關(guān)于飛行器折疊翼舵結(jié)構(gòu)的動力學(xué)建模與模態(tài)

摘要 文章通過建立合理的折疊翼舵結(jié)構(gòu)模型進(jìn)行動力學(xué)分析，改進(jìn)結(jié)構(gòu)減小振動危害和提高飛行器的安全性。首先，通過梳理相關(guān)資料更深入地了解飛行器折疊翼舵結(jié)構(gòu)，在此基礎(chǔ)上對飛行器折疊翼舵結(jié)構(gòu)進(jìn)行了動力學(xué)建模；然后從總設(shè)計流程、關(guān)鍵設(shè)計技術(shù)兩個方面進(jìn)行了分析；最后，對強度和剛度計算結(jié)果進(jìn)行了分析，進(jìn)一步了解折疊翼舵結(jié)構(gòu)的優(yōu)勢，為后續(xù)折疊翼舵結(jié)構(gòu)動力學(xué)分析奠定基礎(chǔ)。

關(guān)鍵詞 飛行器；折疊翼舵結(jié)構(gòu)；動力學(xué)；建模

中圖分類號 V214 文獻(xiàn)標(biāo)識碼 A 文章編號 2096-8949（2024）22-0013-03

0 引言

在科技的不斷發(fā)展進(jìn)步下，有關(guān)飛行器方面的技術(shù)也在進(jìn)步，再加上現(xiàn)代社會中對于設(shè)計的要求越來越高，使得飛行器方面的技術(shù)也隨之不斷改進(jìn)。就飛行器翼舵結(jié)構(gòu)來說，一般情況下均有一個固有的頻率和模型，后期進(jìn)行改變會有一定的難度，固有的模型會占據(jù)較大的存放空間。在此情況下，如果能夠?qū)︼w行器翼舵結(jié)構(gòu)進(jìn)行改良設(shè)計，可以達(dá)到優(yōu)化效果，以縮小存放空間。出于這樣的考慮，該文進(jìn)行飛行器折疊翼舵結(jié)構(gòu)的設(shè)計，以達(dá)到既節(jié)省空間，又能夠保證飛行器安全飛行的目的。為此，該文進(jìn)行了飛行器折疊翼舵結(jié)構(gòu)的動力學(xué)建模與模態(tài)的相關(guān)分析。

1 飛行器折疊翼舵結(jié)構(gòu)簡介

折疊翼舵結(jié)構(gòu)允許氣動面的折疊，并設(shè)有鎖定機制以固定其展開或折疊狀態(tài)。在現(xiàn)代科技的發(fā)展下，折疊翼舵結(jié)構(gòu)應(yīng)用的領(lǐng)域也越來越廣泛，如各種飛行器、衛(wèi)星太陽帆板展開機構(gòu)、火箭級間分離機構(gòu)、導(dǎo)彈折疊彈翼機構(gòu)等，具體在各種戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈中，如地空導(dǎo)彈、地地導(dǎo)彈等都有折疊翼舵結(jié)構(gòu)[1]。折疊翼舵結(jié)構(gòu)設(shè)計旨在節(jié)省空間，但需要考慮其在飛行中的穩(wěn)定性問題。為解決這一問題，該文需要進(jìn)行模態(tài)分析，以更準(zhǔn)確地預(yù)測飛行器的運動狀態(tài)，從而確保飛行安全，更大程度地提高飛行器的飛行安全[2]。

2 飛行器折疊翼舵結(jié)構(gòu)的動力學(xué)建模

2.1 總設(shè)計流程

折疊翼舵系統(tǒng)作為一套多功能系統(tǒng)，涉及的專業(yè)領(lǐng)域十分廣泛，因此其總體設(shè)計流程是多學(xué)科耦合設(shè)計的過程，具體流程如圖1所示。

2.1.1 折疊展開和解鎖/鎖緊機構(gòu)設(shè)計路線

（1）立足于飛行剖面，分析全程穩(wěn)定飛行控制的能力需求。

（2）結(jié)合掌握的控制力需求，針對性地完成翼/舵面外形的尺寸設(shè)計。

（3）翼/舵的折疊展開方向本質(zhì)上取決于發(fā)射平臺的空間包絡(luò)、翼/舵面外形尺寸等。

（4）深入分析不同折疊展開方向條件下的動翼/舵面載荷特性，為折疊展開方向設(shè)計提供有價值的參考。

（5）分析無控過程的氣動特性。

（6）在分析初始起控特性前，應(yīng)率先完成無控過程的氣動特性和運動參數(shù)的分析，以完成時序的科學(xué)設(shè)計，精準(zhǔn)把握折疊翼/舵展開的時間要求。

