基于LMS Virtual.Lab的一种折叠机翼动力学仿真

白昀博，许 锋

(南京航空航天大学 飞行器先进设计技术国防重点学科实验室，江苏 南京 210016)

基于LMS Virtual.Lab的一种折叠机翼动力学仿真

白昀博，许 锋

(南京航空航天大学 飞行器先进设计技术国防重点学科实验室，江苏 南京 210016)

对舰载机折叠机翼的折叠及展开运动过程进行动力学仿真研究，提出了一套基于LMS Virtual.Lab的折叠机翼动力学仿真建模方法，实现了机构的动力学仿真计算，得到了折叠机翼作动筒载荷、翼稍运动包络面、结构应力水平等动力学指标。

折叠翼；舰载机；动力学仿真；LMS Virtual.Lab

舰载机是航空母舰的主要作战武器，舰载机的数量标志了其战斗能力的强弱，这使得折叠机翼的研究成为了舰载机研发的重要组成部分。对于舰载机折叠翼的研究，国外起步较早，有着较为成熟的基础，而国内对于舰载机折叠翼的研究刚刚起步，具有较大的研究意义。本文将舰载机折叠翼的动力学仿真作为研究内容，基于仿真平台LMS Virtual.Lab建立折叠翼的动力学模型，着重对机构作动筒载荷、翼稍运动包络面及结构应力水平等指标进行了仿真计算，得出相关结果，为折叠翼设计提供依据。

1 总体方法

1.1仿真系统

LMS Virtual.Lab Motion基于计算多体动力学建模理论及计算方法，是专门为仿真多体机械系统的真实运动和载荷所设计的仿真平台。它为快速创建和改进多体模型提供了有效的方法，集成了应用广泛的CAD建模工具CATIA，可以实现建模分析一体化，可重复使用CAD和有限元模型，并快速反复模拟不同设计方案。这使得工程师可以在早期开发阶段灵活地进行动力学及运动学研究，并在后期阶段结合实验数据进行综合设计评估[1]。用户可以直接通过软件交互界面为机械系统输入基本参数、建立复杂运动学和动力学模型，并利用软件内嵌的数学模型计算方法及树枝计分方法进行程式化求解，得到运动学规律及动力学响应。LMS Virtual.Lab Motion同时还提供了可视化的后处理方法，采用动画显示、图表、曲线等方式使得仿真数据更加直观。此外，LMS Virtual.Lab Motion可以帮助用户分析复杂机械系统的真实性能，为耐久性和振动噪声分析及结构分析提供精确的载荷[2]。

1.2仿真流程

在机翼折叠过程中，除结构自重等内部载荷外,最主要的外部载荷来自于甲板风造成的气动载荷，本文将来流与机身轴线夹角30°、由机头指向机尾、流速31m/s(约0.1马赫)的甲板风设定为典型工况进行仿真分析。

根据仿真过程，折叠机翼动力学刚柔耦合建模及仿真流程如图1所示。折叠机翼刚柔耦合模型的建立主要分为刚体模型的建立及有限元柔性模型的建立。刚体动力学模型是整个仿真研究的基础，将折叠翼的CAD模型导入仿真软件后对其进行简化、生成仿真分析实体，再添加运动副、约束及载荷等生成刚体分析模型。然后将需要柔性化的部件进行有限元建模，之后在LMS Virtual.Lab Motion仿真平台中将需要柔性化的部件用柔性体替换得到刚柔耦合模型。最后进行整个折叠机翼系统的动力学仿真，从而得到其动力学及运动学特征。需要注意的是，在建立有限元柔性体模型的过程中，需要在运动副及载荷的作用点添加MPC作为边界条件，用以模拟系统实际约束关系，否则在刚柔耦合仿真时将无法计算[3-4]。

2 仿真建模

2.1外部载荷计算

气动载荷作为最主要的外部载荷是本文主要的研究对象，机翼在折叠运动过程中外翼受到的气动载荷大小及方向都在不断变化，故本文采用离散化的方法将外翼绕铰链轴旋转过程离散为多个稳定的独立状态进行气动载荷的求解，然后再使用最小二乘法将其拟合生成外翼气动载荷曲线。离散点的选取原则为载荷变化率越大取样越密集，载荷变化率较小的区域取样可相对减少。在专业流体分析软件Fluent中计算得到的折叠过程中外翼阻、升力系数变化规律见表1。

然后将离散数据通过MATLAB进行拟合，并根据机翼参数忽略翼面切向力,最终得到外翼气动载荷关于旋转角度的多项式函数：

F(x)=1.716×10-6×x5-0.000 893 3×x4+0.167 2×x3-14.32×x2+563.9×x-2 554.0式中：x为机翼转角，°；F(x)为机翼压力，N。气动载荷正方向为翼面正法向。

