趙志強(qiáng)，謝里陽(yáng)

(東北大學(xué) 機(jī)械工程及自動(dòng)化學(xué)院，沈陽(yáng) 110819)

舵翼展開(kāi)機(jī)構(gòu)可靠性分析與試驗(yàn)研究

趙志強(qiáng)，謝里陽(yáng)*

(東北大學(xué) 機(jī)械工程及自動(dòng)化學(xué)院，沈陽(yáng) 110819)

舵翼展開(kāi)機(jī)構(gòu)是在彈箭尋求小型化的發(fā)射裝置以使發(fā)射、運(yùn)輸、貯存簡(jiǎn)單方便的情況下發(fā)展起來(lái)的。其中舵翼展開(kāi)機(jī)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(kāi)機(jī)構(gòu)可靠性研究的國(guó)內(nèi)外狀況出發(fā)，對(duì)各類(lèi)可靠性指標(biāo)的理論分析、可靠性仿真及試驗(yàn)的方法流程進(jìn)行介紹，從而了解當(dāng)前舵翼可靠性研究的整體進(jìn)展，然后通過(guò)傳統(tǒng)可靠性理論、仿真的分析與試驗(yàn)成果，引出了當(dāng)前舵翼展開(kāi)機(jī)構(gòu)可靠性分析與試驗(yàn)中存在的一些關(guān)鍵問(wèn)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(yàn)無(wú)法高度契合等。最后就這些問(wèn)題和不足進(jìn)行歸納總結(jié)，并在此基礎(chǔ)上提出一些改善建議及研究熱點(diǎn)。進(jìn)而為舵翼展開(kāi)機(jī)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(yīng)用價(jià)值，同時(shí)也為其他類(lèi)似展開(kāi)機(jī)構(gòu)的可靠性研究奠定基礎(chǔ)。

舵翼展開(kāi)機(jī)構(gòu)；機(jī)構(gòu)可靠性；可靠性分析；可靠性仿真；可靠性試驗(yàn)

0 引言

舵翼折疊/展開(kāi)機(jī)構(gòu)是在彈箭尋求小型化、使其貯存，運(yùn)輸，發(fā)射簡(jiǎn)單方便的趨勢(shì)下發(fā)展起來(lái)的。隨著可靠性理論及機(jī)構(gòu)學(xué)的發(fā)展，國(guó)內(nèi)外對(duì)于舵翼等展開(kāi)機(jī)構(gòu)的可靠性研究也相當(dāng)廣泛。相關(guān)工作涉及舵翼展開(kāi)機(jī)構(gòu)的理論分析和數(shù)學(xué)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(yàn)等。我國(guó)的舵翼展開(kāi)機(jī)構(gòu)可靠性研究工作，主要聚焦于舵翼的運(yùn)動(dòng)學(xué)和動(dòng)力學(xué)的理論分析、仿真分析和結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)及優(yōu)化方面，對(duì)可靠性仿真和試驗(yàn)涉及的比較少，且研究對(duì)象更多的集中于彈翼、衛(wèi)星太陽(yáng)帆板、飛機(jī)起落架等展開(kāi)機(jī)構(gòu)。

機(jī)構(gòu)可靠性定義為機(jī)構(gòu)在規(guī)定的條件下和規(guī)定的時(shí)間內(nèi)，完成既定功能的能力，即參數(shù)指標(biāo)控制在可行域內(nèi)的能力。相比滿(mǎn)足結(jié)構(gòu)的剛度、強(qiáng)度或穩(wěn)定性可靠性，機(jī)構(gòu)系統(tǒng)服役過(guò)程中受力并傳遞運(yùn)動(dòng)，因而需要同時(shí)考慮強(qiáng)度/剛度/穩(wěn)定性可靠性和運(yùn)動(dòng)功能可靠性。鑒于此，本研究基于這些可靠性指標(biāo)，對(duì)國(guó)內(nèi)外有關(guān)舵翼及其相關(guān)展開(kāi)機(jī)構(gòu)的理論與數(shù)值分析、可靠性分析和仿真、可靠性試驗(yàn)等方面進(jìn)行評(píng)述，歸納當(dāng)前舵翼展開(kāi)機(jī)構(gòu)可靠性研究面臨的主要問(wèn)題。這些內(nèi)容對(duì)進(jìn)一步開(kāi)展舵翼展開(kāi)機(jī)構(gòu)可靠性研究和可靠性試驗(yàn)都有借鑒意義，也為其他展開(kāi)機(jī)構(gòu)的可靠性理論和試驗(yàn)分析奠定基礎(chǔ)。

