舵翼展開機構(gòu)可靠性分析與試驗研究

趙志強，謝里陽

(東北大學 機械工程及自動化學院，沈陽 110819)

舵翼展開機構(gòu)可靠性分析與試驗研究

趙志強，謝里陽*

(東北大學 機械工程及自動化學院，沈陽 110819)

舵翼展開機構(gòu)是在彈箭尋求小型化的發(fā)射裝置以使發(fā)射、運輸、貯存簡單方便的情況下發(fā)展起來的。其中舵翼展開機構(gòu)的可靠性是制約彈箭作戰(zhàn)能力的關(guān)鍵因素之一。本研究從舵翼展開機構(gòu)可靠性研究的國內(nèi)外狀況出發(fā)，對各類可靠性指標的理論分析、可靠性仿真及試驗的方法流程進行介紹，從而了解當前舵翼可靠性研究的整體進展，然后通過傳統(tǒng)可靠性理論、仿真的分析與試驗成果，引出了當前舵翼展開機構(gòu)可靠性分析與試驗中存在的一些關(guān)鍵問題。諸如可靠性分析方法的不完善、建模的精確度不高、仿真與試驗無法高度契合等。最后就這些問題和不足進行歸納總結(jié)，并在此基礎上提出一些改善建議及研究熱點。進而為舵翼展開機構(gòu)可靠性中若干研究方向的系統(tǒng)及整體化提供重要的理論意義和應用價值，同時也為其他類似展開機構(gòu)的可靠性研究奠定基礎。

舵翼展開機構(gòu)；機構(gòu)可靠性；可靠性分析；可靠性仿真；可靠性試驗

0 引言

舵翼折疊/展開機構(gòu)是在彈箭尋求小型化、使其貯存，運輸，發(fā)射簡單方便的趨勢下發(fā)展起來的。隨著可靠性理論及機構(gòu)學的發(fā)展，國內(nèi)外對于舵翼等展開機構(gòu)的可靠性研究也相當廣泛。相關(guān)工作涉及舵翼展開機構(gòu)的理論分析和數(shù)學模型的建立、可靠性理論模型的建立、可靠性仿真及可靠性試驗等。我國的舵翼展開機構(gòu)可靠性研究工作，主要聚焦于舵翼的運動學和動力學的理論分析、仿真分析和結(jié)構(gòu)設計及優(yōu)化方面，對可靠性仿真和試驗涉及的比較少，且研究對象更多的集中于彈翼、衛(wèi)星太陽帆板、飛機起落架等展開機構(gòu)。

機構(gòu)可靠性定義為機構(gòu)在規(guī)定的條件下和規(guī)定的時間內(nèi)，完成既定功能的能力，即參數(shù)指標控制在可行域內(nèi)的能力。相比滿足結(jié)構(gòu)的剛度、強度或穩(wěn)定性可靠性，機構(gòu)系統(tǒng)服役過程中受力并傳遞運動，因而需要同時考慮強度/剛度/穩(wěn)定性可靠性和運動功能可靠性。鑒于此，本研究基于這些可靠性指標，對國內(nèi)外有關(guān)舵翼及其相關(guān)展開機構(gòu)的理論與數(shù)值分析、可靠性分析和仿真、可靠性試驗等方面進行評述，歸納當前舵翼展開機構(gòu)可靠性研究面臨的主要問題。這些內(nèi)容對進一步開展舵翼展開機構(gòu)可靠性研究和可靠性試驗都有借鑒意義，也為其他展開機構(gòu)的可靠性理論和試驗分析奠定基礎。

1 舵翼展開機構(gòu)理論分析研究現(xiàn)狀

舵翼展開機構(gòu)通常由舵翼面、展開機構(gòu)和能源組成，一般包含折疊展開機構(gòu)、同步機構(gòu)、定位鎖緊機構(gòu)等。根據(jù)折疊翼弦向分離面位置不同，分為部分折疊和全翼折疊兩種。部分折疊的翼片，弦向分離面在翼面中部,故存在與彈身連接的中翼。按折疊運動方向不同，有橫向折疊和縱向折疊兩類，如圖1所示[1]。橫向折疊舵面是在翼面的根部或中部，沿軸向布置一弦向分離面，使外翼部分可繞分離面上的轉(zhuǎn)軸展開。而縱向折疊舵面展開方向與彈體縱軸一致，舵面展開運動的旋轉(zhuǎn)軸與彈體縱軸垂直。按展開力的能源劃分，有彈簧力式、形狀記憶合金式、壓縮空氣作用力式和燃氣壓力式等。

