CN112699488A - 一种机构空间运动副位置确定方法 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及结构强度分析技术领域，特别涉及一种机构空间运动副位置确定方法。该方法包括：确定民用飞机襟翼的设计空间；按照预设约束条件，计算民用飞机襟翼的三个运动副的位置；预设约束条件包括：L3已知；L尽可能的小；
Figure DDA0002869757950000011
当L2大于L2max时候，L2取值为L2max。

Description

一种机构空间运动副位置确定方法
技术领域
本发明涉及结构强度分析技术领域，特别涉及一种机构空间运动副位置确定方法。
背景技术
运动机构作为主要受力构件，主要用以保证襟翼不同的姿态，而机构空间运动副设置决定了机构传力路径及载荷大小，以前运动副设计主要依据型号设计要求参照以往飞机设计经验以实现结构运动功能要求，并未从传力路线设计进行过设计限制约束。
发明内容
发明目的：将复杂运动机构空间运动副进行传力优化，使关键运动副传载最小化。
技术方案：
一种机构空间运动副位置确定方法，包括：
确定民用飞机襟翼的设计空间；
按照预设约束条件，计算民用飞机襟翼的三个运动副的位置；
预设约束条件包括：
L3已知；
L尽可能的小；
Figure BDA0002869757930000011
当L2大于L2max时候，L2取值为L2max；
其中，L1为民用飞机襟翼的气动型芯到第二运动副8距离的水平分量；L2为第一运动副7到第二运动副8距离的水平分量；L为民用飞机襟翼的气动型芯到两个滑轨的转轴距离的水平分量；L3为转轴到第三运动副9的竖直分量；
民用飞机襟翼包括运动机构、操纵机构6、翼面本体5；其中，运动机构包括相互配合的第一滑轨1和第一滑轮架3、相互配合的第二滑轨2和第二滑轮架4，连接第一滑轨1和第一滑轮架3的第一运动副7、连接第二滑轨2和第二滑轮架4的第二运动副8；连接运动机构和操纵机构6的第三运动副9。
进一步的，所述方法还包括：
根据计算出的位置，建立民用飞机襟翼的有限元模型；
根据有限元分析进行验证。
进一步的，根据计算出的位置，建立民用飞机襟翼的有限元模型，包括：
将襟翼本体简化为杆板结构：将梁、肋缘条简化为杆元；将梁腹板、肋腹板、蒙皮简化为弯曲板元；将泡沫芯简化为六面体元；将运动机构简化为弯曲板元和梁元，依据运动副运动关节将其简化为RBAR刚体元。
进一步的，预设约束条件的确定方法包括：
对民用飞机襟翼进行受力分析，确定三个运动副载荷大小；
根据载荷大小，确定影响各个运动副的关键因素；
根据关键因素和运动行程量δ限制约束，确定预设约束条件。
进一步的，第三运动副的载荷F9为：
Figure BDA0002869757930000021
F为翼面气动载荷。
进一步的，第二运动副的载荷F8为：
Figure BDA0002869757930000022
进一步的，第一运动副的载荷F7为：
Figure BDA0002869757930000023
一种计算机可读的存储介质，其上存储有计算机指令，所述指令被处理器执行时实现上述的方法。
有益效果：
本发明基于现有复杂运动机构，通过简化板杆运动机构传力模型，进行传力工程分析，基于机构传力路线对机构旋转副进行位置优化。最终在满足结构运动功能前提下，使运动关节部位传载最小，强度风险最低，同时满足翼面结构刚度要求。
附图说明
图1为后退式襟翼运动机构。
图2为运动、操纵机构受力图。
图3为运动机构运动副受力图。
图4为运动机构有限元网格图。
具体实施方式
已知某型民用飞机襟翼，见图1。主要有第一滑轨1和第二滑轨2、第一滑轮架3和第二滑轮架4运动机构，操纵机构6、翼面本体5组成。在操纵机构6作动下，翼面本体5及第一滑轮架3和第二滑轮架4于第一滑轨1和第二滑轨2相对运动，以保证襟翼不同的位置。
滑轨滑轮架的第一运动副7和第二运动副8及操纵机构的第三运动副9为关键受力件，在一定翼面载荷作动下，其载荷传递最小化成为设计关键。
(1)对其进行工程受力分析，确定影响三个运动副载荷大小
运动操纵机构受力图见图2，翼面气动载荷F作动下，其气动剪力主要通过滑轨滑轮架承担，气动剪力对滑轨转轴A的扭矩T通过操纵机构6承担。
运动副9承担的载荷
Figure BDA0002869757930000031
气动剪力F及弯矩M作用下，主要由运动机构承担，其受力图见图3。
运动副7、运动副8承担载荷：
Figure BDA0002869757930000032
(2)确定影响各个运动副大小的关键因素
运动副9：翼面总载F力线通过运动机构转轴中心时，其力臂L为零，因此调整滑轨运动机构转轴，使其转轴到载荷压心距离L尽可能小；
运动副8：如图3所示，L2一定情况下，尽量减小L1数值，即使运动副8距载荷压心距离尽可能小；
运动副7：L2一定情况下，尽量减小L1数值，即使运动副8距载荷压心距离尽可能小。
(3)运动行程量δ限制约束条件下运动副9位置设计
翼面结构在运动机构作用下产生大的行程量δ，其行程量δ大小关系如下：
Figure BDA0002869757930000041
向后行程量为δ0
其中：L2min＜L2＜L2max，其中L2min、L2max为L2最小、最大许可值；
通过以上分析，当L2＝L2max，其运动副9载荷最小。
(4)基于一定设计空间B襟翼高效率增升下运动副7、运动副8位置设计
机构设计空间长度方向尺寸为B，其中B＝L1L2，给定的设计空间B内，为充分运用设计空间B进行襟翼大行程量设计，L1+L2最小时，其襟翼增生效率最高，L1+L2≥2B，当且仅当
Figure BDA0002869757930000042
Figure BDA0002869757930000043
时，其L1+L2最小。
(5)运用有限元方法进行传力路线验证
a)有限元模型建立如图4所示：襟翼本体简化为杆板结构：梁、肋缘条简化为杆元(CROD元)；梁腹板、肋腹板、蒙皮简化为弯曲板元(CQUAD4)；泡沫芯简化为六面体元(PSOLID)；运动机构简化为弯曲板元(CQUAD4)和梁元(CBAR)，依据运动副运动关节将其简化为RBAR刚体元；
b)通过实体单元和板杆结构传力结果对比，验证其传力路线合理性。
本发明基于机构传力路线对机构运动副进行位置优化，在满足结构运动功能前提下，使运动关节部位传载最小。适用于增生装置机构多运动副的位置优化，运动关节部位传载最小，此发明具有较大应用价值，已在某型号的增生装置中使用。

