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1、硕士学位论文飞机机翼折叠区机构动力学特性分析ANALYSIS OF DYNAMIC PERFORMANCE FORAN AIRCRAFT WING FOLDINGAREAMECHANISM冯相松哈尔滨工业大学2011 年 12 月国内图书分类号：V224 学校代码：10213国际图书分类号：629.7 密级：公开工程硕士学位论文飞机机翼折叠区机构动力学特性分析硕士研究生：冯相松导师：杨小平副教授申请学位：工程硕士学科：机械工程所在单位：深圳研究生院答辩日期： 2011 年 12 月授予学位单位：哈尔滨工业大学Classified Index: V224U.D.C: 629.7Dissertat
2、ion for the Master s Degree in EngineeringANALYSIS OF DYNAMIC PERFORMANCE FORAN AIRCRAFT WING FOLDING AREAMECHANISMCandidate：Supervisor：Academic Degree Applied for：Speciality：Affiliation：Date of Defence：FengXiangsongAssociate Prof.Yang XiaopingMaster of EngineeringMechanical EngineeringShenzhen Grad
3、uate SchoolDecember, 2011Degree-Conferring-Institution： Harbin Institute of Technology哈尔滨工业大学工程硕士学位论文摘要机翼设计是舰载机与航母匹配的最关键的部分。除必须满足巡航、机动性灵活、高低速飞行性能外，为节省航母的存机空间，机翼被设计成可向上折叠已成必然。机翼折叠、展开锁定机构成为影响飞机飞行动态特性和飞机安全的关键技术。随着我国海军超大型水面舰船的面世，舰载机机翼折叠，展开锁定机构技术领域的许多关键技术成为亟待解决的问题。本文根据折叠翼的特点对一种机翼折叠机构进行了设计，并给予运动学分析，进而确定该结
4、构的运动合理性。所设计的折叠机构由 6 转动副和 1 移动副构成，从实际的角度出发，由于运动副本身的特点，折叠机构中就必然存在间隙，从而将对整个折叠机构的运动性能产生很大的影响。由于运动副间隙的存在，折叠机构的动力性能也会发生改变。因此本文对折叠机构引入间隙模型，并对其进行了动力学分析，从而得出间隙对运动副的影响。由于折叠机构的引入，使得原有机翼发生了很大变化，为分析折叠机构对整个机翼的影响，本文讨论了结构动力分析的若干理论的数值方法。基于这些理论分析方法，对机翼结构进行了静动力有限元分析，通过折叠机翼与完整机翼的对比分析，得出一些值得参考的结论。最后，对本文的研究工作进行总结归纳，并概括本文
5、的缺点和不足，提出下一步研究工作的方向。关键词：折叠机构；间隙；结构动力分析；有限元分析-I-哈尔滨工业大学工程硕士学位论文AbstractWing design is key factor of whether shipboard aircrafts match the carrier ornot.Except the performance of the cruise, mobility, high-low speed, in order to savethe spaceof aircraft carrier s capacity of carrying aircraft, it is i
6、nevitable that thewing should be designed to fold. Folding and locking mechanism of wing becomethe key point of dynamic performance and the safety of the flight. With theapplication of the super naval ship, many key technologies of folding and lockingmechanismsof fighter s wings become urgent proble
7、ms.According to thecharacteristics of the folding wings, a folding mechanism is designedand thekinematics is to be analyzed, which ensures its motion rationality.Folding mechanism is composed of six joints of rotation and oneprismaticjoint.In fact, the clearance cannot be avoided. There are many rea
8、sons contributingto this phenomenon, for instance, the motive assembly of the joints, the processes ofdesign and manufacturetoleranceof joints, and then due to friction, wear andcollision of machine, it will also cause clearance. In this paper clearancemodel isapplied in the folding mechanism, and d
9、ynamics of the folding mechanism withclearance isanalyzed, which proves the influence of the joint clearance.Due to the introduction of folding mechanism, it makes the original wingchanged. In order to analyzethe influence of folding mechanismonthe whole wing,this paper discussed the theory of some
10、numerical method which was applied in thestructure dynamic analysis.Based on the theoretical analysis method, the static anddynamic finite element analysis ofthe wing structure is researched. Through contrastanalysis of the folding wing and thecomplete wing, somereference conclusionsaredrawn.Finally
11、, the research on this paperissummarized,at the sametime,shortcomings and insufficiency are put forward, which also shows the directionof further research work.Keywords:folding mechanism, clearance, structure dynamic analysis, finiteelement analysis- II -哈尔滨工业大学工程硕士学位论文目录摘要 . IAbstract . II第 1章绪论 .
