中航飛機(jī)研發(fā)中心結(jié)構(gòu)所 崔青青 張 蕓 金功耀 秦存峰

結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)在飛機(jī)設(shè)計(jì)中的應(yīng)用技術(shù)研究

中航飛機(jī)研發(fā)中心結(jié)構(gòu)所 崔青青 張 蕓 金功耀 秦存峰

飛機(jī)結(jié)構(gòu)在應(yīng)用過(guò)程中，由于頻繁受到不同類(lèi)型的動(dòng)荷載作用，導(dǎo)致結(jié)構(gòu)出現(xiàn)動(dòng)強(qiáng)度損壞。雖然近些年飛機(jī)性能在逐步提高，但是各沖擊作用類(lèi)型和振動(dòng)激勵(lì)卻愈演愈烈，給飛機(jī)飛行安全帶來(lái)嚴(yán)重的威脅。文章就以在飛機(jī)設(shè)計(jì)中遇到的一些結(jié)構(gòu)動(dòng)強(qiáng)度方面的問(wèn)題著手，利用相關(guān)的動(dòng)力學(xué)理論、有限元分析法以及地面共振試驗(yàn)，提出解決對(duì)策，以期能夠?yàn)轱w機(jī)設(shè)計(jì)做出一點(diǎn)貢獻(xiàn)。

結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)；飛機(jī)設(shè)計(jì)；應(yīng)用技術(shù)

飛機(jī)結(jié)構(gòu)在應(yīng)用過(guò)程中,由于頻繁受到不同類(lèi)型的動(dòng)荷載作用,導(dǎo)致結(jié)構(gòu)出現(xiàn)動(dòng)強(qiáng)度損壞。雖然近些年飛機(jī)性能在逐步提高,但是各沖擊作用類(lèi)型和振動(dòng)激勵(lì)卻愈演愈烈,給飛機(jī)飛行安全帶來(lái)嚴(yán)重的威脅。此外,這些因素造成的危害不但和飛行環(huán)境、飛機(jī)運(yùn)動(dòng)狀態(tài)有一定的關(guān)系,而且和飛機(jī)結(jié)構(gòu)的動(dòng)態(tài)特性也存在較大的聯(lián)系。所以,給予飛機(jī)結(jié)構(gòu)動(dòng)強(qiáng)度高度重視是十分有必要的。

1 帶外掛著陸動(dòng)力響應(yīng)分析技術(shù)

在飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)中,應(yīng)用帶外掛著陸動(dòng)力響應(yīng)分析能夠保證飛機(jī)飛行的安全性。由于機(jī)翼外掛中心和掛點(diǎn)間的距離過(guò)大,進(jìn)而給飛機(jī)著陸留下安全隱患,所以探討著陸響應(yīng)問(wèn)題是十分有必要的。

1.1 主要技術(shù)分析

第一,結(jié)合地面共振試驗(yàn)得出的結(jié)果,對(duì)機(jī)翼與外掛間連接的剛度系數(shù)進(jìn)行修正;第二,設(shè)計(jì)有限元模型時(shí),需要探究起落架緩沖器的非線(xiàn)性特性,并對(duì)其進(jìn)行模擬;第三,利用模態(tài)法結(jié)合MSC/NASTRAN軟件進(jìn)行求解;第四,采用虛擬支持技術(shù),同時(shí)結(jié)合大質(zhì)量法,不但能夠施加基礎(chǔ)激烈運(yùn)動(dòng),而且還可以使自由體狀態(tài)的飛機(jī)消除剛體運(yùn)動(dòng)帶來(lái)的影響。

圖1 機(jī)翼掛位掛點(diǎn)處動(dòng)力響應(yīng)時(shí)間歷程曲線(xiàn)

1.2 結(jié)果分析和結(jié)論總結(jié)

在該分析模型中,飛機(jī)變成了一個(gè)包含外掛物的多自由度彈性體系,而且起落架緩沖期自身包含的非線(xiàn)性特性需要應(yīng)用大質(zhì)量法與模態(tài)法,進(jìn)而能夠全面分析自由狀態(tài)下的飛機(jī)帶外掛著陸動(dòng)力響應(yīng)。其中機(jī)翼掛點(diǎn)位置加速度響應(yīng)曲線(xiàn)可以參見(jiàn)圖1。通過(guò)分析模型得出的結(jié)果可以知道,全機(jī)帶外掛著陸安全性較強(qiáng),進(jìn)而解決了多年來(lái)的工程應(yīng)用難題。

2 飛機(jī)機(jī)背油箱隨機(jī)振動(dòng)分析技術(shù)

