基于SMA的飞行器变体机翼驱动结构研究

第３３卷　第１期　２０１０年　１月　兵器材料科学与工程　０ＲＤＮＡＮＣＥ　ＭＡＴＥＲＩＡＬ　ＳＣＩＥＮＣＥ　ＡＮＤ　ＥＮＧＩＮＥＥＲＩＮＧ　Ｖｏ１．３３　Ｎｏ．１　Ｊａｎ．，２０１０　基于ＳＭＡ的飞行器变体机翼驱动结构研究　杨媛．徐志伟　（南京航空航天大学智能材料结构航空科技重点实验室，江苏南京２１００１６）　摘要首先设计一种基于ＳＭＡ驱动的可变体机翼后缘分段结构，通过相邻后缘段之间安装的偏转驱动结构，使结构的　整体偏转通过后缘段累积效应实现，在此基础上制作该可变体机翼后缘的结构模型。其次，对ＳＭＡ驱动元件在此机翼结　构中的布局进行理论计算与仿真，验证设计驱动系统的可行性，并通过空载与加载不同状态下结构运动实验研究与仿真　对比分析．近一步研究设计的ＳＭＡ驱动可变体机翼后缘结构的承载能力与结构合理性。最终，设计的机翼后缘结构模型　能够实现快速、稳定、连续的变形目的。　关键词机翼后缘结构：ＳＭＡ驱动；关节转动；载荷实验　中图分类号ＴＢ３８１　文献标识码Ａ　文章编号１００４—２４４Ｘ（２０１０）０１—００２５—０５　Ｒｅｓｅａｒｃｈ　ｏｆ　ｔｈｅ　ａｉｒｆｏｉｌ　ｓｔｒｕｃｔｕｒｅ　ｂａｓｅｄ　ｏｎ　ａ　ｓｈａｐｅ－ｍｅｍｏｒｙ　ａｌｌｏｙ　ａｃｔｕａｔｅｄ　ｍｏｒｐｈｉｎｇ　ｗｉＩｌｇ　ＹＡＮＧ　Ｙｕａｎ．ＸＵ　Ｚｈｉｗｅｉ　（Ｎａｎｊｉｎｇ　Ｕｎｉｖｅｒｓｉｔｙ　ｏｆ　Ａｅｒｏｎａｕｔｉｃｓ　ａｎｄ　Ａｓｔｒｏｎａｕｔｉｃｓ，Ｎａｎｊｉｎｇ　２１００１６，Ｃｈｉｎａ）　Ａｂｓｔｒａｃｔ　Ｍｏｒｐｈｉｎｇ　ｗｉｎｇ　ｏｆ　ｔｒａｉｌｉｎｇ　ｅｄｇｅ　ｓｅｇｍｅｎｔ　ｓｔｒｕｃｔｕｒｅ　ｂａｓｅｄ　ｏｎ　ｔｈｅ　ＳＭＡ—ｄｒｉｖｉｎｇ　ｗａｓ　ｄｅｓｉｇｎｅｄ　ｆｉｒｓｔｌｙ．Ｄｅｆｌｅｃｔｉｏｎ　ｄｒｉｖｅｎ　ｃｏｎｆｉｇｕｒａｔｉｏｎ　ｆｉｘｅｄ　ｂｅｔｗｅｅｎ　ａｄｊａｃｅｎｔ　ｓｅｇｍｅｎｔｓ　ｃｒｅａｔｅｄ　ｃｕｍｕｌａｔｉｖｅ　ｅｆｆｅｃｔ　ｗｈｉｃｈ　ａｃｈｉｅｖｅｄ　ｔｈｅ　ｏｖｅｒａｌｌ　ｄｅｆｌｅｃｔｉｏｎ　ｏｆ　ｓｔｒｕｃｔｕｒｅ．　Ａｃｃｏｒｄｉｎｇ　ｔｏ　ｔｈａｔ，ｍｏｄｅｌ　ｏｆ　ｔｈｅ　ｓｔｒｕｃｔｕｒｅｓ　ｗａｓ　ｍａｎｕｆａｃｔｕｒｅｄ．Ｔｈｅ　ｔｈｅｏｒｅｔｉｃａｌ　ｃａｌｃｕｌａｔｉｏｎ　ａｎｄ　ｓｉｍｕｌａｔｉｏｎ　ｏｆ　ｔｈｅ　ａｒｒａｎｇｅｍｅｎｔ　ｏｆ　ＳＭＡ—ｄｒｉｖｉｎｇ　ｉｎ　ｔｈｉｓ　ａｉｆｒｏｉｌ　ｓｔｕｃｔｒｕｒｅｓ　ｗｅｒｅ　ｆｉｎｉｓｈｅｄ，ａｎｄ　ｔｈｅ　ｆｅａｓｉｂｉｌｉｔｙ　ｏｆ　ｔｈｅ　ｄｅｓｉｇｎｅｄ　ｄｒｉｖｅｎ　ｓｙｓｔｅｍ　ｗａｓ　ｖｅｒｉｉｆｅｄ．Ｆｕｒｔｈｅｒｍｏｒｅ，　ｔｈｅ　ｌｏａｄ—ｂｅａｒｉｎｇ　ｃａｐａｂｉｌｉｔｙ　ａｎｄ　ｒａｔｉｏｎａｌｉｔｙ　ｏｆ　ｄｅｓｉｇｎｅｄ　ｓｔｒｕｃｔｕｒｅ　ｔｈｒｏｕｇｈ　ｃｏｍｐａｒａｔｉｖｅ　ａｎａｌｙｓｉｓ　ｂｅｔｗｅｅｎ　ｍｏｖｅｍｅｎｔ　ｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔ　ａｎｄ　ｓｉｍｕｌａｔｉｏｎ　ｒｅｓｕｌｔｓ　ｕｎｄｅｒ　ｄｉｆｆｅｒｅｎｔ　ｌｏａｄｉｎｇ　ｃｏｎｄｉｔｉｏｎｓ　ｗｅｒｅ　ｓｔｕｄｉｅｄ．