用于滑伸性机翼的二维机构刚柔耦合体建模

用于滑伸性机翼的二维机构刚柔耦合体建模

为了满足不同介质和作业态下飞机的飞行性能，可以通过在不同的作业态下正确重建和变形飞机。传统的水上飞机机翼为了避开波浪以及保护引擎采用上单翼布局形式,一般的地效飞行器采用中单翼或下单翼布局形式。滑动伸缩机翼变体飞机在飞行过程中机翼通过伸出或收缩以改变机翼的翼面面积,通过翼根在机身上的纵向滑移改变机翼的位置。机翼伸出可改善飞机的着陆性能,而机翼收缩可提高飞机的机动性能;上单翼布局可保护引擎,中单翼或下单翼布局可提高地效飞行性能。根据变体飞机总体设计方案的要求,机翼由纵向滑动段、一级横向滑动段及二级横向滑动段,通过改变飞机机翼面积及机翼高度的方式以达到预期的气动性能。实现滑动伸缩二维联合驱动的方式有很多种,但是用于飞机机翼的滑动伸缩变体的机构要考虑很多因素。本文对滑动伸缩机翼的变体方式进行了概念研究,初步提出采用齿轮齿条作为横向传动、纵置液压缸实现纵向传动。两级横向伸缩机翼的伸缩是通过齿轮齿条将电机的转动转换为横向上的直线运动;纵向滑动机翼固定于纵向滑块,通过纵置液压缸驱动纵向滑块在滑槽内带动滑动机翼作纵向滑动,从而实现机翼的滑动伸缩功能。根据机构运动机理,对模型进行简化,并对机构中关键部件如纵向滑槽、机翼内部横向导柱及横向滑轨进行柔性化处理,并使用ADAMS对其进行动力学仿真分析。1滑动扩散机构刚柔耦合模型的构建1.1运动仿真和干涉检查利用CATIA软件建立滑动伸缩机翼各部件简化模型,并在装配完成后进行运动仿真和干涉检查,虚拟样机模型如图1所示。滑动伸缩机翼虚拟样机模型由以下部件组成:(1)滑动段机翼、(2)中间段机翼、(3)外段机翼、(4)滑块、(5)滑槽、(6)导柱1、(7)导柱2。1.2模型的建立和约束ADAMS/Flex模块提供了ADAMS与有限元软件Patran/Nastran之间的双向数据交换接口。利用Patran可以建立柔性体零件的有限元模型,利用Nastran进行计算,然后生成模态中性文件。将模型导入Patran中划分网格。由于所需柔性化零件结构较为简单,因此不需对模型进行简化。在导柱和滑槽的有限元计算中参考螺旋传动机构的整体尺寸,对实体模型进行网格划分,使用Patran命令流分别建立导柱和滑槽的有限元网格模型。使用Patran程序生成柔性体部件的有限元模型之后,利用adams.mac宏命令可以很方便地输出ADAMS所需要的模态中性文件,此文件包含了AD-AMS中柔性体的所有信息。在滑动伸缩机翼模型中导入导柱和滑槽的MNF文件,替换相应的导柱和滑槽刚性体部件。给建立好的ADAMS模型施加约束,其主要连接部件的约束关系分别是:滑块与柔性滑槽添加滑动副约束;滑动段机翼与滑槽之间添加固定副约束;中间段机翼与滑动段机翼添加移动副和直线电机驱动;中间段机翼与滑动段机翼内部柔性导柱添加接触副。外段机翼与中间段机翼添加移动副和直线电机驱动;外段机翼与中间段机翼内部柔性导柱添加接触副,以仿真变形机构运动过程中各部件的运动、弹性变形以及受力情况。完成以上工作后,滑动伸缩机翼刚柔耦合体虚拟样机模型建立完毕。2滑动伸缩机软耦合动态模拟分析2.1机翼零部件传动简化在对螺旋传动机构进行动力学仿真前对虚拟样机作如下简化:(1)纵向液压驱动装置简化为滑块在滑槽内部的纵向移动和直线电机驱动;(2)中间段机翼与滑动段机翼的齿轮齿条传动简化为横向移动和直线电机驱动;(3)外段机翼与中间段机翼的齿轮齿条传动简化为横向移动和直线电机驱动;(4)除纵向滑槽、机翼内部横向导柱及横向滑块以外其他零部件依然作为刚体考虑;(5)不考虑加工制造误差、装配误差等对仿真的影响;(6)在虚拟样机模型中施加的所有约束都为理想约束。