冉振華，曾杜娟，黎漢華，邵業(yè)濤

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基于ABAQUS的柵格翼展開(kāi)試驗(yàn)動(dòng)力學(xué)分析

冉振華，曾杜娟，黎漢華，邵業(yè)濤

（北京宇航系統(tǒng)工程研究所，北京，100076）

通過(guò)對(duì)柵格翼地面展開(kāi)試驗(yàn)運(yùn)動(dòng)過(guò)程進(jìn)行理論分析，并結(jié)合有限元分析方法分析了柵格翼展開(kāi)過(guò)程中結(jié)構(gòu)強(qiáng)度和增大鉸鏈力矩對(duì)展開(kāi)時(shí)間及結(jié)構(gòu)強(qiáng)度的影響。結(jié)果表明，柵格翼展開(kāi)至限位時(shí)，柵格翼與殼段接觸點(diǎn)和柵格翼根部柵格位置應(yīng)力遠(yuǎn)大于靜強(qiáng)度分析結(jié)果，增大柵格翼鉸鏈力矩對(duì)柵格翼展開(kāi)時(shí)間影響較小，但可明顯降低柵格翼展開(kāi)時(shí)刻角速度，減小限位后的沖擊能量。

柵格翼；有限元；動(dòng)力學(xué)分析

0 引 言

柵格翼作為一種新型氣動(dòng)控制舵面，可折疊安裝在飛行器上，不增大其外形尺寸，飛行中在氣動(dòng)力作用下自動(dòng)打開(kāi)，有利于箭體的存放、運(yùn)輸和發(fā)射，具有弦向壓心變化小，失速舵偏角大，可以在較寬?cǎi)R赫數(shù)數(shù)范圍內(nèi)調(diào)整升力線斜率等諸多優(yōu)點(diǎn)[1~6]，在國(guó)外導(dǎo)彈武器及運(yùn)載火箭中均有應(yīng)用，中國(guó)CZ-2F運(yùn)載火箭逃逸系統(tǒng)選用柵格翼提供氣動(dòng)控制力。

柵格翼由外部框架和內(nèi)部眾多的薄格壁布置成框架形式或蜂窩形式，對(duì)加工工藝要求高，其結(jié)構(gòu)強(qiáng)度、穩(wěn)定性分析、飛行中響應(yīng)時(shí)間對(duì)姿控影響、打開(kāi)過(guò)程對(duì)結(jié)構(gòu)的沖擊等問(wèn)題需要進(jìn)一步研究。

本文通過(guò)對(duì)柵格翼地面展開(kāi)試驗(yàn)運(yùn)動(dòng)過(guò)程理論分析，并結(jié)合有限元分析方法分析了柵格翼展開(kāi)過(guò)程中結(jié)構(gòu)強(qiáng)度和增大鉸鏈力矩對(duì)展開(kāi)時(shí)間及柵格翼強(qiáng)度的影響。

1 試驗(yàn)方案

柵格翼展開(kāi)試驗(yàn)系統(tǒng)見(jiàn)圖1，包括箭體模擬件、柵格翼、鉸鏈、分離彈簧、配重等。試驗(yàn)中，分離彈簧和重物同時(shí)解鎖，柵格翼在分離彈簧作用下展開(kāi)，隨著重力力矩逐漸增大，柵格翼與彈體貼合狀態(tài)（0°）轉(zhuǎn)換為打開(kāi)狀態(tài)（90°）并限位。展開(kāi)過(guò)程中，當(dāng)柵格翼旋轉(zhuǎn)角度達(dá)到15°時(shí)，鉸鏈開(kāi)始產(chǎn)生阻尼力矩，隨著展開(kāi)角度的增大，阻尼力距也越來(lái)越大，90°時(shí)達(dá)到最大。

圖1 柵格翼展開(kāi)試驗(yàn)示意

柵格翼、殼段材料為ZL205A，鉸鏈及轉(zhuǎn)軸材料為45鋼，配重模擬氣動(dòng)力矩，根據(jù)風(fēng)洞吹風(fēng)結(jié)果，按350 ~540 kg逐級(jí)加載，承力點(diǎn)距旋轉(zhuǎn)鉸鏈650 mm。

