內(nèi)埋式武器艙艙門隨動機(jī)構(gòu)動力學(xué)仿真與優(yōu)化分析

蒲克強(qiáng) 王振東 劉明輝

作為擁有極高隱蔽突防能力的攻擊型飛行器，隱身無人機(jī)已經(jīng)成為世界各軍事強(qiáng)國重點(diǎn)研究的裝備。傳統(tǒng)外掛式武器會大大增加無人機(jī)的飛行阻力，影響無人機(jī)作戰(zhàn)的機(jī)動能力，增加無人機(jī)雷達(dá)截面積，不利于無人機(jī)隱身性能的優(yōu)化。無人機(jī)采用內(nèi)埋式武器艙裝載彈藥，飛行阻力明顯減小。同時，無人機(jī)機(jī)體表面的尖銳、突出、縫隙、邊緣等形狀數(shù)量大大減少，有利于滿足無人機(jī)隱身性的需求，內(nèi)埋式武器艙勢必成為高隱身性無人機(jī)武器裝載設(shè)備的主流發(fā)展方向。然而，內(nèi)埋式武器艙的運(yùn)動機(jī)構(gòu)等設(shè)計(jì)較為復(fù)雜，是武器艙研發(fā)的技術(shù)難點(diǎn)。

目前，美軍X-47B無人機(jī)采用了內(nèi)埋式武器艙，我國內(nèi)埋式武器艙艙門技術(shù)處于研究和試驗(yàn)階段。國內(nèi)眾多學(xué)者對內(nèi)埋式武器艙技術(shù)進(jìn)行了大量研究，有學(xué)者基于分析軟件，建立了多體仿真模型，對艙門機(jī)構(gòu)中的曲桿的疲勞壽命進(jìn)行仿真分析；一些學(xué)者對聯(lián)動艙門機(jī)構(gòu)的運(yùn)動干涉問題進(jìn)行復(fù)現(xiàn)，并提出相應(yīng)解決措施；其他學(xué)者對內(nèi)埋式武器艙進(jìn)行隨機(jī)振動分析和試驗(yàn)，地面振動臺的振動試驗(yàn)結(jié)果證明了有限元計(jì)算結(jié)果的準(zhǔn)確性；另外一些學(xué)者制造了與真機(jī)尺寸相同的武器艙地面試驗(yàn)件，測量艙門的鉸鏈力矩，并驗(yàn)證校準(zhǔn)方法和數(shù)據(jù)處理方法的可行性。

隨動機(jī)構(gòu)的工作原理

武器艙艙門由主艙門和隨動艙門組成。技術(shù)人員設(shè)計(jì)隨動艙門，目的是減小主艙門最內(nèi)側(cè)的懸臂段長度，減小艙門與側(cè)壁間的運(yùn)動間隙值。武器艙機(jī)構(gòu)由驅(qū)動機(jī)構(gòu)和隨動機(jī)構(gòu)組成。驅(qū)動機(jī)構(gòu)由液壓系統(tǒng)驅(qū)動，帶動主艙門旋轉(zhuǎn)；主艙門旋轉(zhuǎn)帶動隨動機(jī)構(gòu)運(yùn)動，隨動機(jī)構(gòu)運(yùn)動帶動隨動艙門旋轉(zhuǎn)，從而實(shí)現(xiàn)整個艙門的開啟與關(guān)閉。本文以武器艙艙門的隨動機(jī)構(gòu)為例，介紹該機(jī)構(gòu)的工作原理。

驅(qū)動機(jī)構(gòu)帶動四連桿機(jī)構(gòu)運(yùn)動，四連桿機(jī)構(gòu)帶動隨動艙門運(yùn)動，實(shí)現(xiàn)隨動艙門的開啟與關(guān)閉。

通過研究總體設(shè)計(jì)要求，本文提出一種武器艙艙門的設(shè)計(jì)約束。

1.如果軌跡2與側(cè)壁區(qū)相交，新的側(cè)壁區(qū)位置與軌跡2之間需保留15mm的距離。

2.隨動艙門沿軌跡2運(yùn)動且運(yùn)動到完全打開的位置，與主艙門沿軌跡3運(yùn)動且運(yùn)動到完全打開的位置之間應(yīng)保留5mm間隙。

