鎖銷位置對折疊翼固有振動特性的影響分析

黃 俊，宋保江，宮釔成，鄭 榕，閻紹澤

（1. 空間物理重點實驗室，北京，100076；2. 清華大學機械工程系，摩擦學國家重點實驗室，北京，100084）

0 引 言

折疊翼技術是現(xiàn)代飛行器如航母艦載機、彈道導彈等軍事裝備中有待進一步發(fā)展的先進技術之一。對于彈道導彈而言，采用折疊翼技術能夠縮小彈體的橫向尺寸，易于導彈發(fā)射，減少儲運空間，增加艦艇或車輛的運輸能力，對提高軍事裝備的戰(zhàn)斗力具有重要意義。

鑒于航母艦載機、導彈等高精尖軍事裝備對折疊翼技術的迫切需求，國內外學者已對折疊翼結構的方案設計、展開運動學與動力學等方面進行了研究。Kroyer[1]采用有限元方法分析了某型號導彈折疊翼的折疊狀態(tài)及展開過程的可靠性問題，但并未分析展開狀態(tài)下的折疊翼振動特性。Peter等[2]通過試驗研究和理論計算對不同機翼折疊角情況下折疊翼系統(tǒng)的氣動彈性響應特性進行了分析。Snyder等[3]利用有限元的方法在不同的折疊翼折疊角度、剛度和自重等條件下，研究了折疊翼的固有頻率的敏感度和顫振不穩(wěn)定性，提出了減振、避振的方法。此外，有些學者研究了智能材料和智能結構等新型材料及結構應用于折疊翼結構的問題，以期達到加強或優(yōu)化折疊翼結構性能的目的[4～10]。譚湘霞等[11]針對折疊翼的展開過程，設計了具有通用性的折疊翼展開動力學分析仿真模型。倪健等[12]應用失效模式和影響分析的方法對某型導彈折疊翼展開機構的可靠性進行了較為全面的研究并得出了可靠性分析模型。陳鹿民等[13]對含間隙的空間可展結構進行試驗研究，討論了連接間隙對可展結構動態(tài)特性之間的關系。李毅等[14]對折疊翼的折疊過程中的顫振進行了仿真分析，探究了折疊角及作動器剛度對折疊翼顫振特性的影響。楊寧等[15]建立了多自由度結構非線性折疊翼氣動彈性方程的子結構方法，研究分析了折疊翼翼面的顫振特性。

折疊翼展開后的鎖定問題是影響翼面展開后剛度的關鍵。若用傳統(tǒng)的柱銷鎖定方式，不可避免存在間隙非線性問題，由于內外翼板的鎖定沖擊作用，將激起持續(xù)的折疊翼振動。為此，本文設計了錐銷鎖定式折疊翼結構，研制了折疊翼試驗裝置，通過折疊翼振動試驗和有限元模擬方法，分析了內外翼之間采用不同錐銷鎖定組合下的折疊翼固有頻率及振型，給出了較佳的內外翼鎖銷布置方案。

1 折疊翼結構與試驗設計

1.1 折疊翼結構樣機

鎖銷連接折疊翼結構如圖1所示。本文研制的折疊翼由內翼、外翼兩部分組成，該折疊翼有A～E共5個位置可以布置銷孔連接，銷、孔均為錐形，銷軸由彈簧壓緊在外翼的錐孔中，以保證銷孔之間的配合無間隙，如圖1a所示，材料選用2A14鋁合金。折疊翼的內翼和外翼通過轉動鉸I、J相連接，以使外翼可以相對內翼轉動，如圖1b所示。折疊翼展開后，內翼與外翼通過錐銷鎖緊，如圖1c所示。在完成折疊翼內、外翼的裝配后，折疊翼的總體尺寸為：長550 mm，寬380 mm，高38 mm。

續(xù)圖1

需要說明的是，折疊翼樣機結構設計忽略了翼面驅動和傳動機構的布置，這是因為本文研究內容是鎖銷位置對翼面剛度的影響規(guī)律，而簡化驅動和傳動機構不僅不改變此影響規(guī)律，還消除了過多連接環(huán)節(jié)累積到翼面剛度試驗結果中的誤差。

1.2 鎖銷組合的試驗設計

本文旨在通過試驗研究不同鎖銷連接組合下折疊翼固有振動特性的差異，以確定折疊翼較佳的鎖銷位置。在樣機結構設計中，5個鎖銷可以組合使用，也可以單獨使用。如表 1所示，第 1組鎖銷組合方式為5個位置同時裝配圓錐銷，展開后折疊翼結構具有最大的連接剛度。

