弓朋崗

中航飛機(jī)研發(fā)中心強(qiáng)度所

CATIA在飛機(jī)操縱系統(tǒng)載荷計(jì)算中的應(yīng)用

弓朋崗

中航飛機(jī)研發(fā)中心強(qiáng)度所

飛機(jī)操縱系統(tǒng)載荷的計(jì)算繁瑣而且復(fù)雜，本文主要介紹了CATIA在飛機(jī)操縱系統(tǒng)載荷計(jì)算中可視化方面的應(yīng)用

載荷；CATIA；操縱系統(tǒng)

1 概述

飛機(jī)三大主操縱系統(tǒng)即方向舵、升降舵、副翼操縱系統(tǒng)一般均為硬式（拉桿、助力器）構(gòu)成。飛機(jī)主操縱系統(tǒng)載荷計(jì)算、操縱系統(tǒng)疲勞載荷計(jì)算是靜強(qiáng)度校核、疲勞壽命分析工作的基礎(chǔ)，載荷計(jì)算結(jié)果的正確性直接影響到飛機(jī)的安全和使用壽命。為此，可借用CATIA實(shí)現(xiàn)飛機(jī)操縱系統(tǒng)載荷計(jì)算過程中的可視化。

2 理論原理

節(jié)點(diǎn)（支座）載荷的平衡，本質(zhì)是力矩的平衡。為了計(jì)算簡單明了，同時(shí)也為了使本方法適應(yīng)操縱系統(tǒng)的所有零部件，我們選取了最基本，最少元件組成的結(jié)構(gòu)形式，見圖1。

圖1 典型搖臂、拉桿操縱系統(tǒng)

根據(jù)力學(xué)知識(shí)可知，力矩平衡：

F輸入×L1×cosα=F輸出×L2×cosβ

其中α、β分別為搖臂與Y軸的夾角

L1、L2分別為輸入搖臂與輸出搖臂的長度

輸入力臂有效長度L1×cosα

輸出力臂有效長度L2×cosβ

在實(shí)際工程計(jì)算中，搖臂L1和L2都是固定不變且已知長度，只需求出輸入夾角α和輸出夾角β即可求出輸出載荷。本文將介紹如何在CATIA中求夾角α和夾角β。

3 關(guān)于角度的求解

為了能更清晰的說明問題，將在CATIA中建立比較簡單明了的搖臂、拉桿、支座操縱系統(tǒng)模型來進(jìn)行說明，絕對軸參考前文圖1。

支座1搖臂長L=30 mm,與Y軸夾角10°；

支座2隨動(dòng)輸入搖臂長L=40 mm,隨動(dòng)輸出搖臂長L=30 mm，與Y軸夾角10°；

支座3三角搖臂，輸入搖臂長L=30 mm,與Y軸夾角-5°；

輸出搖臂長L=30 mm,與X軸夾角5°。

假設(shè)輸入搖臂傳來的載荷對拉桿來說為拉力，輸出搖臂與Y軸的角度將逐漸變化（假設(shè)輸入搖臂與Y軸的極限夾角為30°）。操縱系統(tǒng)變化見圖2～4所示。

4 模型的相關(guān)說明

（1）在CATIA中約束搖臂長度時(shí)，應(yīng)取搖臂在支座上約束點(diǎn)到力的作用點(diǎn)的距離；

圖3 變化10°后

圖4 變化20°后

（2）在CATIA繪圖平面內(nèi)模擬支座時(shí)，應(yīng)將搖臂與支座連接的端點(diǎn)固定約束，可以保證搖臂的旋轉(zhuǎn)自由；

（3）在CATIA中模擬三角搖臂時(shí)，應(yīng)模擬出三角搖臂中的內(nèi)角；

（4）在CATIA中模擬隨動(dòng)搖臂時(shí)，可模擬為兩根長短不同的搖臂（該長度為搖臂上力的作用點(diǎn)到搖臂約束點(diǎn)的距離），其夾角模擬為0°；

（5）在操縱系統(tǒng)的平面坐標(biāo)系中，搖臂可能與某個(gè)坐標(biāo)軸有一定的初始夾角（例如圖2中，在YX平面內(nèi)，搖臂與Y軸初始夾角就為10°），此夾角應(yīng)模擬出來（可不標(biāo)注具體值）。

（6）連接兩搖臂的拉桿應(yīng)約束長度；

（7）飛機(jī)操縱系統(tǒng)可能由N個(gè)搖臂、拉桿、支座從機(jī)頭至機(jī)尾連接起來，在建立CATIA模型時(shí)，按前5條一一模擬，即可根據(jù)相關(guān)輸入搖臂α值直接求出其他輸出搖臂的β值，進(jìn)而計(jì)算出各搖臂的載荷；

（8）由于CATIA中不能自動(dòng)顯示出隨輸入搖臂α值變化而引起輸出輸出β的變化，因此在計(jì)算某個(gè)搖臂的載荷時(shí)，需要人工測量β。

5 結(jié)束語

在CATIA中用此方法可以很直觀的看出整個(gè)操縱系統(tǒng)的前后變化，而且能精確的測量出隨輸入搖臂角度α變化而變化的輸出搖臂的任何β值，選取一個(gè)包絡(luò)值來計(jì)算最嚴(yán)重工況下的操縱系統(tǒng)靜強(qiáng)度，既提高了工作效率，又提高了精度。