作為金屬薄壁結(jié)構(gòu),機(jī)背油箱主要是用來(lái)貯存燃油,進(jìn)而提高飛機(jī)的生存力。機(jī)背油箱是參照氣動(dòng)外形來(lái)設(shè)計(jì)的,不但需要承受重復(fù)的沖壓載荷,滿(mǎn)足靜強(qiáng)度的各項(xiàng)要求,而且在機(jī)動(dòng)飛行狀態(tài)下還必須承受惡劣環(huán)境帶來(lái)的影響。所以為了以防油箱出現(xiàn)泄漏的現(xiàn)象,保證飛行安全,需要隨機(jī)展開(kāi)振動(dòng)響應(yīng)分析,挖掘出機(jī)背油箱動(dòng)強(qiáng)度薄弱環(huán)節(jié),進(jìn)而使油箱動(dòng)力學(xué)品質(zhì)得到大幅度提升。

2.1 主要技術(shù)分析

第一,通過(guò)分析、整理、歸納機(jī)背油箱飛行任務(wù)剖面的實(shí)測(cè)數(shù)據(jù),獲得隨機(jī)的振動(dòng)載荷譜;第二,利用MSC/NASTRAN軟件,對(duì)機(jī)身結(jié)構(gòu)與油箱底部接頭位置的強(qiáng)迫運(yùn)動(dòng)進(jìn)行模擬,其中機(jī)背油箱有限元模型具體可以參見(jiàn)圖2;第三,針對(duì)機(jī)背油箱的流-固耦合問(wèn)題,可以應(yīng)用虛擬質(zhì)量法來(lái)解決。

圖2 機(jī)背油箱有限元模型

2.2 結(jié)果分析與結(jié)論總結(jié)

第一,通過(guò)分析可以得到油箱結(jié)構(gòu)在載油和無(wú)油狀態(tài)下,其應(yīng)力響應(yīng)功率譜密度曲線(xiàn)和對(duì)應(yīng)的實(shí)際均方根值,進(jìn)而發(fā)現(xiàn)油箱應(yīng)力嚴(yán)重部位,即圖2中B與C間油箱底部位置;第二,分析結(jié)果基本上和試驗(yàn)所得結(jié)果相吻合,證明該模型可行性較高,為油箱設(shè)計(jì)的改進(jìn)體統(tǒng)理論依據(jù);第三,為求解金屬油箱流-固耦合隨機(jī)振動(dòng)響應(yīng)提供實(shí)用技術(shù)。

3 舵面FES試驗(yàn)動(dòng)力學(xué)仿真

先進(jìn)復(fù)合材料的優(yōu)點(diǎn)較多,具體包含：比剛度高、比強(qiáng)度高、重量輕、設(shè)計(jì)性強(qiáng)等,因此在飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)中被廣泛應(yīng)用,特別是廣泛應(yīng)用于副翼、方向舵等一級(jí)舵面部件。而且伺服作動(dòng)器尺寸小、重量輕、抗負(fù)載剛性大、反應(yīng)快,在現(xiàn)代飛機(jī)主動(dòng)控制技術(shù)中發(fā)揮著重要的作用。通過(guò)先進(jìn)材料、先進(jìn)控制技術(shù)和新型結(jié)構(gòu)形式共同構(gòu)成的系統(tǒng),能夠在一定程度上改變舵面扭轉(zhuǎn)、彎曲的比例和耦合關(guān)系,進(jìn)一步提升飛機(jī)控制系統(tǒng)的控制性、穩(wěn)定性和靈活性,為飛機(jī)的安全飛行提供保障。該研究項(xiàng)目首先從地面FES試驗(yàn)著手,用動(dòng)力學(xué)數(shù)值仿真分析復(fù)合材料蜂窩夾層舵面的FES激勵(lì),必須要充分了解該舵面的振動(dòng)特性,仔細(xì)挖掘?qū)Χ婷嬲駝?dòng)響應(yīng)影響最大的因素,從而對(duì)舵面機(jī)上FES試驗(yàn)做出一些建設(shè)性的指導(dǎo),實(shí)現(xiàn)有效控制舵面振動(dòng)的目標(biāo)。

3.1 主要技術(shù)分析

第一,把伺服作動(dòng)器轉(zhuǎn)化成二階線(xiàn)性系統(tǒng),再利用該系統(tǒng)進(jìn)行函數(shù)傳遞,算出輸出響應(yīng),將其當(dāng)作載荷激勵(lì)仿真分析的條件;第二,通過(guò)地面共振試驗(yàn)得出相應(yīng)的數(shù)據(jù),利用該數(shù)據(jù)修正舵面支持剛度;第三,利用MSC/ NASTRAN軟件,結(jié)合大質(zhì)量法,對(duì)舵面FES試驗(yàn)進(jìn)行動(dòng)力學(xué)仿真分析。其中,舵面有限元模型具體可以參見(jiàn)圖3。

