分布?xì)鈩?dòng)載荷下的增升裝置動(dòng)力學(xué)分析

分布?xì)鈩?dòng)載荷下的增升裝置動(dòng)力學(xué)分析析增升裝置是現(xiàn)代飛機(jī)不可或缺的子系統(tǒng)，主要用以增加升力，縮短起飛著陸距離。在當(dāng)今日益激烈的飛機(jī)市場(chǎng)中，飛機(jī)的設(shè)計(jì)趨勢(shì)要求更高效的增升裝置，以滿足在給定迎角和襟翼偏角下最大程度地提升升力系數(shù)和升阻比?？傮w上須滿足飛機(jī)總體設(shè)計(jì)要求，包括飛機(jī)性能、安全性、可靠性、維護(hù)性、噪聲等方面；氣動(dòng)上滿結(jié)構(gòu)上要求構(gòu)件少、重量輕、連接簡(jiǎn)單,具有足夠強(qiáng)度和剛度;操縱上便于維修、可靠、成本低、滿置,因?yàn)樗鼈兊臋C(jī)翼載荷很低,而且巡航和低速比 (起飛和著陸)大約為2:1。在那段時(shí)期,增升裝置的效果還是有目共睹的。簡(jiǎn)單的后緣襟翼的使用，不僅是為了降低著陸速度,而且是為了在飛機(jī)不側(cè)滑的情況下能提供更好的下滑斜度以及在低速飛行時(shí)利用降低高度來改善飛行員的視野。隨著更強(qiáng)大的發(fā)動(dòng)機(jī)的發(fā)展，飛機(jī)的巡航速度不斷提高,機(jī)翼的來保持飛機(jī)起飛和著陸速度在合理的范圍之內(nèi)。那機(jī)在軍用方面的成熟和在商用飛機(jī)上的使用，飛機(jī)度的提高可以通過引入后掠機(jī)翼和增加機(jī)翼載荷來實(shí)現(xiàn)。但是,增加機(jī)翼載荷需要在低速時(shí)有比較高的升力系數(shù),后掠機(jī)翼卻降低了低速時(shí)的機(jī)翼升跑道長(zhǎng)度的限制。跑道的長(zhǎng)度有經(jīng)濟(jì)方面的限制，起飛和著陸速度有安全方面的限制,而且輪胎也有在合理的范圍內(nèi)，必須有高升力增升裝置。機(jī)翼后緣裝置從平面襟翼演變成有單縫、雙縫,甚至三縫的富勒襟翼。機(jī)翼的前緣裝置從固定前緣演變成簡(jiǎn)單的克魯格襟翼,從固定、帶縫的前緣演變成兩位置的在波音747飛機(jī)上尤為明顯,它包含一個(gè)變彎度增升裝置的發(fā)展開始變?yōu)槭褂酶?jiǎn)單的裝置來獲得更高的升力，以降低成本。本文以某型飛機(jī)的增升裝置為研究對(duì)象，利用LMSVirtualLabMotion建立了該增升裝置的動(dòng)力學(xué)仿真分析模型，分析了在分布?xì)鈩?dòng)載荷作用下的增升裝置動(dòng)態(tài)力學(xué)性能響應(yīng)。1多體動(dòng)力學(xué)基本理論1.1多剛體系統(tǒng)動(dòng)力學(xué)方程應(yīng)用拉格朗日待定乘子法，多剛體系統(tǒng)的動(dòng)力學(xué)方程可表示為式(1)式中：為約束方程的雅可比矩陣；為質(zhì)量矩陣；為公式中的二階導(dǎo)數(shù)項(xiàng)。決了采用歐拉角或科比角可能產(chǎn)生的矩陣奇異問題。由于采用了不獨(dú)立的廣義坐標(biāo)，系統(tǒng)動(dòng)力學(xué)方方法的高效求解。1.2柔性體處理方法采用子結(jié)構(gòu)模態(tài)綜合法處理部件的柔性：把復(fù)雜結(jié)構(gòu)按結(jié)構(gòu)特點(diǎn)劃分為若干子結(jié)構(gòu)，用有限元方法對(duì)每個(gè)子結(jié)構(gòu)進(jìn)行受力分析獲得模態(tài)。以其中最n單個(gè)柔性體)的結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)方程可表示為(2-3)：(2)(3)不組成的描述整個(gè)系統(tǒng)運(yùn)動(dòng)的獨(dú)立廣義坐標(biāo)。內(nèi)優(yōu)先采用向后差分法(BDF)進(jìn)行積分，如不收Motion中對(duì)增升裝置的動(dòng)力學(xué)仿真分析模型進(jìn)行建立，并且將模型中的運(yùn)動(dòng)翼面進(jìn)行柔性化處理，斂，用預(yù)估校正法(PECE)進(jìn)行積分。