基于LMS Virtual.Lab的一種折疊機(jī)翼動(dòng)力學(xué)仿真

白昀博，許 鋒

(南京航空航天大學(xué) 飛行器先進(jìn)設(shè)計(jì)技術(shù)國(guó)防重點(diǎn)學(xué)科實(shí)驗(yàn)室，江蘇 南京 210016)

基于LMS Virtual.Lab的一種折疊機(jī)翼動(dòng)力學(xué)仿真

白昀博，許 鋒

(南京航空航天大學(xué) 飛行器先進(jìn)設(shè)計(jì)技術(shù)國(guó)防重點(diǎn)學(xué)科實(shí)驗(yàn)室，江蘇 南京 210016)

對(duì)艦載機(jī)折疊機(jī)翼的折疊及展開運(yùn)動(dòng)過程進(jìn)行動(dòng)力學(xué)仿真研究，提出了一套基于LMS Virtual.Lab的折疊機(jī)翼動(dòng)力學(xué)仿真建模方法，實(shí)現(xiàn)了機(jī)構(gòu)的動(dòng)力學(xué)仿真計(jì)算，得到了折疊機(jī)翼作動(dòng)筒載荷、翼稍運(yùn)動(dòng)包絡(luò)面、結(jié)構(gòu)應(yīng)力水平等動(dòng)力學(xué)指標(biāo)。

折疊翼；艦載機(jī)；動(dòng)力學(xué)仿真；LMS Virtual.Lab

艦載機(jī)是航空母艦的主要作戰(zhàn)武器，艦載機(jī)的數(shù)量標(biāo)志了其戰(zhàn)斗能力的強(qiáng)弱，這使得折疊機(jī)翼的研究成為了艦載機(jī)研發(fā)的重要組成部分。對(duì)于艦載機(jī)折疊翼的研究，國(guó)外起步較早，有著較為成熟的基礎(chǔ)，而國(guó)內(nèi)對(duì)于艦載機(jī)折疊翼的研究剛剛起步，具有較大的研究意義。本文將艦載機(jī)折疊翼的動(dòng)力學(xué)仿真作為研究?jī)?nèi)容，基于仿真平臺(tái)LMS Virtual.Lab建立折疊翼的動(dòng)力學(xué)模型，著重對(duì)機(jī)構(gòu)作動(dòng)筒載荷、翼稍運(yùn)動(dòng)包絡(luò)面及結(jié)構(gòu)應(yīng)力水平等指標(biāo)進(jìn)行了仿真計(jì)算，得出相關(guān)結(jié)果，為折疊翼設(shè)計(jì)提供依據(jù)。

1 總體方法

1.1仿真系統(tǒng)

LMS Virtual.Lab Motion基于計(jì)算多體動(dòng)力學(xué)建模理論及計(jì)算方法，是專門為仿真多體機(jī)械系統(tǒng)的真實(shí)運(yùn)動(dòng)和載荷所設(shè)計(jì)的仿真平臺(tái)。它為快速創(chuàng)建和改進(jìn)多體模型提供了有效的方法，集成了應(yīng)用廣泛的CAD建模工具CATIA，可以實(shí)現(xiàn)建模分析一體化，可重復(fù)使用CAD和有限元模型，并快速反復(fù)模擬不同設(shè)計(jì)方案。這使得工程師可以在早期開發(fā)階段靈活地進(jìn)行動(dòng)力學(xué)及運(yùn)動(dòng)學(xué)研究，并在后期階段結(jié)合實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行綜合設(shè)計(jì)評(píng)估[1]。用戶可以直接通過軟件交互界面為機(jī)械系統(tǒng)輸入基本參數(shù)、建立復(fù)雜運(yùn)動(dòng)學(xué)和動(dòng)力學(xué)模型，并利用軟件內(nèi)嵌的數(shù)學(xué)模型計(jì)算方法及樹枝計(jì)分方法進(jìn)行程式化求解，得到運(yùn)動(dòng)學(xué)規(guī)律及動(dòng)力學(xué)響應(yīng)。LMS Virtual.Lab Motion同時(shí)還提供了可視化的后處理方法，采用動(dòng)畫顯示、圖表、曲線等方式使得仿真數(shù)據(jù)更加直觀。此外，LMS Virtual.Lab Motion可以幫助用戶分析復(fù)雜機(jī)械系統(tǒng)的真實(shí)性能，為耐久性和振動(dòng)噪聲分析及結(jié)構(gòu)分析提供精確的載荷[2]。