表1 鎖銷連接結構組合Tab.1 The Case Description of the Pin Position

考慮到錐銷數(shù)量過多會增加系統(tǒng)復雜度，降低鎖定動作可靠性，因此實際鎖銷設計會減少銷釘數(shù)量。此外，鎖銷在翼面上的布置應具有對稱性，所以第2、3、4組的組合方式分別是BD鎖定、C鎖定和AE鎖定。后3種組合方式是折疊翼結構最可能選用的鎖定位置方案。

1.3 測試系統(tǒng)及測試方法

包含內翼和外翼的折疊翼結構是一個多剛體系統(tǒng)，本文旨在研究鎖銷位置對折疊翼剛度特性的影響。考慮到折疊翼在飛行器的固支結構形式是多樣的，選擇固支模態(tài)試驗方式難以反映內外翼連接環(huán)節(jié)的一般特性，因此，采用自由模態(tài)進行固有剛度特性分析。圖2給出了錘擊法測量折疊翼固有模態(tài)的流程。

由于錘擊法要求折疊翼的支承模態(tài)應遠低于第 1階彈性模態(tài)頻率，故選用汽車內胎作為折疊翼的支撐。在調整支撐位置選擇時，選擇在試驗中折疊翼振幅較小的位置作為支撐位置。根據(jù)翼面的結構形式，選擇折疊翼激勵點及測量點。本試驗采用多點激勵，圖 3為折疊翼自由模態(tài)試驗測試系統(tǒng)的實物。圖3a中的折疊翼激勵點網(wǎng)格，其中內外翼各有16和52個敲擊點，網(wǎng)格式的激勵點選擇有助于反映構件的整體構型。在折疊翼的對角位置分別布置了兩個加速度傳感器，用來測量每次敲擊后所激發(fā)的加速度信號；采用 LMS SCADAS Ⅲ型動態(tài)采集系統(tǒng)對加速度信號進行采集，并利用 LMS Test Lab軟件中的最小二乘復頻域法（PolyMAX方法）進行模態(tài)參數(shù)識別并最終得出折疊翼的固有模態(tài)。

圖2 錘擊法測量模態(tài)流程Fig.2 Flow Chart of the Hammer Excitation Experiment to Obtain the Modal Information

圖3 折疊翼自由模態(tài)試驗系統(tǒng)Fig.3 The Modal Experiment System of the Folding Wing

2 折疊翼自由模態(tài)試驗結果分析

在完成折疊翼模態(tài)試驗的支撐方式、測點及激勵點的選擇、傳感器安裝后，啟動LMS Test Lab軟件并依次完成通道選擇、錘擊調試設置、帶寬設置、加窗設置等步驟，然后開始對折疊翼的自由模態(tài)進行試驗測量。

通過錘擊模態(tài)試驗，可得到各試驗組已展開折疊翼的前4階固有頻率與振型。圖4給出了第1種錐銷組合方式的折疊翼幅頻響應曲線及前4階固有振型。由圖4a可以看出，彈性支承使得折疊翼剛體振型的固有頻率不再為0，但是錘擊試驗所激起的剛體振型的固有頻率在50 Hz以內，遠小于折疊翼的第1階彈性模態(tài)的固有頻率269 Hz。因此輪胎彈性支承可以在折疊翼自由模態(tài)試驗中模擬自由支撐的邊界條件。由圖4b可以看出，第1種錐銷組合方式的折疊翼的前4階固有振型分別為：1階扭轉振型、2階沿翼面弦向的彎曲振型、3階沿翼翼面展向的彎曲振型，以及4階2階扭轉振型。

分別按照表1中給出的錐銷組合方式進行折疊翼自由模態(tài)試驗，得到在自由邊界條件下折疊翼的前 4階固有頻率，如圖5所示，表2給出了折疊翼前4階固有頻率的數(shù)值。

圖5 四組折疊翼前4階固有頻率對比Fig.5 Comparison of the 4 Inherent Frequencies of the Four Cases

