鉸鏈式下垂前緣機構設計與動力學仿真研究

馮蘊雯，蔡昂，何智宇，周穎，薛小鋒

（1.西北工業大學 航空學院，西安 710072）

（2.上海飛機設計研究院飛機結構強度工程技術所，上海 201210）

0 引 言

機翼增升裝置是現代大型民用飛機起降過程中的關鍵機構，增升裝置設計也是民用飛機研制中主要任務之一。經過國內外的長期研究，增升裝置中以前緣縫翼和后緣襟翼為代表的設計技術與方法等較為完善，但是目前已經運用的增升裝置結構復雜，會造成飛機使用過程中的可靠性降低、維護檢查困難等一系列問題?，F如今大型民用飛機使用需求的不斷變化以及飛機設計技術的不斷發展進步，綠色航空、安全航空的發展理念已經成為當前民用飛機的設計指導思想，特別是伴隨著飛機噪聲要求的提高，增升裝置設計的指導思想和目標轉變為在滿足氣動要求及噪聲要求的前提下盡可能地做到簡單、可靠，例如先進商用飛機A380 和A350XWB 在機翼上便采用了鉸鏈下垂前緣的增升裝置，說明鉸鏈式的下垂前緣相比于運用較多的傳統滑軌式前緣縫翼具有更高的可靠性。這種增升裝置是一種簡單的前緣繞鉸鏈軸向下旋轉一定角度的結構，與目前使用最多的前緣縫翼相比，這種結構具有減小阻力、降低噪聲、提高升阻比和可靠性等優點。

下垂前緣式的增升裝置機構結構型式簡單、噪聲小、失效概率低，已經成為當前國際先進民用飛機增升裝置的主要研究方向。由于前緣下垂構型與主翼之間不存在縫道和凹腔，這種增升裝置可以大幅減小氣動噪聲，且鉸鏈機構結構型式簡單、重量輕，降低了制造維修成本，較好地滿足了飛機總體技術要求。

國外下垂前緣的增升裝置機構設計方法很完善，例如，J.Adam 等在歐洲NACRE 項目資助下設計了一種先進的下垂前緣增升裝置。但國內對下垂前緣機構的設計方法研究還很少，大多是對下垂前緣氣動特性的研究，例如劉沛清等近年來對下垂前緣氣動特性進行研究。對于增升機構的設計方法，張興國從RSSR 空間剛體引導機構出發，探討了主襟翼運動機構的設計方法；舒培等創建了增升裝置機構設計子平臺的方法來設計后緣襟翼機構；張中波利用圖解法和模擬仿真的方法設計了一套以后緣后退開縫襟翼為基礎的驅動機構；趙立杰等以NACA2418 標準翼型前緣為對象，提出一種基于離散材料優化（DMO）法的復合材料機翼前緣柔性機構拓撲優化設計方法。

綜上所述，國內對于鉸鏈式下垂前緣機構的設計方法鮮有研究。本文從下垂前緣的機構型式、運動要求出發，利用構造下垂前緣機構的線架模型和模擬仿真的方式，提出基于四連桿形式的下垂前緣機構設計方法，得到下垂前緣的機構型式；用動力學中剛柔耦合動力學仿真方法代替傳統剛體動力學方法，考慮前緣翼面的變形，分析機構運動特性以及載荷狀況，用于驗證該設計方法的可行性。

1 下垂前緣機構設計方法

1.1 設計要求與思路

本文提出的下垂前緣機構確定為鉸鏈式下垂前緣，機構的運動軌跡初步定義為繞固定轉軸進行旋轉的曲柄搖臂機構，機構的運動平面與轉軸垂直，轉軸位置視機翼后掠角而定，因此機構運動平面以及下垂前緣的運動方向近似與機翼前緣垂直，針對這種下垂前緣機構運動形式，設計一種可以使前緣翼面能夠定軸旋轉下偏的下垂前緣運動機構，具體設計要求如下：

（1）下垂前緣機構簡單、占用空間小、重量較輕；

（2）下垂前緣機構在運動過程中，翼面能夠在驅動的作用下運動連續平穩；

（3）下垂前緣機構能夠均勻承受氣動載荷；

（4）避免下垂前緣機構在運動過程中發生碰撞或產生干涉；

（5）下垂前緣的驅動機構采用多余度設計，且在運動過程中相互不影響。

得到的下垂前緣機構的設計方案流程如圖1所示。首先分析設計輸入并以此為基礎構建機構的線架模型，對線架模型的運動特性進行分析以保證機構滿足設計需求；然后根據建立的三維模型動力學仿真，分析該機構的受載情況；最后形成設計方案。

