內埋式武器艙艙門隨動機構動力學仿真與優化分析

蒲克強 王振東 劉明輝

作為擁有極高隱蔽突防能力的攻擊型飛行器，隱身無人機已經成為世界各軍事強國重點研究的裝備。傳統外掛式武器會大大增加無人機的飛行阻力，影響無人機作戰的機動能力，增加無人機雷達截面積，不利于無人機隱身性能的優化。無人機采用內埋式武器艙裝載彈藥，飛行阻力明顯減小。同時，無人機機體表面的尖銳、突出、縫隙、邊緣等形狀數量大大減少，有利于滿足無人機隱身性的需求，內埋式武器艙勢必成為高隱身性無人機武器裝載設備的主流發展方向。然而，內埋式武器艙的運動機構等設計較為復雜，是武器艙研發的技術難點。

目前，美軍X-47B無人機采用了內埋式武器艙，我國內埋式武器艙艙門技術處于研究和試驗階段。國內眾多學者對內埋式武器艙技術進行了大量研究，有學者基于分析軟件，建立了多體仿真模型，對艙門機構中的曲桿的疲勞壽命進行仿真分析；一些學者對聯動艙門機構的運動干涉問題進行復現，并提出相應解決措施；其他學者對內埋式武器艙進行隨機振動分析和試驗，地面振動臺的振動試驗結果證明了有限元計算結果的準確性；另外一些學者制造了與真機尺寸相同的武器艙地面試驗件，測量艙門的鉸鏈力矩，并驗證校準方法和數據處理方法的可行性。

隨動機構的工作原理

武器艙艙門由主艙門和隨動艙門組成。技術人員設計隨動艙門，目的是減小主艙門最內側的懸臂段長度，減小艙門與側壁間的運動間隙值。武器艙機構由驅動機構和隨動機構組成。驅動機構由液壓系統驅動，帶動主艙門旋轉；主艙門旋轉帶動隨動機構運動，隨動機構運動帶動隨動艙門旋轉，從而實現整個艙門的開啟與關閉。本文以武器艙艙門的隨動機構為例，介紹該機構的工作原理。

驅動機構帶動四連桿機構運動，四連桿機構帶動隨動艙門運動，實現隨動艙門的開啟與關閉。

通過研究總體設計要求，本文提出一種武器艙艙門的設計約束。

1.如果軌跡2與側壁區相交，新的側壁區位置與軌跡2之間需保留15mm的距離。

2.隨動艙門沿軌跡2運動且運動到完全打開的位置，與主艙門沿軌跡3運動且運動到完全打開的位置之間應保留5mm間隙。

3.線段AB和BC的夾角不超過180°，且AB+BC>CD+DA。

4.考慮結構厚度，軌跡4與主艙門之間的間隙應保留5mm。

5.主艙門運動角度>120°，而實際需求是100°。

線段AB的長度由旋轉作動器確認為40mm。根據約束條件，本文對隨動機構的位置和長度進行求解。艙門關閉時的尺寸圖詳見圖2。

機構剛體分析

隨動機構由連接主艙門的彎曲接頭、曲桿，連接隨動艙門的旋轉接頭，連接固定壁板的固定接頭組成。

為獲取運動過程的力矩函數、運動函數以及各部件之間的軸銷力，本文分析方案布置及運動關系的合理性，并對整個隨動機構進行剛體分析。

在已設計的機構模型基礎上，本文選取單組艙門的隨動機構（艙門共6組，其余5組與本文選取的單組艙門相同）進行多剛體動力學分析，首先假設固定接頭、曲桿、彎曲接頭、隨動旋轉接頭均為剛體（后面寫的是4個機構件），獲得4個機構件的幾何尺寸和質量特性，各機構件間的軸銷通過運動副進行模擬。技術人員將各機構件的材料性能數據輸入LMS軟件，材料性能數據詳見表1，各機構件均由鋁合金制成。

本文在彎曲接頭和主轉軸軸心的鉸接位置施加3個運動周期的驅動函數，驅動函數如圖3所示。

本文對隨動機構施加三點力矩，以模擬隨動機構上的氣動載荷。主艙門和隨動艙門上的鉸鏈力矩分別傳遞到彎曲接頭和隨動旋轉接頭上。

艙門的驅動機構作用在單組作動器上的驅動力矩如圖4所示。總驅動力視為單組的6倍，其方向與鉸鏈處的力矩方向相反。

在設計隨動機構時，本文根據工程經驗將隨動艙門的偏轉角度控制在88°以內，這是為了盡量減小隨動艙門開啟所占據的側壁空間，以保證側壁緣條的寬度，留出足夠的裝配尺寸和側壁剛度，同時保證主艙門和隨動艙門開啟時，兩者之間的距離達到最大值，盡可能保證主艙門和隨動艙門在運動時無干涉隱患。

彎曲接頭與曲桿、曲桿與隨動旋轉接頭、隨動旋轉接頭與固定接頭之間通過螺栓進行聯結，形成整體結構件。本文對該整體結構件進行剛體計算，機構連桿間的軸銷力相同。單個軸銷力在主艙門閉合時的數值最大，軸銷力最大值為1350N，按螺栓在孔內的接觸面積計算，軸銷載荷約3.5MPa，載荷較小。