3.線段AB和BC的夾角不超過180°，且AB+BC>CD+DA。

4.考慮結(jié)構(gòu)厚度，軌跡4與主艙門之間的間隙應(yīng)保留5mm。

5.主艙門運(yùn)動角度>120°，而實(shí)際需求是100°。

線段AB的長度由旋轉(zhuǎn)作動器確認(rèn)為40mm。根據(jù)約束條件，本文對隨動機(jī)構(gòu)的位置和長度進(jìn)行求解。艙門關(guān)閉時的尺寸圖詳見圖2。

機(jī)構(gòu)剛體分析

隨動機(jī)構(gòu)由連接主艙門的彎曲接頭、曲桿，連接隨動艙門的旋轉(zhuǎn)接頭，連接固定壁板的固定接頭組成。

為獲取運(yùn)動過程的力矩函數(shù)、運(yùn)動函數(shù)以及各部件之間的軸銷力，本文分析方案布置及運(yùn)動關(guān)系的合理性，并對整個隨動機(jī)構(gòu)進(jìn)行剛體分析。

在已設(shè)計(jì)的機(jī)構(gòu)模型基礎(chǔ)上，本文選取單組艙門的隨動機(jī)構(gòu)（艙門共6組，其余5組與本文選取的單組艙門相同）進(jìn)行多剛體動力學(xué)分析，首先假設(shè)固定接頭、曲桿、彎曲接頭、隨動旋轉(zhuǎn)接頭均為剛體（后面寫的是4個機(jī)構(gòu)件），獲得4個機(jī)構(gòu)件的幾何尺寸和質(zhì)量特性，各機(jī)構(gòu)件間的軸銷通過運(yùn)動副進(jìn)行模擬。技術(shù)人員將各機(jī)構(gòu)件的材料性能數(shù)據(jù)輸入LMS軟件，材料性能數(shù)據(jù)詳見表1，各機(jī)構(gòu)件均由鋁合金制成。

本文在彎曲接頭和主轉(zhuǎn)軸軸心的鉸接位置施加3個運(yùn)動周期的驅(qū)動函數(shù)，驅(qū)動函數(shù)如圖3所示。

本文對隨動機(jī)構(gòu)施加三點(diǎn)力矩，以模擬隨動機(jī)構(gòu)上的氣動載荷。主艙門和隨動艙門上的鉸鏈力矩分別傳遞到彎曲接頭和隨動旋轉(zhuǎn)接頭上。

艙門的驅(qū)動機(jī)構(gòu)作用在單組作動器上的驅(qū)動力矩如圖4所示。總驅(qū)動力視為單組的6倍，其方向與鉸鏈處的力矩方向相反。

在設(shè)計(jì)隨動機(jī)構(gòu)時，本文根據(jù)工程經(jīng)驗(yàn)將隨動艙門的偏轉(zhuǎn)角度控制在88°以內(nèi)，這是為了盡量減小隨動艙門開啟所占據(jù)的側(cè)壁空間，以保證側(cè)壁緣條的寬度，留出足夠的裝配尺寸和側(cè)壁剛度，同時保證主艙門和隨動艙門開啟時，兩者之間的距離達(dá)到最大值，盡可能保證主艙門和隨動艙門在運(yùn)動時無干涉隱患。

彎曲接頭與曲桿、曲桿與隨動旋轉(zhuǎn)接頭、隨動旋轉(zhuǎn)接頭與固定接頭之間通過螺栓進(jìn)行聯(lián)結(jié)，形成整體結(jié)構(gòu)件。本文對該整體結(jié)構(gòu)件進(jìn)行剛體計(jì)算，機(jī)構(gòu)連桿間的軸銷力相同。單個軸銷力在主艙門閉合時的數(shù)值最大，軸銷力最大值為1350N，按螺栓在孔內(nèi)的接觸面積計(jì)算，軸銷載荷約3.5MPa，載荷較小。

