1 概述
根據(jù)某型飛機總體技術方案要求，機身尾段43～44框間布置有紅外／紫外掃描儀探測設備（以下簡稱探測設備），為同時滿足其功能及安全防護要求，機身下部需增設一套保護艙門，探測設備工作時艙門順利開啟，探測設備休眠時艙門關閉對其進行保護。
為提高探測設備艙門設計水平并加快研制進度，通過借助HyperWorks軟件中的多體仿真模塊MotionView，對其建立了剛體系統(tǒng)仿真模型，驗證了其運動原理，并以此為基礎，將剛體部件替換為柔性體，得到了其運動過程中的應力及變形情況，驗證了其強度、剛度，并作為進一步優(yōu)化的依據(jù)。
2 探測設備艙門多體動力學模型
2.1剛體模型
剛體動力學模型采用CAD建模法，利用CATIA建立三維模型，并附之材料屬性，然后將所有固聯(lián)的零組件整合成子裝配，測量每個子裝配的質量特性及其之間運動副的連接點坐標，再將其作為MotionView中BODY的參數(shù)輸入。而模型的外形通過MotionView自身功能將子裝配轉換成H3D文件，然后在生產(chǎn)Graphic時，直接以文件形式將H3D文件導入即可。最終模型由20個運動體，24個運動副組成。如圖1所示。
圖1 探測設備艙門剛體模型
2.2柔體模型
在己建立的剛體多體動力學模型基礎上，將各剛體部件替換為柔性體。生成柔性體時，首先需要通過Hypermesh建立其有限元模型，而柔性體部件內(nèi)部零組件之間的連接，在有限元建立階段通過共節(jié)點或剛性單元固接。圖2～圖6是要建立柔性體部件的有限元模型。
圖2 機架有限元模型
圖3 中心軸一搖臂有限元模型
圖4 調節(jié)拉桿有限元模型
圖5 轉軸-L型擺架有限元模型
圖6 艙門有限元模型
采用模態(tài)綜合法縮減模型自由度，提取有限元模型的前15階模態(tài)進行柔性體建模，最終建立的柔性體多體動力學模型如圖7所示。
圖7 探測設備艙門柔性體模型
3 運動仿真
探測設備艙門按一個正常工作循環(huán)進行仿真，即打開艙門（0～30秒）一關閉艙門(30～60秒)，省略中間與艙門運動無關的工作過程。
通過*include(“子程序目錄”)函數(shù)，將設置運動副摩擦系數(shù)的子程序讀入主程序中。而外載荷按時間曲線輸入，方向主要來自Y、Z（艙門外形輪廓與X方向近似平行，因此忽略此方向上的外載)，其力值大小根據(jù)打開過程中艙門在外載方向上的投影面積進行折算。最終可將艙門運動仿真過程分為以下兩個工況。
3.1工況I(側風順Z軸正向)
當側風載荷順著Z軸正向襲來時，對于對稱打開的艙門而言，可認為外載施加于右側門頁（圖7），而左側門頁受到前者遮擋而不受力，因此其載荷曲線可按圖8輸入。
圖8.1 右側門頁Y向載荷曲線
圖8.2 右側門頁Z向載荷曲線
圖8.3 左側門頁Y向載荷曲線
3.2工況II（側風逆Z軸正向）
當側風載荷逆著Z軸正向襲來時，對于對稱打開的艙門而言，可認為外載施加于左側門頁（圖7），而右側門頁受到前者遮擋而不受力，因此其載荷曲線可按圖9輸入。
圖9.1 右側門頁Y向載荷曲線
圖9.2 左側門頁Y向載荷曲線
圖9.3 左側門頁Z向載荷曲線
4 計算結果
本報告多體分析計算使用Altair MotionSolve程序進行。
報告僅給出探測設備艙門在運動過程中，主要數(shù)值曲線圖及關鍵部件應力應變云圖。
4.1數(shù)值曲線圖
4.1.1電動機構負載力矩曲線
電動機構負載力矩曲線見圖10，其中虛線為工況I力矩曲線，實線為工況II力矩曲線，橫軸表示時間，縱軸表示電機負載力矩值，并規(guī)定負載力矩順航向逆時針旋轉為正，反之為負向。對比兩曲線后可知，艙門打開與關閉過程中，最大負載力矩均出現(xiàn)在工況II，對應時間分別為19.5秒，40.5秒，力矩值分別為27574.8N．mm，27419.5N．mm。另外艙門打開時，在21.3秒之前，負載力矩對艙門開啟呈阻力矩，在21.3秒之后，負載力矩對艙門開啟呈牽引力矩；艙門關閉時，在38.7秒之前，負載力矩對艙門開啟呈阻力矩，在38.7秒之后，負載力矩對艙門開啟呈牽引力矩。