2.1.2弹性机翼参数设定滑动伸缩机翼要求20s内完成滑动和伸缩动作,滑动机翼长220mm,中间段机翼长160mm,外段机翼长120mm。要求中间段和外段机翼伸缩均在10s内完成;中间段完成伸缩时,纵向滑动最小距离40mm;外段完成伸缩时,纵向滑动最小距离60mm。0～20s期间滑动机翼气动载荷集中力为恒定20N;0～10s期间中间段载荷集中力由20N初始值逐渐减小至0N;0～20s期间外段气动载荷集中力在前10s为20N恒定不变,后10s由20N逐渐减小至0N。设定滑块与导轨之间的接触力参数,选取材料为铝,其刚度系数为10,力指数为2.2,阻尼系数为100,渗透深度为0.01,定义库仑摩擦和静摩擦系数为0.04,动摩擦系数为0.02(表面润滑),其它为缺省值。中间段机翼与导柱以及外段机翼与导柱的接触力参数设置同上。根据实际情况给柔性体定义相关模态,其中导柱定义为高阶柔性模态,滑槽定义为刚性模态。设置分析类型为Dynamic,仿真总时间为20s,步数为1000。完成以上工作,计算机开始仿真计算。2.2模拟分析2.2.1气动载荷随时间变化曲线图2为滑动机翼、中间段机翼、外段机翼上的气动载荷随时间变化曲线,其中红色水平线为滑动机翼载荷集中力曲线;蓝色线条为中间段机翼载荷集中力曲线;粉色线条为外段机翼载荷集中力曲线。在机翼滑动伸缩过程中,机翼面积逐渐减小,气动载荷也随之相应地减小。根据滑动伸缩机翼上气动载荷随时间变化曲线,可以做出如下分析:(1)机翼在滑动缩进过程中,滑动机翼上的气动载荷集中力在整个运动过程中为固定值20N,两段伸缩机翼的气动载荷集中力在各自没有进行缩进时均为20N。(2)当需要适应指定的飞行状态,机翼需要缩进时(0s时刻),中间机翼首先开始缩进,其载荷集中力逐渐减小;10s后完全缩进,其所受气动载荷变为0N。在此过程中外段机翼没有进行缩进,其气动载荷集中力固定不变。(3)当需要机翼进一步缩进来满足当时飞行状态时(10s时刻),外段机翼开始缩进,同样其载荷集中力逐渐减小,20s时刻完全缩进时载荷集中力为0N。2.2.2机翼滑动段速度对滑块-滑槽间的滑动影响图3为三段机翼在滑动伸缩过程中的速度随时间变化曲线,其中红色水平线为滑动机翼速度曲线;蓝色线条为中间段机翼速度曲线;粉色线条为外段机翼速度曲线。纵向滑动方向与ADAMS中坐标系的-Y向平行,由于需要对比分析不同伸缩的速度对滑块与滑槽之间摩擦力的影响,此处设定滑动段机翼在滑槽内滑动速度为固定值5mm/s。通过图3中三段机翼的速度对比曲线,可以做出如下分析:(1)在中间段机翼缩进阶段,前10s为其缩进时间,速度曲线与横轴围成的面积正好为160mm,与需要缩进的长度一致。并且速度随时间变化先增加后减小,符合一般驱动装置的规律,同时速度的平缓变化同样减小了惯性力对滑动机翼的影响;(2)在外段机翼缩进阶段,后10s为其缩进时间,其速度曲线与横轴围成的面积正好为280mm,相对中间段机翼缩进了120mm,与需要缩进的长度一致。并且其速度规律与中间段机翼规律一致。2.2.3缩进过程中的作用力图4为滑动机翼与滑槽间的摩擦力矩、中间段机翼与滑动机翼间的摩擦力矩、外段机翼与中间段机翼的摩擦力矩曲线,其中粉色曲线为滑动机翼与滑槽间的摩擦力矩曲线;红色线条为中间段机翼与滑动段机翼间的摩擦力矩曲线;蓝色线条为外段机翼与中间段机翼间的摩擦力矩曲线,均随着时间的变化逐渐减小。