王惟棟，龐華華，王斌團(tuán)

(中國(guó)航空工業(yè)集團(tuán)公司 第一飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院，西安　710089)

傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)短艙傾轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)動(dòng)力學(xué)仿真分析

王惟棟，龐華華，王斌團(tuán)

(中國(guó)航空工業(yè)集團(tuán)公司 第一飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院，西安710089)

摘要：研究?jī)A轉(zhuǎn)旋翼機(jī)短艙傾轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)在短艙從固定翼模式運(yùn)動(dòng)到直升機(jī)模式過(guò)程中的動(dòng)力學(xué)特性具有重要的意義。在短艙傾轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)傳力分析及運(yùn)動(dòng)學(xué)分析的基礎(chǔ)上，應(yīng)用LMS Motion建立了短艙傾轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)多體動(dòng)力學(xué)仿真模型，定義短艙傾轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)的各構(gòu)件及其屬性，創(chuàng)建各構(gòu)件之間的運(yùn)動(dòng)副，定義運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)驅(qū)動(dòng)，創(chuàng)建外力和力矩以模擬真實(shí)的工況，得到并分析短艙和絲杠的主要運(yùn)動(dòng)參數(shù)曲線以及機(jī)構(gòu)主交點(diǎn)的受力變化情況。結(jié)果表明：絲杠與短艙連接點(diǎn)處作用力隨短艙的仰角增大先減小再增大，短艙與機(jī)翼支點(diǎn)處作用力隨著短艙的仰角增大而逐漸增大。研究結(jié)果可為傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)短艙傾轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)的參數(shù)確定提供參考。

關(guān)鍵詞：傾轉(zhuǎn)旋翼；傾轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)；多體動(dòng)力學(xué)；短艙；絲杠；仿真

0引言

傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)是一種將直升機(jī)技術(shù)與固定翼飛機(jī)技術(shù)融為一體的新型飛行器，既具備常規(guī)直升機(jī)垂直起降和空中懸停能力，又具備螺旋槳固定翼飛機(jī)高速巡航飛行的能力，可在兩種模式間自由轉(zhuǎn)換。傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)具有對(duì)場(chǎng)地要求低、飛行模式多、巡航速度快、航程遠(yuǎn)、機(jī)動(dòng)性好等一系列優(yōu)點(diǎn)[1]。

針對(duì)傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)設(shè)計(jì)技術(shù)，國(guó)外已開(kāi)展了多年的理論和試驗(yàn)研究[2-5]。在試驗(yàn)研究方面，開(kāi)展了大量的縮比模型風(fēng)洞試驗(yàn)，并且進(jìn)行了全尺寸試驗(yàn)和飛行試驗(yàn)，構(gòu)建了詳實(shí)的試驗(yàn)數(shù)據(jù)庫(kù)[6-7]；在理論研究方面，通過(guò)改進(jìn)直升機(jī)氣動(dòng)設(shè)計(jì)方法，并發(fā)展計(jì)算流體力學(xué)(CFD)等先進(jìn)設(shè)計(jì)分析方法，用于計(jì)算和分析傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的氣動(dòng)性能和氣動(dòng)干擾等問(wèn)題[8-9]。

國(guó)內(nèi)在傾轉(zhuǎn)旋翼飛機(jī)技術(shù)領(lǐng)域的研究起步較晚，技術(shù)儲(chǔ)備相對(duì)薄弱。吳希明等[10]、薛立鵬等[11]和沙虹偉等[12]對(duì)傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器的氣動(dòng)特性開(kāi)展了探索性的試驗(yàn)研究。曹蕓蕓等[13]提出了一種確定傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器從直升機(jī)模式向固定翼飛機(jī)模式過(guò)渡的發(fā)動(dòng)機(jī)短艙傾轉(zhuǎn)角度-速度包線分析方法?？娋萚14]建立了傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)傳動(dòng)系統(tǒng)的動(dòng)力學(xué)模型，對(duì)傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)傳動(dòng)系統(tǒng)的壽命進(jìn)行了計(jì)算，獲得了系統(tǒng)在動(dòng)載荷條件下的壽命值。 吉國(guó)明等[15]采用MATLAB和LMS軟件對(duì)比分析了傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)短艙傾轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)的運(yùn)動(dòng)學(xué)特征。

