倾转旋翼机短舱倾转机构动力学仿真分析

王惟栋，庞华华，王斌团

(中国航空工业集团公司 第一飞机设计研究院，西安　710089)

倾转旋翼机短舱倾转机构动力学仿真分析

王惟栋，庞华华，王斌团

(中国航空工业集团公司 第一飞机设计研究院，西安710089)

摘要：研究倾转旋翼机短舱倾转机构在短舱从固定翼模式运动到直升机模式过程中的动力学特性具有重要的意义。在短舱倾转机构传力分析及运动学分析的基础上，应用LMS Motion建立了短舱倾转机构多体动力学仿真模型，定义短舱倾转机构的各构件及其属性，创建各构件之间的运动副，定义运动机构驱动，创建外力和力矩以模拟真实的工况，得到并分析短舱和丝杠的主要运动参数曲线以及机构主交点的受力变化情况。结果表明：丝杠与短舱连接点处作用力随短舱的仰角增大先减小再增大，短舱与机翼支点处作用力随着短舱的仰角增大而逐渐增大。研究结果可为倾转旋翼机短舱倾转机构的参数确定提供参考。

关键词：倾转旋翼；倾转机构；多体动力学；短舱；丝杠；仿真

0引言

倾转旋翼机是一种将直升机技术与固定翼飞机技术融为一体的新型飞行器，既具备常规直升机垂直起降和空中悬停能力，又具备螺旋桨固定翼飞机高速巡航飞行的能力，可在两种模式间自由转换。倾转旋翼机具有对场地要求低、飞行模式多、巡航速度快、航程远、机动性好等一系列优点[1]。

针对倾转旋翼机设计技术，国外已开展了多年的理论和试验研究[2-5]。在试验研究方面，开展了大量的缩比模型风洞试验，并且进行了全尺寸试验和飞行试验，构建了详实的试验数据库[6-7]；在理论研究方面，通过改进直升机气动设计方法，并发展计算流体力学(CFD)等先进设计分析方法，用于计算和分析倾转旋翼机的气动性能和气动干扰等问题[8-9]。

国内在倾转旋翼飞机技术领域的研究起步较晚，技术储备相对薄弱。吴希明等[10]、薛立鹏等[11]和沙虹伟等[12]对倾转旋翼飞行器的气动特性开展了探索性的试验研究。曹芸芸等[13]提出了一种确定倾转旋翼飞行器从直升机模式向固定翼飞机模式过渡的发动机短舱倾转角度-速度包线分析方法。缪君等[14]建立了倾转旋翼机传动系统的动力学模型，对倾转旋翼机传动系统的寿命进行了计算，获得了系统在动载荷条件下的寿命值。 吉国明等[15]采用MATLAB和LMS软件对比分析了倾转旋翼机短舱倾转机构的运动学特征。

国内外相关研究对短舱倾转机构在短舱从固定翼模式运动到直升机模式过程中的动力学特性鲜有报道，而机构在短舱倾转过程中的动力学特性对机构设计参数的确定具有重要的参考价值。

本文在对倾转旋翼机短舱倾转机构传力分析及运动学分析的基础上，在LMS Motion中建立短舱倾转机构多体动力学仿真模型，得到并分析短舱和丝杠的主要运动参数曲线以及机构主交点的受力变化情况，获得倾转旋翼机短舱倾转机构在短舱从固定翼模式运动到直升机模式过程中的动力学特性，以期为倾转旋翼机短舱倾转机构的参数确定提供参考。

1倾转机构设计方案介绍

倾转旋翼机短舱倾转机构方案如图1所示，用于驱动倾转旋翼飞机的机翼左右短舱，使倾转旋翼飞机在固定翼飞机飞行模式和直升机飞行模式之间转换。倾转机构驱动装置的收缩极限位置和伸出极限位置，分别对应倾转旋翼飞机的固定翼飞行模式和直升机飞行模式。采用双余度嵌套式滚珠丝杠方案，丝杠的上端与短舱通过球铰连接，丝杠螺母的下端通过球铰与机翼相连。液压马达驱动丝杠螺母旋转，伸缩式滚珠丝杠是两个嵌套的滚珠丝杠，单个丝杠失效，另一个仍可提供一半倾转行程，确保旋翼位置能够安全着陆。

