黃 俊，宋保江，宮釔成，鄭 榕，閻紹澤

（1. 空間物理重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，北京，100076；2. 清華大學(xué)機(jī)械工程系，摩擦學(xué)國(guó)家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，北京，100084）

0 引 言

折疊翼技術(shù)是現(xiàn)代飛行器如航母艦載機(jī)、彈道導(dǎo)彈等軍事裝備中有待進(jìn)一步發(fā)展的先進(jìn)技術(shù)之一。對(duì)于彈道導(dǎo)彈而言，采用折疊翼技術(shù)能夠縮小彈體的橫向尺寸，易于導(dǎo)彈發(fā)射，減少儲(chǔ)運(yùn)空間，增加艦艇或車輛的運(yùn)輸能力，對(duì)提高軍事裝備的戰(zhàn)斗力具有重要意義。

鑒于航母艦載機(jī)、導(dǎo)彈等高精尖軍事裝備對(duì)折疊翼技術(shù)的迫切需求，國(guó)內(nèi)外學(xué)者已對(duì)折疊翼結(jié)構(gòu)的方案設(shè)計(jì)、展開運(yùn)動(dòng)學(xué)與動(dòng)力學(xué)等方面進(jìn)行了研究。Kroyer[1]采用有限元方法分析了某型號(hào)導(dǎo)彈折疊翼的折疊狀態(tài)及展開過(guò)程的可靠性問題，但并未分析展開狀態(tài)下的折疊翼振動(dòng)特性。Peter等[2]通過(guò)試驗(yàn)研究和理論計(jì)算對(duì)不同機(jī)翼折疊角情況下折疊翼系統(tǒng)的氣動(dòng)彈性響應(yīng)特性進(jìn)行了分析。Snyder等[3]利用有限元的方法在不同的折疊翼折疊角度、剛度和自重等條件下，研究了折疊翼的固有頻率的敏感度和顫振不穩(wěn)定性，提出了減振、避振的方法。此外，有些學(xué)者研究了智能材料和智能結(jié)構(gòu)等新型材料及結(jié)構(gòu)應(yīng)用于折疊翼結(jié)構(gòu)的問題，以期達(dá)到加強(qiáng)或優(yōu)化折疊翼結(jié)構(gòu)性能的目的[4～10]。譚湘霞等[11]針對(duì)折疊翼的展開過(guò)程，設(shè)計(jì)了具有通用性的折疊翼展開動(dòng)力學(xué)分析仿真模型。倪健等[12]應(yīng)用失效模式和影響分析的方法對(duì)某型導(dǎo)彈折疊翼展開機(jī)構(gòu)的可靠性進(jìn)行了較為全面的研究并得出了可靠性分析模型。陳鹿民等[13]對(duì)含間隙的空間可展結(jié)構(gòu)進(jìn)行試驗(yàn)研究，討論了連接間隙對(duì)可展結(jié)構(gòu)動(dòng)態(tài)特性之間的關(guān)系。李毅等[14]對(duì)折疊翼的折疊過(guò)程中的顫振進(jìn)行了仿真分析，探究了折疊角及作動(dòng)器剛度對(duì)折疊翼顫振特性的影響。楊寧等[15]建立了多自由度結(jié)構(gòu)非線性折疊翼氣動(dòng)彈性方程的子結(jié)構(gòu)方法，研究分析了折疊翼翼面的顫振特性。

折疊翼展開后的鎖定問題是影響翼面展開后剛度的關(guān)鍵。若用傳統(tǒng)的柱銷鎖定方式，不可避免存在間隙非線性問題，由于內(nèi)外翼板的鎖定沖擊作用，將激起持續(xù)的折疊翼振動(dòng)。為此，本文設(shè)計(jì)了錐銷鎖定式折疊翼結(jié)構(gòu)，研制了折疊翼試驗(yàn)裝置，通過(guò)折疊翼振動(dòng)試驗(yàn)和有限元模擬方法，分析了內(nèi)外翼之間采用不同錐銷鎖定組合下的折疊翼固有頻率及振型，給出了較佳的內(nèi)外翼鎖銷布置方案。

1 折疊翼結(jié)構(gòu)與試驗(yàn)設(shè)計(jì)

1.1 折疊翼結(jié)構(gòu)樣機(jī)