1 舵翼展開(kāi)機(jī)構(gòu)理論分析研究現(xiàn)狀

舵翼展開(kāi)機(jī)構(gòu)通常由舵翼面、展開(kāi)機(jī)構(gòu)和能源組成，一般包含折疊展開(kāi)機(jī)構(gòu)、同步機(jī)構(gòu)、定位鎖緊機(jī)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(yùn)動(dòng)方向不同，有橫向折疊和縱向折疊兩類(lèi)，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(kāi)。而縱向折疊舵面展開(kāi)方向與彈體縱軸一致，舵面展開(kāi)運(yùn)動(dòng)的旋轉(zhuǎn)軸與彈體縱軸垂直。按展開(kāi)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?xì)鈮毫κ降取?/p>

1.1國(guó)內(nèi)研究現(xiàn)狀

國(guó)內(nèi)關(guān)于舵翼的數(shù)學(xué)物理模型，受力特性，結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計(jì)等均有著大量的研究工作。戴文留分析了舵翼啟動(dòng)解鎖階段的活塞運(yùn)動(dòng)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(lèi)環(huán)境因素的張開(kāi)階段受力過(guò)程，鎖定階段的沖擊載荷和翼片的強(qiáng)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(duì)風(fēng)載進(jìn)行了分析，并與風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)對(duì)比驗(yàn)證，得到了尾翼幾何參數(shù)對(duì)各類(lèi)氣動(dòng)參數(shù)的影響，同時(shí)對(duì)滾轉(zhuǎn)力矩的產(chǎn)生機(jī)理和影響因素作了分析[2]。楊朝輝等對(duì)舵翼進(jìn)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(duì)某類(lèi)飛行器水平折疊尾翼的具體機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)及其構(gòu)件運(yùn)動(dòng)展開(kāi)過(guò)程進(jìn)行了有限元應(yīng)力和運(yùn)動(dòng)分析，研究了展開(kāi)過(guò)程的動(dòng)力學(xué)行為及其構(gòu)件的工作應(yīng)力水平，分析了機(jī)構(gòu)運(yùn)動(dòng)的動(dòng)力學(xué)行為[4]。李廣超等對(duì)鴨翼與主翼干擾、主翼與舵干擾氣動(dòng)特性研究現(xiàn)狀進(jìn)行了概述，并對(duì)翼舵干擾的關(guān)鍵問(wèn)題與因素進(jìn)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(duì)舵翼展開(kāi)階段的展開(kāi)時(shí)間和鎖定飛行階段的氣動(dòng)載荷撓度兩個(gè)因素的影響，并進(jìn)行優(yōu)化，實(shí)現(xiàn)了尾翼的輕量化設(shè)計(jì)[6]。宋鵬等通過(guò)對(duì)舵面展開(kāi)運(yùn)動(dòng)的理論分析，設(shè)計(jì)了旋轉(zhuǎn)折疊舵面機(jī)構(gòu)，構(gòu)建了三維模型并導(dǎo)入ADAMS(動(dòng)力學(xué)仿真軟件)中進(jìn)行動(dòng)力學(xué)仿真，分析了影響舵面展開(kāi)的關(guān)鍵因素，得到了優(yōu)化后的設(shè)計(jì)參數(shù)[7]。陳明鳳等針對(duì)折疊舵的氣動(dòng)彈性問(wèn)題，考慮三維翼型氣動(dòng)力的非定常性，研究了扭轉(zhuǎn)和彎曲兩維間隙非線(xiàn)性顫振分析方法。其時(shí)域仿真結(jié)果表明間隙非線(xiàn)性環(huán)節(jié)將導(dǎo)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(xiàn)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(jiǎn)化為質(zhì)量集中于有限個(gè)質(zhì)點(diǎn)的質(zhì)點(diǎn)系，通過(guò)理論分析得到尾翼展開(kāi)的運(yùn)動(dòng)方程, 從而解出其角速度、角位移隨時(shí)間的變化規(guī)律[9]。蔡德詠等通過(guò)有限元法及拉格朗日動(dòng)力學(xué)方程建立了無(wú)人機(jī)折疊尾翼的數(shù)值仿真模型和動(dòng)力學(xué)模型，經(jīng)過(guò)計(jì)算得到了扭簧剛度數(shù)值對(duì)沖擊載荷、展開(kāi)時(shí)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(jī)構(gòu)[1]Fig.1 Transverse and longitudinal folding mechanism