（7）掌握以上所有情況后，進(jìn)行機構(gòu)運動和設(shè)計折疊展開，以及解鎖/鎖緊機構(gòu)的仿真分析。

（8）推敲并確定設(shè)計方案，最后對解鎖、展開、鎖緊進(jìn)行試驗。

2.1.2 翼/舵面結(jié)構(gòu)設(shè)計路線

（1）立足飛行剖面完成飛行熱環(huán)境分析。

（2）掌握翼/舵面的熱環(huán)境，并分析翼/舵面三維傳熱。

（3）分析翼/舵面?zhèn)鳠岷笞们檫x擇翼/舵面的防熱形式與材料。

（4）基于以上狀況，完成翼/舵面的結(jié)構(gòu)設(shè)計、結(jié)構(gòu)強度和剛度的仿真分析，對氣動彈性也要進(jìn)行仿真分析，前提是率先完成之前幾項操作。

（5）嚴(yán)格按照設(shè)計方案完成聯(lián)合試驗，包含靜熱、熱力、靜力等。

2.1.3 迭代設(shè)計過程

完成設(shè)計、分析、優(yōu)化和試驗后，掌握結(jié)果。如果結(jié)果符合要求，則接著進(jìn)行氣動、氣控特性的深入詳盡分析，形成閉環(huán)設(shè)計[3]。

2.2 關(guān)鍵設(shè)計技術(shù)

立足高速飛行器折疊翼/舵在工作時序中歷經(jīng)的三個階段，將總體設(shè)計中的重要技術(shù)進(jìn)行歸納：展開過程氣動載荷設(shè)計、折疊展開和解鎖/鎖緊機構(gòu)設(shè)計、翼/舵面結(jié)構(gòu)設(shè)計。

高速飛行器折疊翼/舵設(shè)計的關(guān)鍵點包括以下幾個方面：

（1）氣動載荷分析：研究展開時的氣動影響。

（2）機構(gòu)設(shè)計：研發(fā)折疊、解鎖/鎖緊機構(gòu)。

（3）結(jié)構(gòu)設(shè)計：優(yōu)化翼/舵面的結(jié)構(gòu)，以確保強度和剛度。

2.2.1 展開過程氣動載荷設(shè)計

在折疊翼舵結(jié)構(gòu)的設(shè)計中，展開過程氣動載荷設(shè)計是一項至關(guān)重要的技術(shù)。這一設(shè)計過程涉及翼舵面在展開過程中受到的各種氣動力的分析和計算，包括但不限于空氣阻力、升力、側(cè)力等。

首先，需要根據(jù)飛行器的飛行剖面，分析翼舵面在展開過程中可能遇到的各種氣流條件，包括風(fēng)速、風(fēng)向、空氣密度等。第二，基于這些氣流條件，通過氣動力學(xué)原理，計算翼舵面在展開過程中受到的各種氣動力。這些計算結(jié)果的準(zhǔn)確性直接影響翼舵面結(jié)構(gòu)設(shè)計的合理性和安全性。如果計算結(jié)果不準(zhǔn)確，可能會導(dǎo)致翼舵面在展開過程中受到過大的氣動載荷，從而引發(fā)結(jié)構(gòu)破壞或飛行器失控等嚴(yán)重后果。

因此，在展開過程的氣動載荷設(shè)計中，需要采用先進(jìn)的計算方法和工具，如CFD（計算流體力學(xué)）仿真軟件，以精確模擬翼舵面在展開過程中的氣流場和氣動載荷分布。同時，還需要結(jié)合試驗數(shù)據(jù)，對計算結(jié)果進(jìn)行驗證和修正，以確保設(shè)計的準(zhǔn)確性和可靠性?？傮w來說，展開過程的氣動載荷設(shè)計是飛行器折疊翼舵結(jié)構(gòu)設(shè)計中的一項關(guān)鍵技術(shù)，需要通過精確的氣動力學(xué)分析和計算，為翼舵面結(jié)構(gòu)設(shè)計提供合理的氣動載荷輸入，從而保證飛行器的安全飛行和性能穩(wěn)定。

2.2.2 折疊展開和解鎖/鎖緊機構(gòu)設(shè)計

在折疊翼/舵的解鎖、展開和鎖緊過程中，氣動力和摩擦力相互作用，這需要驅(qū)動機構(gòu)具備合理的動力，確保動翼/舵能在預(yù)定時間內(nèi)平穩(wěn)展開，同時盡量減小對定翼/舵的沖擊。因此，常采用扭簧等彈性元件或火工裝置（如小過載火工作動筒）實現(xiàn)這一目標(biāo)?；鸸ぱb置中包含多項設(shè)計參數(shù)，如燃?xì)鈮毫?、作動行程、工作時間等，盡可能在固定結(jié)構(gòu)空間中降低沖擊過載，將火工裝置對翼/舵的影響降到最低[6]。