通过图中三段机翼的摩擦力矩对比曲线,可以做出如下分析:(1)滑动机翼与滑槽间的摩擦力矩随着两段伸缩机翼的缩进及伸缩机翼上集中载荷减小而减小。随着两段机翼缩进,其质心在滑槽间产生的弯矩逐渐减小。同时中间段机翼上的集中载荷按照图2中的规律逐渐减小,产生的弯矩也按同样规律变化。重力产生的弯矩与载荷集中力产生的弯矩方向相反,因此该摩擦力减小的速度与集中载荷的变化规律相同,且变化的速度较缓。(2)中间段机翼缩进过程中的摩擦力矩随着缩进长度的增加及其载荷集中力的减小而减小。在缩进过程中,其质心逐渐靠近滑动段机翼,其重力在滑动机翼上产生向下的弯矩逐渐减小,同时载荷集中力产生向上的弯矩逐渐减小,因此图中弯矩减小的速度较缓慢。在10s以后的时间段内,中间段机翼完全缩进,自身并未能产生摩擦力,但是由于此后外段机翼开始向中间段机翼缩进,其反作用力直接作用在中间段与滑动段的连接处,因此也会产生一定的静摩擦力,变化规律与外段机翼驱动力变化规律相同。(3)外段机翼缩进过程中的摩擦力矩在中间段缩进阶段(前10s)并未产生滑动摩擦力,只在中间段缩进过程中产生静摩擦力。外段机翼于10s时刻开始缩进,在缩进过程中,其质心逐渐靠近中间段机翼,其重力在滑动机翼上产生向下的弯矩逐渐减小,同时载荷集中力产生向上的弯矩逐渐减小,因此外段摩擦力矩以缓慢的速度减小。2.2.4共享差机响应分析第一、二阶段图5为伸缩机翼在20s内完成伸缩时滑块与滑槽之间的接触力矩曲线。滑块在初始起动阶段产生滑动过程中的最大接触力(初始阶段冲击),起动之后,随着中间段机翼载荷集中力的减小进入第一冲击段,即中间段机翼完全缩进之前产生的高频冲击阶段(大约持续3s)。滑动段机翼完全缩进和中间段初始起动阶段滑块与滑槽之间未产生冲击,即为间歇段。待中间段机翼完全起动,滑块开始进入第二阶段的冲击(大约持续2.5s)。外段机翼缩进后期,滑块与滑槽之间进入第三阶段冲击(大约持续2.5s)。分别对20s、16s、12s、8s、6s、5s内机翼完成伸缩过程时滑块与滑槽之间接触力进行了对比分析,结果表明不同的伸缩速度及相同规律的变化载荷在滑块与滑槽之间产生的接触力基本一致,伸缩速度对滑块影响很小。2.2.5机翼整体分析曲线图6和图7分别为滑块驱动功率和两段伸缩机翼驱动功率曲线,其中图7中的红色曲线为中间段机翼驱动功率曲线,蓝色曲线为外段机翼驱动功率曲线。纵向滑动以-Y向为正,横向收缩以+X方向为正。由图6与图7中的驱动功率曲线可以得出,滑块的驱动功率和滑块与滑槽间的摩擦力矩变化规律一致。3仿真结果及分析的需要通过对滑动伸缩机翼传动机构进行仿真分析可得以下结论。(1)联合CATIA、Patran/Nastran及ADAMS,可以直接建立滑动伸缩机翼的虚拟样机模型,并且可以利用ADAMS分析它们之间的干涉问题及受力关系。通过模态分析,可以为滑槽的振动分析提供依据,避免发生共振。通过柔性体替换刚性体,可以得到较精确的载荷谱,为疲劳分析提供依据。通过虚拟仿真技术可以为实际设计提供参考,缩短开发周期,节省大量的试验费用,提高市场竞争力。(2)在考虑气动载荷变化以及柔性体对运动机构的影响后,滑动伸缩机翼沿滑槽方向直线运动以及伸缩机翼的直线运动均平稳,基本满足滑动伸缩机翼飞机的总体设计要求。(3)滑槽作用在滑块上的摩擦力数值较大(动摩擦系数仅为0.02的情况下),可以考虑在变形机构上使用滚动摩擦装置,起到减小滑