1.2國(guó)外研究現(xiàn)狀

國(guó)外學(xué)者在此方面有著較深入的研究，其研究特點(diǎn)是理論分析與具體試驗(yàn)相結(jié)合。但針對(duì)舵翼機(jī)構(gòu)的很少，其他折疊翼機(jī)構(gòu)較多。其中，M.H.Love等分析了機(jī)構(gòu)自身特點(diǎn)后，基于上述規(guī)律，解決了折疊機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)方案的優(yōu)化問(wèn)題，為折疊機(jī)構(gòu)的研制階段提供了理論基礎(chǔ)[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(dòng)力學(xué)和結(jié)構(gòu)力學(xué)模型，研究了氣動(dòng)特性和模態(tài)參數(shù)，分析了結(jié)構(gòu)剛度以及展開(kāi)角度的折疊機(jī)構(gòu)動(dòng)力學(xué)響應(yīng)[12]。Harris對(duì)一種反坦克導(dǎo)彈折疊翼在實(shí)際服役中出現(xiàn)的某些結(jié)構(gòu)的破壞進(jìn)行分析和歸納，指出彈翼在展開(kāi)過(guò)程中出現(xiàn)的最易失效情況和關(guān)鍵的故障機(jī)理[13]。Attar等深入研究了折疊翼機(jī)構(gòu)的非線(xiàn)性空氣動(dòng)力學(xué)行為[14]。Deman等從氣動(dòng)彈性等角度出發(fā)建立折疊翼模型，同時(shí)進(jìn)行實(shí)際測(cè)試，運(yùn)用一種三維時(shí)域渦旋模型來(lái)考慮折疊翼的氣動(dòng)特性，得到了折疊翼結(jié)構(gòu)的動(dòng)力學(xué)響應(yīng)，并與試驗(yàn)進(jìn)行對(duì)比驗(yàn)證[15]。Mark Pryor等利用有限元方法分析了方向舵面的氣動(dòng)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(shè)計(jì)出加載試驗(yàn)方案，將氣動(dòng)、驅(qū)動(dòng)等各類(lèi)載荷加載到舵面結(jié)構(gòu)上，獲得其應(yīng)力特性和結(jié)構(gòu)動(dòng)態(tài)響應(yīng)[16]。

2 舵翼展開(kāi)機(jī)構(gòu)可靠性分析和仿真研究現(xiàn)狀

當(dāng)前，對(duì)于舵翼展開(kāi)機(jī)構(gòu)的可靠性分析多集中于結(jié)構(gòu)可靠性，而運(yùn)動(dòng)可靠性方面集中于主彈翼，衛(wèi)星天線(xiàn)或太陽(yáng)帆板等對(duì)象，可靠性仿真也是集中分析一些通用展開(kāi)機(jī)構(gòu)，但原理和方法是具有通用性，對(duì)其他折疊展開(kāi)機(jī)構(gòu)可靠性分析和仿真對(duì)于舵翼展開(kāi)機(jī)構(gòu)具有參考作用。

