韓圓珍 周 昊 馮志杰（航宇救生裝備有限公司，湖北 襄陽 441003）

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某型火箭彈射座椅椅盆側(cè)板基于穿蓋條件的強(qiáng)度仿真研究

韓圓珍 周 昊 馮志杰
（航宇救生裝備有限公司，湖北 襄陽 441003）

摘 要：本文以火箭彈射座椅及飛機(jī)座艙艙蓋為研究對象，建立座椅側(cè)板有限元模型和艙蓋模型，模擬椅盆側(cè)板的穿蓋過程，評估側(cè)板的動態(tài)沖擊性能。這種方法可降低研發(fā)過程中的試驗(yàn)經(jīng)費(fèi)，縮短試驗(yàn)周期，具有很重要的工程意義。

關(guān)鍵詞：側(cè)板；穿蓋；沖擊

0. 前言

火箭彈射座椅是軍用飛機(jī)上的重要救生裝置，其功用主要是保證在飛機(jī)正常使用過程中，飛行員能操作使用飛機(jī)，并且當(dāng)飛機(jī)發(fā)生危急情況時，飛行員能迅速離開飛機(jī)，以安全回收和營救飛行員。對于彈射座椅的設(shè)計(jì)，必須保障有足夠的強(qiáng)度和剛度。沖擊載荷下座椅結(jié)構(gòu)強(qiáng)度的不足可能使得救生系統(tǒng)喪失功能或意外啟動；同時，在沖擊載荷的作用下座椅結(jié)構(gòu)的變形不能過大，因?yàn)樽芜^大的變形將影響座椅與機(jī)艙和艙內(nèi)其他構(gòu)件的協(xié)調(diào)結(jié)構(gòu)，可能導(dǎo)致彈射失敗。側(cè)板是座椅椅盆的重要組成部分，在座椅出艙過程中作為輔助穿蓋器使用，其強(qiáng)度應(yīng)滿足設(shè)計(jì)要求。

由于彈射座椅結(jié)構(gòu)及其沖擊情況的復(fù)雜性，也由于計(jì)算條件的限制，在彈射座椅發(fā)展的初期階段，主要通過試驗(yàn)方法測試彈射座椅抗沖擊性能。近年來，隨著計(jì)算機(jī)軟、硬件技術(shù)的不斷提高，仿真計(jì)算已成為彈射座椅強(qiáng)度分析的重要手段。有限元仿真模擬可以對結(jié)構(gòu)強(qiáng)度進(jìn)行驗(yàn)證及優(yōu)化，減少試驗(yàn)驗(yàn)證次數(shù)，縮短產(chǎn)品開發(fā)周期，降低開發(fā)費(fèi)用，提高設(shè)計(jì)質(zhì)量。

1. 問題由來

中航工業(yè)試飛院飛行員在乘坐某型飛機(jī)飛行時，發(fā)現(xiàn)座椅椅盆側(cè)板與飛機(jī)輔助儀表板間距較小，在穿抗荷代償兩用褲或厚冬裝情況下影響正常操作，這一問題得到了設(shè)計(jì)師系統(tǒng)的現(xiàn)場確認(rèn)。隨后，設(shè)計(jì)師系統(tǒng)決定對椅盆側(cè)板進(jìn)行改裝并確定了初步改進(jìn)方案，即從座面高度開始對椅盆側(cè)板向外側(cè)彎折。考慮到外場改裝的可實(shí)施性，設(shè)計(jì)師系統(tǒng)決定對已經(jīng)生產(chǎn)的某型座椅采用鉚接方式改裝，后續(xù)生產(chǎn)的采用整體成型彎折。鑒于椅盆側(cè)板在座椅彈射過程中起到輔助穿蓋、保護(hù)乘員腿部的作用，本文利用大型有限元軟件MSC/DYTRAN作為主要分析工具，對不同使用工況的彈射座椅椅盆側(cè)板在穿蓋條件下的沖擊問題進(jìn)行仿真，為其后續(xù)的設(shè)計(jì)提供理論依據(jù)。

圖1　3種外形的椅盆側(cè)板

2. 瞬態(tài)沖擊理論與碰撞算法

式中，F(xiàn)表示系統(tǒng)所受的外力，阻尼C稱為結(jié)構(gòu)的單元阻尼矩陣。有限元分析過程中，阻尼c=∫NTμN(yùn)dV，假定無阻尼自由振動特征矢量也能關(guān)于C正交，即可以將阻尼矩陣C轉(zhuǎn)化為質(zhì)量矩陣M和剛度矩陣K的線性組合：

式（2）中，α和β為待定系數(shù)，并假定他們滿足下列關(guān)系式α+βω2i= 2ξiωi，其中ξi為阻尼比，一般用最低兩階的阻尼比ξ1和ξ2，這樣由兩個方程便可近似地給出α、β，再由α、β代入上式，即可得到其它的振型阻尼比

為了模擬側(cè)板與艙蓋之間的接觸過程，應(yīng)在可能發(fā)生接觸的結(jié)構(gòu)之間定義接觸關(guān)系。求解運(yùn)算過程，每一時間步首先檢查各從節(jié)點(diǎn)是否穿透主面，如果沒有穿透則計(jì)算工作繼續(xù)進(jìn)行，對該從節(jié)點(diǎn)不做任何處理；若發(fā)生穿透，則采用罰函數(shù)進(jìn)行處理，即在該從節(jié)點(diǎn)與被穿透主面之間引入一個界面接觸力，稱為罰函數(shù)值，其大小與穿透深度、主面剛度成正比，如下式：