2.2刚体建模

在LMSVirtual.Lab动力学仿真软件Motion模块中建立某型折叠机翼的刚体模型，作为其后各项分析的基础。飞机折叠机翼结构部件很多，各种结构之间运动关系以及受力关系较为复杂。因此，在利用LMSVirtual.Lab进行机翼折叠运动仿真分析时有必要对模型进行一系列简化，这样既能够降低多体系统仿真时的出错概率，减少模型调试的时间，又能够在保证分析精度的前提下提高分析计算的效率。

在完成以上模型简化和准备的基础之上，获得了简化后的折叠机构CAD模型，在LMSVirtual.Lab中进行分析文件的建立。依次将各部件的CATIA模型通过“BodyFromExistingPart”命令导入到软件Motion模块中，生成分析实体，建立分析文件并生成多体系统中的分析体。然后根据折叠机构各个部件之间的实际运动情况添加相应的运动副，如定义圆柱副(CylindricalJoint)、固定副(BracketJoint)、转动副(RevoluteJoint)及万向节副(UniversalJoint)。创建运动副后，软件会默认在分析体中添加相应的装配约束，自动将机翼各个部件装配成完整的折叠机构整体，通过运动副以及装配关系的添加，得到折叠机翼系统的刚体模型如图2所示。同时为尽可能准确地模拟折叠机构实际运动情况，在拉杆与作动筒之间的圆柱副上施加一个运动副速度驱动“JointVelocityDriver”，使作动筒相对于拉杆在公共轴线的方向上以规定的相对速度运动[5]。

由于软件限制及为了兼顾仿真计算精度和计算效率，本文将外机翼气动载荷的分布力等效为作用在若干个翼肋刚心处的集中力。通过“ScalarForceExpression”命令在翼肋刚心处添加随外翼运动并保持垂直翼面方向的函数作用力，设置为“ACTION_ONLY”,即只有作用力作用于外翼。

2.3刚柔耦合建模

由于LMSVirtual.Lab软件自身的网格划分功能并不强，对于由蒙皮、翼肋等薄片结构的部件无法进行可用的有限元网格划分，本文采用有限元前处理软件Patran，利用其强大的有限元建模功能，使用二维网格对外机翼进行有限元建模，通过对二维网格属性的添加使有限元网格匹配零件实际形状，同时使用HyperMesh更为优秀的三维网格功能对链接耳片等形状较为规则的零件进行有限元网格的建立[6]。按照折叠机翼各部件实际运动关系及约束，在有限元前处理软件中添加REB2类型的MPC(多点约束)点来模拟折叠机构各个部件位置、运动关系以作为边界条件，从而建立起折叠机翼的有限元模型。

将折叠机翼各部件的有限元模型导入至仿真平台LMSVirtual.Lab中，利用软件中的“MakeFlexiblewithExistingData”命令将刚体模型中的对应分析实体替换为柔性体。柔性体生成后，LMSVirtual.Lab软件界面中外机翼模型将由柔性体分析文件中的网格模型替换。在外机翼柔性体模型与刚体模型成功关联后，上文所述的MPC点会被自动检测到，通过“RigidSpiderbyPicking”命令建立“蜘蛛网格”将节点与网格的实际受力部分相连作为柔性体的约束条件。然后通过“NastranCraig-BamptonSolution”使用修正的Craig-Bampton模态综合法对各柔性体逐一进行模态分析生成中性文件，并激活相应的模态，从而完成折叠机翼的刚柔耦合建模[7-8]，如图3所示。

3 仿真与分析

3.1仿真参数

仿真过程利用建立的折叠机翼多体动力学刚柔耦合模型，采用作动筒与拉杆公共轴线方向相对速度驱动，并在开始与结束阶段设定一定的缓冲。折叠运动耗时19.4s，作动筒/拉杆相对速度驱动曲线如图4所示。在分析之前必须对求解器进行设置，在整个系统运动的动态分析计算过程中，为加快计算速度采用显式算法计算力雅可比矩阵，在时域内优先采用BDF(向后差分法)进行积分，如不收敛则采用PECE(预估校正法)进行积分求解，计算的步长设置为1E-9s。由于柔性体的存在，整个折叠机翼系统在计算初始时刻存在落振，故在机构开始折叠及展开前各设置足够长的缓冲时间(70s)，使折叠翼机构进入稳定状态，各参数平稳后机构开始运动，以便更好地观测和分析，设置仿真时间180s。