機(jī)構(gòu)可靠性仿真是通過(guò)輸入?yún)?shù)的隨機(jī)性，以仿真分析的手段得到響應(yīng)參數(shù)隨機(jī)性的變化規(guī)律，從而確定機(jī)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(guò)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(jìn)行運(yùn)動(dòng)學(xué)和動(dòng)力學(xué)各類(lèi)參數(shù)的仿真分析，然后對(duì)響應(yīng)結(jié)果進(jìn)行統(tǒng)計(jì)計(jì)算，最后得到可靠度指標(biāo)。

2.1國(guó)內(nèi)研究現(xiàn)狀

有研究者建立了Simulink(動(dòng)態(tài)系統(tǒng)建模仿真模塊)與AMESim(復(fù)雜系統(tǒng)建模仿真平臺(tái))聯(lián)合仿真的舵機(jī)模型，加入了負(fù)載擾動(dòng)，舵面卡死，參數(shù)改變等擾動(dòng)模型，實(shí)現(xiàn)了考慮舵機(jī)故障的仿真分析[17]。也有研究者考慮了結(jié)構(gòu)強(qiáng)度和載荷的結(jié)構(gòu)功能函數(shù)，采用一次二階矩法進(jìn)行迭代計(jì)算，對(duì)舵面螺釘進(jìn)行可靠性分析，得到可靠性指標(biāo)；并由隨機(jī)變量的靈敏度梯度、靈敏度因子組成隨機(jī)變量的三維靈敏矢量，最后得到了各參數(shù)對(duì)可靠性的影響程度，為后續(xù)舵面螺釘?shù)脑O(shè)計(jì)和優(yōu)化提出改進(jìn)措施[18]。

陳云霞等考慮了風(fēng)載、結(jié)構(gòu)誤差、翼面安裝誤差、舵面機(jī)械零位誤差擾動(dòng)四方面，進(jìn)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(jìn)行大量的仿真試驗(yàn)，得出了各類(lèi)因素對(duì)系統(tǒng)可靠性影響的主次順序，并統(tǒng)計(jì)了系統(tǒng)可靠性指標(biāo)[19]。范廣元等提出了攝動(dòng)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(jìn)行可靠度的計(jì)算[20]。劉飛等應(yīng)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(dǎo)出折疊展開(kāi)機(jī)構(gòu)可靠性理論模型，應(yīng)用了蒙特卡羅模擬方法，最后計(jì)算展開(kāi)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(shí)際[21]。

張建國(guó)等歸納了機(jī)構(gòu)可靠性的主要內(nèi)容和方法，簡(jiǎn)述了可靠性協(xié)同仿真技術(shù)，并通過(guò)機(jī)構(gòu)可靠性仿真軟件，針對(duì)某型飛機(jī)升降舵操縱機(jī)構(gòu)進(jìn)行了強(qiáng)度分析，研究其飛行狀態(tài)的可靠性[22]。王曉林等對(duì)導(dǎo)彈舵性能與可靠性一體化設(shè)計(jì)的方法、原理及研究現(xiàn)狀進(jìn)行了簡(jiǎn)述，確定了一體化仿真模型—性能可靠性響應(yīng)面模型—設(shè)計(jì)優(yōu)化這一思路[23]。任建芳等對(duì)舵翼機(jī)構(gòu)給出了考慮翼根屈曲和翼根凸臺(tái)破裂兩類(lèi)失效模式的數(shù)學(xué)描述，應(yīng)用蒙特卡羅方法進(jìn)行了可靠性仿真計(jì)算，得出每種失效模式的仿真可靠性結(jié)果[24]。