1.2仿真流程

在機(jī)翼折疊過程中，除結(jié)構(gòu)自重等內(nèi)部載荷外,最主要的外部載荷來自于甲板風(fēng)造成的氣動(dòng)載荷，本文將來流與機(jī)身軸線夾角30°、由機(jī)頭指向機(jī)尾、流速31m/s(約0.1馬赫)的甲板風(fēng)設(shè)定為典型工況進(jìn)行仿真分析。

根據(jù)仿真過程，折疊機(jī)翼動(dòng)力學(xué)剛?cè)狁詈辖＜胺抡媪鞒倘鐖D1所示。折疊機(jī)翼剛?cè)狁詈夏Ｐ偷慕⒅饕譃閯傮w模型的建立及有限元柔性模型的建立。剛體動(dòng)力學(xué)模型是整個(gè)仿真研究的基礎(chǔ)，將折疊翼的CAD模型導(dǎo)入仿真軟件后對(duì)其進(jìn)行簡(jiǎn)化、生成仿真分析實(shí)體，再添加運(yùn)動(dòng)副、約束及載荷等生成剛體分析模型。然后將需要柔性化的部件進(jìn)行有限元建模，之后在LMS Virtual.Lab Motion仿真平臺(tái)中將需要柔性化的部件用柔性體替換得到剛?cè)狁詈夏Ｐ?。最后進(jìn)行整個(gè)折疊機(jī)翼系統(tǒng)的動(dòng)力學(xué)仿真，從而得到其動(dòng)力學(xué)及運(yùn)動(dòng)學(xué)特征。需要注意的是，在建立有限元柔性體模型的過程中，需要在運(yùn)動(dòng)副及載荷的作用點(diǎn)添加MPC作為邊界條件，用以模擬系統(tǒng)實(shí)際約束關(guān)系，否則在剛?cè)狁詈戏抡鏁r(shí)將無法計(jì)算[3-4]。

2 仿真建模

2.1外部載荷計(jì)算

氣動(dòng)載荷作為最主要的外部載荷是本文主要的研究對(duì)象，機(jī)翼在折疊運(yùn)動(dòng)過程中外翼受到的氣動(dòng)載荷大小及方向都在不斷變化，故本文采用離散化的方法將外翼繞鉸鏈軸旋轉(zhuǎn)過程離散為多個(gè)穩(wěn)定的獨(dú)立狀態(tài)進(jìn)行氣動(dòng)載荷的求解，然后再使用最小二乘法將其擬合生成外翼氣動(dòng)載荷曲線。離散點(diǎn)的選取原則為載荷變化率越大取樣越密集，載荷變化率較小的區(qū)域取樣可相對(duì)減少。在專業(yè)流體分析軟件Fluent中計(jì)算得到的折疊過程中外翼阻、升力系數(shù)變化規(guī)律見表1。

然后將離散數(shù)據(jù)通過MATLAB進(jìn)行擬合，并根據(jù)機(jī)翼參數(shù)忽略翼面切向力,最終得到外翼氣動(dòng)載荷關(guān)于旋轉(zhuǎn)角度的多項(xiàng)式函數(shù)：

F(x)=1.716×10-6×x5-0.000 893 3×x4+0.167 2×x3-14.32×x2+563.9×x-2 554.0式中：x為機(jī)翼轉(zhuǎn)角，°；F(x)為機(jī)翼壓力，N。氣動(dòng)載荷正方向?yàn)橐砻嬲ㄏ颉?/p>