2 柵格翼展開(kāi)過(guò)程動(dòng)力學(xué)分析

分別對(duì)重物和柵格翼進(jìn)行受力分析[7]，試驗(yàn)過(guò)程?hào)鸥褚泶蜷_(kāi)過(guò)程動(dòng)力學(xué)方程組如下：

整理為關(guān)于打開(kāi)角度的二階非線性微分方程：

對(duì)式（2）進(jìn)行求解，可求得柵格翼打開(kāi)角度及角速度隨時(shí)間的變化情況分別如圖2~ 4所示，掛載不同重物時(shí)打開(kāi)時(shí)間與柵格翼展開(kāi)時(shí)刻角速度見(jiàn)表1。

圖2 柵格翼角度隨時(shí)間變化情況

圖3 柵格翼角速度隨時(shí)間變化情況

圖4 柵格翼角速度隨角度變化情況

表1 柵格翼打開(kāi)時(shí)間與展開(kāi)時(shí)刻角速度

3 試驗(yàn)過(guò)程有限元分析

3.1 有限元分析模型

本文采用ABAQUS6.11，考慮材料的非線性及幾何非線性，對(duì)試驗(yàn)工況進(jìn)行隱式結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)分析[8]，分析中采用N-mm-s單位制，對(duì)殼段及柵格翼結(jié)構(gòu)進(jìn)行整體建模，模型中各部分結(jié)構(gòu)均采用六面體實(shí)體單元模擬，單元類型C3D8I，網(wǎng)格數(shù)量80萬(wàn)，對(duì)鉸鏈及接觸位置網(wǎng)格適當(dāng)加密。采用面面接觸算法來(lái)模擬連接螺栓與基座及柵格翼與基座的連接關(guān)系。有限元模型見(jiàn)圖5、圖6。

圖5 整體有限元模型

圖6 柵格翼與殼段的連接

根據(jù)試驗(yàn)工況，在重物加載工裝上施加集中力載荷=3 500 N，對(duì)柵格翼施加初始角速度，分離彈簧與鉸鏈阻尼采用Hinge進(jìn)行模擬，并考慮彈簧和鉸鏈的非線性。對(duì)模型整體施加重力場(chǎng)，模型中殼段與工裝四處連接位置設(shè)置固定邊界條件。

3.2 有限元分析結(jié)果

圖7為柵格翼打開(kāi)情況示意，第1次打開(kāi)至90°過(guò)程中，隨展開(kāi)角度增大，角速度逐漸增大，繼續(xù)打開(kāi)至與殼段發(fā)生碰撞后柵格翼小幅反彈，如此反復(fù)多次后停止。

圖7 柵格翼打開(kāi)情況示意

柵格翼第1次達(dá)到90°后0.095 s時(shí)柵格翼動(dòng)能最小，該時(shí)刻?hào)鸥褚砼c殼段發(fā)生碰撞時(shí)兩者的應(yīng)力應(yīng)變達(dá)到最大值，對(duì)應(yīng)柵格翼、殼段應(yīng)力分別如圖8、圖9所示，結(jié)果表明，柵格翼最大塑性應(yīng)變出現(xiàn)于與殼段接觸位置，除此之外柵格翼根部靠近轉(zhuǎn)軸2個(gè)柵格上塑性應(yīng)變最大，為貫穿性屈服，應(yīng)變值已達(dá)到材料ZL205A發(fā)生斷裂時(shí)塑性應(yīng)變，遠(yuǎn)大于靜強(qiáng)度分析中最大應(yīng)力265 MPa的分析結(jié)果；殼段最大塑性應(yīng)變出現(xiàn)于柵格翼與殼段接觸位置，塑性應(yīng)變值為5%。

圖8 柵格翼Mises應(yīng)力

圖9 殼段Mises應(yīng)力

4 鉸鏈阻尼力矩對(duì)柵格翼打開(kāi)過(guò)程影響分析

為解決試驗(yàn)中柵格翼和鉸鏈破壞問(wèn)題，在不改變柵格翼和殼段基礎(chǔ)上，盡量通過(guò)調(diào)整鉸鏈阻尼來(lái)實(shí)現(xiàn)柵格翼的安全打開(kāi)，同時(shí)盡量減小對(duì)柵格翼打開(kāi)時(shí)間的影響。