1.1國內(nèi)研究現(xiàn)狀

國內(nèi)關(guān)于舵翼的數(shù)學物理模型，受力特性，結(jié)構(gòu)優(yōu)化設計等均有著大量的研究工作。戴文留分析了舵翼啟動解鎖階段的活塞運動模型、考慮碰撞沖量的撞擊彈出階段的初始角速度、考慮各類環(huán)境因素的張開階段受力過程，鎖定階段的沖擊載荷和翼片的強度校核，為可靠性理論建模提供依據(jù)[1]。謝志敏等采用數(shù)值模擬方法對風載進行了分析，并與風洞實驗對比驗證，得到了尾翼幾何參數(shù)對各類氣動參數(shù)的影響，同時對滾轉(zhuǎn)力矩的產(chǎn)生機理和影響因素作了分析[2]。楊朝輝等對舵翼進行了有限元的模態(tài)分析，得到了舵翼的固有頻率和各階振型[3]。王仲華針對某類飛行器水平折疊尾翼的具體機構(gòu)設計及其構(gòu)件運動展開過程進行了有限元應力和運動分析，研究了展開過程的動力學行為及其構(gòu)件的工作應力水平，分析了機構(gòu)運動的動力學行為[4]。李廣超等對鴨翼與主翼干擾、主翼與舵干擾氣動特性研究現(xiàn)狀進行了概述，并對翼舵干擾的關(guān)鍵問題與因素進行了總結(jié)[5]。李雙江等考慮了翼根厚度和翼厚變化系數(shù)對舵翼展開階段的展開時間和鎖定飛行階段的氣動載荷撓度兩個因素的影響，并進行優(yōu)化，實現(xiàn)了尾翼的輕量化設計[6]。宋鵬等通過對舵面展開運動的理論分析，設計了旋轉(zhuǎn)折疊舵面機構(gòu)，構(gòu)建了三維模型并導入ADAMS(動力學仿真軟件)中進行動力學仿真，分析了影響舵面展開的關(guān)鍵因素，得到了優(yōu)化后的設計參數(shù)[7]。陳明鳳等針對折疊舵的氣動彈性問題，考慮三維翼型氣動力的非定常性，研究了扭轉(zhuǎn)和彎曲兩維間隙非線性顫振分析方法。其時域仿真結(jié)果表明間隙非線性環(huán)節(jié)將導致系統(tǒng)出現(xiàn)極限環(huán)振蕩,頻率散布的上限值決定發(fā)散速度，頻率散布的下限值決定亞臨界顫振速度。模態(tài)振型節(jié)線的方向也影響發(fā)散速度和亞臨界顫振速度[8]。王桂玉把尾翼視為剛性系統(tǒng)，并簡化為質(zhì)量集中于有限個質(zhì)點的質(zhì)點系，通過理論分析得到尾翼展開的運動方程, 從而解出其角速度、角位移隨時間的變化規(guī)律[9]。蔡德詠等通過有限元法及拉格朗日動力學方程建立了無人機折疊尾翼的數(shù)值仿真模型和動力學模型，經(jīng)過計算得到了扭簧剛度數(shù)值對沖擊載荷、展開時間等技術(shù)參數(shù)的影響，繼而優(yōu)化得到理想的扭簧剛度取值區(qū)間[10]。