侯晨光等進(jìn)行了舵機(jī)的模糊故障樹(shù)可靠性分析，體現(xiàn)了舵機(jī)故障特征的模糊性質(zhì)，可用于解決傳統(tǒng)故障樹(shù)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(wèn)題[25]。胡明等對(duì)可靠性分析與仿真結(jié)合方法與流程進(jìn)行了介紹，包括改進(jìn)一次二階矩法、響應(yīng)面法、支持向量計(jì)算法、蒙特卡羅法，還對(duì)折疊翼展開(kāi)機(jī)構(gòu)運(yùn)動(dòng)可靠性仿真系統(tǒng)的通用流程進(jìn)行了簡(jiǎn)述[26]。倪健等建立了展開(kāi)機(jī)構(gòu)的運(yùn)動(dòng)精度數(shù)學(xué)模型，對(duì)運(yùn)動(dòng)精度可靠性進(jìn)行了理論研究，通過(guò)失效模式和影響分析(FMEA)方法對(duì)展開(kāi)機(jī)構(gòu)的可靠性進(jìn)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(duì)彈翼展開(kāi)機(jī)構(gòu)的序列響應(yīng)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(jī)構(gòu)動(dòng)力學(xué)隨機(jī)參數(shù)的雙重隨機(jī)變量問(wèn)題[30]。章斌利用ADAMS仿真軟件對(duì)折疊翼面展開(kāi)機(jī)構(gòu)進(jìn)行參數(shù)化建模，分析了隨機(jī)狀態(tài)下機(jī)構(gòu)的角位移精度，展開(kāi)時(shí)間，鎖銷(xiāo)沖擊力的響應(yīng)量，最后利用MATLAB(數(shù)學(xué)分析軟件)對(duì)上述變量的可靠性進(jìn)行了計(jì)算，同時(shí)展開(kāi)了可靠性評(píng)估[31]。

2.2國(guó)外研究現(xiàn)狀

從查閱到的文獻(xiàn)看，國(guó)外更多的是針對(duì)機(jī)構(gòu)失效模式和機(jī)理的可靠性研究，關(guān)于彈箭舵翼可靠性等具體對(duì)象可靠性研究的文獻(xiàn)很少。當(dāng)前，美國(guó)等國(guó)家已將可靠性理論和計(jì)算機(jī)輔助設(shè)計(jì)技術(shù)相關(guān)聯(lián)，并可將其應(yīng)用在空間機(jī)構(gòu)的初始設(shè)計(jì)階段。同時(shí)能利用仿真分析平臺(tái)進(jìn)行機(jī)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(lèi)隨機(jī)變量對(duì)機(jī)構(gòu)功能可靠性指標(biāo)的影響[32-34]。Lee等針對(duì)機(jī)構(gòu)運(yùn)動(dòng)鏈中加速度等運(yùn)動(dòng)學(xué)參數(shù)所表現(xiàn)的概率特性及變化規(guī)律進(jìn)行了研究[35]。Robert Kroyer通過(guò)有限元法分析了某彈翼機(jī)構(gòu)的動(dòng)力學(xué)響應(yīng)及結(jié)構(gòu)可靠性問(wèn)題，同時(shí)對(duì)機(jī)構(gòu)的動(dòng)靜態(tài)強(qiáng)度問(wèn)題進(jìn)行了探討，并針對(duì)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)中存在的不足提出了建議[36]。

3 舵翼展開(kāi)機(jī)構(gòu)可靠性試驗(yàn)研究現(xiàn)狀

近年來(lái)，產(chǎn)品可靠性試驗(yàn)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(lèi)如表1所示。

為舵翼展開(kāi)性能及后續(xù)可靠性分析做好準(zhǔn)備，在舵翼展開(kāi)機(jī)構(gòu)分析階段需要進(jìn)行多種試驗(yàn)，包括以下各方面：

1)靜力試驗(yàn)：分析展開(kāi)過(guò)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(yán)重工況作為靜力試驗(yàn)載荷，進(jìn)行靜力分析。

2)風(fēng)洞試驗(yàn)：模擬舵翼真實(shí)工作環(huán)境，更好地反映翼面在展開(kāi)過(guò)程中的受力狀態(tài)，結(jié)果與工程實(shí)際更吻合。但成本也高，且要到專(zhuān)業(yè)部門(mén)完成試驗(yàn)。