圖2　座椅側(cè)板及艙蓋有限元模型（未考慮微爆索工作后產(chǎn)生的裂紋）

圖3　座椅側(cè)板及艙蓋有限元模型（考慮微爆索工作后產(chǎn)生的裂紋）

3. 仿真分析

3.1 有限元計(jì)算模型的建立

首先在有限元前處理軟件中導(dǎo)入側(cè)板及艙蓋的幾何模型，3種外形的側(cè)板結(jié)構(gòu)如圖1所示。建模工作在滿足仿真要求的前提下，對側(cè)板幾何模型進(jìn)行簡化處理，去除非重點(diǎn)關(guān)注區(qū)域內(nèi)的孔及減輕槽。本文重點(diǎn)關(guān)注側(cè)板與艙蓋的碰撞過程，并考慮座椅傘箱穿蓋器的穿蓋效果，因此在結(jié)構(gòu)上僅截取側(cè)板前端及部分艙蓋進(jìn)行建模。側(cè)板及艙蓋有限元模型如圖2、圖3所示。

表1　側(cè)板工況

表3　鉚釘載荷

表4　側(cè)板最大位移

根據(jù)側(cè)板結(jié)構(gòu)特點(diǎn)及穿蓋過程的仿真要求，在側(cè)板動力學(xué)仿真中使用六面體單元，對艙蓋使用四邊形板單元進(jìn)行模擬。座椅彈射出艙過程中，側(cè)板與艙蓋發(fā)生碰撞，相對速度為15m/s（彈射質(zhì)量為199kg）。根據(jù)側(cè)板及艙蓋的實(shí)際結(jié)構(gòu)，對艙蓋前骨架及兩側(cè)施加約束。

3.2 材料

側(cè)板材料為7A04，屈服強(qiáng)度σs= 410MPa，強(qiáng)度極限σb=490MPa。艙蓋材料為航空有機(jī)玻璃，厚度為6mm，材料的拉伸強(qiáng)度為80MPa，屈服伸長率為6%，拉伸彈性模量為2.85GPa，泊松比為0.36。

3.3 工況

側(cè)板的各計(jì)算工況見表1。

4. 計(jì)算結(jié)果

所有工況下，側(cè)板均穿透艙蓋。其中工況3、工況4的側(cè)板穿蓋過程分別如圖4、圖5所示。

4.1 側(cè)板應(yīng)力

6種工況的側(cè)板最大應(yīng)力見表2。

工況1、2、4、6下側(cè)板最大應(yīng)力小于材料的屈服強(qiáng)度，側(cè)板強(qiáng)度足夠。

工況3、5下側(cè)板最大應(yīng)力超過材料的屈服強(qiáng)度，材料發(fā)生屈服。

4.2 螺釘強(qiáng)度

工況3、4中側(cè)板上、下兩部分通過5個鉚釘連接，鉚釘材料為30CrMnSiA-4× 14，單剪破壞剪力為9000N，破壞拉力為5300N。鉚釘最大載荷見表3（括號外為工況3數(shù)據(jù)，括號內(nèi)為工況4數(shù)據(jù)，Q1、Q2分別為兩正交軸向的剪力分量，Q為剪力合力，F(xiàn)為拉力）。

由表3中的數(shù)據(jù)可以看出，鉚釘受到的載荷遠(yuǎn)小于其承載極限。

4.3 位移

各工況下的側(cè)板最大位移見表4。

結(jié)論

根據(jù)以上分析表明：

（a）工況1、2中的側(cè)板應(yīng)力均小于材料的屈服強(qiáng)度，側(cè)板強(qiáng)度足夠。（b）工況3、4中的連接鉚釘受力均小于材料的承載極限，鉚釘強(qiáng)度足夠；兩種工況下側(cè)板均將艙蓋穿透，工況3中的側(cè)板最大應(yīng)力超過材料的屈服強(qiáng)度，材料發(fā)生屈服；工況4中的側(cè)板最大應(yīng)力小于材料的屈服強(qiáng)度，側(cè)板強(qiáng)度足夠，能夠滿足座椅鑒定試驗(yàn)及現(xiàn)役座椅的改裝要求。（c）工況5、6中側(cè)板均將艙蓋穿透，工況5中的側(cè)板最大應(yīng)力超過材料的屈服強(qiáng)度，材料發(fā)生屈服；工況6中的側(cè)板最大應(yīng)力小于材料的屈服強(qiáng)度，側(cè)板強(qiáng)度足夠，能夠滿足后續(xù)交付座椅的要求。

圖5　座椅側(cè)板穿蓋過程（考慮微爆索工作后產(chǎn)生的裂紋）

參考文獻(xiàn)

［1］王一丁，童明波，閆家益，等.某型飛機(jī)彈射座椅穿蓋彈射試驗(yàn)與數(shù)值模擬［J］.南京航空航天大學(xué)學(xué)報(bào)，2013，45（3）：336-340.

中圖分類號：V215

文獻(xiàn)標(biāo)識碼：A