□ 李習(xí)習(xí) □ 朱 強(qiáng)

中國特種飛行器研究所 湖北荊門 448035

1 研究背景

浮空器是一種輕于空氣,主要依靠空氣浮力來克服自身重力和有效載重的飛行器[1]。飛艇作為浮空器的一種形式,具有續(xù)航時間長、載質(zhì)量大、使用成本低、使用維護(hù)方便、起降場地要求低、綠色環(huán)保等優(yōu)點,可以通過搭載不同的任務(wù)載荷,廣泛應(yīng)用于軍用、民用等領(lǐng)域[2]。

吊艙是飛艇的重要組成部分,一般采用承力框架結(jié)構(gòu),安裝于氣囊下部,主要用于系統(tǒng)設(shè)備的安裝,包括推進(jìn)系統(tǒng)、電源系統(tǒng)、飛行控制系統(tǒng)、遙測與通信系統(tǒng)、導(dǎo)航系統(tǒng)、艇務(wù)管理系統(tǒng)、空管應(yīng)答機(jī)等[3-4]。

飛艇吊艙需要滿足強(qiáng)度設(shè)計要求,為有效進(jìn)行強(qiáng)度設(shè)計,通常采用有限元方法進(jìn)行靜強(qiáng)度分析。有限元模型能深刻且集中地描述研究對象的主要特征,比實物更具有研究優(yōu)勢,基于有限元模型取得的數(shù)據(jù)和結(jié)論能夠真實揭示實物內(nèi)在的特征規(guī)律[5-11]。為驗證飛艇吊艙靜強(qiáng)度分析方法的合理性,筆者進(jìn)行試驗及仿真分析對比研究。

2 有限元分析

飛艇吊艙主要使用承力框架結(jié)構(gòu),主承力結(jié)構(gòu)由橫框、縱框、頂部管架、相關(guān)斜撐組成,飛艇吊艙主要材料為30CrMnSiA鋼,30CrMnSiA鋼的彈性模量為200 GPa,密度為7.8×103kg/m3,強(qiáng)度極限為1 080 MPa。

筆者采用MSC.Patran/Nastran通用有限元分析軟件進(jìn)行建模計算,根據(jù)飛艇吊艙結(jié)構(gòu)特點,整體框架采用梁單元模擬,各桿之間以共節(jié)點的方式進(jìn)行連接,發(fā)動機(jī)等重物簡化為質(zhì)量單元。飛艇吊艙結(jié)構(gòu)有限元力學(xué)模型如圖1所示。

▲圖1 飛艇吊艙結(jié)構(gòu)有限元模型

飛艇吊艙在使用過程中,載荷主要有發(fā)動機(jī)載荷、起落架載荷、重力、慣性力。采用MSC.Patran/Nastran軟件對施加載荷工況后的飛艇吊艙模型進(jìn)行計算,飛艇吊艙應(yīng)力云圖如圖2所示,位移云圖如圖3所示。

根據(jù)計算結(jié)果,飛艇吊艙最大應(yīng)力為478.87 MPa,考慮1.5倍安全因子,仍小于強(qiáng)度極限(1 080 MPa),因此飛艇吊艙滿足強(qiáng)度設(shè)計要求。飛艇吊艙最大位移為21.27 mm,從整體考慮,飛艇吊艙位移變化量不大,說明飛艇吊艙滿足抗彎剛度要求。

3 靜力學(xué)試驗

為驗證飛艇吊艙結(jié)構(gòu)有限元分析方法的合理性,筆者對飛艇吊艙結(jié)構(gòu)進(jìn)行靜力學(xué)試驗。

▲圖2 飛艇吊艙應(yīng)力云圖

▲圖3 飛艇吊艙位移云圖

試驗件結(jié)構(gòu)如圖4所示。發(fā)動機(jī)支架安裝架試驗件和起落架支架安裝架試驗件通過螺栓連接為一個整體,試驗過程中需約束八處發(fā)動機(jī)支架安裝架固定點和四處起落架支架安裝架固定點。

▲圖4 試驗件結(jié)構(gòu)

根據(jù)有限元計算結(jié)果,選取應(yīng)力較大位置粘貼應(yīng)變片。試驗中選取18處位置粘貼應(yīng)變片,如圖5所示。每個位置上下左右各粘貼一片應(yīng)變片,一共粘貼72片應(yīng)變片。

對應(yīng)變片進(jìn)行編號,編號規(guī)則為X-i。X表示應(yīng)變片位置序號,為1～18。i表示對應(yīng)位置處上下左右四片應(yīng)變片序號,為1～4。

試驗加載如圖6所示,P1至P6依次對應(yīng)發(fā)動機(jī)載荷點1、發(fā)動機(jī)載荷點2、發(fā)動機(jī)質(zhì)心點1、發(fā)動機(jī)質(zhì)心點2、發(fā)動機(jī)扭矩點1、發(fā)動機(jī)扭矩點2。試驗時,以每級10個百分點極限載荷增量逐級加載至60%極限載荷,以每級7個百分點極限載荷增量加載至67%極限載荷,保載30 s后逐級卸載至零,通過數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)記錄各級載荷下的應(yīng)變值。

▲圖5 應(yīng)變片貼粘位置

▲圖6 試驗加載

4 試驗與仿真結(jié)果對比

將有限元仿真結(jié)果與各級加載點的試驗應(yīng)變結(jié)果進(jìn)行對比,對比時剔除試驗過程中損壞的應(yīng)變片測量數(shù)據(jù)。選取部分測量數(shù)據(jù)與計算結(jié)果,繪制仿真與試驗載荷應(yīng)變曲線,如圖7所示。

載荷應(yīng)變曲線表明,載荷應(yīng)變基本呈線性變化,數(shù)據(jù)真實有效,可以為試驗分析提供數(shù)據(jù)支持。

由圖7還可以看出,試驗應(yīng)變與仿真應(yīng)變在大部分位置比較接近,誤差較小,基本在15%以內(nèi)。部分位置因應(yīng)變較小導(dǎo)致相對誤差較大,但絕對誤差不大,可以認(rèn)為仿真應(yīng)變分布與試驗應(yīng)變分布基本一致。

仿真應(yīng)變與試驗應(yīng)變誤差的主要來源有以下幾個方面:

(1) 試驗中應(yīng)變片粘貼位置與仿真應(yīng)變點的位置不一致,如試驗中應(yīng)變片粘貼在管材四周的四個點上,若應(yīng)變片粘貼位置靠近某一中性軸,則會導(dǎo)致試驗測得的數(shù)據(jù)較小;

(2) 仿真模型簡化;

(3) 試驗載荷加載不均勻;

(4) 試驗件尺寸相對試驗加載點而言較小,很容易在加載點附近引起應(yīng)力集中,從而導(dǎo)致試驗與仿真結(jié)果產(chǎn)生誤差;

(5) 試驗加載局部不協(xié)調(diào);

(6) 部分位置因應(yīng)變較小導(dǎo)致相對誤差較大,但絕對誤差不大。

5 結(jié)束語

筆者對飛艇吊艙結(jié)構(gòu)進(jìn)行了仿真與試驗分析,結(jié)果表明雖然飛艇吊艙結(jié)構(gòu)靜力學(xué)試驗結(jié)果與有限元仿真結(jié)果存在一定誤差,但是在大部分位置,試驗應(yīng)變分布與仿真應(yīng)變分布基本一致,由此驗證了飛艇吊艙結(jié)構(gòu)靜強(qiáng)度分析方法的合理性。