圖1 橫向和縱向折疊機構(gòu)[1]Fig.1 Transverse and longitudinal folding mechanism

1.2國外研究現(xiàn)狀

國外學者在此方面有著較深入的研究，其研究特點是理論分析與具體試驗相結(jié)合。但針對舵翼機構(gòu)的很少，其他折疊翼機構(gòu)較多。其中，M.H.Love等分析了機構(gòu)自身特點后，基于上述規(guī)律，解決了折疊機構(gòu)設計方案的優(yōu)化問題，為折疊機構(gòu)的研制階段提供了理論基礎[11]。Matthew. P.Snyder利用NASTRAN(結(jié)構(gòu)有限元求解軟件)建立了折疊翼飛行器動力學和結(jié)構(gòu)力學模型，研究了氣動特性和模態(tài)參數(shù)，分析了結(jié)構(gòu)剛度以及展開角度的折疊機構(gòu)動力學響應[12]。Harris對一種反坦克導彈折疊翼在實際服役中出現(xiàn)的某些結(jié)構(gòu)的破壞進行分析和歸納，指出彈翼在展開過程中出現(xiàn)的最易失效情況和關(guān)鍵的故障機理[13]。Attar等深入研究了折疊翼機構(gòu)的非線性空氣動力學行為[14]。Deman等從氣動彈性等角度出發(fā)建立折疊翼模型，同時進行實際測試，運用一種三維時域渦旋模型來考慮折疊翼的氣動特性，得到了折疊翼結(jié)構(gòu)的動力學響應，并與試驗進行對比驗證[15]。Mark Pryor等利用有限元方法分析了方向舵面的氣動載荷分布形式和漸變規(guī)律，從理論上確定了載荷分配，并設計出加載試驗方案，將氣動、驅(qū)動等各類載荷加載到舵面結(jié)構(gòu)上，獲得其應力特性和結(jié)構(gòu)動態(tài)響應[16]。

2 舵翼展開機構(gòu)可靠性分析和仿真研究現(xiàn)狀

當前，對于舵翼展開機構(gòu)的可靠性分析多集中于結(jié)構(gòu)可靠性，而運動可靠性方面集中于主彈翼，衛(wèi)星天線或太陽帆板等對象，可靠性仿真也是集中分析一些通用展開機構(gòu)，但原理和方法是具有通用性，對其他折疊展開機構(gòu)可靠性分析和仿真對于舵翼展開機構(gòu)具有參考作用。

機構(gòu)可靠性仿真是通過輸入?yún)?shù)的隨機性，以仿真分析的手段得到響應參數(shù)隨機性的變化規(guī)律，從而確定機構(gòu)系統(tǒng)可靠性?？煽啃苑抡媸腔诜抡孳浖c可靠性仿真理論共同作用的過程，首先將可靠性理論程序化并與仿真軟件相結(jié)合，在仿真程序協(xié)助下進行運動學和動力學各類參數(shù)的仿真分析，然后對響應結(jié)果進行統(tǒng)計計算，最后得到可靠度指標。

2.1國內(nèi)研究現(xiàn)狀

有研究者建立了Simulink(動態(tài)系統(tǒng)建模仿真模塊)與AMESim(復雜系統(tǒng)建模仿真平臺)聯(lián)合仿真的舵機模型，加入了負載擾動，舵面卡死，參數(shù)改變等擾動模型，實現(xiàn)了考慮舵機故障的仿真分析[17]。也有研究者考慮了結(jié)構(gòu)強度和載荷的結(jié)構(gòu)功能函數(shù)，采用一次二階矩法進行迭代計算，對舵面螺釘進行可靠性分析，得到可靠性指標；并由隨機變量的靈敏度梯度、靈敏度因子組成隨機變量的三維靈敏矢量，最后得到了各參數(shù)對可靠性的影響程度，為后續(xù)舵面螺釘?shù)脑O計和優(yōu)化提出改進措施[18]。

陳云霞等考慮了風載、結(jié)構(gòu)誤差、翼面安裝誤差、舵面機械零位誤差擾動四方面，進行了基于蒙特卡羅法的單因素和綜合因素的可靠性分析，最后進行大量的仿真試驗，得出了各類因素對系統(tǒng)可靠性影響的主次順序，并統(tǒng)計了系統(tǒng)可靠性指標[19]。范廣元等提出了攝動矩陣法的基本方程和可靠度分析算式，并就舵翼壁板厚度進行可靠度的計算[20]。劉飛等應用功和力矩的功能函數(shù)相結(jié)合的可靠性分析方法，考察彈翼面上功和力矩可靠性變量，推導出折疊展開機構(gòu)可靠性理論模型，應用了蒙特卡羅模擬方法，最后計算展開階段的可靠度，其綜合考慮結(jié)果比考慮單因素結(jié)果更接近工程實際[21]。