鎖銷連接折疊翼結(jié)構(gòu)如圖1所示。本文研制的折疊翼由內(nèi)翼、外翼兩部分組成，該折疊翼有A～E共5個(gè)位置可以布置銷孔連接，銷、孔均為錐形，銷軸由彈簧壓緊在外翼的錐孔中，以保證銷孔之間的配合無(wú)間隙，如圖1a所示，材料選用2A14鋁合金。折疊翼的內(nèi)翼和外翼通過(guò)轉(zhuǎn)動(dòng)鉸I、J相連接，以使外翼可以相對(duì)內(nèi)翼轉(zhuǎn)動(dòng)，如圖1b所示。折疊翼展開后，內(nèi)翼與外翼通過(guò)錐銷鎖緊，如圖1c所示。在完成折疊翼內(nèi)、外翼的裝配后，折疊翼的總體尺寸為：長(zhǎng)550 mm，寬380 mm，高38 mm。

續(xù)圖1

需要說(shuō)明的是，折疊翼樣機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)忽略了翼面驅(qū)動(dòng)和傳動(dòng)機(jī)構(gòu)的布置，這是因?yàn)楸疚难芯績(jī)?nèi)容是鎖銷位置對(duì)翼面剛度的影響規(guī)律，而簡(jiǎn)化驅(qū)動(dòng)和傳動(dòng)機(jī)構(gòu)不僅不改變此影響規(guī)律，還消除了過(guò)多連接環(huán)節(jié)累積到翼面剛度試驗(yàn)結(jié)果中的誤差。

1.2 鎖銷組合的試驗(yàn)設(shè)計(jì)

本文旨在通過(guò)試驗(yàn)研究不同鎖銷連接組合下折疊翼固有振動(dòng)特性的差異，以確定折疊翼較佳的鎖銷位置。在樣機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)中，5個(gè)鎖銷可以組合使用，也可以單獨(dú)使用。如表 1所示，第 1組鎖銷組合方式為5個(gè)位置同時(shí)裝配圓錐銷，展開后折疊翼結(jié)構(gòu)具有最大的連接剛度。

表1 鎖銷連接結(jié)構(gòu)組合Tab.1 The Case Description of the Pin Position

考慮到錐銷數(shù)量過(guò)多會(huì)增加系統(tǒng)復(fù)雜度，降低鎖定動(dòng)作可靠性，因此實(shí)際鎖銷設(shè)計(jì)會(huì)減少銷釘數(shù)量。此外，鎖銷在翼面上的布置應(yīng)具有對(duì)稱性，所以第2、3、4組的組合方式分別是BD鎖定、C鎖定和AE鎖定。后3種組合方式是折疊翼結(jié)構(gòu)最可能選用的鎖定位置方案。

1.3 測(cè)試系統(tǒng)及測(cè)試方法

包含內(nèi)翼和外翼的折疊翼結(jié)構(gòu)是一個(gè)多剛體系統(tǒng)，本文旨在研究鎖銷位置對(duì)折疊翼剛度特性的影響?？紤]到折疊翼在飛行器的固支結(jié)構(gòu)形式是多樣的，選擇固支模態(tài)試驗(yàn)方式難以反映內(nèi)外翼連接環(huán)節(jié)的一般特性，因此，采用自由模態(tài)進(jìn)行固有剛度特性分析。圖2給出了錘擊法測(cè)量折疊翼固有模態(tài)的流程。

由于錘擊法要求折疊翼的支承模態(tài)應(yīng)遠(yuǎn)低于第 1階彈性模態(tài)頻率，故選用汽車內(nèi)胎作為折疊翼的支撐。在調(diào)整支撐位置選擇時(shí)，選擇在試驗(yàn)中折疊翼振幅較小的位置作為支撐位置。根據(jù)翼面的結(jié)構(gòu)形式，選擇折疊翼激勵(lì)點(diǎn)及測(cè)量點(diǎn)。本試驗(yàn)采用多點(diǎn)激勵(lì)，圖 3為折疊翼自由模態(tài)試驗(yàn)測(cè)試系統(tǒng)的實(shí)物。圖3a中的折疊翼激勵(lì)點(diǎn)網(wǎng)格，其中內(nèi)外翼各有16和52個(gè)敲擊點(diǎn)，網(wǎng)格式的激勵(lì)點(diǎn)選擇有助于反映構(gòu)件的整體構(gòu)型。在折疊翼的對(duì)角位置分別布置了兩個(gè)加速度傳感器，用來(lái)測(cè)量每次敲擊后所激發(fā)的加速度信號(hào)；采用 LMS SCADAS Ⅲ型動(dòng)態(tài)采集系統(tǒng)對(duì)加速度信號(hào)進(jìn)行采集，并利用 LMS Test Lab軟件中的最小二乘復(fù)頻域法（PolyMAX方法）進(jìn)行模態(tài)參數(shù)識(shí)別并最終得出折疊翼的固有模態(tài)。