图1　短舱倾转机构示意图

2短舱传力分析

短舱上的载荷主要有螺旋桨拉力和自身重力，其传力示意图如图2所示。

(a) 侧视图

(b) 后视图

螺旋桨拉力L和自身重力G的合力为H，短舱平面不垂直于转轴轴线，故合力H在垂直于转轴平面内的分力为F，在平行于转轴轴线方向的分力为N(侧向力)。分力F通过短舱转轴以双支点梁的形式传递到机翼后梁，由支反力F1和F2平衡。侧向力N通过转轴支撑接头提供支反力Q平衡，当侧向力向外时，由内侧支撑接头提供支反力平衡(实线箭头表示)；当侧向力向内时，由外侧支撑接头提供支反力平衡(虚线箭头表示)。螺旋桨拉力L和短舱转矩M由丝杠做动器提供拉力P而产生反方向的转矩来平衡。

3倾转机构动力学分析

3.1倾转机构运动原理

倾转机构可抽象为曲柄摇块连杆机构模型，如图3所示。AB杆为发动机短舱，AD杆为滚珠丝杠，点C为摇块与丝杠连接点，BC杆对应机翼与短舱连接点连线。AC杆的运动方式为摇块内所装套筒旋转驱动滚珠丝杠AD往返运动，通过A处铰接带动发动机安装架AB旋转，从而使发动机短舱产生倾转运动。图中：θ角为发动机短舱的倾转角；α角为起始位置时机翼与发动机短舱之间的夹角；φ角为丝杠的摆动角。

图3　倾转机构简图

依据曲柄摇块连杆机构模型的几何特征，建立以下方程：

沿x轴方向

LACcos(φ+α)=LBCcosα-LABcosθ

(1)

沿y轴方向

LACsin(φ+α)=LABsinθ+LBCsinα

(2)

滚珠丝杠杆长AC

LAC=

(3)

丝杠摆动角φ的正切函数

(4)

得φ角函数

(5)

式中：LAC为主动件，其长度的改变引起θ角及丝杠摆动角φ的变化；LAB、LBC及α角在模型确定的前提下均为定值；LAD在AB杆运动至极限位置时应大于等于AC杆长度，可作为约束，亦可讨论其点D产生的包络线方程。

3.2机构动力学建模

在LMS Motion中建立倾转旋翼机短舱倾转机构刚体动力学仿真模型，机构动力学仿真流程如图4所示。

图4　机构动力学仿真一般流程

LMS Motion模块可以导入CATIA模型装配、定义运动机构，也可导入已装配好或已定义运动机制的CATIA模型。在LMS Motion模块中对CATIA模型定义运动副和动力学分析，必须将CATIA模型转化为Body才能识别，进行几何模型整理。

运动副的定义应真实反映运动机构本身实际情况。在LMS Motion界面通过建模工具建立运动副(Joint)，该模型共创建了7个运动副，分别为1个固定副、2个螺旋副、1个圆柱副和3个旋转副。

定义驱动约束应根据运动真实驱动情况，把实际运动的主动部件的运动定义为驱动约束。整套运动机构有一个驱动，为运动副速度驱动，创建驱动的运动副为丝杠螺母和摇块套筒之间的旋转副，类型(Type)选择为“REL.ANGLE”，即按照给定规律变化。

定义完毕运动副和驱动约束，即可进行运动机构的运动模拟(Kinematic Analysis)，以检验机构运动轨迹和驱动是否准确、符合实际。

通过运动模拟验证机构运动副和驱动定义正确后，即可定义载荷，创建外力和力矩以模拟真实的工况。设螺旋桨载荷L作用于桨毂中心，转矩为M。坐标系原点位于桨毂中心，z轴指向旋翼上方，x轴指向来流方向，y轴满足右手定则，如图5所示。

