飛艇吊艙結(jié)構(gòu)有限元分析與試驗(yàn)

□ 李習(xí)習(xí) □ 朱 強(qiáng)

中國(guó)特種飛行器研究所 湖北荊門(mén) 448035

1 研究背景

浮空器是一種輕于空氣,主要依靠空氣浮力來(lái)克服自身重力和有效載重的飛行器[1]。飛艇作為浮空器的一種形式,具有續(xù)航時(shí)間長(zhǎng)、載質(zhì)量大、使用成本低、使用維護(hù)方便、起降場(chǎng)地要求低、綠色環(huán)保等優(yōu)點(diǎn),可以通過(guò)搭載不同的任務(wù)載荷,廣泛應(yīng)用于軍用、民用等領(lǐng)域[2]。

吊艙是飛艇的重要組成部分,一般采用承力框架結(jié)構(gòu),安裝于氣囊下部,主要用于系統(tǒng)設(shè)備的安裝,包括推進(jìn)系統(tǒng)、電源系統(tǒng)、飛行控制系統(tǒng)、遙測(cè)與通信系統(tǒng)、導(dǎo)航系統(tǒng)、艇務(wù)管理系統(tǒng)、空管應(yīng)答機(jī)等[3-4]。

飛艇吊艙需要滿足強(qiáng)度設(shè)計(jì)要求,為有效進(jìn)行強(qiáng)度設(shè)計(jì),通常采用有限元方法進(jìn)行靜強(qiáng)度分析。有限元模型能深刻且集中地描述研究對(duì)象的主要特征,比實(shí)物更具有研究?jī)?yōu)勢(shì),基于有限元模型取得的數(shù)據(jù)和結(jié)論能夠真實(shí)揭示實(shí)物內(nèi)在的特征規(guī)律[5-11]。為驗(yàn)證飛艇吊艙靜強(qiáng)度分析方法的合理性,筆者進(jìn)行試驗(yàn)及仿真分析對(duì)比研究。

2 有限元分析

飛艇吊艙主要使用承力框架結(jié)構(gòu),主承力結(jié)構(gòu)由橫框、縱框、頂部管架、相關(guān)斜撐組成,飛艇吊艙主要材料為30CrMnSiA鋼,30CrMnSiA鋼的彈性模量為200 GPa,密度為7.8×103kg/m3,強(qiáng)度極限為1 080 MPa。

筆者采用MSC.Patran/Nastran通用有限元分析軟件進(jìn)行建模計(jì)算,根據(jù)飛艇吊艙結(jié)構(gòu)特點(diǎn),整體框架采用梁?jiǎn)卧M,各桿之間以共節(jié)點(diǎn)的方式進(jìn)行連接,發(fā)動(dòng)機(jī)等重物簡(jiǎn)化為質(zhì)量單元。飛艇吊艙結(jié)構(gòu)有限元力學(xué)模型如圖1所示。

▲圖1 飛艇吊艙結(jié)構(gòu)有限元模型

飛艇吊艙在使用過(guò)程中,載荷主要有發(fā)動(dòng)機(jī)載荷、起落架載荷、重力、慣性力。采用MSC.Patran/Nastran軟件對(duì)施加載荷工況后的飛艇吊艙模型進(jìn)行計(jì)算,飛艇吊艙應(yīng)力云圖如圖2所示,位移云圖如圖3所示。

根據(jù)計(jì)算結(jié)果,飛艇吊艙最大應(yīng)力為478.87 MPa,考慮1.5倍安全因子,仍小于強(qiáng)度極限(1 080 MPa),因此飛艇吊艙滿足強(qiáng)度設(shè)計(jì)要求。飛艇吊艙最大位移為21.27 mm,從整體考慮,飛艇吊艙位移變化量不大,說(shuō)明飛艇吊艙滿足抗彎剛度要求。

3 靜力學(xué)試驗(yàn)

為驗(yàn)證飛艇吊艙結(jié)構(gòu)有限元分析方法的合理性,筆者對(duì)飛艇吊艙結(jié)構(gòu)進(jìn)行靜力學(xué)試驗(yàn)。

▲圖2 飛艇吊艙應(yīng)力云圖

▲圖3 飛艇吊艙位移云圖

試驗(yàn)件結(jié)構(gòu)如圖4所示。發(fā)動(dòng)機(jī)支架安裝架試驗(yàn)件和起落架支架安裝架試驗(yàn)件通過(guò)螺栓連接為一個(gè)整體,試驗(yàn)過(guò)程中需約束八處發(fā)動(dòng)機(jī)支架安裝架固定點(diǎn)和四處起落架支架安裝架固定點(diǎn)。