Ｉｎ　ｔｈｅ　ｅｎｄ，ｔｈｅ　ｄｅｓｉｇｎｅｄ　ｔｒａｉｌｉｎｇ　ｅｄｇｅ　ｗｉｎｇ　ｓｔｒｕｃｔｕｒｅ　ｃａｎ　ａｃｈｉｅｖｅ　ｔｈｅ　ｐｕｒｐｏｓｅ　ｏｆ　ｆａｓｔ，ｓｔａｂｌｅ，ｃｏｎｔｉｎｕｏｕｓ　ｄｅｆｏｒｍａｔｉｏｎ．　Ｋｅｙ　ｗｏｒｄｓ　ｔｒａｉｌｉｎｇ　ｅｄｇｅ　ｗｉｎｇ　ｓｔｒｕｃｔｕｒｅ；ｓｈａｐｅ—ｍｅｍｏｒｙ　ａｌｌｏｙ　ｄｒｉｖｉｎｇ；ｊｏｉｎｔ　ｒｏｔａｔｉｏｎ；ｌｏａｄｉｎｇ　ｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔ　收稿日期：２００９—０８—０４：修回日期：２００９—１０—２８　基金项目：国家自然科学基金重大研究计￣（９０７１６００３）资助；国家自然科学基金重点项目（５０８３０２１０）资助　作者简介：杨嫒，女，硕士生；研究方向为结构健康监测及智能材料与结构。Ｅ—ｍａｉｌ：ＹＹ２２４＠ｎｕａａ．ｅｄｕ．ｅｌｌ。　火的温度场数值模拟，可以得到与实际较吻合的计算　结果。　２）淬硬层深度沿激光扫描方向分布不均匀．这是　因为激光扫描的起始和结束位置处．由于边界条件的　［４］季忠．板料激光弯曲成形及其数值模拟［Ｄ］．西安：西北工　业大学材料科学与工程系，１９９７：６４—６９．　［５］张家荣，赵廷元．工程常用物质的热物理性质手册［Ｍ］．北　京：新时代出版社．１９８７：１４６—１９５．　影响而存在明显差异。激光淬火开始、结束阶段，改变　激光淬火参数是有必要的．以减少轴承套圈的硬度不　均匀性。　［６］刘江龙，等．高能束热处理［Ｍ］．北京：机械工业出版社，　１９９７：６６—９８．　［７］管一弘，陈铁力，陈劲波，等．激光相变硬化过程中温度场　及马氏体相变的数值分析［Ｊ］．金属热处理学报，１９９８。１９　（４）：２０—２２．　３）光斑宽度等于滚道宽度时，滚道边界处淬硬深　度较小。由于整个轴承沟道均需要高硬度，在一定的载　荷下其沟道边缘也处于接触工作状态．所以实际生产　中激光束尺寸应大于沟道宽度。　［８］花银群，杨继昌，胡涛，等．应用ＡＮＳＹＳ５．７软件模拟激光淬　火曲轴温度场的研究［Ｊ］．金属热处理，２００２，２７（８）：３７—３９．　『９］Ｋｏｍａｎｄｕｒｉ　Ｒ，Ｈｏｕ　Ｚ　Ｂ．Ｔｈｅｒｍａｌ　ａｎａｌｙｓｉｓ　ｏｆ　ｔｌｌｅ　ｌａｓｅｒ　ｓｕｒｆａｃｅ　ｔｒａｎｓｆｏｒｍａｔｉｏｎ　ｈａｒｄｅｎｉｎｇ　ｐｒｏｃｅｓｓ［Ｊ］．Ｉｎｔｅｒｎａｔｉｏｎａｌ　Ｊｏｕｒｎａｌ　ｏｆ　４参考文献　［１］王伯栋．ＧＣｒｌ５轴承钢的激光表面改性［Ｊ］．轴承，１９９４（７）：　１４—１８．　Ｈｅａｔ　ａｎｄ　Ｍａｓｓ　Ｔｒａｎｓｆｅｒ，２００１，４４（６）：２８４５—２８６２．　［１０］任恩扬，陈铁力，林渝，等．激光相变硬化工艺参数的选择　［Ｊ］．昆明理工大学学报，１９９７，２１（４）：３４—３７．　［１１］管一弘，陈铁力，陈君若，等．激光淬火温度场及材料性能　［２］张素芳．ＧＣｒｌ５轴承钢激光表面改性的试验研究［Ｄ］．大连：　大连理工大学．２００６：２４—４９．　［３］Ｙｏｏｎ　Ｋ　Ｋ，Ｋｉｍ　Ｗ　Ｂ，Ｎａ　Ｓ　Ｊ．