飞艇成形发放时仰角变化仿真.docx

飞艇成形发放时仰角变化仿真《计算机仿真杂志》2014年第六期1飞艇平流控制原理1．1基本公式在研究平流层飞艇稳定姿态问题时首先将六自由度运动模型简化为三自由度运动模型。将飞艇抽象简化为一个椭圆假定重浮平衡。副气囊抽象为柔软、无质量的空气和氦气分界面。以椭圆长短半轴分别为笛卡尔坐标系的xy轴。扇形区的面积和质心公式如图2以x轴逆时针旋转1、2两线之间的扇形区面积及几何中心坐标计算如图2所示。1．2稳定域度飞艇的稳定裕度即飞艇在稳定时的判据飞艇稳定状态为氦气一定比例时飞艇的浮心和质心在同一条竖直线上即如下公式:所以只有稳定判据ρ=0时飞艇平衡。且平衡有暂时平衡和稳定两种情况暂时平衡是指飞艇在此位置是平衡的经过一个小扰动之后会偏离此位置不可逆转稳定是指飞艇平衡时给飞艇一个小扰动飞艇会自动恢复到此平衡位置。其中飞艇的稳定位置是期望获得的位置。1．3实际情况分析及结果求飞艇稳定位置解方程ρ=0即可由方程(30)可知ρ有8个参数若已知飞艇的质心位置和比例则(xcyc)已知且(x1y1)与(x2y2)相关因此ρ=0有4个未知数最多有4个解。又根据飞艇的实际情况有些位置不可能出现。下面以一般情况来具体说明。质心在一般位置时会有一个平衡位置两个稳定位置。平衡位置是在飞艇水平再偏离一个小角度使得浮心重心连线为竖直基本与图12相一致。稳定位置是头部在上和尾部在上两种情况基本与图7相一致其中头部在上为正常状态。在实际中在飞艇下方挂吊舱所以飞艇质心会在x轴下方以长短半轴分别为100、25为例以一般点(1.5－7)为质心点用matlab解氦气各个比例时飞艇头部在上时的稳定角度［7］计算结果如图8。由上图可看出在发放时氦气比例较小情况下飞艇仰角要达到80°以上才会平衡随着氦气比例的增加飞艇平衡时的仰角越来越小直到氦气比例达到70%时才会有明显的角度变化。26DOF模型仿真本节用ADAMS仿真飞艇离地后升空的过程来验证第4节中所得飞艇发放时稳定角度。2．1初始参数平流层飞艇体积庞大、惯性特性显著、飞行速度缓慢由浮力提供升力这些特点决定了平流层飞艇空间运动模型与传统飞行器存在很大不同［5］。本章所涉及模型资料较少飞艇艇囊的外形采用四段函数复合后旋成获得为补充数据有些数据是将艇身采用椭圆体设计(将会加以说明)计算所得这是因为流线型旋成体的艇身具有所受空气阻力小的特点这对于节省飞艇运行过程中克服阻力做功而消耗的能量具有重要意义而椭圆体艇身是目前应用较广、技术储备较为丰富的艇身形状。初始参数如下:总长为l长细比为3.88。总结构重心:(XcgYcgZcg)相对质心惯性矩:(IxIyIz)浮力:10%静浮力浮心位置:用与2.2节类似的方法计算氦气不同角度时飞艇的浮心位置部分数据如下(把飞艇当做椭圆体以椭圆体中心为原点):由于假设对称所以当仰角大于90°时与此表中数据相应。将坐标值拟合成样条曲线代入到模型中［8］。发放时仰角为10°如图9。建立坐标系如下:地面坐标系ogxgygzg:即惯性坐标系原点选在地面上与飞艇鼻锥相重合的点ogxg为水平方向ogzg竖直向下ogyg与其它两轴符合右手规则。艇体坐标系oxbybzb:原点为艇体质心oxb指向艇头ozb位于对称平面内垂直于oxb轴指向下方oyb与其它两轴符合右手规则。本文所讨论的仰角为图中所示θ角即oxb与ogxg之间的夹角。约束情况:飞艇有四根发放绳索与地面发放车相连在第4s时绳索同时断开在浮力作用下开始运动。在飞艇尾部有固定于地面的气垫防止飞艇尾部触地。2．2仿真数据发放及升空后飞艇的质心角速度如图10。2．3与第4节分析结果对比由于飞艇没有施加空气阻力所以仰角会在0°到180°之间来回振动振动时角速度最大值即为实际情况中的稳定值。由图10可知飞艇在20.2s时角速度最大对应图11中仰角变化为－75°(负号表示沿顺时针旋转)所以稳定仰角为85°。即若飞艇静浮力为重力10%则仰角为85°时飞艇会稳定发放后飞艇将以下图的姿态升空。这个角度与第4节分析结果基本一致:由图8可知当氦气比例为10%到20%时飞艇的稳定仰角为85°左右。这个结果也与各国成形发放实验相一致。如日本的SPF飞艇发放实验艇长25m氦气比例7%以及美国的HALD发放艇长72m。如图12。3结论在前文一些假设的条件下经过计算机仿真所得结果与理论计算和实际发放实验均一致表明本文所建立的飞艇平台六自由度模型是恰当的且对实际发放过程有一定参考意义。由于在飞艇发放时充入的氦气比例较小由第四节图8以及第5节adams仿真结果看出稳定位置仰角很大且飞艇释放后会在短时间内(16.2s)有大的仰角变化。因此在飞艇发放时做好飞艇的保