用于滑伸性機(jī)翼的二維機(jī)構(gòu)剛?cè)狁詈象w建模

用于滑伸性機(jī)翼的二維機(jī)構(gòu)剛?cè)狁詈象w建模

為了滿足不同介質(zhì)和作業(yè)態(tài)下飛機(jī)的飛行性能，可以通過(guò)在不同的作業(yè)態(tài)下正確重建和變形飛機(jī)。傳統(tǒng)的水上飛機(jī)機(jī)翼為了避開(kāi)波浪以及保護(hù)引擎采用上單翼布局形式,一般的地效飛行器采用中單翼或下單翼布局形式?；瑒?dòng)伸縮機(jī)翼變體飛機(jī)在飛行過(guò)程中機(jī)翼通過(guò)伸出或收縮以改變機(jī)翼的翼面面積,通過(guò)翼根在機(jī)身上的縱向滑移改變機(jī)翼的位置。機(jī)翼伸出可改善飛機(jī)的著陸性能,而機(jī)翼收縮可提高飛機(jī)的機(jī)動(dòng)性能;上單翼布局可保護(hù)引擎,中單翼或下單翼布局可提高地效飛行性能。根據(jù)變體飛機(jī)總體設(shè)計(jì)方案的要求,機(jī)翼由縱向滑動(dòng)段、一級(jí)橫向滑動(dòng)段及二級(jí)橫向滑動(dòng)段,通過(guò)改變飛機(jī)機(jī)翼面積及機(jī)翼高度的方式以達(dá)到預(yù)期的氣動(dòng)性能。實(shí)現(xiàn)滑動(dòng)伸縮二維聯(lián)合驅(qū)動(dòng)的方式有很多種,但是用于飛機(jī)機(jī)翼的滑動(dòng)伸縮變體的機(jī)構(gòu)要考慮很多因素。本文對(duì)滑動(dòng)伸縮機(jī)翼的變體方式進(jìn)行了概念研究,初步提出采用齒輪齒條作為橫向傳動(dòng)、縱置液壓缸實(shí)現(xiàn)縱向傳動(dòng)。兩級(jí)橫向伸縮機(jī)翼的伸縮是通過(guò)齒輪齒條將電機(jī)的轉(zhuǎn)動(dòng)轉(zhuǎn)換為橫向上的直線運(yùn)動(dòng);縱向滑動(dòng)機(jī)翼固定于縱向滑塊,通過(guò)縱置液壓缸驅(qū)動(dòng)縱向滑塊在滑槽內(nèi)帶動(dòng)滑動(dòng)機(jī)翼作縱向滑動(dòng),從而實(shí)現(xiàn)機(jī)翼的滑動(dòng)伸縮功能。根據(jù)機(jī)構(gòu)運(yùn)動(dòng)機(jī)理,對(duì)模型進(jìn)行簡(jiǎn)化,并對(duì)機(jī)構(gòu)中關(guān)鍵部件如縱向滑槽、機(jī)翼內(nèi)部橫向?qū)е皺M向滑軌進(jìn)行柔性化處理,并使用ADAMS對(duì)其進(jìn)行動(dòng)力學(xué)仿真分析。1滑動(dòng)擴(kuò)散機(jī)構(gòu)剛?cè)狁詈夏Ｐ偷臉?gòu)建1.1運(yùn)動(dòng)仿真和干涉檢查利用CATIA軟件建立滑動(dòng)伸縮機(jī)翼各部件簡(jiǎn)化模型,并在裝配完成后進(jìn)行運(yùn)動(dòng)仿真和干涉檢查,虛擬樣機(jī)模型如圖1所示?；瑒?dòng)伸縮機(jī)翼虛擬樣機(jī)模型由以下部件組成:(1)滑動(dòng)段機(jī)翼、(2)中間段機(jī)翼、(3)外段機(jī)翼、(4)滑塊、(5)滑槽、(6)導(dǎo)柱1、(7)導(dǎo)柱2。1.2模型的建立和約束ADAMS/Flex模塊提供了ADAMS與有限元軟件Patran/Nastran之間的雙向數(shù)據(jù)交換接口。利用Patran可以建立柔性體零件的有限元模型,利用Nastran進(jìn)行計(jì)算,然后生成模態(tài)中性文件。