張建國等歸納了機構(gòu)可靠性的主要內(nèi)容和方法，簡述了可靠性協(xié)同仿真技術(shù)，并通過機構(gòu)可靠性仿真軟件，針對某型飛機升降舵操縱機構(gòu)進行了強度分析，研究其飛行狀態(tài)的可靠性[22]。王曉林等對導彈舵性能與可靠性一體化設計的方法、原理及研究現(xiàn)狀進行了簡述，確定了一體化仿真模型—性能可靠性響應面模型—設計優(yōu)化這一思路[23]。任建芳等對舵翼機構(gòu)給出了考慮翼根屈曲和翼根凸臺破裂兩類失效模式的數(shù)學描述，應用蒙特卡羅方法進行了可靠性仿真計算，得出每種失效模式的仿真可靠性結(jié)果[24]。

侯晨光等進行了舵機的模糊故障樹可靠性分析，體現(xiàn)了舵機故障特征的模糊性質(zhì)，可用于解決傳統(tǒng)故障樹中失效判據(jù)界限不明確，事件發(fā)生概率原始數(shù)據(jù)缺失等問題[25]。胡明等對可靠性分析與仿真結(jié)合方法與流程進行了介紹，包括改進一次二階矩法、響應面法、支持向量計算法、蒙特卡羅法，還對折疊翼展開機構(gòu)運動可靠性仿真系統(tǒng)的通用流程進行了簡述[26]。倪健等建立了展開機構(gòu)的運動精度數(shù)學模型，對運動精度可靠性進行了理論研究，通過失效模式和影響分析(FMEA)方法對展開機構(gòu)的可靠性進行了較為全面的探究，得出了其中的關(guān)鍵失效模式[27-29]。劉英衛(wèi)等提出了針對彈翼展開機構(gòu)的序列響應面和全概率定理的可靠性分析方法，解決了包含發(fā)射攻角和機構(gòu)動力學隨機參數(shù)的雙重隨機變量問題[30]。章斌利用ADAMS仿真軟件對折疊翼面展開機構(gòu)進行參數(shù)化建模，分析了隨機狀態(tài)下機構(gòu)的角位移精度，展開時間，鎖銷沖擊力的響應量，最后利用MATLAB(數(shù)學分析軟件)對上述變量的可靠性進行了計算，同時展開了可靠性評估[31]。

2.2國外研究現(xiàn)狀

從查閱到的文獻看，國外更多的是針對機構(gòu)失效模式和機理的可靠性研究，關(guān)于彈箭舵翼可靠性等具體對象可靠性研究的文獻很少。當前，美國等國家已將可靠性理論和計算機輔助設計技術(shù)相關(guān)聯(lián)，并可將其應用在空間機構(gòu)的初始設計階段。同時能利用仿真分析平臺進行機構(gòu)的構(gòu)型選擇、可靠性仿真分析和結(jié)構(gòu)優(yōu)化等，從而在研發(fā)階段就能夠考慮各類隨機變量對機構(gòu)功能可靠性指標的影響[32-34]。Lee等針對機構(gòu)運動鏈中加速度等運動學參數(shù)所表現(xiàn)的概率特性及變化規(guī)律進行了研究[35]。Robert Kroyer通過有限元法分析了某彈翼機構(gòu)的動力學響應及結(jié)構(gòu)可靠性問題，同時對機構(gòu)的動靜態(tài)強度問題進行了探討，并針對結(jié)構(gòu)設計中存在的不足提出了建議[36]。

3 舵翼展開機構(gòu)可靠性試驗研究現(xiàn)狀

近年來，產(chǎn)品可靠性試驗方法取得了很大的發(fā)展，其中常用的方法有20～30種[37]，分類如表1所示。

為舵翼展開性能及后續(xù)可靠性分析做好準備，在舵翼展開機構(gòu)分析階段需要進行多種試驗，包括以下各方面：

1)靜力試驗：分析展開過程中翼面受力狀態(tài)及載荷變化規(guī)律，通常是選擇幾種嚴重工況作為靜力試驗載荷，進行靜力分析。

2)風洞試驗：模擬舵翼真實工作環(huán)境，更好地反映翼面在展開過程中的受力狀態(tài)，結(jié)果與工程實際更吻合。但成本也高，且要到專業(yè)部門完成試驗。