國(guó)內(nèi)外相關(guān)研究對(duì)短艙傾轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)在短艙從固定翼模式運(yùn)動(dòng)到直升機(jī)模式過(guò)程中的動(dòng)力學(xué)特性鮮有報(bào)道，而機(jī)構(gòu)在短艙傾轉(zhuǎn)過(guò)程中的動(dòng)力學(xué)特性對(duì)機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)參數(shù)的確定具有重要的參考價(jià)值。

本文在對(duì)傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)短艙傾轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)傳力分析及運(yùn)動(dòng)學(xué)分析的基礎(chǔ)上，在LMS Motion中建立短艙傾轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)多體動(dòng)力學(xué)仿真模型，得到并分析短艙和絲杠的主要運(yùn)動(dòng)參數(shù)曲線以及機(jī)構(gòu)主交點(diǎn)的受力變化情況，獲得傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)短艙傾轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)在短艙從固定翼模式運(yùn)動(dòng)到直升機(jī)模式過(guò)程中的動(dòng)力學(xué)特性，以期為傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)短艙傾轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)的參數(shù)確定提供參考。

1傾轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)方案介紹

傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)短艙傾轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)方案如圖1所示，用于驅(qū)動(dòng)傾轉(zhuǎn)旋翼飛機(jī)的機(jī)翼左右短艙，使傾轉(zhuǎn)旋翼飛機(jī)在固定翼飛機(jī)飛行模式和直升機(jī)飛行模式之間轉(zhuǎn)換。傾轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)驅(qū)動(dòng)裝置的收縮極限位置和伸出極限位置，分別對(duì)應(yīng)傾轉(zhuǎn)旋翼飛機(jī)的固定翼飛行模式和直升機(jī)飛行模式。采用雙余度嵌套式滾珠絲杠方案，絲杠的上端與短艙通過(guò)球鉸連接，絲杠螺母的下端通過(guò)球鉸與機(jī)翼相連。液壓馬達(dá)驅(qū)動(dòng)絲杠螺母旋轉(zhuǎn)，伸縮式滾珠絲杠是兩個(gè)嵌套的滾珠絲杠，單個(gè)絲杠失效，另一個(gè)仍可提供一半傾轉(zhuǎn)行程，確保旋翼位置能夠安全著陸。

圖1　短艙傾轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)示意圖

2短艙傳力分析

短艙上的載荷主要有螺旋槳拉力和自身重力，其傳力示意圖如圖2所示。

(a) 側(cè)視圖

(b) 后視圖

螺旋槳拉力L和自身重力G的合力為H，短艙平面不垂直于轉(zhuǎn)軸軸線，故合力H在垂直于轉(zhuǎn)軸平面內(nèi)的分力為F，在平行于轉(zhuǎn)軸軸線方向的分力為N(側(cè)向力)。分力F通過(guò)短艙轉(zhuǎn)軸以雙支點(diǎn)梁的形式傳遞到機(jī)翼后梁，由支反力F1和F2平衡。側(cè)向力N通過(guò)轉(zhuǎn)軸支撐接頭提供支反力Q平衡，當(dāng)側(cè)向力向外時(shí)，由內(nèi)側(cè)支撐接頭提供支反力平衡(實(shí)線箭頭表示)；當(dāng)側(cè)向力向內(nèi)時(shí)，由外側(cè)支撐接頭提供支反力平衡(虛線箭頭表示)。螺旋槳拉力L和短艙轉(zhuǎn)矩M由絲杠做動(dòng)器提供拉力P而產(chǎn)生反方向的轉(zhuǎn)矩來(lái)平衡。