將模型導(dǎo)入Patran中劃分網(wǎng)格。由于所需柔性化零件結(jié)構(gòu)較為簡(jiǎn)單,因此不需對(duì)模型進(jìn)行簡(jiǎn)化。在導(dǎo)柱和滑槽的有限元計(jì)算中參考螺旋傳動(dòng)機(jī)構(gòu)的整體尺寸,對(duì)實(shí)體模型進(jìn)行網(wǎng)格劃分,使用Patran命令流分別建立導(dǎo)柱和滑槽的有限元網(wǎng)格模型。使用Patran程序生成柔性體部件的有限元模型之后,利用adams.mac宏命令可以很方便地輸出ADAMS所需要的模態(tài)中性文件,此文件包含了AD-AMS中柔性體的所有信息。在滑動(dòng)伸縮機(jī)翼模型中導(dǎo)入導(dǎo)柱和滑槽的MNF文件,替換相應(yīng)的導(dǎo)柱和滑槽剛性體部件。給建立好的ADAMS模型施加約束,其主要連接部件的約束關(guān)系分別是:滑塊與柔性滑槽添加滑動(dòng)副約束;滑動(dòng)段機(jī)翼與滑槽之間添加固定副約束;中間段機(jī)翼與滑動(dòng)段機(jī)翼添加移動(dòng)副和直線電機(jī)驅(qū)動(dòng);中間段機(jī)翼與滑動(dòng)段機(jī)翼內(nèi)部柔性導(dǎo)柱添加接觸副。外段機(jī)翼與中間段機(jī)翼添加移動(dòng)副和直線電機(jī)驅(qū)動(dòng);外段機(jī)翼與中間段機(jī)翼內(nèi)部柔性導(dǎo)柱添加接觸副,以仿真變形機(jī)構(gòu)運(yùn)動(dòng)過(guò)程中各部件的運(yùn)動(dòng)、彈性變形以及受力情況。完成以上工作后,滑動(dòng)伸縮機(jī)翼剛?cè)狁詈象w虛擬樣機(jī)模型建立完畢。2滑動(dòng)伸縮機(jī)軟耦合動(dòng)態(tài)模擬分析2.1機(jī)翼零部件傳動(dòng)簡(jiǎn)化在對(duì)螺旋傳動(dòng)機(jī)構(gòu)進(jìn)行動(dòng)力學(xué)仿真前對(duì)虛擬樣機(jī)作如下簡(jiǎn)化:(1)縱向液壓驅(qū)動(dòng)裝置簡(jiǎn)化為滑塊在滑槽內(nèi)部的縱向移動(dòng)和直線電機(jī)驅(qū)動(dòng);(2)中間段機(jī)翼與滑動(dòng)段機(jī)翼的齒輪齒條傳動(dòng)簡(jiǎn)化為橫向移動(dòng)和直線電機(jī)驅(qū)動(dòng);(3)外段機(jī)翼與中間段機(jī)翼的齒輪齒條傳動(dòng)簡(jiǎn)化為橫向移動(dòng)和直線電機(jī)驅(qū)動(dòng);(4)除縱向滑槽、機(jī)翼內(nèi)部橫向?qū)е皺M向滑塊以外其他零部件依然作為剛體考慮;(5)不考慮加工制造誤差、裝配誤差等對(duì)仿真的影響;(6)在虛擬樣機(jī)模型中施加的所有約束都為理想約束。2.1.2彈性機(jī)翼參數(shù)設(shè)定滑動(dòng)伸縮機(jī)翼要求20s內(nèi)完成滑動(dòng)和伸縮動(dòng)作,滑動(dòng)機(jī)翼長(zhǎng)220mm,中間段機(jī)翼長(zhǎng)160mm,外段機(jī)翼長(zhǎng)120mm。要求中間段和外段機(jī)翼伸縮均在10s內(nèi)完成;中間段完成伸縮時(shí),縱向滑動(dòng)最小距離40mm;外段完成伸縮時(shí),縱向滑動(dòng)最小距離60mm。