Claims (8)

1.一种机构空间运动副位置确定方法，其特征在于，包括：
确定民用飞机襟翼的设计空间；
按照预设约束条件，计算民用飞机襟翼的三个运动副的位置；
预设约束条件包括：
L3已知；
L尽可能的小；
Figure FDA0002869757920000011
当L2大于L2max时候，L2取值为L2max；
其中，L1为民用飞机襟翼的气动型芯到第二运动副(8)距离的水平分量；L2为第一运动副(7)到第二运动副(8)距离的水平分量；L为民用飞机襟翼的气动型芯到两个滑轨的转轴距离的水平分量；L3为转轴到第三运动副(9)的竖直分量；
民用飞机襟翼包括运动机构、操纵机构(6)、翼面本体(5)；其中，运动机构包括相互配合的第一滑轨(1)和第一滑轮架(3)、相互配合的第二滑轨(2)和第二滑轮架(4)，连接第一滑轨(1)和第一滑轮架(3)的第一运动副(7)、连接第二滑轨(2)和第二滑轮架(4)的第二运动副(8)；连接运动机构和操纵机构(6)的第三运动副(9)。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述方法还包括：
根据计算出的位置，建立民用飞机襟翼的有限元模型；
根据有限元分析进行验证。
3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，根据计算出的位置，建立民用飞机襟翼的有限元模型，包括：
将襟翼本体简化为杆板结构：将梁、肋缘条简化为杆元；将梁腹板、肋腹板、蒙皮简化为弯曲板元；将泡沫芯简化为六面体元；将运动机构简化为弯曲板元和梁元，依据运动副运动关节将其简化为RBAR刚体元。
4.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，预设约束条件的确定方法包括：
对民用飞机襟翼进行受力分析，确定三个运动副载荷大小；
根据载荷大小，确定影响各个运动副的关键因素；
根据关键因素和运动行程量δ限制约束，确定预设约束条件。
5.根据权利要求4所述的方法，其特征在于，第三运动副的载荷F9为：
Figure FDA0002869757920000021
F为翼面气动载荷。
6.根据权利要求5所述的方法，其特征在于，第二运动副的载荷F8为：
Figure FDA0002869757920000022
7.根据权利要求6所述的方法，其特征在于，第一运动副的载荷F7为：
Figure FDA0002869757920000023
8.一种计算机可读的存储介质，其上存储有计算机指令，其特征在于，所述指令被处理器执行时实现权利要求1-7任一项所述的方法。
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