圖1 鉸鏈式下垂前緣機構研究思路Fig.1 Research ideas of hinged drooping leading edge mechanism

1.2 鉸鏈式下垂前緣機構運動軸線確定

下垂前緣機構為繞固定軸的旋轉運動，即前緣翼面上每個點都是在對應的圓弧上運動。因此根據前緣翼面的初始以及最終位置，結合下垂前緣機構的運動特點，采用幾何解析法求解下垂前緣機構運動軸線：先在初始的翼面上選取兩個參考點、，再從翼面運動后的位置上找到參考點運動后對應的點、，分別連接、和、，得到兩條直線并求取其中垂面，兩個中垂面交線即為機構的鉸鏈軸線，如圖2 所示。

圖2 下垂前緣機構幾何解析圖示Fig.2 Drooping leading edge mechanism geometric analytic graphics

根據以上向量方程可以得到：

求解式（1）并用平面得到一般方程。

式 中 ：=；=；=；=-(++)。

同理可以求得的中垂面方程：

兩平面不平行，則必相交于一條直線。聯立式（2）和式（3），兩式所表示的直線方程即為下垂前緣機構的鉸鏈軸線，如式（4）所示。

1.3 鉸鏈式下垂前緣機構線架模型設計

下垂前緣機構的運動平面共5 個機構平面，分別布置在軸線的10%、30%、50%、70%和90%長度位置，以保證每套機構均勻承受氣動力，包含2個驅動平面（30%和70%位置）和3 個從動平面，且與機構轉軸垂直。下垂前緣機構的驅動平面為四連桿機構，如圖3 所示，其中為驅動搖臂（主動桿），為驅動連桿，為從動搖臂（從動桿），代表翼盒（機架），采用四連桿機構的設計方法進行尺寸計算。

圖3 下垂前緣驅動機構簡圖Fig.3 Sketch of the driving mechanism of the drooping leading edge

對于鉸鏈四桿機構，如圖4 所示，各點位可以與驅動機構的點位相互對應。

圖4 四連桿簡圖Fig.4 Sketch of the four-link

通過圖4 中構件向兩坐標軸的投影得到式（5）和式（6）。

式中：為驅動桿與機架夾角；為從動桿與機架夾角。

將式（5）和式（6）分別平方后相加，消去得到：

下垂前緣四連桿機構的設計輸入數據如表1所示。將下垂前緣收放狀態的、和相應的驅動桿長度、機架長度代入、、的計算公式，可以得到下垂前緣機構從動搖臂和連桿的長度。得到計算結果：=380.338 mm；=500 mm。這套機構的尺寸設計方案理論上可以實現在驅動搖臂轉動90°的情況下，從動搖臂轉角為26°。

表1 下垂前緣驅動機構初始尺寸設計輸入Table 1 Design input of initial dimensions of the drooping leading edge driving mechanism

將初始驅動機構尺寸作為2 號驅動機構平面的驅動機構尺寸，同時對外側4 號機構平面的驅動機構尺寸進行等比例縮放，以解決實際應用中機構安裝空間沿展向向翼尖逐漸縮小的問題。對應2 號機構平面與4 號機構平面的各桿件長度比例為1∶0.9，同時在兩個驅動機構平面內側布置了側撐桿，下垂前緣機構幾何外形設計如圖5 所示。

圖5 下垂前緣機構幾何外形設計Fig.5 Drooping leading edge mechanism geometric shape design

2 運動特性分析

在線架模型的基礎上，主要對鉸鏈式下垂前緣機構的驅動平面的四連桿機構進行運動特性分析，驅動機構簡圖如圖3 所示，鉸鏈式下垂前緣驅動機構采用封閉四連桿機構進行傳動，該四連桿機構的最短桿為連架桿，即為曲柄搖桿機構。對于曲柄搖桿機構，最小傳動角出現在主動曲柄與機架共線的兩位置之一處，和中的較小的即為。

將下垂前緣機構中各桿的長度信息帶入式（9）、式（10），可以得到=26°，=79°，由于2 個驅動機構的四連桿機構桿長是等比例的，即下垂前緣的2 個驅動機構均不存在死點位置。利用運動仿真軟件，測量下垂前緣機構實際運動過程中的傳動角變化情況如表2 所示，下垂前緣機構的設計只需要驅動臂轉動90°即可，可以看出：在整個過程中傳動角≥67.22°，說明下垂前緣機構的傳力性能良好，且下垂前緣機構驅動臂轉動至45°時，主動曲柄（驅動臂）與機架共線，此時傳動角為79.27°，與理論計算結果一致。

表2 下垂前緣機構實際運動過程中的傳動角變化Table 2 Change of transmission angle during actual move?ment of the drooping leading edge mechanism

