劉軍

【摘 要】飛機(jī)在飛行的不同階段，機(jī)翼受到的氣動(dòng)載荷在隨時(shí)發(fā)生變化，機(jī)翼上的活動(dòng)面由于空間姿態(tài)變化大，載荷的變化尤其劇烈，如何在多體動(dòng)力學(xué)模型中精確模擬氣動(dòng)載荷，一直是困擾飛機(jī)設(shè)計(jì)人員的一個(gè)很大的問(wèn)題，利用多體動(dòng)力學(xué)仿真軟件中的編程語(yǔ)言，編制了活動(dòng)面氣動(dòng)加載程序，極大的提高了氣動(dòng)載荷模擬精度和建模效率。

【關(guān)鍵詞】機(jī)翼活動(dòng)面；氣動(dòng)加載；多體動(dòng)力學(xué)

0 前言

虛擬樣機(jī)技術(shù)起源于對(duì)多體系統(tǒng)動(dòng)力學(xué)的研究。20世紀(jì)60年代，古典的剛體力學(xué)、分析力學(xué)與計(jì)算機(jī)技術(shù)相結(jié)合的力學(xué)分支——多體系統(tǒng)動(dòng)力學(xué)產(chǎn)生了，其主要任務(wù)是：

1）建立復(fù)雜機(jī)械系統(tǒng)運(yùn)動(dòng)學(xué)和動(dòng)力學(xué)程序化的數(shù)學(xué)模型，開(kāi)發(fā)實(shí)現(xiàn)這個(gè)數(shù)學(xué)模型的軟件系統(tǒng)。

2）實(shí)現(xiàn)有效的處理數(shù)學(xué)模型的計(jì)算方法與數(shù)值積分方法。

3）實(shí)現(xiàn)有效的數(shù)據(jù)后臺(tái)處理，采用動(dòng)畫(huà)顯示、圖表或其它方式提供數(shù)據(jù)處理結(jié)果。

經(jīng)過(guò)30多年的發(fā)展，多體系統(tǒng)動(dòng)力學(xué)已經(jīng)比較完善。多體系統(tǒng)動(dòng)力學(xué)包括多剛體系統(tǒng)動(dòng)力學(xué)和多柔體系統(tǒng)動(dòng)力學(xué)。多剛體系統(tǒng)動(dòng)力學(xué)已發(fā)展出多種較為成熟的方法，如牛頓—?dú)W拉方法將剛體在空間的一般運(yùn)動(dòng)分解為隨其上某點(diǎn)的平動(dòng)和繞此點(diǎn)的轉(zhuǎn)動(dòng)，分別用牛頓定律和歐拉方程處理；拉格朗日方法則從系統(tǒng)的觀(guān)點(diǎn)出發(fā)，建立混合的微分—代數(shù)方程組；在多體系統(tǒng)動(dòng)力學(xué)理論框架已經(jīng)搭起，相應(yīng)的數(shù)學(xué)方法業(yè)已提出后，數(shù)位學(xué)者走出了象牙塔，力圖把研究成果商品化，使其能為工業(yè)界接受，開(kāi)發(fā)了多種多體動(dòng)力學(xué)軟件。

1 載荷分析

襟翼、縫翼和副翼在飛機(jī)飛行過(guò)程中承受氣動(dòng)力，并且由于飛行狀態(tài)的不同，氣動(dòng)力的大小和方向也發(fā)生變化。襟翼、縫翼、副翼的氣動(dòng)力大小隨著飛行狀態(tài)不同發(fā)生變化，并且氣動(dòng)力總的作用點(diǎn)也發(fā)生變化，所以不能像一般剛性體加載力值時(shí)只在某點(diǎn)加載一個(gè)變化的力值即可，而需要根據(jù)襟翼和縫翼姿態(tài)的不同對(duì)作用點(diǎn)以及力值大小進(jìn)行不同加載。

2 載荷表達(dá)

以外襟翼為例，對(duì)柔性體外襟翼氣動(dòng)力加載進(jìn)行說(shuō)明。

確定外襟翼在巡航狀態(tài)、起飛狀態(tài)、復(fù)飛狀態(tài)、著陸狀態(tài)下氣動(dòng)力的壓心坐標(biāo)位置，共四處；

在四個(gè)壓心處對(duì)外襟翼分別加載四個(gè)氣動(dòng)力，采用全局坐標(biāo)系。

在巡航狀態(tài)下，只有巡航狀態(tài)的壓心承受氣動(dòng)力，其他三處氣動(dòng)力無(wú)力值。同樣，在起飛狀態(tài)下，只有起飛狀態(tài)的壓心承受氣動(dòng)力。在巡航狀態(tài)運(yùn)動(dòng)到起飛狀態(tài)過(guò)程中，需要將氣動(dòng)總力值大小和位置從巡航狀態(tài)的壓心轉(zhuǎn)移到起飛狀態(tài)的壓心位置。

剛體模型中采用總力值乘以STEP函數(shù)的形式進(jìn)行轉(zhuǎn)變，

STEP：該函數(shù)格式格式為Step（x，x0，y0，x1，y1），表示用一個(gè)三次多項(xiàng)式構(gòu)造一個(gè)階躍函數(shù)。其中，x為獨(dú)立變量，x0為起始點(diǎn)，y0為起始點(diǎn)處的函數(shù)值，x1為終止點(diǎn)，y1為終止點(diǎn)處的函數(shù)值，

TIME：返回當(dāng)前的仿真時(shí)間，可在函數(shù)中用作獨(dú)立變量。

為了真實(shí)的仿真活動(dòng)面各個(gè)部件運(yùn)動(dòng)和受力狀態(tài)，必須對(duì)每個(gè)部件的運(yùn)動(dòng)和受力進(jìn)行時(shí)序控制。本項(xiàng)目根據(jù)需要仿真共進(jìn)行7秒，每一時(shí)刻的狀態(tài)如下：