12、11.1 课题研究的目的和意义 . 11.2 舰载机折叠翼结构国内外发展现状. 11.2.1 世界主要舰载机的种类和特点 . 11.2.2 中国舰载机的发展现状 . 31.3 运动副间隙动力学研究现状 . 31.4 机翼结构动力学分析现状 . 41.5 本文的主要研究内容 . 5第 2章折叠机构的设计及其运动学分析 . 62.1 引言 . 62.2 折叠机构的设计 . 62.3 折叠机构的运动学分析 . 82.3.1 折叠机构运动学仿真 . 82.3.2 机翼折叠区折叠机构运动学建模. 92.4 本章小结 . 11第 3章含间隙折叠机构的动力学分析 . 123.1 引言 . 123.2 含间隙
13、折叠机构动力学方程 . 123.2.1 动力学方程的建立 . 123.2.2 含间隙机构的动态响应 . 153.3 本章小结 . 17第 4章机翼结构动力分析 . 184.1 引言 . 184.2 结构特征值及其模态分析 . 184.2.1 逆迭代法(反幂法) . 184.2.2 Lanczos 法 . 204.3 频率响应分析 . 224.3.1 直接频率响应求解 . 22- III -哈尔滨工业大学工程硕士学位论文4.3.2 模态频率响应分析 . 234.4 瞬态响应分析 . 234.4.1 直接瞬态响应分析 . 244.4.2 模态瞬态响应分析 . 254.5 本章小结 . 27第 5章
14、折叠翼盒段有限元分析 . 285.1 引言 . 285.2 机翼结构的组成及其受力特性 . 285.1.1 机翼结构的组成 . 285.1.2 各个典型元件的受力特性 . 295.3 折叠机翼结构及其传力路线分析 . 305.3.1 折叠机翼结构简介 . 305.3.2 传力路线分析 . 305.4 折叠翼盒段有限元分析 . 315.4.1 机翼盒段有限元模型前处理 . 315.4.2 结构静力分析 . 335.4.3 结构动力分析 . 415.4.4 机翼折叠区结构改善 . 435.5 本章小结 . 47结论 . 48参考文献 . 49哈尔滨工业大学学位论文原创性声明及使用授权说明 . 53
15、致谢 . 54- IV -哈尔滨工业大学工程硕士学位论文第 1章绪论1.1课题研究的目的和意义该课题来源于某研究所科研项目。海军从诞生之日起，就以维护国家的海域为己任。今天的现代海军由各种舰船组成，同时还包括大量、各种用途的飞机。舰载机作为航母作战系统的最重要一环，它成为航母作战能力的重要体现，也从一定程度上反映了一个国家的海军实力 1。由于战机的整体结构上的特点就是机翼占用面积大，因此要想航母在有限的空间内搭载尽量多的战机，就需要对其机翼的设计进行创新。固定翼可折翼喷气式舰载战斗机是当今世界上典型的与航母搭配的战斗机，它的特点就是可折翼停放，减少占用空间面积，因此同样的航母甲板面积上就可以布
16、置相对较多的舰载机。现代在世界上发展比较先进的舰载机以美苏为代表，中国在舰载机方面的发展就相对落后，近几年首飞成功的歼-15 战机，它是中国第一架用于舰载机的机型，同时它也使用了可折叠翼机构。随着中国海军实力的不断发展，舰载机的装备承载量和火力等方面都会不断的提升，因此对结构上的设计还需要进一步的改善。因此本文就设计并分析了一种新的折叠翼机构，它可以完成机构的折叠和展开状态。由于折叠翼在战机飞行中会面临很多非折叠翼所面临的问题。因此需要对折叠翼进行更近一步的分析研究，比如本文考虑到折叠机构在折叠展开时含间隙情况下所受到的影响以及应用结构动力理论来进行折叠翼与非折叠翼的有限元静力和动力对比分析，
17、从而提出一些比较有意义的改进。1.2舰载机折叠翼结构国内外发展现状本文所设计的折叠翼为舰载机折叠翼，因此本节主要对舰载机国内外的发展现状进行概述。1.2.1世界主要舰载机的种类和特点现代海军由各种舰船组成，同时还装备有大量的、各种用途的飞机。从 1997年起，美军现役的 11 个核动力航空母舰舰载机联队全部改为“标准型”配置，例如，“企业”号航母搭载 8 个飞行中队，一共 71 架各型飞机2。目前，可以-1-哈尔滨工业大学工程硕士学位论文大致把舰载机分为：固定翼可折翼喷气式舰载战斗机、固定翼喷气式舰载战斗机、垂直起降喷气式舰载战斗机。（1）固定翼可折翼喷气式舰载战斗机固定翼可折叠喷气式舰载战斗