在下垂前緣機構運動仿真過程中，得到了下垂前緣機構的驅動臂和搖臂角度變化數據，各機構平面從動搖臂轉角輸出數據如表3 所示，其中2號和4 號驅動為輸入信息，其他均為輸出信息。當下垂前緣機構驅動搖臂向下進行90°的旋轉時，各個機構平面的從動搖臂機構均可以實現下偏26°，與理論計算結果一致，且2 個驅動臂以及5 個從動搖臂的轉動角度變化在運動過程中保持一致，說明下垂前緣機構在運動過程中5 個機構平面之間不存在運動干涉，均正常工作。針對下垂前緣機構所設計的曲柄搖桿機構，曲柄在90°的運動范圍內，該連桿機構無明顯的急回運動，即在下垂前緣機構中驅動臂做勻速轉動時，能夠保證翼面做平緩的下垂運動，從動搖臂運動角度隨驅動臂輸入角度變化如圖6 所示。

表3 下垂前緣機構的驅動臂和搖臂角度變化數據Table 3 Angle data of the drive arm and rocker arm of the drooping leading edge mechanism

圖6 下垂前緣機構輸出參數信息Fig.6 Output parameter information of droop front mechanism

3 動力學仿真分析

在動力學仿真軟件Motionvieww 建立下垂前緣機構的動力學模型，并將剛度較小的前緣翼面柔性化處理，柔性化處理包含前緣翼面結構初步設計、前緣翼面網格設置和有限元模型邊界調節設置等建模工作，并輸出前緣翼面結構的模態計算文件。在全剛體的動力學模型中進行翼面柔性體文件的替換從而進一步完成剛柔耦合動力學模型，結構材料選用鋁合金7050。下垂前緣機構的局部坐標系如圖7 所示，以前緣機構運動軸線為軸方向、以機翼參考平面的法線方向為軸方向。兩套驅動機構（2、4 號驅動平面的曲柄）運動的下偏角度均為90°，在動力學模型中添加驅動角速度0.157 rad/s，下垂前緣機構的放下過程如圖8 所示，0 s 為下垂前緣收起位置，10 s 時到達展開位置。

圖7 下垂前緣翼面承力方向示意圖Fig.7 Schematic diagram of the bearing direction of the drooping leading edge wing

圖8 下垂前緣機構放下過程Fig.8 Releasing process of droop front mechanism

仿真計算得到驅動力矩變化情況如圖9 所示，下垂前緣驅動力矩隨驅動角度的增大而不斷增加，這是由于在下垂前緣機構放下的過程中，力臂在不斷增大。2 號驅動機構與4 號驅動機構力矩的輸出值在增加過程中也近似呈等比例的變化趨勢，但是2 號驅動機構承受較大的載荷。兩機構的驅動力矩變化平緩，表明該機構在運動過程中不存在卡滯，具有較好的傳力特性。

圖9 驅動力矩變化圖Fig.9 Change of driving torque

2 號和4 號平面驅動搖臂鉸鏈點運動過程中的最大載荷值和驅動力矩如表4 所示，兩個驅動平面的最大驅動力矩的比值接近3∶2，可以看出：2 號和4 號驅動機構載荷分配均衡，兩個驅動機構布置合理。

表4 下垂前緣機構驅動位置最大載荷輸出Table 4 Maximum load output of the driving position of the drooping leading edge mechanism

在鉸鏈式下垂前緣機構運動過程中，橫向載荷受力變化如圖10 所示。

圖10 鉸鏈點橫向載荷Fig.10 Lateral load at hinge point

從圖10 可以看出：由于在2 號機構和4 號機構平面布置有側撐桿，因此對應機構平面的驅動位置處的橫向載荷較小，說明此方案可有效改善機構平面橫向載荷的受力情況，尤其是有驅動機構處的橫向受載，如表4 所示。

側撐桿橫向載荷變化如圖11 所示，可以看出：在下垂前緣機構運動過程中，2 號機構平面的側撐桿受載較大，與驅動力矩載荷分配相符。

圖11 側撐桿橫向載荷Fig. 11 Lateral load of side brace

4 結 論

（1）本文提出了一種基于四連桿形式的下垂前緣機構設計方法，得到了下垂前緣的機構型式。機構驅動臂能夠勻速轉動，鉸鏈式下垂前緣能夠平穩下偏26°，過程中無干涉卡滯。

（2）通過考慮下垂前緣翼面的變形，并實現翼面的柔性化，得到了下垂前緣機構的剛柔耦合動力學模型，最終利用仿真與計算得到了該機構運動過程中的驅動力矩和鉸鏈點載荷，兩個驅動平面的最大驅動力矩比值接近3∶2，該機構傳力性能良好，載荷分配合理，并且側撐桿很好地改善了驅動處的載荷狀況，由此驗證了本文所提出的設計方法的可行性和合理性，該設計方法具有良好的應用前景。