Ｓｈａｐｅ　ｄｅｆｏｒｍａｔｉｏｎ　ｏｆ　ａ　ｐｉｓｔｏｎ　ｉｒｎｇ　ｇｒｏｏｖｅ　ｂｙ　ｌａｓｅｒ　ｓｕｒｆａｃｅ　ｈａｒｄｅｎｉｎｇ［Ｊ］．Ｓｕｒｆａｃｅ　ａｎｄ　Ｃｏａｔ—　ｉｎｇｓ　Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ，１９９６，７８（６）：１５７—１６７．　的数值模拟［Ｊ］．中国激光，１９９９，２６（３）：２６３—２６６．　［１２］张立文，王晓晖，王富岗，等．圆柱体激光相变硬化三维温　度场数值计算［Ｊ］．材料科学与工艺，２００２，１０（１）：６２—６５．　第１期　杨媛等：基于ＳＭＡ的飞行器变体机翼驱动结构研究　５０．１％）。将其作为本变形结构中的驱动元件时，需要　对形状记忆合金丝在相变过程中的驱动性能进行测　试。　采用ＨＧ６３３３型直流稳压电源给ＳＭＡ通以３．０　Ａ　的电流（实验验证得出：３．０　Ａ的电流已可实现ＳＭＡ的　完全相变），ＳＭＡ发生相变（产生记忆效应…）收缩变　形，测量ＳＭＡ的回复应变为４．７％，常温下ＳＭＡ的约　束力为４５　Ｎ，加热后的回复力为１５０　Ｎ。　２）单个关节的偏转角度计算。如上文所述，机翼后　缘结构的偏转是通过多个关节链式累积效应来实现　的．而每个关节的偏转运动则是由安装在其上的ＳＭＡ　驱动实现，且每个关节的驱动方式是一致的，因此，以　一个关节为例设计ＳＭＡ的布局方案。　如图３ａ所示，关节１处于零偏转，即平衡状态，通　过由ＳＭＡ１和ＳＭＡ２组成的差动式驱动方式完成此关　节的驱动偏转。已知关节１在平衡位置时常温下的　ＳＭＡ１长度　为１５０　ｍｍ（根据具体的实验模型尺寸　测量所得），ＳＭＡ的恢复应变值　为４．７％，根据回复　应变计算式（１）式可知ＳＭＡ１的变形量ｎ６为７．０５　ｍｉｌ１．即变形后的ＳＭＡ１长度６　为１４２．９５　ｍｌＴＩ。　＝　％・ａｄ，ａｂ＝ａｄ－ｂｄ。　（１）　ＳＭＡ１的收缩变形驱动关节绕转轴Ｏ偏转ＯＬ．角（见图　３ｂ），在Ａａｏｃ、ｂｏｃ中将实际测量值　、ｂｄ、ＯＣ、ｃｄ代人　三角关系式（２），计算可得ＯＬｌ＝３．２６１　９。。　ａ￣＝ａｒｃｔａｎ—ｏｄ－ｃｄａｒｃｔａｎ—ｂｄ－——ｃｄ　（２）　ＯＣ　ＯＣ　该关节的上偏转角度计算方法与上述类似，在平衡位　置时ＳＭＡ２的长度与ＳＭＡ１相同，计算可得Ｏｔ　１＝３２６１　９。。　根据设计要求，使关节１、２、３的上下偏转角度相同，即　Ｏｆ１＝　２＝０ｆｆ　３＝３．２６１　９。、Ｏｔｌ＝　２：　３＝３．２６１　９。。可以由（２）式　反推出关节２、３在平衡位置时的ＳＭＡ长度，计算结果　见表１。　３）机翼后缘结构偏转位移量计算。机翼后缘结构　的偏转位移量可以通过翼肋的偏移量测量得到，其简　化模式如图４所示。由４个关节段构成一个长　的翼　肋，转轴之间的距离Ｚ。相等。　参考某无人机翼型数据，设计的翼肋全长ｌ＝６００　ａ一驱动简化　ｂ一关节转动　图３关节１的驱动方式简化示意图　Ｆｉｇ．３　Ｓｉｍｐｌｉｆｉｅｄ　ｓｃｈｅｍａｔｉｃ　ｄｉａｇｒａｍ　ｏｆ　ｔｈｅ　ｄｒｉｖｉｎｇ　ｍｅｔｈｏｄ　ｏｆ　ｊｏｉｎｔ　表１机翼后缘结构设计参数计算结果　Ｔａｂｌｅ　１　Ｃａｌｃｕｌａｔｉｏｎ　ｏｆ　ｐａｒａｍｅｔｅｒｓ　ｉｎ　ｔｈｅ　ｄｅｓｉｇｎ　ｏｆ　ｍｏｒｐｈｉｎｇ　ｗｉｎｇ　ｔｒａｉｌｉｎｇ　ｅｄｇｅ　ｔ　Ｄ　　ｌ～　图４翼肋运动简化模式　Ｆｉｇ．