試驗結果表明，4組試驗結果的前兩階頻率值相近，因此，折疊翼第1階和第2階振型與內外翼鎖銷連接結構關系不大，從圖4所示振型也可側面驗證。

4組試驗結果的后兩階頻率值出現(xiàn)了差異，其中第3組（位置C處安裝錐銷）和第2組（位置B、D處安裝錐銷）與第1組錐銷組合方式（5個位置均安裝錐銷）相比，后兩階固有頻率相差均在6%以內。另外，第1、2、3組錐銷組合方式的前4階振型也基本一致。這表明，在C處安裝錐銷與B、D處安裝錐銷在錘擊試驗的激勵量級下可以較好地保持折疊翼的固有振動特性。

表2 折疊翼模態(tài)試驗前4階固有頻率值Tab.2 The 4 Inherent Frequencies of the Folding Wing

第4組（A、E處安裝錐銷）的折疊翼前兩階固有頻率與第1種鎖銷組合方式的相差較小，但后兩階固有頻率卻相差較為明顯；而且第4組結構的后兩階振型與第1組并不一致，第4組的第3階振型為內外翼沿翼面弦向的反向彎曲振型，該振型也出現(xiàn)在內外翼之間不安裝錐銷（即內外翼之間可自由翻轉）的狀態(tài)下。

3 折疊翼有限元分析

采用Pro/E軟件建立如圖1所示的折疊翼三維模型，將模型導入Workbench軟件中。在Workbench中，定義折疊翼三維模型中材料和接觸形式。選擇鋁合金材料，其楊氏模量為71 000 MPa，泊松比為0.33；定義內外翼間的鎖銷與孔配合接觸面，接觸面間采用固結連接。這是因為鎖銷采用彈簧預緊的圓錐銷結構，錐銷與孔的配合間隙可忽略；此外在翼面受到振動激勵時，鎖銷僅受到徑向力作用，因此鎖銷與孔之間沒有相對運動。

由于折疊翼內外翼連接處的構型較為復雜，故采用自動劃分（Automatic）的網(wǎng)格劃分方法，該方法對規(guī)則的幾何部分采用六面體單元，對不能被掃掠的部分則采用四面體單元。網(wǎng)格劃分越細致，計算結果的誤差越小，但是計算所需要的時間也越長，在逐漸細化網(wǎng)格的過程中，當前后兩次仿真得出的固有頻率數(shù)值之間的差異不超過百分之一時，則不再繼續(xù)細化網(wǎng)格。邊界條件設置為自由邊界，本文分別對第 1組和第3組鎖銷裝配方式的折疊翼結構進行模態(tài)計算，圖6和圖7分別給出了有限元模態(tài)計算得出的固有頻率對比圖與折疊翼前4階固有振型圖。

圖6 第1組和第3組方案前4階固有頻率的仿真與試驗結果對比Fig.6 Comparison of the Experiment and Simulation Results of Case 1 and Case 3 Inherent Frequency

圖7 第1種錐銷組合折疊翼模態(tài)仿真前4階固有振型Fig.7 Case 1 Simulation of the Four Vibration Modes

由圖6和圖7可以看出，折疊翼前4階固有頻率的仿真計算結果與試驗結果誤差在5%以內，各階固有頻率所對應的振型一致。這表明采用有限元方法可以模擬錐銷鎖定式折疊翼固有振動特性，也說明了試驗結果是可信的。

4 結 論

本文設計了錐銷鎖定式折疊翼結構，通過折疊翼模態(tài)試驗和有限元模擬方法，分析了內外翼之間采用不同錐銷鎖定組合條件下的折疊翼固有頻率及振型。

試驗結果表明：折疊翼內外翼間鎖銷連接的位置會對折疊翼固有振動特性（第3階和第4階振型）產生顯著影響，鎖銷位置宜均布于內外翼連接界面上，增加內外翼連接剛度。未考慮間隙的有限元模型仿真結果與試驗結果相近，側面驗證了錐銷配合間隙在模態(tài)分析中可忽略。

通過模態(tài)試驗方法評估了錐銷位置對折疊翼剛度的影響，分析了折疊翼采用不同錐銷位置結構方案時翼面固有頻率和振型的響應，反映了內外翼連接裝配環(huán)節(jié)對翼面在飛行器振動環(huán)境中響應的影響。結果表明，折疊翼鎖銷均布在內外翼連接界面時，內外翼之間有連續(xù)的連接，結構諧振頻率更高?；谀B(tài)試驗的折疊翼剛度評估方法簡便易行，可用于折疊翼等可變形機構概念設計階段的參數(shù)選型和優(yōu)化。