3)原理樣機(jī)測(cè)試試驗(yàn)：通過(guò)構(gòu)造舵面展開(kāi)機(jī)構(gòu)原理樣機(jī)，添加測(cè)試設(shè)備來(lái)仿真舵面展開(kāi)過(guò)程中氣動(dòng)載荷及運(yùn)動(dòng)參數(shù)變化情況，得到有效試驗(yàn)數(shù)據(jù)，為舵面展開(kāi)機(jī)構(gòu)的實(shí)際研制和可靠性分析研究提供依據(jù)。

表1 可靠性試驗(yàn)方法分類(lèi)Table 1 Classification of reliability test methods

3.1國(guó)內(nèi)舵翼展開(kāi)機(jī)構(gòu)可靠性試驗(yàn)研究狀況

在折疊翼展開(kāi)機(jī)構(gòu)可靠性試驗(yàn)方案和可靠性試驗(yàn)裝置方面，孫中超發(fā)現(xiàn)當(dāng)前可靠性試驗(yàn)難以同時(shí)精確模擬環(huán)境因素、服役載荷以及運(yùn)動(dòng)功能的問(wèn)題，進(jìn)而以某飛行器艙門(mén)展開(kāi)機(jī)構(gòu)作為研究對(duì)象，對(duì)可靠性試驗(yàn)方案進(jìn)行設(shè)計(jì)，并設(shè)計(jì)研究了基于上述3種可靠性指標(biāo)的測(cè)試裝置。綜合考慮的系統(tǒng)及機(jī)構(gòu)可靠性試驗(yàn)裝置的仿真實(shí)體模型如圖2所示[38-39]。

秦永明等通過(guò)風(fēng)洞試驗(yàn)對(duì)各展角狀態(tài)下舵面氣動(dòng)力作靜態(tài)測(cè)量，對(duì)于翼面氣動(dòng)特性隨展開(kāi)角，馬赫數(shù)及側(cè)滑角變化情況進(jìn)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(diǎn)，提出了弧翼在恒速旋轉(zhuǎn)下的展時(shí)理論算式，采用數(shù)值法獲得展時(shí)，同時(shí)提出了一種測(cè)量展時(shí)的試驗(yàn)方法，試驗(yàn)結(jié)果與理論計(jì)算結(jié)果進(jìn)行對(duì)比后吻合情況良好[41]。李迪凡等對(duì)尾翼彈簧進(jìn)行了溫度加速試驗(yàn)，通過(guò)應(yīng)力松弛試驗(yàn)裝置對(duì)樣品的貯存壽命進(jìn)行評(píng)估，得到了一定載荷和溫度下的壽命預(yù)測(cè)方程和貯存壽命[42]。賈毅等對(duì)某導(dǎo)彈折疊尾翼進(jìn)行了研究，采用動(dòng)態(tài)測(cè)力天平、角度傳感器等裝置，對(duì)折疊尾翼展開(kāi)過(guò)程中氣動(dòng)力的數(shù)據(jù)進(jìn)行了采集，簡(jiǎn)述了不同試驗(yàn)狀態(tài)下尾翼展開(kāi)過(guò)程所得數(shù)據(jù)的統(tǒng)計(jì)方法[43]。丁紅對(duì)某航彈折疊翼進(jìn)行展開(kāi)和靜力試驗(yàn)，測(cè)得了折疊翼分別在設(shè)計(jì)和使用階段載荷作用下的應(yīng)力分布形式、變形狀態(tài)、展開(kāi)時(shí)間、角速度、角加速度等運(yùn)動(dòng)學(xué)和動(dòng)力學(xué)參數(shù)[44]。鄭旸等研制了某種折疊翼加載展開(kāi)試驗(yàn)裝置(圖3)，并完成了氣缸加載不同大小的升力加載試驗(yàn)及驅(qū)動(dòng)力不同的展開(kāi)試驗(yàn)，測(cè)得了展開(kāi)時(shí)間、碰撞加速度等工作參數(shù)[31,45]。