４　Ｓｉｍｐｌｉｉｆｅｄ　ｍｏｄｅｌ　ｏｆ　ｔｈｅ　ｗｉｎｇ—ｒｉｂ　ｍｏｖｅｍｅｎｔ　ｍｍ（见图２），每段长ｌｏ＝１５０　Ｉｌｌｍ，其中一段与横梁固　定，其它３段可自由转动。翼肋上下偏转角设为　（见　图４），３个关节段的下偏转角分别设Ｏｌ　、ＯＬ：、Ｏｔ，，上偏转　角分别设为Ｏｔ　。、Ｏ１．ｔ２．．ＯＬ　，，且上偏转角与下偏转角相同，　偏转的３个关节段构成一个等腰三角形ＢＯＢ　。　根据三角形对应关系式（３）计算翼肋上下偏转角　度０＝１３．０４７　７。。　－ｔａｎ一０ＣＯＳＯＬＩ－ｔ－ＣＯＳ　Ｌ　１＋　２）　＋ＣＯＳ　Ｌ　ｌ＋　２＋　３　２　…　ｃ０ｓ　ｔ１－４－Ｃ０　Ｓ（　篇　１＋　２）＋ｃｏｓ（　＇　１．ｔ＿０／２４翳－０Ｌ—３）　…　ｔａ　２　根据三角形对应关系式（４）计算翼肋后缘的偏转位移　ｈ３＝１２９．６８８　９　Ｉｎｎ。　ｈ３＝ｆｏ（ｓｉｎａｌ＋ｓｉｎ（ａ１＋仅２）＋ｓｉｎ（ａｌ＋　２＋　３））＋　ｌｏ（ｓｉｎａ　ｌ＋ｓｉｎ（ａ　ｌ＋ＯＺｔ２）＋ｓｉｎ（ｏｒ　１＋　２＋０ｌ　３））。（４）　１．２．２翼肋关节转动的边界条件分析　由于翼肋不可能无限制的偏转．所以需要给每关　节段的转动最大角度加以限制，以控制其偏转运动的　最大幅值，即：分析翼肋关节段转动的边界条件。如图　３ｂ所示，转轴连接内外夹板，相切面为圆弧段，其目的　是当一块夹板转动时，另一块夹板圆弧段的端点（Ｑ、　Ｑ　或ｑ、ｑ　）可以起到限制其转动的作用，因此，上限距　离ＱＱ　和下限距离ｇｇ　的确定也是影响翼肋偏转角大　小的重要因素。根据设计所需的转动角度（±３．２６１　９。），　将实际测量值代人式（５）计算上下限位置，计算结果　见表１。　ｑｑ　＝ｓｑｒｔ（ｏｑ２＋ｏｑ幢－２ｏｑ￣ｏｑ　ＸｅｏＳＯ０。　（５）　第１期　杨媛等：基于ＳＭＡ的飞行器变体机翼驱动结构研究　实验结果表明。所设计的尾翼结构模型能够实现　连续变形，与ＡＮＳＹＳ仿真结果基本一致。模型后缘的　最大偏转角度为１２．００１　５。（一５．７４４　０。～＋６．２５７　５。），与　理论计算值１３．０４７　７。的误差为１．０４３　２。．相对误差为　７．９９５　２％；与仿真结果值１２．２４６　２。相差０．２４４　７。。相对　误差为１．９９８　２％。为了进一步验证该结构设计的合理　性．参考某无人飞机翼型在不同工况下的承载参数　（马赫数０．４、攻角０。）模拟真实机翼的外载分布情况，　对结构模型进行加载实验，其所加载荷分别为实际外　载的０、１０％、２０％、２５％、３Ｏ％、３５％……６０％、６５％（由　于实际结构变形的限制，该结构负载极限为６５％），驱　动运动结果曲线见图６ｂ　分析结果表明，在加载过程中，随着载荷的不断　增加，翼尖正负偏转位移不断变化。在实际负载的Ｏ、　１０％、２０％、２５％、３０％、３５％……６Ｏ％、６５％的情况下，正　偏转位移不断增加，变化量为１８　ＩＴｌｍ；负偏转位移不　断减小，且变化量为５２　ｍｍ。当负偏转位移逐渐减小　到零偏移量时，所取的载荷为结构的极限承载。在该　负载情况下，对所设计的尾翼结构模型反复试验均未　出现损伤和永久性变形。