▲圖4 試驗(yàn)件結(jié)構(gòu)

根據(jù)有限元計(jì)算結(jié)果,選取應(yīng)力較大位置粘貼應(yīng)變片。試驗(yàn)中選取18處位置粘貼應(yīng)變片,如圖5所示。每個(gè)位置上下左右各粘貼一片應(yīng)變片,一共粘貼72片應(yīng)變片。

對(duì)應(yīng)變片進(jìn)行編號(hào),編號(hào)規(guī)則為X-i。X表示應(yīng)變片位置序號(hào),為1～18。i表示對(duì)應(yīng)位置處上下左右四片應(yīng)變片序號(hào),為1～4。

試驗(yàn)加載如圖6所示,P1至P6依次對(duì)應(yīng)發(fā)動(dòng)機(jī)載荷點(diǎn)1、發(fā)動(dòng)機(jī)載荷點(diǎn)2、發(fā)動(dòng)機(jī)質(zhì)心點(diǎn)1、發(fā)動(dòng)機(jī)質(zhì)心點(diǎn)2、發(fā)動(dòng)機(jī)扭矩點(diǎn)1、發(fā)動(dòng)機(jī)扭矩點(diǎn)2。試驗(yàn)時(shí),以每級(jí)10個(gè)百分點(diǎn)極限載荷增量逐級(jí)加載至60%極限載荷,以每級(jí)7個(gè)百分點(diǎn)極限載荷增量加載至67%極限載荷,保載30 s后逐級(jí)卸載至零,通過(guò)數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)記錄各級(jí)載荷下的應(yīng)變值。

▲圖5 應(yīng)變片貼粘位置

▲圖6 試驗(yàn)加載

4 試驗(yàn)與仿真結(jié)果對(duì)比

將有限元仿真結(jié)果與各級(jí)加載點(diǎn)的試驗(yàn)應(yīng)變結(jié)果進(jìn)行對(duì)比,對(duì)比時(shí)剔除試驗(yàn)過(guò)程中損壞的應(yīng)變片測(cè)量數(shù)據(jù)。選取部分測(cè)量數(shù)據(jù)與計(jì)算結(jié)果,繪制仿真與試驗(yàn)載荷應(yīng)變曲線,如圖7所示。

載荷應(yīng)變曲線表明,載荷應(yīng)變基本呈線性變化,數(shù)據(jù)真實(shí)有效,可以為試驗(yàn)分析提供數(shù)據(jù)支持。

由圖7還可以看出,試驗(yàn)應(yīng)變與仿真應(yīng)變?cè)诖蟛糠治恢帽容^接近,誤差較小,基本在15%以內(nèi)。部分位置因應(yīng)變較小導(dǎo)致相對(duì)誤差較大,但絕對(duì)誤差不大,可以認(rèn)為仿真應(yīng)變分布與試驗(yàn)應(yīng)變分布基本一致。

仿真應(yīng)變與試驗(yàn)應(yīng)變誤差的主要來(lái)源有以下幾個(gè)方面:

(1) 試驗(yàn)中應(yīng)變片粘貼位置與仿真應(yīng)變點(diǎn)的位置不一致,如試驗(yàn)中應(yīng)變片粘貼在管材四周的四個(gè)點(diǎn)上,若應(yīng)變片粘貼位置靠近某一中性軸,則會(huì)導(dǎo)致試驗(yàn)測(cè)得的數(shù)據(jù)較小;

(2) 仿真模型簡(jiǎn)化;

(3) 試驗(yàn)載荷加載不均勻;

(4) 試驗(yàn)件尺寸相對(duì)試驗(yàn)加載點(diǎn)而言較小,很容易在加載點(diǎn)附近引起應(yīng)力集中,從而導(dǎo)致試驗(yàn)與仿真結(jié)果產(chǎn)生誤差;

(5) 試驗(yàn)加載局部不協(xié)調(diào);

(6) 部分位置因應(yīng)變較小導(dǎo)致相對(duì)誤差較大,但絕對(duì)誤差不大。

5 結(jié)束語(yǔ)

筆者對(duì)飛艇吊艙結(jié)構(gòu)進(jìn)行了仿真與試驗(yàn)分析,結(jié)果表明雖然飛艇吊艙結(jié)構(gòu)靜力學(xué)試驗(yàn)結(jié)果與有限元仿真結(jié)果存在一定誤差,但是在大部分位置,試驗(yàn)應(yīng)變分布與仿真應(yīng)變分布基本一致,由此驗(yàn)證了飛艇吊艙結(jié)構(gòu)靜強(qiáng)度分析方法的合理性。