3傾轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)動(dòng)力學(xué)分析

3.1傾轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)運(yùn)動(dòng)原理

傾轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)可抽象為曲柄搖塊連桿機(jī)構(gòu)模型，如圖3所示。AB桿為發(fā)動(dòng)機(jī)短艙，AD桿為滾珠絲杠，點(diǎn)C為搖塊與絲杠連接點(diǎn)，BC桿對(duì)應(yīng)機(jī)翼與短艙連接點(diǎn)連線。AC桿的運(yùn)動(dòng)方式為搖塊內(nèi)所裝套筒旋轉(zhuǎn)驅(qū)動(dòng)滾珠絲杠AD往返運(yùn)動(dòng)，通過(guò)A處鉸接帶動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)安裝架AB旋轉(zhuǎn)，從而使發(fā)動(dòng)機(jī)短艙產(chǎn)生傾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)。圖中：θ角為發(fā)動(dòng)機(jī)短艙的傾轉(zhuǎn)角；α角為起始位置時(shí)機(jī)翼與發(fā)動(dòng)機(jī)短艙之間的夾角；φ角為絲杠的擺動(dòng)角。

圖3　傾轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)簡(jiǎn)圖

依據(jù)曲柄搖塊連桿機(jī)構(gòu)模型的幾何特征，建立以下方程：

沿x軸方向

LACcos(φ+α)=LBCcosα-LABcosθ

(1)

沿y軸方向

LACsin(φ+α)=LABsinθ+LBCsinα

(2)

滾珠絲杠桿長(zhǎng)AC

LAC=

(3)

絲杠擺動(dòng)角φ的正切函數(shù)

(4)

得φ角函數(shù)

(5)

式中：LAC為主動(dòng)件，其長(zhǎng)度的改變引起θ角及絲杠擺動(dòng)角φ的變化；LAB、LBC及α角在模型確定的前提下均為定值；LAD在AB桿運(yùn)動(dòng)至極限位置時(shí)應(yīng)大于等于AC桿長(zhǎng)度，可作為約束，亦可討論其點(diǎn)D產(chǎn)生的包絡(luò)線方程。

3.2機(jī)構(gòu)動(dòng)力學(xué)建模

在LMS Motion中建立傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)短艙傾轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)剛體動(dòng)力學(xué)仿真模型，機(jī)構(gòu)動(dòng)力學(xué)仿真流程如圖4所示。

圖4　機(jī)構(gòu)動(dòng)力學(xué)仿真一般流程

LMS Motion模塊可以導(dǎo)入CATIA模型裝配、定義運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)，也可導(dǎo)入已裝配好或已定義運(yùn)動(dòng)機(jī)制的CATIA模型。在LMS Motion模塊中對(duì)CATIA模型定義運(yùn)動(dòng)副和動(dòng)力學(xué)分析，必須將CATIA模型轉(zhuǎn)化為Body才能識(shí)別，進(jìn)行幾何模型整理。

運(yùn)動(dòng)副的定義應(yīng)真實(shí)反映運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)本身實(shí)際情況。在LMS Motion界面通過(guò)建模工具建立運(yùn)動(dòng)副(Joint)，該模型共創(chuàng)建了7個(gè)運(yùn)動(dòng)副，分別為1個(gè)固定副、2個(gè)螺旋副、1個(gè)圓柱副和3個(gè)旋轉(zhuǎn)副。

定義驅(qū)動(dòng)約束應(yīng)根據(jù)運(yùn)動(dòng)真實(shí)驅(qū)動(dòng)情況，把實(shí)際運(yùn)動(dòng)的主動(dòng)部件的運(yùn)動(dòng)定義為驅(qū)動(dòng)約束。整套運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)有一個(gè)驅(qū)動(dòng)，為運(yùn)動(dòng)副速度驅(qū)動(dòng)，創(chuàng)建驅(qū)動(dòng)的運(yùn)動(dòng)副為絲杠螺母和搖塊套筒之間的旋轉(zhuǎn)副，類(lèi)型(Type)選擇為“REL.ANGLE”，即按照給定規(guī)律變化。