与仿真结果对比分析表明：　载荷增加过程中，结构的运动趋势相同：正负偏转位　移变化量误差为５６．８２９　ｍｍ：极限承载误差为３５％。材　料之间的摩擦力以及加工精度等因素是误差存在的　直接要素。因此。通过提高模型的加工精度可以进一　步减小真实运动测量值和理论计算值之问的误差。　机翼后缘模型的加载驱动运动实验．再次验证了　该翼肋结构设计方案的可行性，并为后期变体机翼的　自适应控制提供了有价值的参考依据，具有一定的工　程实际应用意义。　４结　论　１）利用分段式结构实现了机翼后缘结构的连续　变形，有限元仿真结果表明该后缘结构能够实现　１２．２４６　２。（一６．１９７　４。　＋６．０４８　８。）的变形，实验结果表　明该后缘结构能够实现１２．００１　５。（一５．７４４　０。～＋６．０４８　８。）　的变形。　２）通过不同加载状态下的模型试验，验证了此结　构的承载能力，并达到了预期实现结构快速、稳定、连　续变形的目的。　３）实验机翼偏转角度与仿真结果趋势基本一致，　但具体偏转角度存在误差，通过对结构的分析，结构　材料之间的摩擦力是误差存在的一个主要因素．因此　提高结构加工精度，可以缩小理论与实际偏转角度误　差　５参考文献　［１］陶宝祺．智能材料结构［Ｍ］．北京：国防工业出版社，１９９７：　８１－８６．　［２］杜善义，张博明．飞行器结构智能化研究及其发展趋势［Ｊ］．　宇航学报，２００７，２８（４）：７７３—７７８．　［３］Ｋｕｄｖａ　Ｊａｙａｎｔｈ　Ｎ，Ａｐｐａ　Ｋａｒｌ，Ｍａｒｔｈ　Ｃ　Ａ．Ｄｅｓｉｇｎ，ｆａｂｒｉｃａｔｉｏｎ，　ａｎｄ　ｔｅｓｔｉｎｇ　ｏｆ　ｔｈｅ　ＤＡＲＰＡ／ｗｒ￣：ｇｈｔ　ｌａｂ“ｓｍａｒｔ　ｗｉｎｇ”ｗｉｎｄ　ｔｕｎ—　ｎｅｌ　ｍｏｄｅｌ『Ｒ］．Ａｍｅｒｉｃａｎ　Ｉｎｓｔｉｔｕｔｅ　ｏｆ　Ａｅｒｏｎａｕｔｉｃｓ　ａｎｄ　Ａｓｔｒｏ．　ｎａｕｔｉｃｓ，１９９７：１６．　［４］Ａｒｍａｎｄｏ　Ｒ　Ｒｏｄｒｉｇｕｅｚ．Ｍｏｒｐｈｉｎｇ　ａｉｒｃｒａｆｔ　ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ　ｓｕｒｖｅｙ　［Ｒ］．４５ｔｈ　ＡＩＡＡ　Ａｅｒｏｓｐａｃｅ　Ｓｃｉｅｎｃｅｓ　Ｍｅｅｔｉｎｇ　ａｎｄ　Ｅｘｈｉｂｉｔ，　Ｒｅｎｏ．Ｅｖａｄａ，２００７：８—１１．　［５］Ｆｌａｎａｇａｎ１　Ｊｏｈｎ　Ｓ，Ｓｔｒｕｔｚｅｎｂｅｒｇ　Ｒｏｌｆ　Ｃ，Ｍｙｃｒｅｓ　Ｒｏｂｅｒｔ　Ｂ，ｅｔ　ａ１．　Ｄｅｖｅｌｏｐｍｅｎｔ　ａｎｄ　ｌｆｉｇｈｔ　ｔｅｓｔｉｎｇ　ｏｆ　ａ　ｍｏｒｐｈｉｎｇ　ａｉｒｃｒａｆｔ［Ｒ］．Ｔｈｅ　ＮｅｘｔＧｅｎ　ＭＦＸ－１．４８ｔｈ　ＡＩＡＡ／ＡＳＭＥ／ＡＳＣＥ／ＡＨＳ／ＡＳＣ．Ｓｔｒｕｃ—　ｔｎｒｅｓ，Ｓｔｒｕｃｔｕｒａｌ　Ｄｙｎａｍｉｃｓ，ａｎｄ　Ｍａｔｅｒｉａｌｓ　Ｃｏｎｆｅｒｅｎｃｅ，Ｈｏｎ－　ｏｌｕｌｕ，Ｈａｗａｉｉ，２００７：２３－２６．　［６］Ｍａｂｅ　Ｊａｍｅｓ　Ｈ，Ｃａｌｋｉｎｓ　Ｆｒｅｄｅｒｉｃｋ　Ｔ，ｅｔ　ａ１．Ｂｏｅｉｎｇ　Ｓ　ｖａｒｉａｂｌｅ　ｇｅｏｍｅｔｒｙ　ｃｈｅｖｒｏｎ　ｍｏｒｐｈｉｎｇ　ａｅｒｏ　ｓｔｒｕｃｔｕｒｅ　ｆｏｒ　Ｊｅｔ　Ｎｏｉｓｅ　ｒｅｄｕｅ—　ｔｉｏｎ　『Ｒ］．