图5　载荷坐标

定义完毕载荷，即可进行运动机构的动力学仿真(Dynamic Analysis)，进行结果和数据后处理。

3.3仿真结果分析

由LMS Motion后处理得到并分析短舱和丝杠的主要运动参数曲线以及机构主交点的受力情况。

短舱的角度随时间变化的曲线，以及短舱转动的角速度、角加速度的变化情况，如图6～图7所示。

图6　短舱转动角度曲线

图7　短舱角速度和角加速度曲线

从图6可以看出：短舱从固定翼模式运动到直升机模式的角度变化范围为0°～97°，所需时间为9.7 s；该曲线斜率变化较小，即短舱转动的角加速度变化较小。

从图7可以看出：0～3 s内角速度变化较快，3～9.7 s内角速度增加缓慢。在丝杠匀速伸长的过程中，短舱转动角速度变化快慢与各构件之间角度有关。

短舱是由丝杠推动倾转，丝杠行程曲线如图8所示。丝杆的螺距沿轴向均匀，头数一定，套筒与丝杠螺母相对转速一定，所以丝杆的伸长为匀速运动，速度约为40 mm/s。

图8　丝杠行程曲线

丝杠与短舱连接点处作用力曲线如图9所示。

图9　丝杠与短舱连接点处作用力

从图9可以看出：当短舱处于固定翼模式时作用力Fs约为71.1%L，随着短舱的仰角增大先减小至68.5%L再逐渐增大，且丝杠上力值波动幅度随短舱的仰角增大逐渐减小；当短舱倾转为直升机模式时，作用力最大为80.1%L；各方向分力变化趋势基本相同。

对于发动机短舱，它与机翼用转轴连接，并绕转轴转动。短舱与机翼支点处作用力如图10所示。

图10　短舱与机翼支点处作用力

从图10可以看出：当短舱处于固定翼模式时，作用力Fj约为88.6%L，随着短舱的仰角增大而逐渐增大；当短舱倾转为直升机模式时，作用力最大为90.6%L；x方向分力先随短舱的仰角增大而减小，在8.6 s时发生反转随短舱的仰角增大而增大；y方向分力随短舱的仰角增大而逐渐减小；z方向分力随着短舱的仰角增大而逐渐增大。

根据动力学仿真结果确定丝杠承载性能，然后试制试验件，将短舱运动时间试验数据与仿真结果进行对比，如表1所示。

表1　短舱运动时间结果对比

从表1可以看出：短舱0°～97°及97°～0°运动时间均不大于10 s，与仿真分析结果对比误差均在2.3%以内，验证了仿真结果的准确性；试验实测时间略大于仿真结果，主要是实际试验中影响因素较多，例如机构误差、摩擦力、液压系统及传感器的滞后等。

4结论

(1) 在对倾转旋翼机短舱倾转机构传力分析及运动学分析的基础上，在LMS Motion中定义短舱倾转机构的各构件及其属性，创建各构件之间的运动副，定义运动机构驱动，创建外力和力矩以模拟真实的工况，建立了短舱倾转机构多体动力学仿真模型。

(2) 通过动力学仿真分析得到了短舱和丝杠的主要运动参数曲线以及机构主交点的受力变化情况，丝杠与短舱连接点处作用力随短舱的仰角增大先减小再增大且丝杠上力值波动幅度随短舱的仰角增大逐渐减小，短舱与机翼支点处作用力随着短舱的仰角增大而逐渐增大。研究结果可为倾转旋翼机短舱倾转机构的参数确定提供参考。

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Dynamics Simulation Analysis of Tiltrotor Aircraft Nacelle Tilt Mechanism

Wang Weidong, Pang Huahua, Wang Bintuan

(The First Aircraft Design and Research Institute, Aviation Industry Corporation of China, Xi’an 710089, China)

Abstract:It is of significant importance to study the dynamic performance of tiltrotor aircraft nacelle tilting mechanism during nacelle turning from wing aircraft model to helicopter model. Based on the force and kinematic analysis of nacelle tilting mechanism, the nacelle tilting mechanism multi-body dynamic simulation model is established on the LMS Motion software platform, every component of nacelle tilting mechanism and its property are defined, joints between the components are created, motion drives are defined, external forces and torques to simulate real working condition are created, to obtain and analyze the major kinematic parameter curves of nacelle and the interaction forces between nacelle and screw shaft. The results indicate that, with the increase of nacelle rotation angle, the interaction force between nacelle and screw shaft decreases and then increases, the interaction force between nacelle and wing increases. The results could provide the reference for determining the parameters of tiltrotor aircraft nacelle tilt mechanism.

Key words:tiltrotor; tilt mechanism; multi-body dynamics; nacelle; screw shaft; simulation

收稿日期：2016-03-02；修回日期：2016-04-24

通信作者：王惟栋,yourswwd@163.com

文章编号:1674-8190(2016)02-235-06

中图分类号：V235

文献标识码：A

DOI：10.16615/j.cnki.1674-8190.2016.02.015

作者简介：

王惟栋(1981-)，男，高级工程师。主要研究方向：飞机结构机构设计。

庞华华(1982-)，男，高级工程师。主要研究方向：飞机结构设计。

王斌团(1965-)，男，研究员。主要研究方向：飞机结构强度。

(编辑：赵毓梅)