18、机是舰载战斗机的主流，优点是可折叠的机翼大大减少库存时占据的空间，使航空母舰有限的机库空间能充分利用，美国的大型核动力航空母舰的载机量一般高达77 架左右。作为航空母舰舰载战斗机的主流机型，世界上著名的最先进的机型主要有美国的 F/A-18“大黄蜂”舰载战斗机、F-35C 全隐形舰载机、俄罗斯苏-33 舰载战斗机、米格-29 舰载战斗机，如图 1-1 所示。c) 苏-33a) F/A-18b) F-35Cd) 米格-29图 1-1 世界主要舰载机种类（2）固定翼喷气式舰载战斗机此类战斗机机型主要有美国的 F-14“雄猫”可变后掠翼舰载机以及法国“阵风”舰载机。这类舰载机机翼不可折叠。F-14“
19、雄猫”是靠机翼后掠至 75 度来节省停放空间；而法国“阵风”舰载机则是靠外观尺寸设计较小来增加航母载机数量。（3）垂直起降喷气式舰载战斗机垂直短道起降战斗机的起飞虽然能在很大程度上摆脱跑道的限制，但是其发动机推力却使载荷航程都受到影响 3，因此该类型战斗机没有被各国海军重点发展。预计将来随着美国 F-35B（V/STOL 短-2-哈尔滨工业大学工程硕士学位论文距垂直起降型）计划，将重新掀起一个热点。世界上迄今为止，正式服役的只有两种垂直/短距起降舰载战斗机，英国的海“鹞”和前苏联雅克-38。俄罗斯雅克-141 曾经研究过生产出样机，而目前美国先进隐形 F-35B 正处在试验阶段。1.2.2中国
20、舰载机的发展现状自从中国开始建造自己的航母以来，舰载机就成为不可缺少的火力装备。舰载机作为航母作战系统的最重要一环，研发过程相当不易。中国从研发之初就直面高难度挑战，无论歼-15 的技术水平如何，对中国而言，它都是标志性的一款新型机。他特点之一就是可折翼停放，减少占用空间面积，内装液压或者气动装置。如图 1-2 为中国舰载机。这也就是是中国第一款将用于航母上的舰载机，还有很多技术不是很成熟，需要有待进一步的研究工作。图 1-2 中国舰载机1.3运动副间隙动力学研究现状含间隙连杆机构系统的动力学研究开始于 70 年代初。之前的含运动副间隙的机构分析多属运动学分析，如误差分析等 4。间隙机构的动力
21、学模型吸引了很多研究者去做了大量理论和实验方面的研究，尤其是以运动副的间隙机构为代表5-11，其中 Dubowsky 等人首先提出一个一维的冲击力转动副模型(ImpactPair Model)，进行了基础性的研究。而后，他们又提出了考虑冲击力的一维杆模型和考虑冲击力的二维环模型，从而，可以看出，含间隙的机构的动力学分析便形成一个体系。对含间隙机构的研究还有一些主要集中在仅仅带有一个间隙运动副的平面机构上9,12-15。除了对运动副间隙的研究之外，一部分研究者也集中在柔性体对机构的动力学分析和仿真的影响 10,16。一些文献也分析了带有间隙和摩擦的运动副的机构动力学分析和仿真 15, 17 -
22、19 。 Lankarai， Nikravesh 20 以及 Flore，-3-哈尔滨工业大学工程硕士学位论文Ambrosio21也提出了连续接触力学模型并且应用到曲柄滑块机构中。Orden22对带有刚性凹坑模型的间隙运动副进行了研究。在 Castelli 和 Venanzi23的研究中，主要一种新的局部模型的机构运动副用来对机构布置的间隙进行分析。含间隙机构的动力学分析方法主要有以下三种24391-392。第一种是以牛顿力学为基础，并考虑运动副元素之间由于接触碰撞而产生的粘弹变形，从而进行的定量的计算方法。在使用这种方法时，由于要考虑运动副元素间的粘弹变形，因此，要考虑运动副各元素的材料属性
23、。第二种方法是在动量定理的基础上，进行运动副各元素之间碰撞冲击的分析，建立系统运动方程25-27，由动量定理可知，由于碰撞时间的不确定性，所以只能定性的分析碰撞力的大小。利用这种方法时，应当首先考虑副元素材料弹性碰撞的恢复系数 284。第三种方法是首先假设运动副各元素之间的接触为“连续接触”，并认为接触表面无弹性变形，应用第一类或第二类拉格朗日方程建立系统的非线性微分方程 284。由于力学模型的误差较大，文献29在求解过程中作了某些近似假定。因这种方法没有考虑运动副各元素的材料属性和物理参数，虽然方便了动力学问题的分析，但计算结果并不能有效地反映实际的含间隙运动副元素间的碰撞情况 30。含间隙