3)原理樣機測試試驗：通過構(gòu)造舵面展開機構(gòu)原理樣機，添加測試設備來仿真舵面展開過程中氣動載荷及運動參數(shù)變化情況，得到有效試驗數(shù)據(jù)，為舵面展開機構(gòu)的實際研制和可靠性分析研究提供依據(jù)。

表1 可靠性試驗方法分類Table 1 Classification of reliability test methods

3.1國內(nèi)舵翼展開機構(gòu)可靠性試驗研究狀況

在折疊翼展開機構(gòu)可靠性試驗方案和可靠性試驗裝置方面，孫中超發(fā)現(xiàn)當前可靠性試驗難以同時精確模擬環(huán)境因素、服役載荷以及運動功能的問題，進而以某飛行器艙門展開機構(gòu)作為研究對象，對可靠性試驗方案進行設計，并設計研究了基于上述3種可靠性指標的測試裝置。綜合考慮的系統(tǒng)及機構(gòu)可靠性試驗裝置的仿真實體模型如圖2所示[38-39]。

秦永明等通過風洞試驗對各展角狀態(tài)下舵面氣動力作靜態(tài)測量，對于翼面氣動特性隨展開角，馬赫數(shù)及側(cè)滑角變化情況進行了分析[40]。孫鵬軍等根據(jù)弧翼的結(jié)構(gòu)形式和受力特點，提出了弧翼在恒速旋轉(zhuǎn)下的展時理論算式，采用數(shù)值法獲得展時，同時提出了一種測量展時的試驗方法，試驗結(jié)果與理論計算結(jié)果進行對比后吻合情況良好[41]。李迪凡等對尾翼彈簧進行了溫度加速試驗，通過應力松弛試驗裝置對樣品的貯存壽命進行評估，得到了一定載荷和溫度下的壽命預測方程和貯存壽命[42]。賈毅等對某導彈折疊尾翼進行了研究，采用動態(tài)測力天平、角度傳感器等裝置，對折疊尾翼展開過程中氣動力的數(shù)據(jù)進行了采集，簡述了不同試驗狀態(tài)下尾翼展開過程所得數(shù)據(jù)的統(tǒng)計方法[43]。丁紅對某航彈折疊翼進行展開和靜力試驗，測得了折疊翼分別在設計和使用階段載荷作用下的應力分布形式、變形狀態(tài)、展開時間、角速度、角加速度等運動學和動力學參數(shù)[44]。鄭旸等研制了某種折疊翼加載展開試驗裝置(圖3)，并完成了氣缸加載不同大小的升力加載試驗及驅(qū)動力不同的展開試驗，測得了展開時間、碰撞加速度等工作參數(shù)[31,45]。

圖2 襟翼載荷隨動加載系統(tǒng)的三維模型[38-39]Fig.2 3D model of dynamic loading system of flap

圖3 展開試驗平臺示意圖及地面試驗設備[31,45]Fig.3 Schematic diagram of the test platform and ground test equipment

劉斷塵進行了折疊舵的結(jié)構(gòu)設計與運動仿真，對所設計的折疊舵結(jié)構(gòu)進行展開試驗及靜力試驗，得到展開時間、展開角速度、沖擊力、舵面應變等工作參數(shù)，并驗證了仿真模型的準確性，其結(jié)果可以為折疊舵的結(jié)構(gòu)優(yōu)化奠定基礎[46]。

3.2國外舵翼展開機構(gòu)可靠性試驗研究狀況

國外一些公司和研究者也進行了展開機構(gòu)可靠性試驗，空客A380襟翼可靠性試驗采用“臺架+作動筒+彈性墊”裝置進行加載，模擬了襟翼氣動升力和阻力在實際狀態(tài)下的變化趨勢(圖4)[39,47]。巴西也針對襟翼、機翼展開機構(gòu)進行了地面可靠性功能測試，其中“膠布帶+杠桿+作動筒+臺架”的組合加載方法被應用于EMB170襟翼試驗中(圖5)[39, 48]。