剛?cè)狁詈戏治?/p>

在分析剛?cè)狁詈锨埃疚男璐_認(rèn)剛性和柔性零件的界定，彎曲接頭、曲桿、隨動旋轉(zhuǎn)接頭作為傳動桿件，是柔性零件，驅(qū)動轉(zhuǎn)軸和固定接頭為剛性零件。本文利用剛?cè)狁詈戏治鲕浖ι鲜鋈嵝粤慵蛣傂粤慵M(jìn)行模型簡化分析，簡化模型去掉了艙門結(jié)構(gòu)，主艙門結(jié)構(gòu)的質(zhì)量幾何特征等效附加到彎曲接頭上，隨動艙門的質(zhì)量幾何特征等效附加到隨動旋轉(zhuǎn)接頭上。

有限元模型是動應(yīng)力分析的基礎(chǔ)。為獲得柔性零件的準(zhǔn)確載荷歷程，本文對各桿件進(jìn)行網(wǎng)格劃分及柔性化處理。

曲桿應(yīng)力和變形分析

在LMS軟件中，本文以多點(diǎn)耦合（MPC）單元相互連接的形式，表征曲桿連接孔的特性，同時建立4面體網(wǎng)格，網(wǎng)格數(shù)量9148，將網(wǎng)格模型導(dǎo)入LMS軟件進(jìn)行柔性化處理，并設(shè)置連接和求解器。

本文對曲桿的準(zhǔn)確載荷歷程進(jìn)行求解，得到的結(jié)果是，曲桿最大應(yīng)力出現(xiàn)的時間是艙門開啟0.03s的初始時刻，最大應(yīng)力位置出現(xiàn)在曲桿彎曲處的內(nèi)側(cè)，最大應(yīng)力為235MPa。曲桿最大變形位移也出現(xiàn)在艙門開啟0.03s的初始時刻，最大變形值為0.456mm，變形位置出現(xiàn)在聯(lián)結(jié)曲桿與隨動旋轉(zhuǎn)接頭的螺栓的下邊緣。

由曲桿應(yīng)力和變形分析可知，曲桿設(shè)計(jì)的安全裕度較大，曲桿變形較小，應(yīng)力水平較適中。曲桿結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)相對合理。

因彎曲接頭和隨動旋轉(zhuǎn)接頭為主艙門和隨動艙門的簡化分析結(jié)構(gòu)，彎曲接頭和隨動旋轉(zhuǎn)接頭的柔性分析對艙門設(shè)計(jì)的參考意義不大。主艙門和隨動艙門的耦合分析，僅作為通用分析方法供參考。

彎曲接頭、曲桿、隨動旋轉(zhuǎn)接頭剛?cè)狁詈戏治?/p>

本文對彎曲接頭、曲桿、隨動旋轉(zhuǎn)接頭3個傳動桿件進(jìn)行剛?cè)狁詈暇C合模型分析，建立耦合模型。

前文分析結(jié)果顯示，曲桿最大應(yīng)力為235MPa，曲桿最大變形值為0.456mm。因彎曲接頭和隨動旋轉(zhuǎn)接頭的柔性緩沖均相應(yīng)減小，耦合模型最大應(yīng)力和最大變形值出現(xiàn)的位置和時間均未發(fā)生改變。由此可見，如果彎曲接頭及隨動旋轉(zhuǎn)接頭載荷分?jǐn)偟秸麄€艙門壁板上，彎曲接頭上的實(shí)際載荷應(yīng)小于當(dāng)前分析值。

曲桿與彎曲接頭的孔端載荷曲線因柔性化后，柔體特征會出現(xiàn)局部尖峰，屬正常現(xiàn)象，本文可不做考慮。

彎曲接頭的最大應(yīng)力為926MPa，隨動旋轉(zhuǎn)接頭的最大應(yīng)力為23.5MPa。因這兩種接頭均為艙門的簡化模型，載荷分布差異較大，精確的載荷需帶入整體模型后才能被分析。由分析結(jié)果可知，隨動旋轉(zhuǎn)接頭載荷較小，達(dá)到了結(jié)構(gòu)減重的目的。