0～20s期間滑動(dòng)機(jī)翼氣動(dòng)載荷集中力為恒定20N;0～10s期間中間段載荷集中力由20N初始值逐漸減小至0N;0～20s期間外段氣動(dòng)載荷集中力在前10s為20N恒定不變,后10s由20N逐漸減小至0N。設(shè)定滑塊與導(dǎo)軌之間的接觸力參數(shù),選取材料為鋁,其剛度系數(shù)為10,力指數(shù)為2.2,阻尼系數(shù)為100,滲透深度為0.01,定義庫(kù)侖摩擦和靜摩擦系數(shù)為0.04,動(dòng)摩擦系數(shù)為0.02(表面潤(rùn)滑),其它為缺省值。中間段機(jī)翼與導(dǎo)柱以及外段機(jī)翼與導(dǎo)柱的接觸力參數(shù)設(shè)置同上。根據(jù)實(shí)際情況給柔性體定義相關(guān)模態(tài),其中導(dǎo)柱定義為高階柔性模態(tài),滑槽定義為剛性模態(tài)。設(shè)置分析類(lèi)型為Dynamic,仿真總時(shí)間為20s,步數(shù)為1000。完成以上工作,計(jì)算機(jī)開(kāi)始仿真計(jì)算。2.2模擬分析2.2.1氣動(dòng)載荷隨時(shí)間變化曲線圖2為滑動(dòng)機(jī)翼、中間段機(jī)翼、外段機(jī)翼上的氣動(dòng)載荷隨時(shí)間變化曲線,其中紅色水平線為滑動(dòng)機(jī)翼載荷集中力曲線;藍(lán)色線條為中間段機(jī)翼載荷集中力曲線;粉色線條為外段機(jī)翼載荷集中力曲線。在機(jī)翼滑動(dòng)伸縮過(guò)程中,機(jī)翼面積逐漸減小,氣動(dòng)載荷也隨之相應(yīng)地減小。根據(jù)滑動(dòng)伸縮機(jī)翼上氣動(dòng)載荷隨時(shí)間變化曲線,可以做出如下分析:(1)機(jī)翼在滑動(dòng)縮進(jìn)過(guò)程中,滑動(dòng)機(jī)翼上的氣動(dòng)載荷集中力在整個(gè)運(yùn)動(dòng)過(guò)程中為固定值20N,兩段伸縮機(jī)翼的氣動(dòng)載荷集中力在各自沒(méi)有進(jìn)行縮進(jìn)時(shí)均為20N。(2)當(dāng)需要適應(yīng)指定的飛行狀態(tài),機(jī)翼需要縮進(jìn)時(shí)(0s時(shí)刻),中間機(jī)翼首先開(kāi)始縮進(jìn),其載荷集中力逐漸減小;10s后完全縮進(jìn),其所受氣動(dòng)載荷變?yōu)?N。在此過(guò)程中外段機(jī)翼沒(méi)有進(jìn)行縮進(jìn),其氣動(dòng)載荷集中力固定不變。(3)當(dāng)需要機(jī)翼進(jìn)一步縮進(jìn)來(lái)滿足當(dāng)時(shí)飛行狀態(tài)時(shí)(10s時(shí)刻),外段機(jī)翼開(kāi)始縮進(jìn),同樣其載荷集中力逐漸減小,20s時(shí)刻完全縮進(jìn)時(shí)載荷集中力為0N。2.2.2機(jī)翼滑動(dòng)段速度對(duì)滑塊-滑槽間的滑動(dòng)影響圖3為三段機(jī)翼在滑動(dòng)伸縮過(guò)程中的速度隨時(shí)間變化曲線,其中紅色水平線為滑動(dòng)機(jī)翼速度曲線;藍(lán)色線條為中間段機(jī)翼速度曲線;粉色線條為外段機(jī)翼速度曲線?？v向滑動(dòng)方向與ADAMS中坐標(biāo)系的-Y向平行,由于需要對(duì)比分析不同伸縮的速度對(duì)滑塊與滑槽之間摩擦力的影響,此處設(shè)定滑動(dòng)段機(jī)翼在滑槽內(nèi)滑動(dòng)速度為固定值5mm/s。