圖10 電動機構負載力矩值曲線
4.1.2時間一角度曲線
時間一角度曲線如圖11所示，其中實線為電動機構角度曲線，虛線為右側艙門角度曲線，雙點劃線為左側艙門角度曲線。由圖11可知，兩側艙門打開角度近似相等，約為143.2°，而且兩條曲線近似擬合，說明兩者同步性較好。另外，在艙門開啟末尾階段，兩側艙門的角度曲線比較平穩(wěn)，這說明艙門開啟角度對電動機轉過的角度不敏感，開啟機構比較穩(wěn)健，這種特性非常關鍵，可有效避免電動機構角度誤差或波動對艙門打開角度的影響。
圖11 時間一角度曲線
4.2柔性體應力及變形云圖
本節(jié)給出的應力及變形云圖，為兩種工況中較大的情況。
4.2.1機架應力及變形云圖
機架的最大應力出現(xiàn)在工況II的連接板上，其值為87.91Mpa。機架的最大變形出現(xiàn)在工況II的止動套筒上，其值為0.56mm。
圖12 機架應力及變形云圖
4.2.2中心軸一搖臂應力及變形云圖
中心軸一搖臂的最大應力及變形均出現(xiàn)在工況II的搖臂上，其值分別為257.92Mpa，0.07mm。
圖13 中心軸一搖臂應力及變形云圖
4.2.3調節(jié)拉桿應力及變形云圖
調節(jié)拉桿的最大應力及變形均出現(xiàn)在工況I的艙門右側第二調節(jié)拉桿上，其值分別為246.71Mpa,0.1mm。
圖14 調節(jié)拉桿應力及變形云圖
4.2.4轉軸-L型擺架應力及變形云圖
艙門左側轉軸-L型擺架組件在工況II時應力出現(xiàn)最大值，其值為131.93Mpa，而最大變形出現(xiàn)在工況I右側轉軸-L型擺架組件上，其值為0.1mm。
圖15 轉軸-L型擺架應力及變形云圖
4.2.5艙門應力及變形云圖
艙門的最大應力及變形均出現(xiàn)在工況I右側艙門的合頁上，其值分別為26.419Mpa，0.025mm。
圖16 艙門應力及變形云圖
5 電機負載力矩值及艙門開啟角度校核
5.1校核標準
按照Y7Ⅲ-XZ04-812《MA60型飛機H狀態(tài)紅外／紫外掃描儀艙門電動機構技術協(xié)議書》的規(guī)定，電動機構設計輸出力矩值為48000N．mm，取許用力矩值Fb為48000N．mm。力矩值剩余系數(shù)η=Fb/Fμ，其中Fμ是計算力矩值。按照Y7Ⅲ-JT04-506《MA60型飛機H狀態(tài)紅外／紫外掃描儀艙門安裝技術條件》的規(guī)定，兩側艙門打開角度不小于13°，取許用角度為135°。
5.2校核結果
表1 力矩校核結果
表2 角度校核結果
6 艙門強度剛度校核
6.1衛(wèi)校核標準
材料性能取自《工程材料實用手冊》第3冊，強度校核公式取自《飛機設計手冊》第9冊。零部件強度校核公式為η=σb/σν，其中σb是強度極限，σν是單元的Von Mises綜合應力，η是剩余強度。
6.2強度校核結果
表3 各部件強度校核結果
6.3剛度校核結果
表4 各部件剛度校核結果
7 結論
本文應用Hyperworks軟件中的MotinView模塊，對探測設備艙門進行了多體動力學分析，理清了其運動機理，驗證了機構設計的合理性，并分析了艙門的受力特性，評估了艙門的設計性能，包括電動機構負載力矩值，艙門開啟角度，各零部件運動過程中的應力應變及相對變形，有效提高了產(chǎn)品的設計水平，顯著縮短了產(chǎn)品的研發(fā)周期。
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本文標題：HyperWorks在某型飛機探測設備艙門研制中的應用
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