４７ｔｈ　ＡＩＡＡ／ＡＳＭＥ／ＡＳＣＥ／ＡＨＳ／ＡＳＣ，Ｓｔｒｕｃｔｕｒｅｓ，　Ｓｔｒｕｃｔｕｒａｌ　Ｄｙｎａｍｉｃｓ，ａｎｄ　Ｍａｔｅｒｉａｌｓ　Ｃｏｎ，Ｎｅｗｐｏｒｔ，Ｒｈｏｄｅ，Ｉｓ—　ｌａｎｄ，２００６：１—４．　［７］李毅，王生楠．变体飞行器结构振动特性研究［Ｊ］　航空计算　技术，２００６，３６（６）：６６—６９．　［８］郑华，裴承鸣，等．自适应机翼的控制系统设计及其试验研　究［Ｊ］．西北工业大学学报，２００６，２４（６）：７４９—７５３．　［９］解江，杨智春．自适应机翼柔性翼肋的受控运动学规律研究　［Ｊ］．机械科学与技术，２００７，２６（７）：９１７—９２１．　［１０］夏人伟．自适应结构综述［Ｊ］．北京航空航天大学学报，　１９９９，２５（６）：６２３—６２８．　［１１］熊克，沈文罡．ＳＭＡ丝缠绕角对扭力驱动器驱动性能影响　的实验研究［Ｊ］．机械工程学报，２００３，３９（１２）：１２３—１２８．　『１２］王晓宏．形状记忆合金驱动主动变形结构的设计与制作　［Ｄ］．哈尔滨：哈尔滨工业大学硕士学位论文，２００６．　［１３］王宏，姚熊亮．一种基于ＳＭＡ的摆动式驱动器驱动原理及　试验［Ｊ］．传感器与微系统，２００６，２５（１０）：４１—４６．　［１４］Ｃｈａｎｄｈａｙ　Ｚ，Ｒｏｇｅｒｓ　Ｃ　Ａ．Ｂｅｎｄｉｎｇ　ａｎｄ　ｓｈａｐｅ　ｃｏｎｔｒｏｌ　ｏｆ　ｂｅａｍｓ　ｕｓｉｎｇ　ｓｈａｐｅ　ｍｅｍｏｒｙ　ａｌｌｏｙ　ａｃｔｕａｔｏｒ［Ｊ］．Ｊ　ｌｎｔｅｌｌ　Ｍａｔｅｒ　Ｓｙｓｔ　ａｎｄ　Ｓｔｒｕｅｔ，１９９１，２（４）：５８ｌ一６０２．　［１５］闫晓军，于海，张可，等．小型、快速ＳＭＡ空问解锁机构的　设计与试验研究［Ｊ］．宇航学报，２００８，２９（３）：１０４２—１０４６．　［１６］Ｌｕｃｉｏ　Ｆｌａｖｉｏ　Ｃａｍｐａｎｉｌｅ，Ｓｔｅｆａｎ　Ａｎｄｅｒｓ．Ａｅｒｏｄｙｎａｍｉｃ　ａｎｄ　ａｅｒｏｅｌａｓｔｉｃ　ａｍｐｌｉｉｆｃａｔｉｏｎ　ｉｎ　ａｄａｐｔｉｖｅ　ｂｅｌｔ—ｒｉｂ　ａｉｒｆｏｉｌｓ［Ｊ］．　Ａｅｒｏｓｐａｃｅ　Ｓｃｉｅｎｃｅ　Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ，２００５：５５－６３．　［１７］咸奎成，黄海．压电自适应桁架结构控制一体化设计［Ｊ］．　宇航学报，２００８，２９（１）：７３—７７．　［１８］Ｐｅｕｒ　Ｎａｎ　Ｊｏｕ，Ｊａｃｏｂ　Ｊａｍｅｙ　Ｄ，Ｌｅ　Ｂｅａｕ　Ｒａｙｍｏｎｄ　Ｐ．Ｃｈａｒａｃ—　ｔｅｒｉｚａｔｉｏｎ　ｏｆ　ｚｅｒｏ　ｍａｓｓ　ｆｌｕｘ　ｆｌｏｗ　ｃｏｎｔｒｏｌ　ｆｏｒ　ｓｅｐａｒａｔｉｏｎ　ｃｏｎｔｒｏｌ　第３３卷　第１期　２０１０丘　兵器材料科学与工程　０ＲＤＮＡＮＣＥ　ＭＡＴＥＲＩＡＬ　ＳＣＩＥＮＣＥ　ＡＮＤ　ＥＮＧＩＮＥＥＲＩＮＧ　Ｖ０１．３３　Ｎｏ．１　１月　Ｊａｎ．，２０１０　弹体撞击作用下平纹织物的动态响应分析　李裕春１，２，程克明　，沈蔚　，刘强　，毛益明　（１．南京航空航天大学航空宁航学院．江苏南京２１００１６；２．