3.2仿真结果分析

经过仿真分析，得到折叠机构作动筒在折叠与展开运动过程中载荷谱线，如图5所示。图中载荷正方向为拉力，负方向为压力。气动载荷对外翼的作用由不断减小的升力连续变化为增大的压力，然后基本稳定，这个过程对折叠运动的作用由阻力变为动力。由于结构自重与气动载荷的耦合作用，作动筒轴向载荷谱线的变化规律为拉力载荷先增大后减小，外翼存在翼展长的特点，气动载荷相对转轴会产生较大的力矩，这使得气动载荷在折叠运动的后段提供了较大的动力使外翼具有加速运动的趋势，与此同时重力的阻力力矩也在增大，但无法抵消气动载荷的作用，为使外翼平衡，作动筒在整个折叠运动过程中均提供拉力，即受到拉载荷。展开过程作动筒载荷谱线与折叠过程基本对称。折叠过程最大拉载荷49 421.625N，展开过程最大拉载荷49 380.246N。

以外翼翼稍下侧边缘中点作为监测点，仿真得到外翼在折叠及展开运动中翼稍形变包络面，如图6所示，X方向为机翼弦向向后、Y方向为翼面法向向上。由于存在风载的升力作用，折叠初始位置及展开终止位置的Y方向形变位移量均约为-3.8mm。此工况下翼稍Y方向形变位移量在翼稍经过最低点时出现最大值，约-14.5mm，折叠终止位置X，Y方向翼稍偏移量分别为-0.466mm、-8.754mm。

对于机构运动过程中承载最大的双耳铰链轴部位零件仿真分析后得到了其应力分布情况，固连于内翼的铰链双耳接头最大应力为450MPa，固连于外翼的上、下耳片最大应力分别为391MPa、273MPa。

经过仿真计算，得到了折叠机翼机构的作动筒载荷曲线、外翼翼稍运动包络面及铰链轴位置部件的结构应力水平，与机构实际运动情况对比分析，其结果真实可靠。

4 结束语

本文基于多体动力学仿真平台LMSVirtual.LabMotion建立了一套折叠机翼的多刚体动力学建模方法，对该折叠翼机构在折叠及展开过程中的动力学特性进行了仿真分析，填补了国内对舰载机折叠翼动力学仿真研究的空白。同时，由于条件限制,使用运动副来模拟了机构的运动规律，忽略了机械结构在运动过程中必然存在的结构间隙所产生的非线性影响，这将是后续研究的重点，以便更精确地对折叠机翼的动力学特性进行仿真分析。

[1] 时峰．LMSVirtual.LabMotion新一代多体动力学软件[J]．CAD/CAM与制造业信息化，2008(12)：52-56.

[2]LMS公司.LMSVirtual.Lab第11版新功能[J].CAD/CAM与制造业信息化, 2012 (12)：98-99.

[3] 陈晏，余跃庆，苏丽颖，等．基于LMSVirtual.Lab和ANSYS的刚柔耦合机器人仿真系统[J]．轻工机械，2007，25(1):46-49.

[4] 崔飞，马东立．基于LMSVirtual.Lab的起落架动态性能仿真分析[J]．计算机辅助工程，2012，21(2): 25-29.

[5] 郭小良，裴锦华，杨忠清，等．无人机折叠机翼展开运动特性研究[J]．南京航空航天大学学报，2006(4):438-441.

[6] 徐孝武，张炜．折叠机翼变体飞机的动力学建模与分析[J]．西北工业大学学报，2012(5):681-688.

[7] 邓峰岩，和兴锁，张娟，等．修正的Craig-Bampton方法在多体系统动力学建模中的应用[J]．机械设计，2004，21(3):41-43.

[8] 高星斗，毕世华，陈阵．基于改进Craig-Bampton法的导弹发射过程多柔体动力学研究[J]．固体火箭技术，2011，34(5)：559-563.

The dynamic simulation of a folding wing based on LMS Virtual.lab

BAI Yunbo, XU Feng

(Nanjing University of Aeronautics and Astronautics, Jiangsu Nanjing, 210016, China)

It introduces the dynamic simulation for folding wings of aircraft in folding and unfolding process, proposes an effective dynamic simulation modeling method of folding wings based on LMS Virtual.lab, realizes the dynamic simulation, obtains a series of dynamic parameters including the cylinder load and the wingtips' moving envelope surface with the structure stress.

folding wing; ship based aircraft; dynamic simulation; LMS Virtual.lab

10.3969/j.issn.2095-509X.2015.01.007

2014-12-16

白昀博(1989—)，男，辽宁阜新人，南京航空航天大学硕士研究生，主要研究方向为飞机结构动力学仿真。

V224

A

2095-509X(2015)01-0029-04