NASA Dryden Flight Research Center于2009年對無人航天飛行器(X-37)的方向舵面進行了靜熱聯(lián)合載荷可靠性試驗。首先舵面整個結(jié)構(gòu)的氣動載荷分布形式利用有限元法進行確認，得到杠桿加載的分配系數(shù)和試驗用彈性墊的實際幾何尺寸，該試驗中加載裝置為拉壓式杠桿和橡膠彈性墊的組合裝配形式，然后進行試驗(圖6)[31,49]。

圖4 空客A380襟翼可靠性功能試驗現(xiàn)場[39，47]Fig．4 ReliabilitytestsiteofairbusA380flap圖5 巴西EMB170襟翼可靠性功能試驗[39，48]Fig．5 ReliabilityfunctiontestofEMB170flap

圖6 方向舵結(jié)構(gòu)圖及迎風面氣動載荷加載示意圖[31，49]Fig.6 Schematic diagram of rudder structure and aerodynamic load on windward side

2003年，IABG公司對“大黃蜂”戰(zhàn)斗機(F/A-18)進行了整機的疲勞試驗，首先對全機的邊界添加支撐約束，試驗加載裝置采用拉壓式杠桿和緩沖彈性墊配合的形式，大部分的翼面上覆蓋了緩沖彈性墊，而加力測試過程采用不同載荷級別的杠桿組合來實現(xiàn)，如圖7所示[31,50]。

圖7 F/A-18測試平臺[31，50]Fig.7 F/A-18 test platform

4 結(jié)束語

舵翼展開機構(gòu)的可靠性研究受到了各國的重視，并取得了顯著的成果。然而，當前這些研究依然面臨著一些問題。其中包括：

1)當前，鑒于現(xiàn)代的舵翼面形狀和材料的復合性，舵翼力學建模，可靠性仿真、可靠性FTA和FMEA分析等等均需要改善，目前仍然缺乏一套完備的針對舵翼展開機構(gòu)的可靠性分析方法。

2)舵翼試驗一般較昂貴，而仿真則精度難以保證，如何將仿真和試驗充分結(jié)合也是當前研究的熱點問題。

3)雖然類似舵翼的其它展開機構(gòu)的可靠性研究有一定的成果，但由于舵翼相關(guān)的研究大多集中于理論與數(shù)值分析方面，關(guān)于其展開機構(gòu)的可靠性建模尚有許多工作要做，舵翼系統(tǒng)的可靠性設計、可靠性制造及可靠性試驗理論、方法與技術(shù)都還有待于發(fā)展、完善。

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ReliabilityAnalysisandTestofRudderDeploymentMechanism

ZHAO Zhi-qiang，XIE Li-yang*

(MechanicalEngineeringandAutomationAcademy,NortheasternUniversity,Shenyang110819,China)

The deployment mechanism of the rudder wing was developed for small-sized launch devices of missiles to make the launch, transportation and storage easy. The reliability of rudder wing deployment mechanism is a key factor for the combat capability of missiles. This paper starts from the domestic and foreign research on the reliability of the rudder wing deployment mechanism and introduces the theoretical analysis, reliability simulation and test method of various reliability indexes to know about the overall progress of the current rudder wing reliability research. Through the above-mentioned traditional reliability theory, simulation analysis and test results, some key problems are put forward on the reliability analysis and experiment of the current rudder wing deployment mechanism. For example, the reliability analysis method is not perfect, the accuracy of modeling is low, and simulation and test cannot be highly fit. Finally, these problems and shortcomings are summarized, and on this basis, some suggestions are put forward, which are of important theoretical and practical value for the system and the integration of several research directions in the reliability of the rudder wing, and they also lay a foundation for the reliability research of other similar deployment mechanism.

rudder deployment mechanism; mechanism reliability; reliability analysis; reliability simulation; reliability test

2017年3月5日 [

] 2017年4月12日

謝里陽(1962年-)，男，博士，教授，主要從事機械強度、疲勞壽命與系統(tǒng)可靠性等方面的研究。

TP391.9

Adoi: 10.3969/j.issn.1673-6214.2017.03.011

1673-6214(2017)03-0195-08