剛柔耦合分析

在分析剛柔耦合前，本文需確認剛性和柔性零件的界定，彎曲接頭、曲桿、隨動旋轉接頭作為傳動桿件，是柔性零件，驅動轉軸和固定接頭為剛性零件。本文利用剛柔耦合分析軟件對上述柔性零件和剛性零件進行模型簡化分析，簡化模型去掉了艙門結構，主艙門結構的質量幾何特征等效附加到彎曲接頭上，隨動艙門的質量幾何特征等效附加到隨動旋轉接頭上。

有限元模型是動應力分析的基礎。為獲得柔性零件的準確載荷歷程，本文對各桿件進行網格劃分及柔性化處理。

曲桿應力和變形分析

在LMS軟件中，本文以多點耦合（MPC）單元相互連接的形式，表征曲桿連接孔的特性，同時建立4面體網格，網格數量9148，將網格模型導入LMS軟件進行柔性化處理，并設置連接和求解器。

本文對曲桿的準確載荷歷程進行求解，得到的結果是，曲桿最大應力出現的時間是艙門開啟0.03s的初始時刻，最大應力位置出現在曲桿彎曲處的內側，最大應力為235MPa。曲桿最大變形位移也出現在艙門開啟0.03s的初始時刻，最大變形值為0.456mm，變形位置出現在聯結曲桿與隨動旋轉接頭的螺栓的下邊緣。

由曲桿應力和變形分析可知，曲桿設計的安全裕度較大，曲桿變形較小，應力水平較適中。曲桿結構設計相對合理。

因彎曲接頭和隨動旋轉接頭為主艙門和隨動艙門的簡化分析結構，彎曲接頭和隨動旋轉接頭的柔性分析對艙門設計的參考意義不大。主艙門和隨動艙門的耦合分析，僅作為通用分析方法供參考。

彎曲接頭、曲桿、隨動旋轉接頭剛柔耦合分析

本文對彎曲接頭、曲桿、隨動旋轉接頭3個傳動桿件進行剛柔耦合綜合模型分析，建立耦合模型。

前文分析結果顯示，曲桿最大應力為235MPa，曲桿最大變形值為0.456mm。因彎曲接頭和隨動旋轉接頭的柔性緩沖均相應減小，耦合模型最大應力和最大變形值出現的位置和時間均未發生改變。由此可見，如果彎曲接頭及隨動旋轉接頭載荷分攤到整個艙門壁板上，彎曲接頭上的實際載荷應小于當前分析值。

曲桿與彎曲接頭的孔端載荷曲線因柔性化后，柔體特征會出現局部尖峰，屬正常現象，本文可不做考慮。

彎曲接頭的最大應力為926MPa，隨動旋轉接頭的最大應力為23.5MPa。因這兩種接頭均為艙門的簡化模型，載荷分布差異較大，精確的載荷需帶入整體模型后才能被分析。由分析結果可知，隨動旋轉接頭載荷較小，達到了結構減重的目的。

隨動機構優化設計

本文根據艙門工作原理，對隨動機構進行設計，并以應力、應變、變形值作為目標值，在保證不影響艙門開閉的前提下，對機構尺寸進行優化，以達到機構減重的目的，從而獲得最優的特征尺寸。

根據上述剛柔耦合分析結果，本文利用經過LMS軟件優化的模塊對機構尺寸進行優化，對未簡化的曲桿進行優化分析，并對曲桿參數進行優化設計，將分析結果作為輸入參考，設置優化參數并進行計算。本文已知曲桿最大應力為235MPa，曲桿最大變形值為0.456mm，以前文計算所得的應力和應變為取值目標，設置目標優化參數。

通過優化參數遞交求解，本文得到曲桿最大應力為343MPa，最大變形值為0.674mm，最大應力和最大變形出現的時間變為艙門開啟0.02s的初始時刻，且曲桿的變形值未對機構運動產生干涉。優化前后的曲桿參數如表2所示。

由優化后的結果分析可得，曲桿零件較簡單，優化后的參數不影響曲桿設計，但上筋條孔位間距優化后是16mm，會造成曲桿在運動過程中出現少量干涉，故曲桿設計仍選用20mm的上筋條孔位間距。曲桿重量由0.122kg減到0.09kg，減少了0.032kg，即重量減輕了26%。優化后的參數能夠滿足曲桿的正常運動要求，優化的結構方案及分析方法可行。

結束語

本文根據約束條件，對隨動機構運動方案進行合理設計，結合LMS軟件對所設計的隨動機構進行動力學分析和優化，驗證了運動方案的合理性。本文取得如下收獲。

一是從武器艙結構工程應用出發，根據設計要求和設計約束，本文對隨動機構進行合理設計，并對機構進行剛體分析和剛柔耦合分析，分析機構運動卡滯的風險，保證機構運動的可靠性。

二是本文對柔性化后的機構的特征尺寸進行優化，在滿足運動功能及性能要求的前提下，機構減重效果顯著。

三是本文提出的動力學分析方法可以應用于折疊部件、起落架、副翼、傘艙等無人機運動機構的分析與評估，工程實用性廣。