2.2剛體建模

在LMSVirtual.Lab動(dòng)力學(xué)仿真軟件Motion模塊中建立某型折疊機(jī)翼的剛體模型，作為其后各項(xiàng)分析的基礎(chǔ)。飛機(jī)折疊機(jī)翼結(jié)構(gòu)部件很多，各種結(jié)構(gòu)之間運(yùn)動(dòng)關(guān)系以及受力關(guān)系較為復(fù)雜。因此，在利用LMSVirtual.Lab進(jìn)行機(jī)翼折疊運(yùn)動(dòng)仿真分析時(shí)有必要對(duì)模型進(jìn)行一系列簡(jiǎn)化，這樣既能夠降低多體系統(tǒng)仿真時(shí)的出錯(cuò)概率，減少模型調(diào)試的時(shí)間，又能夠在保證分析精度的前提下提高分析計(jì)算的效率。

在完成以上模型簡(jiǎn)化和準(zhǔn)備的基礎(chǔ)之上，獲得了簡(jiǎn)化后的折疊機(jī)構(gòu)CAD模型，在LMSVirtual.Lab中進(jìn)行分析文件的建立。依次將各部件的CATIA模型通過“BodyFromExistingPart”命令導(dǎo)入到軟件Motion模塊中，生成分析實(shí)體，建立分析文件并生成多體系統(tǒng)中的分析體。然后根據(jù)折疊機(jī)構(gòu)各個(gè)部件之間的實(shí)際運(yùn)動(dòng)情況添加相應(yīng)的運(yùn)動(dòng)副，如定義圓柱副(CylindricalJoint)、固定副(BracketJoint)、轉(zhuǎn)動(dòng)副(RevoluteJoint)及萬向節(jié)副(UniversalJoint)。創(chuàng)建運(yùn)動(dòng)副后，軟件會(huì)默認(rèn)在分析體中添加相應(yīng)的裝配約束，自動(dòng)將機(jī)翼各個(gè)部件裝配成完整的折疊機(jī)構(gòu)整體，通過運(yùn)動(dòng)副以及裝配關(guān)系的添加，得到折疊機(jī)翼系統(tǒng)的剛體模型如圖2所示。同時(shí)為盡可能準(zhǔn)確地模擬折疊機(jī)構(gòu)實(shí)際運(yùn)動(dòng)情況，在拉桿與作動(dòng)筒之間的圓柱副上施加一個(gè)運(yùn)動(dòng)副速度驅(qū)動(dòng)“JointVelocityDriver”，使作動(dòng)筒相對(duì)于拉桿在公共軸線的方向上以規(guī)定的相對(duì)速度運(yùn)動(dòng)[5]。

由于軟件限制及為了兼顧仿真計(jì)算精度和計(jì)算效率，本文將外機(jī)翼氣動(dòng)載荷的分布力等效為作用在若干個(gè)翼肋剛心處的集中力。通過“ScalarForceExpression”命令在翼肋剛心處添加隨外翼運(yùn)動(dòng)并保持垂直翼面方向的函數(shù)作用力，設(shè)置為“ACTION_ONLY”,即只有作用力作用于外翼。

2.3剛?cè)狁詈辖?/p>

由于LMSVirtual.Lab軟件自身的網(wǎng)格劃分功能并不強(qiáng)，對(duì)于由蒙皮、翼肋等薄片結(jié)構(gòu)的部件無法進(jìn)行可用的有限元網(wǎng)格劃分，本文采用有限元前處理軟件Patran，利用其強(qiáng)大的有限元建模功能，使用二維網(wǎng)格對(duì)外機(jī)翼進(jìn)行有限元建模，通過對(duì)二維網(wǎng)格屬性的添加使有限元網(wǎng)格匹配零件實(shí)際形狀，同時(shí)使用HyperMesh更為優(yōu)秀的三維網(wǎng)格功能對(duì)鏈接耳片等形狀較為規(guī)則的零件進(jìn)行有限元網(wǎng)格的建立[6]。按照折疊機(jī)翼各部件實(shí)際運(yùn)動(dòng)關(guān)系及約束，在有限元前處理軟件中添加REB2類型的MPC(多點(diǎn)約束)點(diǎn)來模擬折疊機(jī)構(gòu)各個(gè)部件位置、運(yùn)動(dòng)關(guān)系以作為邊界條件，從而建立起折疊機(jī)翼的有限元模型。