通過(guò)圖3中三段機(jī)翼的速度對(duì)比曲線,可以做出如下分析:(1)在中間段機(jī)翼縮進(jìn)階段,前10s為其縮進(jìn)時(shí)間,速度曲線與橫軸圍成的面積正好為160mm,與需要縮進(jìn)的長(zhǎng)度一致。并且速度隨時(shí)間變化先增加后減小,符合一般驅(qū)動(dòng)裝置的規(guī)律,同時(shí)速度的平緩變化同樣減小了慣性力對(duì)滑動(dòng)機(jī)翼的影響;(2)在外段機(jī)翼縮進(jìn)階段,后10s為其縮進(jìn)時(shí)間,其速度曲線與橫軸圍成的面積正好為280mm,相對(duì)中間段機(jī)翼縮進(jìn)了120mm,與需要縮進(jìn)的長(zhǎng)度一致。并且其速度規(guī)律與中間段機(jī)翼規(guī)律一致。2.2.3縮進(jìn)過(guò)程中的作用力圖4為滑動(dòng)機(jī)翼與滑槽間的摩擦力矩、中間段機(jī)翼與滑動(dòng)機(jī)翼間的摩擦力矩、外段機(jī)翼與中間段機(jī)翼的摩擦力矩曲線,其中粉色曲線為滑動(dòng)機(jī)翼與滑槽間的摩擦力矩曲線;紅色線條為中間段機(jī)翼與滑動(dòng)段機(jī)翼間的摩擦力矩曲線;藍(lán)色線條為外段機(jī)翼與中間段機(jī)翼間的摩擦力矩曲線,均隨著時(shí)間的變化逐漸減小。通過(guò)圖中三段機(jī)翼的摩擦力矩對(duì)比曲線,可以做出如下分析:(1)滑動(dòng)機(jī)翼與滑槽間的摩擦力矩隨著兩段伸縮機(jī)翼的縮進(jìn)及伸縮機(jī)翼上集中載荷減小而減小。隨著兩段機(jī)翼縮進(jìn),其質(zhì)心在滑槽間產(chǎn)生的彎矩逐漸減小。同時(shí)中間段機(jī)翼上的集中載荷按照?qǐng)D2中的規(guī)律逐漸減小,產(chǎn)生的彎矩也按同樣規(guī)律變化。重力產(chǎn)生的彎矩與載荷集中力產(chǎn)生的彎矩方向相反,因此該摩擦力減小的速度與集中載荷的變化規(guī)律相同,且變化的速度較緩。(2)中間段機(jī)翼縮進(jìn)過(guò)程中的摩擦力矩隨著縮進(jìn)長(zhǎng)度的增加及其載荷集中力的減小而減小。在縮進(jìn)過(guò)程中,其質(zhì)心逐漸靠近滑動(dòng)段機(jī)翼,其重力在滑動(dòng)機(jī)翼上產(chǎn)生向下的彎矩逐漸減小,同時(shí)載荷集中力產(chǎn)生向上的彎矩逐漸減小,因此圖中彎矩減小的速度較緩慢。在10s以后的時(shí)間段內(nèi),中間段機(jī)翼完全縮進(jìn),自身并未能產(chǎn)生摩擦力,但是由于此后外段機(jī)翼開(kāi)始向中間段機(jī)翼縮進(jìn),其反作用力直接作用在中間段與滑動(dòng)段的連接處,因此也會(huì)產(chǎn)生一定的靜摩擦力,變化規(guī)律與外段機(jī)翼驅(qū)動(dòng)力變化規(guī)律相同。(3)外段機(jī)翼縮進(jìn)過(guò)程中的摩擦力矩在中間段縮進(jìn)階段(前10s)并未產(chǎn)生滑動(dòng)摩擦力,只在中間段縮進(jìn)過(guò)程中產(chǎn)生靜摩擦力。外段機(jī)翼于10s時(shí)刻開(kāi)始縮進(jìn),在縮進(jìn)過(guò)程中,其質(zhì)心逐漸靠近中間段機(jī)翼,其重力在滑動(dòng)機(jī)翼上產(chǎn)生向下的彎矩逐漸減小,同時(shí)載荷集中力產(chǎn)生向上的彎矩逐漸減小,因此外段摩擦力矩以緩慢的速度減小。