圖2 錘擊法測(cè)量模態(tài)流程Fig.2 Flow Chart of the Hammer Excitation Experiment to Obtain the Modal Information

圖3 折疊翼自由模態(tài)試驗(yàn)系統(tǒng)Fig.3 The Modal Experiment System of the Folding Wing

2 折疊翼自由模態(tài)試驗(yàn)結(jié)果分析

在完成折疊翼模態(tài)試驗(yàn)的支撐方式、測(cè)點(diǎn)及激勵(lì)點(diǎn)的選擇、傳感器安裝后，啟動(dòng)LMS Test Lab軟件并依次完成通道選擇、錘擊調(diào)試設(shè)置、帶寬設(shè)置、加窗設(shè)置等步驟，然后開始對(duì)折疊翼的自由模態(tài)進(jìn)行試驗(yàn)測(cè)量。

通過(guò)錘擊模態(tài)試驗(yàn)，可得到各試驗(yàn)組已展開折疊翼的前4階固有頻率與振型。圖4給出了第1種錐銷組合方式的折疊翼幅頻響應(yīng)曲線及前4階固有振型。由圖4a可以看出，彈性支承使得折疊翼剛體振型的固有頻率不再為0，但是錘擊試驗(yàn)所激起的剛體振型的固有頻率在50 Hz以內(nèi)，遠(yuǎn)小于折疊翼的第1階彈性模態(tài)的固有頻率269 Hz。因此輪胎彈性支承可以在折疊翼自由模態(tài)試驗(yàn)中模擬自由支撐的邊界條件。由圖4b可以看出，第1種錐銷組合方式的折疊翼的前4階固有振型分別為：1階扭轉(zhuǎn)振型、2階沿翼面弦向的彎曲振型、3階沿翼翼面展向的彎曲振型，以及4階2階扭轉(zhuǎn)振型。

分別按照表1中給出的錐銷組合方式進(jìn)行折疊翼自由模態(tài)試驗(yàn)，得到在自由邊界條件下折疊翼的前 4階固有頻率，如圖5所示，表2給出了折疊翼前4階固有頻率的數(shù)值。

圖5 四組折疊翼前4階固有頻率對(duì)比Fig.5 Comparison of the 4 Inherent Frequencies of the Four Cases

試驗(yàn)結(jié)果表明，4組試驗(yàn)結(jié)果的前兩階頻率值相近，因此，折疊翼第1階和第2階振型與內(nèi)外翼鎖銷連接結(jié)構(gòu)關(guān)系不大，從圖4所示振型也可側(cè)面驗(yàn)證。

4組試驗(yàn)結(jié)果的后兩階頻率值出現(xiàn)了差異，其中第3組（位置C處安裝錐銷）和第2組（位置B、D處安裝錐銷）與第1組錐銷組合方式（5個(gè)位置均安裝錐銷）相比，后兩階固有頻率相差均在6%以內(nèi)。另外，第1、2、3組錐銷組合方式的前4階振型也基本一致。這表明，在C處安裝錐銷與B、D處安裝錐銷在錘擊試驗(yàn)的激勵(lì)量級(jí)下可以較好地保持折疊翼的固有振動(dòng)特性。

表2 折疊翼模態(tài)試驗(yàn)前4階固有頻率值Tab.2 The 4 Inherent Frequencies of the Folding Wing

第4組（A、E處安裝錐銷）的折疊翼前兩階固有頻率與第1種鎖銷組合方式的相差較小，但后兩階固有頻率卻相差較為明顯；而且第4組結(jié)構(gòu)的后兩階振型與第1組并不一致，第4組的第3階振型為內(nèi)外翼沿翼面弦向的反向彎曲振型，該振型也出現(xiàn)在內(nèi)外翼之間不安裝錐銷（即內(nèi)外翼之間可自由翻轉(zhuǎn)）的狀態(tài)下。