24、机构动力学的基本研究内容之一，是研究副元素之间的冲击碰撞特性。通过理论分析或实验，得到的结论是一致的，即运动副中存在的间隙将使副反力明显加大，使机构产生振动、噪音，加快轴承的疲劳失效等。运动副对间隙的影响已不容忽视，因此对所设计的折叠机构进行含间隙的动力学分析有着深刻意义31,32。1.4机翼结构动力学分析现状在飞机设计定型和试飞过程中暴露出来的问题表明，属于动强度方面的课题很多33249。有的将成为设计定型的关键技术，有待于从事结构动力学研究的工程技术人员去解决。为避免在试飞定型过程中出现不应有的动力学故障，确保新机研制质量，缩短研制周期，在军、民机研制过程中，需要进行有限元结构动力分析的课
25、题很多，范围很广，有的难度很大。其中主要有：全机或部件的特征值及其模态分析；着陆或着舰、滑跑和突风响应分析及其动载荷预计；打炮、投放、鸟撞、坠撞等线性、非线性撞击响应分析；油箱晃动、着水响应等流固耦合分析；动力学设计；声响应和颤振分析等。所有这些对结构的复杂的动力分析，都与结构的模态分析息息相关，因此模态分析的数据结果对于结构的其他动力分析将起到决定性影响34。在机翼有限元结构动力分析中，结构有限元建模显得尤为关键，结构动力-4-哈尔滨工业大学工程硕士学位论文分析与结构静力分析在有限元建模方面有所不同。结构静力分析中，特别是分析具体某个元件时，要想求得该某元件符合实际的变形及受力情况，就得必须
26、尽可能细化有限元模型，使其与实际结构接近。但结构动力分析中，一般情况下仅仅求解机翼结构的整体模态与特征值，以及机翼结构在动载荷的作用下所产生的总体响应，相比之下，建立有限元模型时，会选择较粗的有限元网格，使其只需满足结构刚度和质量的总体布局 3520-21。在机翼有限元结构动力分析中，外载荷的处理是另一个需要着重考虑的关键问题，目前好多响应分析工作的困难都出在载荷模型的处理上，没有规范的数学模型，有时为了工程上需要将不能不采用试验实测载荷进行计算，严格地说，是错误的，因为实测载荷与具体结构的刚度、质量和阻尼等有关，它本身是一种响应载荷，而不是真正的外载，所以各种特殊响应的外载处理是当前亟待解决
27、的重要课题。因本文所设计结构处于初级设计阶段，仅对折叠机翼与非折叠机翼进行了简单振动激励的瞬时响应以及频率响应，依然对折叠机翼的设计有指导参考作用。1.5本文的主要研究内容首先，本文对机翼折叠机构进行了设计，并对其进行了运动学分析；其次，对该折叠机构含间隙的情况下进行动力学建模，并给予分析；为分析机翼引入折叠机构后的动态性能，本文进行了结构动力学分析理论的讨论，最后，通过应用有限元分析软件 MD Patran 和 MD Nastran，进行了有限元静力分析，并根据结构动力分析理论进行了折叠翼和非折叠翼结构的有限元对比分析。-5-哈尔滨工业大学工程硕士学位论文第 2章折叠机构的设计及其运动学分析
28、2.1引言由于飞机折叠机翼应满足在非工作状态下能够解锁发生折叠且在要工作时能够展开锁紧的工作性能，本节将进行机翼折叠机构的设计及其运动学分析，使其满足运动条件并能运用于飞机机翼上。2.2折叠机构的设计通过分析机翼折叠的特点，确定出折叠区的机构并能将该折叠机构合理应用到机翼上。应用建模软件 Solidworks 完成折叠区结构建模，并在 Adams 软件下对折叠区机构进行动态仿真，确定其设计可行性。确定飞机折叠区翼折叠机构，应用软件对其进行建模并作出运动仿真，确定其运动可行性。初步确定折叠区锁定机构，应用软件对其进行建模并作出运动仿真。为使机翼产生折叠和展开运动，初步确定出折叠区的机构，如图 1
29、 所示：AB1D3FC2456EG图 2-1 机翼的折叠区的机构此机构 A，C 两端固定在机翼内翼第八根肋上，内翼与机身相连，位于内翼 A 处由 18 耳片组成，外翼在 A 处由 14 耳片组成，内外翼耳片组相互铰接，杆 2 和杆 4 一端铰接在外翼第一根加强肋上，滑块 5 和杆 6 构成移动副，杆 6铰接外翼上。机构中原动件为滑块 5，杆 1、2、3、4、6 以及外翼构成从动件系统，内翼视为固定。在建模软件 Solidworks 中，绘制折叠区机构，并在 Adams 软件下仿真其运-6-哈尔滨工业大学工程硕士学位论文动，结果能够实现外翼绕内翼进行折叠展开。如下图 2-2 和图 2-3 分别为机翼的折叠和展开状态图。图 2-2 机翼展开状态外翼内翼图 2-3 机翼折叠状态折叠机构锁定机构21图 2-4 机翼折叠及锁定结构如图