解放军理工大学工程兵工程学院，江苏南京２１０００７）　摘要利用ＬＳ—ＤＹＮＡ有限元软件模拟弹体撞击作用下平纹织物的动态过程，分析织物断裂前的变形特性以及能量吸　收特性，讨论边界约束条件和弹体形状对织物动态响应的影响。结果表明：纱线应变能和纱线动能是弹体动能转变的最主　要形式，在给定计算的时间内，对于四边无约束、对边固定约束和四边固定约束３种边界条件，不论弹头形状采用平头、半　球头和卯形头中的哪一种，两者之和占弹体动能损失量的比例不小于７４．６％。模拟结果还表明，边界约束条件和弹体形状　对织物的变形、应力分布以及能量吸收特性均有明显影响。边界条件不同，纱线动能和纱线应变能占弹体动能损失量的比　例会发生较大变化，织物的能量吸收特性也不同。弹体头部形状不同，受撞击区影响的纱线数目也不同，弹头越钝，织物中　抽拔出的纱线数日越多。从织物结构的抗弹性能角度看，织物结构抗钝头弹体的穿透能力要优于尖头弹体。　关键词平纹织物；弹道冲击；能量吸收；边界条件；弹体形状；数值模拟　中图分类号ＴＢ３３２：ＴＳ１０６．６９　文献标识码Ａ　文章编号１００４—２４４Ｘ（２０１０）０ｌ一００３０—０５　Ａｎａｌｙｓｉｓ　ｏｎ　ｔｈｅ　ｄｙｎａｍｉｃ　ｒｅｓｐｏｎｓｅ　ｏｆ　ｐｌａｉｎ－ｗｏｖｅｎ　ｆａｂｒｉｃ　ｕｎｄｅｒ　ｂａｌｌｉｓｔｉｃ　ｉｍｐａｃｔ　ｏｆ　ｐｒｏｊｅｃｔｉｌｅ　ＬＩ　Ｙｕｃｂｕｎ。　，ＣＨＥＮＧ　Ｋｅｍｉｎｇ　，ＳＨＥＮ　Ｗｅｉ　，ＬＩＵ　Ｑｉａｎｇ２，ＭＡＯ　Ｙｉｍｉｎｇ　（１．Ｃｏｌｌｅｇｅ　ｏｆ　Ａｅｒｏｓｐａｃｅ　Ｅｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇ，Ｎａｎｊｉｎｇ　Ｕｎｉｖｅｒｓｉｔｙ　ｏｆ　Ａｅｒｏｎａｕｔｉｃｓ　ａｎｄ　Ａｓｔｒｏｎａｕｔｉｃｓ，Ｎａｎｊｉｎｇ　２１００１６，Ｃｈｉｎａ；　２．Ｅｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇ　Ｉｎｓｔｉｔｕｔｅ　ｏｆ　Ｅｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇ　Ｃｏｒｐｓ，ＰＬＡ　Ｕｎｉｖｅｒｓｉｔｙ　ｏｆ　Ｓｃｉｅｎｃｅ　ａｎｄ　Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ，Ｎａｎｊｉｎｇ　２　１０００７，Ｃｈｉｎａ）　Ａｂｓｔｒａｃｔ　Ａ　ｃｏｍｍｅｒｃｉａｌｌｙ　ａｖａｉｌａｂｌｅ　ｆｉｎｉｔｅ　ｅｌｅｍｅｎｔ　ａｎａｌｙｓｉｓ　ｃｏｄｅ，ＬＳ—ＤＹＮＡ，ｉｓ　ｕｓｅｄ　ｔｏ　ｍｏｄｅｌ　ｔｈｅ　ｄｙｎａｍｉｃ　ｒｅｓｐｏｎｓｅｓ　ｏｆ　ａ　ｐａｔｃｈ　ｏｆ　ｐｌａｉｎ－ｗｏｖｅｎ　ｆａｂｒｉｃ　ｕｎｄｅｒ　ｂａｌｌｉｓｔｉｃ　ｉｍｐａｃｔ　ｏｆ　ｐｒｏｊｅｃｔｉｌｅ．Ｔｈｅ　ｆａｂｒｉｃ　ｄｅｏｆｒｍａｔｉｏｎ　ａｎｄ　ｔｉｍｅ　ｈｉｓｔｏｒｙ　ｏｆ　ｅｎｅｒｇｙ　ａｂｓｏｒｐｔｉｏｎ　ｍｅｃｈａｎｉｓｍ　ｂｅｆｏｒｅ　ｙａｍｓ　ｒｕｐｔｕｒｅ　ｗｅｒｅ　ｉｎｖｅｓｔｉｇａｔｅｄ　ｂｙ　ｎｕｍｅｒｉｃａｌ　ｓｉｍｕｌａｔｉｏｎ　ｍｅｔｈｏｄ，ａｎｄ　ｅｆｆｅｃｔｓ　ｏｎ　ｔｈｅ　ｆａｂｒｉｃ　ｄｙｎａｍｉｃ　ｒｅｓｐｏｎｓｅｓ　ｂｙ　ｂｏｕｎｄａｒｙ　ｃｏｎｄｉｔｉｏｎｓ　ａｎｄ　ｐｒｏｊｅｃｔｉｌｅ　ｓｈａｐｅｓ　ｗｅｒｅ　ａｌｓｏ　ｄｉｓｃｕｓｓｅｄ．