圖3 舵面有限元模型

3.2 結(jié)果分析與結(jié)論總結(jié)

第一,在充分了解舵面結(jié)構(gòu)的基礎(chǔ)之上,對(duì)其應(yīng)力響應(yīng)功率譜密度曲線(xiàn)圖進(jìn)行分析,確定對(duì)該動(dòng)力響應(yīng)影響最大的因素,最終發(fā)現(xiàn)舵面旋轉(zhuǎn)頻率是最敏感的因素;第二,利用仿真分析確定的結(jié)果和FES試驗(yàn)得出的結(jié)果基本一致,響應(yīng)峰值分布趨勢(shì)也沒(méi)有區(qū)別,由此表明該計(jì)算模型的可行性較強(qiáng);第三,利用伺服作動(dòng)器的頻響規(guī)律確定舵面偏度和FES激勵(lì)頻率的范圍,從而對(duì)舵面振動(dòng)進(jìn)行抑制。

4 未來(lái)發(fā)展的方向

隨著科學(xué)技術(shù)的日新月異,飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度分析與試驗(yàn)技術(shù)也在日趨完善,結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)開(kāi)始廣泛應(yīng)用于飛機(jī)設(shè)計(jì)領(lǐng)域,同時(shí)各項(xiàng)技術(shù)水平也得到了突飛猛進(jìn)的發(fā)展。比如,在飛機(jī)動(dòng)態(tài)試驗(yàn)仿真分析技術(shù)、復(fù)雜結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)分析、大型結(jié)構(gòu)振動(dòng)試驗(yàn)設(shè)計(jì)技術(shù)、復(fù)合材料結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)研究、機(jī)載設(shè)備力學(xué)環(huán)境條件的設(shè)計(jì)與應(yīng)用、飛機(jī)聲疲勞壽命、噪聲預(yù)計(jì)等方面都取得了一定的成績(jī)。但是結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)目前還處于發(fā)展階段,并不完善,所以飛機(jī)在結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)設(shè)計(jì)方面仍然存在較多的問(wèn)題,需要研究人員進(jìn)一步探討。比如,邊界條件的模擬仍然存在較大的難度,不能準(zhǔn)確地分析大型復(fù)雜結(jié)構(gòu)的動(dòng)力響應(yīng);振源過(guò)于復(fù)雜,不能準(zhǔn)確地描述出各種荷載;不能對(duì)復(fù)雜結(jié)構(gòu)的阻尼性進(jìn)行確定。當(dāng)前,振動(dòng)疲勞壽命預(yù)計(jì)法、結(jié)構(gòu)振動(dòng)疲勞破壞機(jī)理、動(dòng)強(qiáng)度判據(jù)與準(zhǔn)則等,己經(jīng)成為未來(lái)飛機(jī)動(dòng)力學(xué)技術(shù)發(fā)展過(guò)程中亟待解決的問(wèn)題。

其中,在飛機(jī)結(jié)構(gòu)動(dòng)強(qiáng)度技術(shù)領(lǐng)域,一些具有創(chuàng)新性的應(yīng)用技術(shù)也開(kāi)始應(yīng)運(yùn)而生：第一,在現(xiàn)代設(shè)計(jì)技術(shù)中,結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)技術(shù)所占的比重逐步增加,最終形成了現(xiàn)代受動(dòng)力荷載結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)技術(shù);第二,結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)技術(shù)合適和現(xiàn)代控制技術(shù)交融在一起,形成了結(jié)構(gòu)主動(dòng)控制技術(shù)和自適應(yīng)控制技術(shù);第三,結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)技術(shù)逐步與疲勞技術(shù)互相滲透,產(chǎn)生結(jié)構(gòu)動(dòng)態(tài)斷裂和振動(dòng)疲勞技術(shù)。各項(xiàng)新技術(shù)的發(fā)展在一定程度上擴(kuò)展和豐富了結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)理論,在飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)中科學(xué)利用這些技術(shù)與理論,有效解決各種結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)問(wèn)題,是飛機(jī)科研人員不斷努力的方向。

綜上所述,隨著社會(huì)的進(jìn)步、現(xiàn)代科學(xué)技術(shù)的不斷發(fā)展,各項(xiàng)新技術(shù)的不斷誕生,結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)也在不斷的改進(jìn)、完善和進(jìn)步,我們應(yīng)相信,在飛機(jī)科研人員的努力下,通過(guò)不斷的探索和研究,結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)將會(huì)更加完美的運(yùn)用在飛機(jī)的設(shè)計(jì)中。

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