弓朋崗
中航飛機(jī)研發(fā)中心強(qiáng)度所
CATIA在飛機(jī)操縱系統(tǒng)載荷計(jì)算中的應(yīng)用
弓朋崗
中航飛機(jī)研發(fā)中心強(qiáng)度所
飛機(jī)操縱系統(tǒng)載荷的計(jì)算繁瑣而且復(fù)雜,本文主要介紹了CATIA在飛機(jī)操縱系統(tǒng)載荷計(jì)算中可視化方面的應(yīng)用
載荷;CATIA;操縱系統(tǒng)
飛機(jī)三大主操縱系統(tǒng)即方向舵、升降舵、副翼操縱系統(tǒng)一般均為硬式(拉桿、助力器)構(gòu)成。飛機(jī)主操縱系統(tǒng)載荷計(jì)算、操縱系統(tǒng)疲勞載荷計(jì)算是靜強(qiáng)度校核、疲勞壽命分析工作的基礎(chǔ),載荷計(jì)算結(jié)果的正確性直接影響到飛機(jī)的安全和使用壽命。為此,可借用CATIA實(shí)現(xiàn)飛機(jī)操縱系統(tǒng)載荷計(jì)算過程中的可視化。
節(jié)點(diǎn)(支座)載荷的平衡,本質(zhì)是力矩的平衡。為了計(jì)算簡(jiǎn)單明了,同時(shí)也為了使本方法適應(yīng)操縱系統(tǒng)的所有零部件,我們選取了最基本,最少元件組成的結(jié)構(gòu)形式,見圖1。
圖1 典型搖臂、拉桿操縱系統(tǒng)
根據(jù)力學(xué)知識(shí)可知,力矩平衡:
F輸入×L1×cosα=F輸出×L2×cosβ
其中α、β分別為搖臂與Y軸的夾角
L1、L2分別為輸入搖臂與輸出搖臂的長(zhǎng)度
輸入力臂有效長(zhǎng)度L1×cosα
輸出力臂有效長(zhǎng)度L2×cosβ
在實(shí)際工程計(jì)算中,搖臂L1和L2都是固定不變且已知長(zhǎng)度,只需求出輸入夾角α和輸出夾角β即可求出輸出載荷。本文將介紹如何在CATIA中求夾角α和夾角β。
為了能更清晰的說明問題,將在CATIA中建立比較簡(jiǎn)單明了的搖臂、拉桿、支座操縱系統(tǒng)模型來進(jìn)行說明,絕對(duì)軸參考前文圖1。
支座1搖臂長(zhǎng)L=30 mm,與Y軸夾角10°;
支座2隨動(dòng)輸入搖臂長(zhǎng)L=40 mm,隨動(dòng)輸出搖臂長(zhǎng)L=30 mm,與Y軸夾角10°;
支座3三角搖臂,輸入搖臂長(zhǎng)L=30 mm,與Y軸夾角-5°;
輸出搖臂長(zhǎng)L=30 mm,與X軸夾角5°。
假設(shè)輸入搖臂傳來的載荷對(duì)拉桿來說為拉力,輸出搖臂與Y軸的角度將逐漸變化(假設(shè)輸入搖臂與Y軸的極限夾角為30°)。操縱系統(tǒng)變化見圖2~4所示。
(1)在CATIA中約束搖臂長(zhǎng)度時(shí),應(yīng)取搖臂在支座上約束點(diǎn)到力的作用點(diǎn)的距離;
圖3 變化10°后
圖4 變化20°后
(2)在CATIA繪圖平面內(nèi)模擬支座時(shí),應(yīng)將搖臂與支座連接的端點(diǎn)固定約束,可以保證搖臂的旋轉(zhuǎn)自由;
(3)在CATIA中模擬三角搖臂時(shí),應(yīng)模擬出三角搖臂中的內(nèi)角;
(4)在CATIA中模擬隨動(dòng)搖臂時(shí),可模擬為兩根長(zhǎng)短不同的搖臂(該長(zhǎng)度為搖臂上力的作用點(diǎn)到搖臂約束點(diǎn)的距離),其夾角模擬為0°;
(5)在操縱系統(tǒng)的平面坐標(biāo)系中,搖臂可能與某個(gè)坐標(biāo)軸有一定的初始夾角(例如圖2中,在YX平面內(nèi),搖臂與Y軸初始夾角就為10°),此夾角應(yīng)模擬出來(可不標(biāo)注具體值)。
(6)連接兩搖臂的拉桿應(yīng)約束長(zhǎng)度;
(7)飛機(jī)操縱系統(tǒng)可能由N個(gè)搖臂、拉桿、支座從機(jī)頭至機(jī)尾連接起來,在建立CATIA模型時(shí),按前5條一一模擬,即可根據(jù)相關(guān)輸入搖臂α值直接求出其他輸出搖臂的β值,進(jìn)而計(jì)算出各搖臂的載荷;
(8)由于CATIA中不能自動(dòng)顯示出隨輸入搖臂α值變化而引起輸出輸出β的變化,因此在計(jì)算某個(gè)搖臂的載荷時(shí),需要人工測(cè)量β。
在CATIA中用此方法可以很直觀的看出整個(gè)操縱系統(tǒng)的前后變化,而且能精確的測(cè)量出隨輸入搖臂角度α變化而變化的輸出搖臂的任何β值,選取一個(gè)包絡(luò)值來計(jì)算最嚴(yán)重工況下的操縱系統(tǒng)靜強(qiáng)度,既提高了工作效率,又提高了精度。