定義完畢運(yùn)動(dòng)副和驅(qū)動(dòng)約束，即可進(jìn)行運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)的運(yùn)動(dòng)模擬(Kinematic Analysis)，以檢驗(yàn)機(jī)構(gòu)運(yùn)動(dòng)軌跡和驅(qū)動(dòng)是否準(zhǔn)確、符合實(shí)際。

通過(guò)運(yùn)動(dòng)模擬驗(yàn)證機(jī)構(gòu)運(yùn)動(dòng)副和驅(qū)動(dòng)定義正確后，即可定義載荷，創(chuàng)建外力和力矩以模擬真實(shí)的工況。設(shè)螺旋槳載荷L作用于槳轂中心，轉(zhuǎn)矩為M。坐標(biāo)系原點(diǎn)位于槳轂中心，z軸指向旋翼上方，x軸指向來(lái)流方向，y軸滿足右手定則，如圖5所示。

圖5　載荷坐標(biāo)

定義完畢載荷，即可進(jìn)行運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)的動(dòng)力學(xué)仿真(Dynamic Analysis)，進(jìn)行結(jié)果和數(shù)據(jù)后處理。

3.3仿真結(jié)果分析

由LMS Motion后處理得到并分析短艙和絲杠的主要運(yùn)動(dòng)參數(shù)曲線以及機(jī)構(gòu)主交點(diǎn)的受力情況。

短艙的角度隨時(shí)間變化的曲線，以及短艙轉(zhuǎn)動(dòng)的角速度、角加速度的變化情況，如圖6～圖7所示。

圖6　短艙轉(zhuǎn)動(dòng)角度曲線

圖7　短艙角速度和角加速度曲線

從圖6可以看出：短艙從固定翼模式運(yùn)動(dòng)到直升機(jī)模式的角度變化范圍為0°～97°，所需時(shí)間為9.7 s；該曲線斜率變化較小，即短艙轉(zhuǎn)動(dòng)的角加速度變化較小。

從圖7可以看出：0～3 s內(nèi)角速度變化較快，3～9.7 s內(nèi)角速度增加緩慢。在絲杠勻速伸長(zhǎng)的過(guò)程中，短艙轉(zhuǎn)動(dòng)角速度變化快慢與各構(gòu)件之間角度有關(guān)。

短艙是由絲杠推動(dòng)傾轉(zhuǎn)，絲杠行程曲線如圖8所示。絲桿的螺距沿軸向均勻，頭數(shù)一定，套筒與絲杠螺母相對(duì)轉(zhuǎn)速一定，所以絲桿的伸長(zhǎng)為勻速運(yùn)動(dòng)，速度約為40 mm/s。

圖8　絲杠行程曲線

絲杠與短艙連接點(diǎn)處作用力曲線如圖9所示。

圖9　絲杠與短艙連接點(diǎn)處作用力

從圖9可以看出：當(dāng)短艙處于固定翼模式時(shí)作用力Fs約為71.1%L，隨著短艙的仰角增大先減小至68.5%L再逐漸增大，且絲杠上力值波動(dòng)幅度隨短艙的仰角增大逐漸減小；當(dāng)短艙傾轉(zhuǎn)為直升機(jī)模式時(shí)，作用力最大為80.1%L；各方向分力變化趨勢(shì)基本相同。

對(duì)于發(fā)動(dòng)機(jī)短艙，它與機(jī)翼用轉(zhuǎn)軸連接，并繞轉(zhuǎn)軸轉(zhuǎn)動(dòng)。短艙與機(jī)翼支點(diǎn)處作用力如圖10所示。

圖10　短艙與機(jī)翼支點(diǎn)處作用力

從圖10可以看出：當(dāng)短艙處于固定翼模式時(shí)，作用力Fj約為88.6%L，隨著短艙的仰角增大而逐漸增大；當(dāng)短艙傾轉(zhuǎn)為直升機(jī)模式時(shí)，作用力最大為90.6%L；x方向分力先隨短艙的仰角增大而減小，在8.6 s時(shí)發(fā)生反轉(zhuǎn)隨短艙的仰角增大而增大；y方向分力隨短艙的仰角增大而逐漸減?。粃方向分力隨著短艙的仰角增大而逐漸增大。

