角度機(jī)動(dòng)飛行姿態(tài)運(yùn)動(dòng)仿真具有極為重要的理論意義和實(shí)際工程價(jià)值。三軸轉(zhuǎn)臺(tái)是目前普遍應(yīng)用的飛行器姿態(tài)運(yùn)動(dòng)仿真設(shè)備，但它不能避免運(yùn)動(dòng)學(xué)奇異，因此也無法實(shí)現(xiàn)大角度機(jī)動(dòng)飛行姿態(tài)運(yùn)動(dòng)仿真。為此，本文研究了一種四軸型姿態(tài)運(yùn)動(dòng)仿真轉(zhuǎn)臺(tái)（以下簡(jiǎn)稱四軸轉(zhuǎn)臺(tái)），利用冗余自由度機(jī)構(gòu)的特點(diǎn)，使得能避免運(yùn)動(dòng)學(xué)奇異，實(shí)現(xiàn)大角度機(jī)動(dòng)飛

2、行姿態(tài)運(yùn)動(dòng)仿真。本文結(jié)合四軸轉(zhuǎn)臺(tái)在大角度機(jī)動(dòng)飛行運(yùn)動(dòng)仿真中應(yīng)用這一實(shí)際背景，對(duì)運(yùn)動(dòng)仿真系統(tǒng)進(jìn)行了以下幾個(gè)方面的研究：
　　首先，基于多體系統(tǒng)運(yùn)動(dòng)學(xué)理論建立了運(yùn)動(dòng)仿真系統(tǒng)的運(yùn)動(dòng)學(xué)模型，并通過對(duì)立式、臥式兩種四軸轉(zhuǎn)臺(tái)的運(yùn)動(dòng)學(xué)特性進(jìn)行分析，指出了這兩種轉(zhuǎn)臺(tái)分別適合的應(yīng)用場(chǎng)合。通過對(duì)四軸轉(zhuǎn)臺(tái)運(yùn)動(dòng)學(xué)奇異性的分析，指出當(dāng)系統(tǒng)運(yùn)行在奇異位置附近時(shí)，會(huì)給飛行器姿態(tài)運(yùn)動(dòng)仿真帶來諸多不良影響。針對(duì)四軸轉(zhuǎn)臺(tái)的位置正解問題，采用雙歐拉法計(jì)算系統(tǒng)的姿態(tài)角，

3、解決了全姿態(tài)歐拉角計(jì)算的奇異問題，為后續(xù)的研究工作奠定了基礎(chǔ)。
　　其次，研究了運(yùn)動(dòng)仿真系統(tǒng)的精度指標(biāo)分配方法?；诙囿w系統(tǒng)運(yùn)動(dòng)學(xué)理論建立了系統(tǒng)的誤差模型，針對(duì)傳統(tǒng)姿態(tài)誤差描述方法的局限性，基于誤差方向余弦矩陣提出了一種適合于大角度機(jī)動(dòng)情況下姿態(tài)誤差的描述方法。利用誤差靈敏系數(shù)，定量地分析了各誤差因素對(duì)系統(tǒng)精度的影響。在此基礎(chǔ)上，基于對(duì)系統(tǒng)誤差靈敏性的分析，提出了運(yùn)動(dòng)仿真系統(tǒng)精度指標(biāo)分配方法，通過以滿足精度指標(biāo)要求為約束條件，根據(jù)

4、系統(tǒng)精度對(duì)各誤差因素的敏感程度不同，將各項(xiàng)誤差的公差最大限度放寬，進(jìn)而實(shí)現(xiàn)系統(tǒng)精度指標(biāo)的分配。
　　再次，研究了運(yùn)動(dòng)仿真系統(tǒng)的運(yùn)動(dòng)學(xué)指標(biāo)分配方法。利用系統(tǒng)具有冗余自由度的特點(diǎn)和奇異位置分布的特殊性，針對(duì)系統(tǒng)空間，給出了一種規(guī)避奇異的約束條件，使系統(tǒng)能避免發(fā)生奇異。對(duì)系統(tǒng)角速度和角加速度的運(yùn)動(dòng)學(xué)傳遞特性進(jìn)行了分析，明確了角速度和角加速度的奇異位置相同。在此基礎(chǔ)上，為了降低系統(tǒng)對(duì)各框驅(qū)動(dòng)電機(jī)功率的需求，基于系統(tǒng)的規(guī)避奇異約束，提出了角

5、速度和角加速度的指標(biāo)分配方法，通過以滿足指標(biāo)要求為約束條件，根據(jù)系統(tǒng)各框的運(yùn)動(dòng)能力的不同，將系統(tǒng)各框的角速度和角加速度最小化，進(jìn)而實(shí)現(xiàn)系統(tǒng)運(yùn)動(dòng)學(xué)指標(biāo)的分配。
　　然后，研究了運(yùn)動(dòng)仿真系統(tǒng)的指令分配方法。利用飛行器半實(shí)物仿真與全數(shù)字仿真的姿態(tài)運(yùn)動(dòng)軌跡具有相近性，提出了一種二次分配策略，并通過分析表明二次分配策略是解決指令分配實(shí)時(shí)計(jì)算問題的一個(gè)有效途徑。在此基礎(chǔ)上，為了充分發(fā)揮系統(tǒng)的動(dòng)態(tài)性能，將系統(tǒng)指令初次分配問題轉(zhuǎn)化為帶有約束的能量

6、最小化問題，并且基于線性變分不等式提出了用于求解指令初次分配問題的算法，有效地降低了計(jì)算量。為了使系統(tǒng)能按照實(shí)際的姿態(tài)運(yùn)動(dòng)指令運(yùn)行，針對(duì)系統(tǒng)指令的第二次分配，在考慮了各框運(yùn)動(dòng)能力差異的基礎(chǔ)上，利用四軸轉(zhuǎn)臺(tái)的運(yùn)動(dòng)學(xué)方程給出了用于在線計(jì)算各框指令的解析表達(dá)式，從而實(shí)現(xiàn)系統(tǒng)指令的分配。
　　最后，將上述研究成果，即系統(tǒng)精度指標(biāo)分配方法、系統(tǒng)運(yùn)動(dòng)學(xué)指標(biāo)分配方法、以及系統(tǒng)指令分配方法，應(yīng)用到某型垂直發(fā)射導(dǎo)彈姿態(tài)運(yùn)動(dòng)仿真系統(tǒng)的設(shè)計(jì)與實(shí)現(xiàn)中。在