3 折疊翼有限元分析

采用Pro/E軟件建立如圖1所示的折疊翼三維模型，將模型導(dǎo)入Workbench軟件中。在Workbench中，定義折疊翼三維模型中材料和接觸形式。選擇鋁合金材料，其楊氏模量為71 000 MPa，泊松比為0.33；定義內(nèi)外翼間的鎖銷與孔配合接觸面，接觸面間采用固結(jié)連接。這是因?yàn)殒i銷采用彈簧預(yù)緊的圓錐銷結(jié)構(gòu)，錐銷與孔的配合間隙可忽略；此外在翼面受到振動(dòng)激勵(lì)時(shí)，鎖銷僅受到徑向力作用，因此鎖銷與孔之間沒有相對(duì)運(yùn)動(dòng)。

由于折疊翼內(nèi)外翼連接處的構(gòu)型較為復(fù)雜，故采用自動(dòng)劃分（Automatic）的網(wǎng)格劃分方法，該方法對(duì)規(guī)則的幾何部分采用六面體單元，對(duì)不能被掃掠的部分則采用四面體單元。網(wǎng)格劃分越細(xì)致，計(jì)算結(jié)果的誤差越小，但是計(jì)算所需要的時(shí)間也越長(zhǎng)，在逐漸細(xì)化網(wǎng)格的過(guò)程中，當(dāng)前后兩次仿真得出的固有頻率數(shù)值之間的差異不超過(guò)百分之一時(shí)，則不再繼續(xù)細(xì)化網(wǎng)格。邊界條件設(shè)置為自由邊界，本文分別對(duì)第 1組和第3組鎖銷裝配方式的折疊翼結(jié)構(gòu)進(jìn)行模態(tài)計(jì)算，圖6和圖7分別給出了有限元模態(tài)計(jì)算得出的固有頻率對(duì)比圖與折疊翼前4階固有振型圖。

圖6 第1組和第3組方案前4階固有頻率的仿真與試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比Fig.6 Comparison of the Experiment and Simulation Results of Case 1 and Case 3 Inherent Frequency

圖7 第1種錐銷組合折疊翼模態(tài)仿真前4階固有振型Fig.7 Case 1 Simulation of the Four Vibration Modes

由圖6和圖7可以看出，折疊翼前4階固有頻率的仿真計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果誤差在5%以內(nèi)，各階固有頻率所對(duì)應(yīng)的振型一致。這表明采用有限元方法可以模擬錐銷鎖定式折疊翼固有振動(dòng)特性，也說(shuō)明了試驗(yàn)結(jié)果是可信的。

4 結(jié) 論

本文設(shè)計(jì)了錐銷鎖定式折疊翼結(jié)構(gòu)，通過(guò)折疊翼模態(tài)試驗(yàn)和有限元模擬方法，分析了內(nèi)外翼之間采用不同錐銷鎖定組合條件下的折疊翼固有頻率及振型。

試驗(yàn)結(jié)果表明：折疊翼內(nèi)外翼間鎖銷連接的位置會(huì)對(duì)折疊翼固有振動(dòng)特性（第3階和第4階振型）產(chǎn)生顯著影響，鎖銷位置宜均布于內(nèi)外翼連接界面上，增加內(nèi)外翼連接剛度。未考慮間隙的有限元模型仿真結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果相近，側(cè)面驗(yàn)證了錐銷配合間隙在模態(tài)分析中可忽略。

通過(guò)模態(tài)試驗(yàn)方法評(píng)估了錐銷位置對(duì)折疊翼剛度的影響，分析了折疊翼采用不同錐銷位置結(jié)構(gòu)方案時(shí)翼面固有頻率和振型的響應(yīng)，反映了內(nèi)外翼連接裝配環(huán)節(jié)對(duì)翼面在飛行器振動(dòng)環(huán)境中響應(yīng)的影響。結(jié)果表明，折疊翼鎖銷均布在內(nèi)外翼連接界面時(shí)，內(nèi)外翼之間有連續(xù)的連接，結(jié)構(gòu)諧振頻率更高?；谀B(tài)試驗(yàn)的折疊翼剛度評(píng)估方法簡(jiǎn)便易行，可用于折疊翼等可變形機(jī)構(gòu)概念設(shè)計(jì)階段的參數(shù)選型和優(yōu)化。