4.1 鉸鏈阻尼力矩對(duì)運(yùn)動(dòng)情況影響

假定鉸鏈阻尼初始作用點(diǎn)15°位置不變，增大鉸鏈阻尼力矩（15°~90°區(qū)間內(nèi)阻力力矩，隨角度線性變化）對(duì)柵格翼打開(kāi)時(shí)間及展開(kāi)時(shí)刻角速度的影響，分別如圖10、圖11所示，增大鉸鏈力矩各工況柵格翼打開(kāi)時(shí)間及展開(kāi)時(shí)刻角速度見(jiàn)表2。

分析結(jié)果表明，增大鉸鏈力矩對(duì)柵格翼展開(kāi)時(shí)間影響較小，但可明顯降低柵格翼展開(kāi)時(shí)刻角速度，鉸鏈增大至力矩2 400 N·m展開(kāi)試驗(yàn)中測(cè)得展開(kāi)時(shí)間為0.6 s，角速度為3.02 rad/s，與本文計(jì)算結(jié)果基本吻合。

表2 柵格翼打開(kāi)時(shí)間與展開(kāi)時(shí)刻角速度

圖10 柵格翼角度隨時(shí)間變化情況

圖11 柵格翼角速度隨角度變化情況

4.2 阻尼力矩增大至2 400 N·m有限元仿真結(jié)果

柵格翼動(dòng)能最小時(shí)柵格翼、殼段應(yīng)力分別如圖12、圖13所示，結(jié)果表明，柵格翼最大塑性應(yīng)變值為3%，殼段最大塑性應(yīng)變值為1.3%，小于材料ZL205A發(fā)生斷裂時(shí)塑性應(yīng)變，主要結(jié)構(gòu)最大塑性應(yīng)變較原方案減小約25%~40%，可以滿足試驗(yàn)要求。

圖12 柵格翼Mises應(yīng)力

圖13 殼段Mises應(yīng)力

5 結(jié) 論

本文通過(guò)建立柵格翼打開(kāi)動(dòng)力學(xué)方程，并結(jié)合有限元方法對(duì)柵格翼展開(kāi)試驗(yàn)中展開(kāi)過(guò)程及零件結(jié)構(gòu)強(qiáng)度進(jìn)行了隱式動(dòng)力學(xué)仿真分析，分析結(jié)果表明：

a）柵格翼展開(kāi)至限位時(shí)，柵格翼與殼段接觸點(diǎn)和柵格翼根部柵格位置應(yīng)力遠(yuǎn)大于靜強(qiáng)度分析結(jié)果，參數(shù)選擇不合理將導(dǎo)致結(jié)構(gòu)在該位置發(fā)生塑性斷裂，柵格翼試驗(yàn)中需要重點(diǎn)關(guān)注該位置的應(yīng)力應(yīng)變；

b）不改變主要結(jié)構(gòu)的情況下，增大鉸鏈阻尼力矩對(duì)柵格翼展開(kāi)時(shí)間影響較小，但可以顯著減小柵格翼撞擊限位時(shí)的角速度；

c）有限元分析結(jié)果表明，適當(dāng)增大鉸鏈阻尼力矩可顯著減小柵格翼展開(kāi)限位后的沖擊能量，減小柵格翼和殼段應(yīng)力。

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Dynamic Analysis of Grid Wing Expansion Test Based on ABAQUS

Ran Zhen-hua, Zeng Du-juan, Li Han-hua, Shao Ye-tao

(Beijing Institute of Astronautical Systems Engineering, Beijing, 100076)

The influence of structural strength and hinge moment on the opening time and structural strength of lattice wing is analyzed by theoretical analysis and finite element analysis. The results show that the stress of the grid wing and shell is much greater than that of the static strength analysis. The increase of the hinge moment has little effect on the lattice wing opening time, but it can reduce the angular velocity of the grid and reduce the impact energy.

Grid wing; Finite element; Dynamic analysis

1004-7182(2017)06-0098-04

10.7654/j.issn.1004-7182.20170621

V421.6

A

2016-10-23；

2017-05-23

冉振華（1987-），男，工程師，主要研究方向?yàn)檫\(yùn)載火箭動(dòng)力系統(tǒng)總體設(shè)計(jì)