2.2.4共享差機(jī)響應(yīng)分析第一、二階段圖5為伸縮機(jī)翼在20s內(nèi)完成伸縮時(shí)滑塊與滑槽之間的接觸力矩曲線?；瑝K在初始起動(dòng)階段產(chǎn)生滑動(dòng)過(guò)程中的最大接觸力(初始階段沖擊),起動(dòng)之后,隨著中間段機(jī)翼載荷集中力的減小進(jìn)入第一沖擊段,即中間段機(jī)翼完全縮進(jìn)之前產(chǎn)生的高頻沖擊階段(大約持續(xù)3s)?；瑒?dòng)段機(jī)翼完全縮進(jìn)和中間段初始起動(dòng)階段滑塊與滑槽之間未產(chǎn)生沖擊,即為間歇段。待中間段機(jī)翼完全起動(dòng),滑塊開(kāi)始進(jìn)入第二階段的沖擊(大約持續(xù)2.5s)。外段機(jī)翼縮進(jìn)后期,滑塊與滑槽之間進(jìn)入第三階段沖擊(大約持續(xù)2.5s)。分別對(duì)20s、16s、12s、8s、6s、5s內(nèi)機(jī)翼完成伸縮過(guò)程時(shí)滑塊與滑槽之間接觸力進(jìn)行了對(duì)比分析,結(jié)果表明不同的伸縮速度及相同規(guī)律的變化載荷在滑塊與滑槽之間產(chǎn)生的接觸力基本一致,伸縮速度對(duì)滑塊影響很小。2.2.5機(jī)翼整體分析曲線圖6和圖7分別為滑塊驅(qū)動(dòng)功率和兩段伸縮機(jī)翼驅(qū)動(dòng)功率曲線,其中圖7中的紅色曲線為中間段機(jī)翼驅(qū)動(dòng)功率曲線,藍(lán)色曲線為外段機(jī)翼驅(qū)動(dòng)功率曲線?？v向滑動(dòng)以-Y向?yàn)檎?橫向收縮以+X方向?yàn)檎Ｓ蓤D6與圖7中的驅(qū)動(dòng)功率曲線可以得出,滑塊的驅(qū)動(dòng)功率和滑塊與滑槽間的摩擦力矩變化規(guī)律一致。3仿真結(jié)果及分析的需要通過(guò)對(duì)滑動(dòng)伸縮機(jī)翼傳動(dòng)機(jī)構(gòu)進(jìn)行仿真分析可得以下結(jié)論。(1)聯(lián)合CATIA、Patran/Nastran及ADAMS,可以直接建立滑動(dòng)伸縮機(jī)翼的虛擬樣機(jī)模型,并且可以利用ADAMS分析它們之間的干涉問(wèn)題及受力關(guān)系。通過(guò)模態(tài)分析,可以為滑槽的振動(dòng)分析提供依據(jù),避免發(fā)生共振。通過(guò)柔性體替換剛性體,可以得到較精確的載荷譜,為疲勞分析提供依據(jù)。通過(guò)虛擬仿真技術(shù)可以為實(shí)際設(shè)計(jì)提供參考,縮短開(kāi)發(fā)周期,節(jié)省大量的試驗(yàn)費(fèi)用,提高市場(chǎng)競(jìng)爭(zhēng)力。(2)在考慮氣動(dòng)載荷變化以及柔性體對(duì)運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)的影響后,滑動(dòng)伸縮機(jī)翼沿滑槽方向直線運(yùn)動(dòng)以及伸縮機(jī)翼的直線運(yùn)動(dòng)均平穩(wěn),基本滿足滑動(dòng)伸縮機(jī)翼飛機(jī)的總體設(shè)計(jì)要求。(3)滑槽作用在滑塊上的摩擦力數(shù)值較大(動(dòng)摩擦系數(shù)僅為0.02的情況下),可以考慮在變形機(jī)構(gòu)上使用滾動(dòng)摩擦裝置,起到減小滑