2.2.3 翼/舵面結(jié)構(gòu)設(shè)計

熱防護(hù)設(shè)計和結(jié)構(gòu)優(yōu)化包含在翼/舵面的結(jié)構(gòu)設(shè)計中，結(jié)合數(shù)據(jù)來看，飛行器速度與翼/舵承受的溫度密切相關(guān)，速度為Ma5時承受的溫度為650～750℃，速度為Ma8時承受的溫度高于1 200℃，因此應(yīng)對處于力熱耦合環(huán)境下的折疊翼/舵采取針對性的熱防護(hù)方案。對于熱防護(hù)方案，應(yīng)從多個視角入手完成綜合評比，確保選取的方案最佳，涉及的評比內(nèi)容包括結(jié)構(gòu)重量、占用空間、工藝技術(shù)、經(jīng)濟(jì)成本等，以保證間隙熱密封和不同材料間的熱匹配，進(jìn)而保證大面積和局部熱防護(hù)的熱匹配。與此同時，還應(yīng)確保重量或力學(xué)特性等指標(biāo)最優(yōu)的結(jié)構(gòu)優(yōu)化，一切均建立在遵循各項約束條件的前提下，陸續(xù)開展聯(lián)合試驗活動，聯(lián)合對象包括折疊翼/舵靜力試驗、靜熱、熱力等，從而完成飛行器環(huán)境適應(yīng)性的評估[7]。

2.3 工作原理

折疊舵操作步驟如下：

（1）銷軸頂住解鎖銷，實現(xiàn)初始鎖緊。

（2）接收解鎖信號，銷軸解脫，退出并收回，完成初始解鎖。

（3）動舵轉(zhuǎn)動，板簧勢能釋放，解鎖銷向下運動，開始折疊展開。

（4）動舵與定舵接近時，滑鎖與動舵楔形齒面逐漸嚙合，鎖緊銷與凹槽也開始嚙合。動舵與定舵碰撞產(chǎn)生擠壓，最終完成到位鎖緊。

3 強度和剛度計算結(jié)果

通過分析折疊舵載荷的傳遞路徑便可獲悉，考核關(guān)鍵點集中在不同部位靜強度和剛度的考核上，包括定/動舵連接處、軸向滑鎖、法向鎖緊銷等。表1展示的是折疊舵的最大應(yīng)力、應(yīng)變及最大位移。

從表1中可以得知，在順時針的載荷作用下，定/動舵面的應(yīng)力集中主要發(fā)生在定舵與滑鎖#1連接的凹槽處，應(yīng)力值高達(dá)1 041 MPa，但仍小于該區(qū)域材料的屈服強度；最大等效塑性應(yīng)變也位于同一位置，達(dá)到1.076%，不超出材料在該溫度下的延伸率；折疊舵的最大位移為1.06 mm，發(fā)生在舵梢的前緣。

在動舵與滑鎖#1連接處的齒槽，當(dāng)施加逆時針集中載荷時，定/動舵面的最大應(yīng)力達(dá)到995.8 MPa，但仍小于材料在該溫度下的屈服強度。同時，最大等效塑性應(yīng)變也位于同一區(qū)域，最大值為1.194%，未超過材料的延伸率。此外，折疊舵的最大位移發(fā)生在舵梢的前緣，最大位移為0.93 mm。

順時針加載時，軸向鎖緊機構(gòu)在滑鎖#1和定舵連接的凸鍵處出現(xiàn)最大應(yīng)力，達(dá)到1 027 MPa，未超過材料屈服強度。此處的最大等效塑性應(yīng)變約為0，表明未發(fā)生屈服。法向鎖緊機構(gòu)的最大應(yīng)力位于鎖緊銷與動舵凹槽連接的上端，為555.9 MPa，小于材料屈服強度。最大等效塑性應(yīng)變?yōu)?，顯示未進(jìn)入屈服狀態(tài)。

逆時針加載時，軸向機構(gòu)最大應(yīng)力為1 017 MPa，發(fā)生在滑鎖#1和定舵凸鍵，未超過屈服強度，無塑性變形。法向機構(gòu)最大應(yīng)力為777.4 MPa，出現(xiàn)在鎖緊銷和定舵凹槽斜面，未達(dá)到屈服強度，無塑性變形。

4 結(jié)語

在高速飛行器發(fā)展領(lǐng)域，折疊翼舵的設(shè)計技術(shù)一直是外界關(guān)注、討論的焦點，它的價值主要體現(xiàn)在飛行器技術(shù)指標(biāo)提升、滿足飛行器功能性要求兩方面，具有不可小覷的發(fā)展前景，但其發(fā)展得越來越復(fù)雜將是必然趨勢。有關(guān)高速飛行器折疊翼舵設(shè)計技術(shù)的研究將會持續(xù)落實、推進(jìn)，未來研究重點將涉及兼具折疊展開、解鎖鎖緊功能等方面，研究成果也會逐步豐富起來，研究應(yīng)側(cè)重交叉、多視角和多學(xué)科，以加快其在工程中的有效應(yīng)用進(jìn)程。

參考文獻(xiàn)

[1]陳克，金玲，徐倩，等.基于高溫合金的高速飛行器折疊舵結(jié)構(gòu)設(shè)計與研究[J].航空兵器，2022（6）：71-77.

[2]張韻佳，張浩杰，崔志成.飛行器折疊翼舵結(jié)構(gòu)的動力學(xué)建模與模態(tài)分析[J].成都信息工程大學(xué)學(xué)報，2022（2）：131-137.

[3]陳克，金玲，雷豹，等.高速飛行器折疊翼/舵設(shè)計技術(shù)與進(jìn)展研究[J].強度與環(huán)境，2022（1）：53-59.