將折疊機(jī)翼各部件的有限元模型導(dǎo)入至仿真平臺(tái)LMSVirtual.Lab中，利用軟件中的“MakeFlexiblewithExistingData”命令將剛體模型中的對(duì)應(yīng)分析實(shí)體替換為柔性體。柔性體生成后，LMSVirtual.Lab軟件界面中外機(jī)翼模型將由柔性體分析文件中的網(wǎng)格模型替換。在外機(jī)翼柔性體模型與剛體模型成功關(guān)聯(lián)后，上文所述的MPC點(diǎn)會(huì)被自動(dòng)檢測(cè)到，通過“RigidSpiderbyPicking”命令建立“蜘蛛網(wǎng)格”將節(jié)點(diǎn)與網(wǎng)格的實(shí)際受力部分相連作為柔性體的約束條件。然后通過“NastranCraig-BamptonSolution”使用修正的Craig-Bampton模態(tài)綜合法對(duì)各柔性體逐一進(jìn)行模態(tài)分析生成中性文件，并激活相應(yīng)的模態(tài)，從而完成折疊機(jī)翼的剛?cè)狁詈辖7-8]，如圖3所示。

3 仿真與分析

3.1仿真參數(shù)

仿真過程利用建立的折疊機(jī)翼多體動(dòng)力學(xué)剛?cè)狁詈夏Ｐ?，采用作?dòng)筒與拉桿公共軸線方向相對(duì)速度驅(qū)動(dòng)，并在開始與結(jié)束階段設(shè)定一定的緩沖。折疊運(yùn)動(dòng)耗時(shí)19.4s，作動(dòng)筒/拉桿相對(duì)速度驅(qū)動(dòng)曲線如圖4所示。在分析之前必須對(duì)求解器進(jìn)行設(shè)置，在整個(gè)系統(tǒng)運(yùn)動(dòng)的動(dòng)態(tài)分析計(jì)算過程中，為加快計(jì)算速度采用顯式算法計(jì)算力雅可比矩陣，在時(shí)域內(nèi)優(yōu)先采用BDF(向后差分法)進(jìn)行積分，如不收斂則采用PECE(預(yù)估校正法)進(jìn)行積分求解，計(jì)算的步長(zhǎng)設(shè)置為1E-9s。由于柔性體的存在，整個(gè)折疊機(jī)翼系統(tǒng)在計(jì)算初始時(shí)刻存在落振，故在機(jī)構(gòu)開始折疊及展開前各設(shè)置足夠長(zhǎng)的緩沖時(shí)間(70s)，使折疊翼機(jī)構(gòu)進(jìn)入穩(wěn)定狀態(tài)，各參數(shù)平穩(wěn)后機(jī)構(gòu)開始運(yùn)動(dòng)，以便更好地觀測(cè)和分析，設(shè)置仿真時(shí)間180s。

3.2仿真結(jié)果分析

經(jīng)過仿真分析，得到折疊機(jī)構(gòu)作動(dòng)筒在折疊與展開運(yùn)動(dòng)過程中載荷譜線，如圖5所示。圖中載荷正方向?yàn)槔Γ?fù)方向?yàn)閴毫?。氣?dòng)載荷對(duì)外翼的作用由不斷減小的升力連續(xù)變化為增大的壓力，然后基本穩(wěn)定，這個(gè)過程對(duì)折疊運(yùn)動(dòng)的作用由阻力變?yōu)閯?dòng)力。由于結(jié)構(gòu)自重與氣動(dòng)載荷的耦合作用，作動(dòng)筒軸向載荷譜線的變化規(guī)律為拉力載荷先增大后減小，外翼存在翼展長(zhǎng)的特點(diǎn)，氣動(dòng)載荷相對(duì)轉(zhuǎn)軸會(huì)產(chǎn)生較大的力矩，這使得氣動(dòng)載荷在折疊運(yùn)動(dòng)的后段提供了較大的動(dòng)力使外翼具有加速運(yùn)動(dòng)的趨勢(shì)，與此同時(shí)重力的阻力力矩也在增大，但無法抵消氣動(dòng)載荷的作用，為使外翼平衡，作動(dòng)筒在整個(gè)折疊運(yùn)動(dòng)過程中均提供拉力，即受到拉載荷。展開過程作動(dòng)筒載荷譜線與折疊過程基本對(duì)稱。折疊過程最大拉載荷49 421.625N，展開過程最大拉載荷49 380.246N。

