引言

無人直升機(jī)主旋翼操縱系統(tǒng)包括舵機(jī)系統(tǒng)、自動(dòng)傾斜器系統(tǒng)、防扭臂組件及推拉桿組件等。采用外置式操縱系統(tǒng),自動(dòng)傾斜器分為動(dòng)環(huán)和不動(dòng)環(huán),分別用于連接變距拉桿和主舵機(jī)。操縱過程中,主舵機(jī)通過推、拉不動(dòng)環(huán),動(dòng)環(huán)推、拉變距拉桿,進(jìn)而驅(qū)動(dòng)旋翼系統(tǒng)完成總距及周期變距操縱。操縱系統(tǒng)作為重要組件,將舵機(jī)產(chǎn)生的運(yùn)動(dòng)控制獎(jiǎng)轂進(jìn)而操縱主旋翼。操縱系統(tǒng)的安全與否直接關(guān)系到直升機(jī)的安全飛行,材料的選擇關(guān)系到其線剛度及疲勞性能的好壞,要承受較大的交變載荷。與所有旋轉(zhuǎn)結(jié)構(gòu)一樣,旋轉(zhuǎn)交變載荷導(dǎo)致操縱組件的塑性變形及疲勞斷裂,尤其是連接處的斷裂,嚴(yán)重威脅獎(jiǎng)轂的使用安全,而且疲勞斷裂會(huì)導(dǎo)致直升機(jī)墜毀,同時(shí)操縱系統(tǒng)的線性剛性與旋翼顫振直接相關(guān),會(huì)引起直升機(jī)的氣彈穩(wěn)定性問題,所以操縱系統(tǒng)線剛度的設(shè)計(jì)是否滿足設(shè)計(jì)要求直接關(guān)系到直升機(jī)的飛行安全。

1有限元建模及分析

1.1建模方法

某型無人直升機(jī)主獎(jiǎng)轂操縱系統(tǒng)組件的幾何模型如圖1所示,幾個(gè)主要部分通過螺栓、軸承連接而成,部分局部連接部件如圖2所示。由于連接部件過于復(fù)雜,且本文研究的重點(diǎn)不是局部細(xì)微的應(yīng)力、應(yīng)變情況,因此對(duì)該幾何模型進(jìn)行了簡化處理,如圖3所示。

1.2實(shí)體建模

在ANsYs軟件中可供選用的solid單元中,四面體單元不如六面體單元計(jì)算精度高,特別是涉及小孔邊緣等應(yīng)力集中區(qū)域。由于主軸在小孔處施加扭矩時(shí)兩端的應(yīng)力幾乎為零,因此建模時(shí)忽略了一些影響網(wǎng)格劃分的倒角,同時(shí)為了方便網(wǎng)格劃分忽略了加載孔處的倒角。劃分網(wǎng)格時(shí),在ANsYs軟件中將實(shí)體模型分割成若干個(gè)小實(shí)體,從而可以通過自適應(yīng)網(wǎng)格劃分出需要的六面體網(wǎng)格,采用solid45單元對(duì)模型進(jìn)行網(wǎng)格劃分,如圖4、圖5所示,共計(jì)553629個(gè)單元、148679個(gè)節(jié)點(diǎn)。

根據(jù)其幾何連接關(guān)系,對(duì)各部件連接做以下處理:舵機(jī)推桿和桿端軸承通過CP連接、桿端軸承和不動(dòng)環(huán)、桿端軸承和動(dòng)環(huán)通過中心節(jié)點(diǎn)建立MPC單元進(jìn)行連接:在動(dòng)環(huán)中建立中心節(jié)點(diǎn)局部坐標(biāo)系約束其內(nèi)壁,使其在主軸上轉(zhuǎn)動(dòng)和滑動(dòng),具體如圖4所示。在兩個(gè)變距拉桿中心各施加1000N集中力。

1.3材料設(shè)置

操縱系統(tǒng)組件材料參數(shù)具體如表1所示。

2計(jì)算結(jié)果

基于Catia模型文件,采用HyperMesh進(jìn)行幾何處理和單元?jiǎng)澐?采用ANsYs軟件基于工況進(jìn)行加載計(jì)算,計(jì)算結(jié)果如表2所示。結(jié)構(gòu)整體位移云圖如圖6所示。

3結(jié)語

本文基于有限元分析方法,對(duì)某型無人直升機(jī)主旋翼操縱系統(tǒng)的線剛度進(jìn)行了研究,結(jié)果表明,針對(duì)主旋翼操縱系統(tǒng)的選材符合主旋翼操縱系統(tǒng)線剛度的設(shè)計(jì)要求,能滿足工程實(shí)際需要,同時(shí)操縱系統(tǒng)的選材對(duì)操縱系統(tǒng)線剛度的影響比較大,在選取材料時(shí)應(yīng)當(dāng)嚴(yán)格控制其應(yīng)變,防止因材料參數(shù)不符合要求而導(dǎo)致結(jié)構(gòu)失效。