圖2 襟翼載荷隨動(dòng)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(kāi)試驗(yàn)平臺(tái)示意圖及地面試驗(yàn)設(shè)備[31,45]Fig.3 Schematic diagram of the test platform and ground test equipment

劉斷塵進(jìn)行了折疊舵的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)與運(yùn)動(dòng)仿真，對(duì)所設(shè)計(jì)的折疊舵結(jié)構(gòu)進(jìn)行展開(kāi)試驗(yàn)及靜力試驗(yàn)，得到展開(kāi)時(shí)間、展開(kāi)角速度、沖擊力、舵面應(yīng)變等工作參數(shù)，并驗(yàn)證了仿真模型的準(zhǔn)確性，其結(jié)果可以為折疊舵的結(jié)構(gòu)優(yōu)化奠定基礎(chǔ)[46]。

3.2國(guó)外舵翼展開(kāi)機(jī)構(gòu)可靠性試驗(yàn)研究狀況

國(guó)外一些公司和研究者也進(jìn)行了展開(kāi)機(jī)構(gòu)可靠性試驗(yàn)，空客A380襟翼可靠性試驗(yàn)采用“臺(tái)架+作動(dòng)筒+彈性墊”裝置進(jìn)行加載，模擬了襟翼氣動(dòng)升力和阻力在實(shí)際狀態(tài)下的變化趨勢(shì)(圖4)[39,47]。巴西也針對(duì)襟翼、機(jī)翼展開(kāi)機(jī)構(gòu)進(jìn)行了地面可靠性功能測(cè)試，其中“膠布帶+杠桿+作動(dòng)筒+臺(tái)架”的組合加載方法被應(yīng)用于EMB170襟翼試驗(yàn)中(圖5)[39, 48]。

NASA Dryden Flight Research Center于2009年對(duì)無(wú)人航天飛行器(X-37)的方向舵面進(jìn)行了靜熱聯(lián)合載荷可靠性試驗(yàn)。首先舵面整個(gè)結(jié)構(gòu)的氣動(dòng)載荷分布形式利用有限元法進(jìn)行確認(rèn)，得到杠桿加載的分配系數(shù)和試驗(yàn)用彈性墊的實(shí)際幾何尺寸，該試驗(yàn)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(jìn)行試驗(yàn)(圖6)[31,49]。

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

圖6 方向舵結(jié)構(gòu)圖及迎風(fēng)面氣動(dòng)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(duì)“大黃蜂”戰(zhàn)斗機(jī)(F/A-18)進(jìn)行了整機(jī)的疲勞試驗(yàn)，首先對(duì)全機(jī)的邊界添加支撐約束，試驗(yàn)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(cè)試過(guò)程采用不同載荷級(jí)別的杠桿組合來(lái)實(shí)現(xiàn)，如圖7所示[31,50]。

圖7 F/A-18測(cè)試平臺(tái)[31，50]Fig.7 F/A-18 test platform

4 結(jié)束語(yǔ)

舵翼展開(kāi)機(jī)構(gòu)的可靠性研究受到了各國(guó)的重視，并取得了顯著的成果。然而，當(dāng)前這些研究依然面臨著一些問(wèn)題。其中包括：

1)當(dāng)前，鑒于現(xiàn)代的舵翼面形狀和材料的復(fù)合性，舵翼力學(xué)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(duì)舵翼展開(kāi)機(jī)構(gòu)的可靠性分析方法。

2)舵翼試驗(yàn)一般較昂貴，而仿真則精度難以保證，如何將仿真和試驗(yàn)充分結(jié)合也是當(dāng)前研究的熱點(diǎn)問(wèn)題。

3)雖然類(lèi)似舵翼的其它展開(kāi)機(jī)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(kāi)機(jī)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(shè)計(jì)、可靠性制造及可靠性試驗(yàn)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(yáng)(1962年-)，男，博士，教授，主要從事機(jī)械強(qiáng)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