隨動機(jī)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計(jì)

本文根據(jù)艙門工作原理，對隨動機(jī)構(gòu)進(jìn)行設(shè)計(jì)，并以應(yīng)力、應(yīng)變、變形值作為目標(biāo)值，在保證不影響艙門開閉的前提下，對機(jī)構(gòu)尺寸進(jìn)行優(yōu)化，以達(dá)到機(jī)構(gòu)減重的目的，從而獲得最優(yōu)的特征尺寸。

根據(jù)上述剛?cè)狁詈戏治鼋Y(jié)果，本文利用經(jīng)過LMS軟件優(yōu)化的模塊對機(jī)構(gòu)尺寸進(jìn)行優(yōu)化，對未簡化的曲桿進(jìn)行優(yōu)化分析，并對曲桿參數(shù)進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計(jì)，將分析結(jié)果作為輸入?yún)⒖迹O(shè)置優(yōu)化參數(shù)并進(jìn)行計(jì)算。本文已知曲桿最大應(yīng)力為235MPa，曲桿最大變形值為0.456mm，以前文計(jì)算所得的應(yīng)力和應(yīng)變?yōu)槿≈的繕?biāo)，設(shè)置目標(biāo)優(yōu)化參數(shù)。

通過優(yōu)化參數(shù)遞交求解，本文得到曲桿最大應(yīng)力為343MPa，最大變形值為0.674mm，最大應(yīng)力和最大變形出現(xiàn)的時間變?yōu)榕撻T開啟0.02s的初始時刻，且曲桿的變形值未對機(jī)構(gòu)運(yùn)動產(chǎn)生干涉。優(yōu)化前后的曲桿參數(shù)如表2所示。

由優(yōu)化后的結(jié)果分析可得，曲桿零件較簡單，優(yōu)化后的參數(shù)不影響曲桿設(shè)計(jì)，但上筋條孔位間距優(yōu)化后是16mm，會造成曲桿在運(yùn)動過程中出現(xiàn)少量干涉，故曲桿設(shè)計(jì)仍選用20mm的上筋條孔位間距。曲桿重量由0.122kg減到0.09kg，減少了0.032kg，即重量減輕了26%。優(yōu)化后的參數(shù)能夠滿足曲桿的正常運(yùn)動要求，優(yōu)化的結(jié)構(gòu)方案及分析方法可行。

結(jié)束語

本文根據(jù)約束條件，對隨動機(jī)構(gòu)運(yùn)動方案進(jìn)行合理設(shè)計(jì)，結(jié)合LMS軟件對所設(shè)計(jì)的隨動機(jī)構(gòu)進(jìn)行動力學(xué)分析和優(yōu)化，驗(yàn)證了運(yùn)動方案的合理性。本文取得如下收獲。

一是從武器艙結(jié)構(gòu)工程應(yīng)用出發(fā)，根據(jù)設(shè)計(jì)要求和設(shè)計(jì)約束，本文對隨動機(jī)構(gòu)進(jìn)行合理設(shè)計(jì)，并對機(jī)構(gòu)進(jìn)行剛體分析和剛?cè)狁詈戏治觯治鰴C(jī)構(gòu)運(yùn)動卡滯的風(fēng)險，保證機(jī)構(gòu)運(yùn)動的可靠性。

二是本文對柔性化后的機(jī)構(gòu)的特征尺寸進(jìn)行優(yōu)化，在滿足運(yùn)動功能及性能要求的前提下，機(jī)構(gòu)減重效果顯著。

三是本文提出的動力學(xué)分析方法可以應(yīng)用于折疊部件、起落架、副翼、傘艙等無人機(jī)運(yùn)動機(jī)構(gòu)的分析與評估，工程實(shí)用性廣。