2增升裝置動(dòng)力學(xué)模型的建立定長(zhǎng)度的區(qū)域內(nèi)，整個(gè)區(qū)域內(nèi)每個(gè)節(jié)點(diǎn)上的載荷計(jì)算是根據(jù)該節(jié)點(diǎn)距離集中載荷加載點(diǎn)的距離來定義2.1增升裝置動(dòng)力學(xué)模型建立VirtualLab2.1增升裝置動(dòng)力學(xué)模型建立VirtualLabMotion作為一款常見的動(dòng)力學(xué)仿真其中每個(gè)節(jié)點(diǎn)的載荷參與因子定義為：2中2.2分布?xì)鈩?dòng)載荷施加2.2.1氣動(dòng)載荷分解增升裝置動(dòng)力學(xué)計(jì)算過程中，氣動(dòng)載荷一般是根據(jù)試驗(yàn)或者流體仿真得到的翼面上幾個(gè)關(guān)鍵測(cè)量點(diǎn)的氣動(dòng)數(shù)據(jù)，為了能夠考慮分布?xì)鈩?dòng)載荷作用下的增升裝置動(dòng)力學(xué)分析，需要將該集中氣動(dòng)載荷進(jìn)行分解，使之與翼面上的網(wǎng)格節(jié)點(diǎn)一一對(duì)應(yīng)。載荷的分解包含以下四種方式：UVDistanceUVDistance方式是通過兩個(gè)方向去定義一個(gè)中載荷加載點(diǎn)的距離將集中載荷分解到整個(gè)區(qū)域33增升裝置動(dòng)力學(xué)結(jié)果將分解完成氣動(dòng)載荷數(shù)據(jù)直接導(dǎo)入到LMS如下：如下：將氣動(dòng)離散數(shù)據(jù)進(jìn)行擬合時(shí)，主要利用拉格朗日插值擬合算法，使得可以將所有的氣動(dòng)載荷數(shù)據(jù)其中Li(x)的n次多項(xiàng)式，即為拉格朗日插值基函結(jié)合上述的過程可以看出，為了能夠在飛行器增升裝置的動(dòng)力學(xué)仿真分析過程中考慮分布?xì)鈩?dòng)載荷的影響，首先將根據(jù)已知的增升裝置上的集中氣動(dòng)載荷利用增升裝置載荷分解程序?qū)⒃錾b置上的集中氣動(dòng)載荷進(jìn)行分解，并將分解完成的氣動(dòng)載荷與增升裝置翼面上的各個(gè)節(jié)點(diǎn)進(jìn)行對(duì)應(yīng)。然后利用增升裝置收放過程載荷擬合程序?qū)⑶懊嬉呀?jīng)分解完成的分布?xì)鈩?dòng)載荷進(jìn)行擬合，將分解完成的各個(gè)離散的氣動(dòng)數(shù)據(jù)擬合成完整的載荷時(shí)間歷程曲線。最義該分布載荷的計(jì)算求解器，最終將該分布?xì)鈩?dòng)載荷添加到已經(jīng)建立好的翼面增升裝置動(dòng)力學(xué)分析模型中并進(jìn)行動(dòng)力學(xué)仿真分析計(jì)算，以便得到飛行器增升裝置在氣動(dòng)分布載荷作用的情況下其力學(xué)動(dòng)態(tài)響應(yīng)。整個(gè)計(jì)算過程的流程如圖2.4所示。從上圖可以看出，增升裝置上的集中氣動(dòng)載荷經(jīng)過載荷分解的過程可以將該集中載荷分布施加到增升裝置運(yùn)動(dòng)翼面的各個(gè)網(wǎng)格節(jié)點(diǎn)上，且每個(gè)節(jié)點(diǎn)上的氣動(dòng)載荷大小與該節(jié)點(diǎn)距離集中氣動(dòng)載荷加載在增升裝置動(dòng)力學(xué)分析的過程中，增升裝置所下，增升裝置的動(dòng)力學(xué)計(jì)算結(jié)果如下。學(xué)模型進(jìn)行建立，同時(shí)在增升裝置動(dòng)力學(xué)計(jì)算過程中考慮分布?xì)鈩?dòng)載荷對(duì)增升裝置動(dòng)力學(xué)性能的影響，整個(gè)仿真計(jì)算的結(jié)果合理，為今后增升裝置考慮分布?xì)鈩?dòng)載荷作用的動(dòng)力學(xué)分析提供了一種可行的設(shè)計(jì)分析方式。從上述的計(jì)算結(jié)果可以看出，增升裝置連接點(diǎn)所受的載荷與施加在該增升裝置翼面的集中氣動(dòng)載荷的變化趨勢(shì)一致，說明該氣動(dòng)載荷在分布施加的過程中其合力形式與集中載荷作用下一