以外翼翼稍下側(cè)邊緣中點(diǎn)作為監(jiān)測(cè)點(diǎn)，仿真得到外翼在折疊及展開運(yùn)動(dòng)中翼稍形變包絡(luò)面，如圖6所示，X方向?yàn)闄C(jī)翼弦向向后、Y方向?yàn)橐砻娣ㄏ蛳蛏?。由于存在風(fēng)載的升力作用，折疊初始位置及展開終止位置的Y方向形變位移量均約為-3.8mm。此工況下翼稍Y方向形變位移量在翼稍經(jīng)過最低點(diǎn)時(shí)出現(xiàn)最大值，約-14.5mm，折疊終止位置X，Y方向翼稍偏移量分別為-0.466mm、-8.754mm。

對(duì)于機(jī)構(gòu)運(yùn)動(dòng)過程中承載最大的雙耳鉸鏈軸部位零件仿真分析后得到了其應(yīng)力分布情況，固連于內(nèi)翼的鉸鏈雙耳接頭最大應(yīng)力為450MPa，固連于外翼的上、下耳片最大應(yīng)力分別為391MPa、273MPa。

經(jīng)過仿真計(jì)算，得到了折疊機(jī)翼機(jī)構(gòu)的作動(dòng)筒載荷曲線、外翼翼稍運(yùn)動(dòng)包絡(luò)面及鉸鏈軸位置部件的結(jié)構(gòu)應(yīng)力水平，與機(jī)構(gòu)實(shí)際運(yùn)動(dòng)情況對(duì)比分析，其結(jié)果真實(shí)可靠。

4 結(jié)束語

本文基于多體動(dòng)力學(xué)仿真平臺(tái)LMSVirtual.LabMotion建立了一套折疊機(jī)翼的多剛體動(dòng)力學(xué)建模方法，對(duì)該折疊翼機(jī)構(gòu)在折疊及展開過程中的動(dòng)力學(xué)特性進(jìn)行了仿真分析，填補(bǔ)了國(guó)內(nèi)對(duì)艦載機(jī)折疊翼動(dòng)力學(xué)仿真研究的空白。同時(shí)，由于條件限制,使用運(yùn)動(dòng)副來模擬了機(jī)構(gòu)的運(yùn)動(dòng)規(guī)律，忽略了機(jī)械結(jié)構(gòu)在運(yùn)動(dòng)過程中必然存在的結(jié)構(gòu)間隙所產(chǎn)生的非線性影響，這將是后續(xù)研究的重點(diǎn)，以便更精確地對(duì)折疊機(jī)翼的動(dòng)力學(xué)特性進(jìn)行仿真分析。

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The dynamic simulation of a folding wing based on LMS Virtual.lab

BAI Yunbo, XU Feng

(Nanjing University of Aeronautics and Astronautics, Jiangsu Nanjing, 210016, China)

It introduces the dynamic simulation for folding wings of aircraft in folding and unfolding process, proposes an effective dynamic simulation modeling method of folding wings based on LMS Virtual.lab, realizes the dynamic simulation, obtains a series of dynamic parameters including the cylinder load and the wingtips' moving envelope surface with the structure stress.

folding wing; ship based aircraft; dynamic simulation; LMS Virtual.lab

10.3969/j.issn.2095-509X.2015.01.007

2014-12-16

白昀博(1989—)，男，遼寧阜新人，南京航空航天大學(xué)碩士研究生，主要研究方向?yàn)轱w機(jī)結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)仿真。

V224

A

2095-509X(2015)01-0029-04