根據(jù)動(dòng)力學(xué)仿真結(jié)果確定絲杠承載性能，然后試制試驗(yàn)件，將短艙運(yùn)動(dòng)時(shí)間試驗(yàn)數(shù)據(jù)與仿真結(jié)果進(jìn)行對(duì)比，如表1所示。

表1　短艙運(yùn)動(dòng)時(shí)間結(jié)果對(duì)比

從表1可以看出：短艙0°～97°及97°～0°運(yùn)動(dòng)時(shí)間均不大于10 s，與仿真分析結(jié)果對(duì)比誤差均在2.3%以內(nèi)，驗(yàn)證了仿真結(jié)果的準(zhǔn)確性；試驗(yàn)實(shí)測(cè)時(shí)間略大于仿真結(jié)果，主要是實(shí)際試驗(yàn)中影響因素較多，例如機(jī)構(gòu)誤差、摩擦力、液壓系統(tǒng)及傳感器的滯后等。

4結(jié)論

(1) 在對(duì)傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)短艙傾轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)傳力分析及運(yùn)動(dòng)學(xué)分析的基礎(chǔ)上，在LMS Motion中定義短艙傾轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)的各構(gòu)件及其屬性，創(chuàng)建各構(gòu)件之間的運(yùn)動(dòng)副，定義運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)驅(qū)動(dòng)，創(chuàng)建外力和力矩以模擬真實(shí)的工況，建立了短艙傾轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)多體動(dòng)力學(xué)仿真模型。

(2) 通過(guò)動(dòng)力學(xué)仿真分析得到了短艙和絲杠的主要運(yùn)動(dòng)參數(shù)曲線以及機(jī)構(gòu)主交點(diǎn)的受力變化情況，絲杠與短艙連接點(diǎn)處作用力隨短艙的仰角增大先減小再增大且絲杠上力值波動(dòng)幅度隨短艙的仰角增大逐漸減小，短艙與機(jī)翼支點(diǎn)處作用力隨著短艙的仰角增大而逐漸增大。研究結(jié)果可為傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)短艙傾轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)的參數(shù)確定提供參考。

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Dynamics Simulation Analysis of Tiltrotor Aircraft Nacelle Tilt Mechanism

Wang Weidong, Pang Huahua, Wang Bintuan

(The First Aircraft Design and Research Institute, Aviation Industry Corporation of China, Xi’an 710089, China)

Abstract:It is of significant importance to study the dynamic performance of tiltrotor aircraft nacelle tilting mechanism during nacelle turning from wing aircraft model to helicopter model. Based on the force and kinematic analysis of nacelle tilting mechanism, the nacelle tilting mechanism multi-body dynamic simulation model is established on the LMS Motion software platform, every component of nacelle tilting mechanism and its property are defined, joints between the components are created, motion drives are defined, external forces and torques to simulate real working condition are created, to obtain and analyze the major kinematic parameter curves of nacelle and the interaction forces between nacelle and screw shaft. The results indicate that, with the increase of nacelle rotation angle, the interaction force between nacelle and screw shaft decreases and then increases, the interaction force between nacelle and wing increases. The results could provide the reference for determining the parameters of tiltrotor aircraft nacelle tilt mechanism.

Key words:tiltrotor; tilt mechanism; multi-body dynamics; nacelle; screw shaft; simulation

收稿日期：2016-03-02；修回日期：2016-04-24

通信作者：王惟棟,yourswwd@163.com

文章編號(hào):1674-8190(2016)02-235-06

中圖分類(lèi)號(hào)：V235

文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：A

DOI：10.16615/j.cnki.1674-8190.2016.02.015

作者簡(jiǎn)介：

王惟棟(1981-)，男，高級(jí)工程師。主要研究方向：飛機(jī)結(jié)構(gòu)機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)。

龐華華(1982-)，男，高級(jí)工程師。主要研究方向：飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)。

王斌團(tuán)(1965-)，男，研究員。主要研究方向：飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度。

(編輯：趙毓梅)