0-1秒：活動(dòng)面各部件及機(jī)翼受巡航狀態(tài)下的氣動(dòng)力，各個(gè)機(jī)構(gòu)保持巡航下?tīng)顟B(tài)，各個(gè)部件達(dá)到平衡狀態(tài)；

1-3秒：活動(dòng)面各部件由巡航狀態(tài)運(yùn)動(dòng)到起飛狀態(tài)，氣動(dòng)力由巡航狀態(tài)轉(zhuǎn)變?yōu)槠痫w狀態(tài)；

3-3.5秒：活動(dòng)面各部件保持起飛狀態(tài)0.5秒時(shí)間；

3.5-4.5秒：活動(dòng)面各部件由起飛狀態(tài)運(yùn)動(dòng)到復(fù)飛狀態(tài)，氣動(dòng)力由起飛狀態(tài)轉(zhuǎn)變?yōu)閺?fù)飛狀態(tài)；

4.5-5秒：活動(dòng)面各部件保持復(fù)飛狀態(tài)0.5秒時(shí)間；

5-6.5秒：活動(dòng)面各部件由復(fù)飛狀態(tài)運(yùn)動(dòng)到著陸狀態(tài)，氣動(dòng)力由復(fù)飛狀態(tài)轉(zhuǎn)變?yōu)橹憼顟B(tài)；

6.5-7秒：活動(dòng)面各部件保持著陸狀態(tài)0.5秒時(shí)間。

調(diào)用以上step和time函數(shù)，即可將力值函數(shù)表達(dá)如下：

巡航狀態(tài)壓心的力值函數(shù)為：F*step（time，1，1，3，0），

起飛狀態(tài)壓心的力值函數(shù)為：F*step（time，1，0，3，step（time，3.5，1，5，0））

3 載荷施加

以外襟翼為例，詳述氣動(dòng)力在活動(dòng)面剛?cè)狁詈隙囿w動(dòng)力學(xué)模型上的施加：

1）由活動(dòng)面剛性體動(dòng)力學(xué)模型運(yùn)動(dòng)得到外襟翼在巡航、起飛、復(fù)飛和著陸的狀態(tài)，輸出為STL格式文件，這幾種狀態(tài)對(duì)應(yīng)的是外襟翼在巡航狀態(tài)、起飛狀態(tài)、復(fù)飛狀態(tài)和著陸狀態(tài)下的位置和姿態(tài)；

2）根據(jù)不同狀態(tài)下的STL模型，將外襟翼有限元模型定位到相應(yīng)狀態(tài)下；

3）在對(duì)應(yīng)狀態(tài)下的外襟翼，輸入氣動(dòng)力施加的站位點(diǎn)，并以站位點(diǎn)作為從節(jié)點(diǎn)，在其周?chē)Y(jié)構(gòu)尋找若干個(gè)主節(jié)點(diǎn)建立rbe3單元；

4）在每個(gè)站位點(diǎn)施加相應(yīng)的氣動(dòng)力進(jìn)行計(jì)算，輸出外襟翼巡航、起飛、復(fù)飛和著陸狀態(tài)每個(gè)rbe3單元主節(jié)點(diǎn)X、Y、Z三個(gè)方向上的力值；

5）整理載荷，將所有主節(jié)點(diǎn)的力值整理到Excel中，應(yīng)用自編程序，得到rbe3對(duì)主節(jié)點(diǎn)的作用力值；

6）將外襟翼巡航、起飛、復(fù)飛和著陸每個(gè)主節(jié)點(diǎn)上的每個(gè)方向力值整理到Excel中，將力值對(duì)應(yīng)的節(jié)點(diǎn)在地面狀態(tài)下的坐標(biāo)也整理到相應(yīng)的位置。應(yīng)用自編程序，建立多體模型中的力值加載節(jié)點(diǎn)、力值插值曲線(xiàn)、加載氣動(dòng)力、氣動(dòng)力輸出等多體模型語(yǔ)言；

7）在多體模型中，將上步所生成的節(jié)點(diǎn)、曲線(xiàn)、力值和輸出等語(yǔ)言增加到模型中，所生成的節(jié)點(diǎn)在柔性體外襟翼匹配相應(yīng)節(jié)點(diǎn)，即可實(shí)現(xiàn)在柔性外襟翼上施加三個(gè)方向的動(dòng)態(tài)載荷。下圖1是加載了氣動(dòng)力的外襟翼多體模型，下圖2是氣動(dòng)力插值曲線(xiàn)圖。

4 結(jié)論

本文探索了飛機(jī)機(jī)翼活動(dòng)面氣動(dòng)載荷的精確模擬方法，并通過(guò)利用多體動(dòng)力學(xué)軟件的編程語(yǔ)言編制了氣動(dòng)載荷在多體動(dòng)力學(xué)模型中的快速加載，對(duì)于活動(dòng)面多體動(dòng)力學(xué)仿真分析有重要意義。在此過(guò)程中形成的技術(shù)路線(xiàn)和流程方法，可以為后續(xù)機(jī)翼活動(dòng)面動(dòng)力學(xué)分析提供經(jīng)驗(yàn)和規(guī)范，有助于提高產(chǎn)品設(shè)計(jì)水平，縮短產(chǎn)品研發(fā)周期。

【參考文獻(xiàn)】

[1]MotionView Users Manual[Z].

[2]洪嘉振.計(jì)算多體系統(tǒng)動(dòng)力學(xué)[M].北京：高等教育出版社，2002.

[責(zé)任編輯：湯靜]