Ｔｈｅ　ｓｉｍｕｌａｔｉｏｎ　ｒｅｓｕｌｔｓ　ｓｈｏｗｅｄ　ｔｈａｔ　ｔｈｅ　ｙａｍ　ｓｔｒａｉｎ　ｅｎｅｒｙｇ　ａｎｄ　ｔｈｅ　ｙａｍ　ｋｉｎｅｔｉｃ　ｅｎｅｒｇｙ　ｗｅｒｅ　ｔｈｅ　ｄｏｍｉｎａｎｔ　ｅｎｅｒｇｙ　ｔｒａｎｓｆｅｒ　ｏｆ　ｋｉｎｅｔｉｃ　ｅｎｅｒｇｙ　ｏｆ　ｐｒｏｊｅｃｔｉｌｅ．Ａｔ　ａ　ｇｉｖｅｎ　ｔｉｍｅ，ｆｏｒ　ｔｈｅ　ｔｈｒｅｅ　ｂｏｕｎｄａｒｙ　ｃｏｎｄｉｔｉｏｎｓ　ｗｉｔｈ　ｆｏｕｒ　ｅｄｇｅｓ　ｆｌｅｅ，ｔｗｏ　ｅｄｇｅｓ　ｃｌａｍｐｅｄ　ａｎｄ　ｆｏｕｒ　ｅｄｇｅｓ　ｃｌａｍｐｅｄ，ｔｈｅ　ｓｕｍ　ｏｆ　ｙａｒｎ　ｓｔｒａｉｎ　ｅｎｅｒｇｙ　ａｎｄ　ｋｉｎｅｔｉｃ　ｅｎｅｒｇｙ　ａｃｃｏｕｎｔｅｄ　ｎｏｔ　ｌｅｓｓ　ｔｈａｎ　７４．６％ｆｏｒ　ｄｉｆｆｅｒｅｎｔ　ｓｈａｐｅｄ　ｐｒｏｊｅｃｔｉｌｅ　ｗｉｔｈ　ｆｌａｔ．ｈｅｍｉｓｐｈｅｒｉｃａｌ　ｏｒ　ｏｇｉｖａｌ　ｎｏｓｅ．Ｓｉｍｕｌａｔｉｏｎ　ｒｅｓｕｌｔｓ　ａｌｓｏ　ｉｎｄｉｃａｔｅｄ　ｔｈａｔ　ｔｈｅ　ｂｏｕｎｄａｒｙ　ｃｏｎｄｉｔｉｏｎｓ　ａｎｄ　ｐｒｏｊｅｃｔｉｌｅ　ｓｈａｐｅｓ　ｓｉｇｎｉｉｆｃａｎｔｌｙ　ａｆｆｅｃｔｅｄ　ｔｈｅ　ｆａｂｒｉｃ　ｄｅｆｏｒｍａｔｉｏｎ，ｓｔｒｅｓｓ　ｄｉｓｔｉｒｂｕｔｉｏｎ　ａｎｄ　ｉｔｍｅ　ｈｉｓｔｏｒｙ　ｏｆ　ｅｎｅｒｇｙ　ａｂｓｏｒｐｔｉｏｎ　ｍｅｃｈａｎｉｓｍ．Ｔｈｅ　ｙａｒｎ　ｓｔｒａｉｎ　ｅｎｅｒｇｙ　ａｎｄ　ｔｈｅ　ｙａｍ　ｋｉｎｅｔｉｃ　ｅｎｅｒｇｙ　ｃｈａｎｇｅｄ　ｔｈｅ　ｐｒｏｐｏｒｔｉｏｎ　ｉｎ　ｌｏｓｓ　ｏｆ　ｐｒｏｊｅｃｔｉｌｅ　ｋｉｎｅｔｉｃ　ｅｎｅｒｇｙ　ｄｕｅ　ｔｏ　ｔｈｅ　ｄｉｆｆｅｒｅｎｔ　ｂｏｕｎｄａｒｙ　ｃｏｎｄｉｔｉｏｎｓ．Ｔｈｅ　ｎｏｓｅ　ｓｈａｐｅ　ｏｆ　ｐｒｏｊｅｃｔｉｌｅ　ｈａｄ　ａｎ　ｅｆｆｅｃｔ　ｏｎ　ｔｈｅ　ｎｕｍｂｅｒ　ｏｆ　ｙａｍｓ　ｔｈａｔ　ｗａｓ　ｉｎｖｏｌｖｉｎｇ　ｉｎ　ｔｈｅ　ｉｍｐａｃｔ　ｒｅｇｉｏｎ．Ｆｏｒ　ｔｈｅ　ｂｕｌｌｅｔｐｒｏｏｆ　ｐｅｒｆｏｒｍａｎｃｅ　ｏｆ　ｐｌａｉｎ—ｗｏｖｅｎ　ｆａｂｒｉｃ，ｔｈｅ　ｂｌｕｎｔ　ｎｏｓｅｄ　ｐｒｏｊｅｃｔｉｌｅ　ｗａｓ　ｍｏｒｅ　ｄｉｉｆｃｕｌｔ　ｔｏ　ｐｅｒｆｏｒａｔｅ　ｔｈｅ　ｆａｂｒｉｃ　ａｒｃｈｉｔｅｃｔｕｒｅ　ｔｈａｎ　ｓｈａｒｐ　ｎｏｓｅｄ　ｏｎｅ．　Ｋｅｙ　ｗｏｒｄｓ　ｐｌａｉｎ—ｗｏｖｅｎ　ｆａｂｒｉｃ；ｂａｌｌｉｓｔｉｃ　ｉｍｐａｃｔ；ｅｎｅｒｇｙ　ａｂｓｏｒｐｔｉｏｎ；ｂｏｕｎｄａｒｙ　ｃｏｎｄｉｔｉｏｎ；ｐｒｏｊｅｃｔｉｌｅ　ｓｈａｐｅ；ｎｕｍｅｒｉｃａｌ　ｓｉｍｕｌａｔｉｏｎ　与金属材料相比，由高韧性、高强度和高模量纤维　且深入的了解和认识．国内外学者业已开展了相关的　制成的织物及其柔性复合材料具有较高的比强度、比　理论分析、实验研究和数值模拟工作。Ｎａｉｋ等ｎ］、顾伯　模量，抗疲劳性能好，且质量轻、耐腐蚀、能量吸收性能　洪　以及Ｂｉｌｌｏｎ等（３Ｉｘ＠织物的弹道冲击效应进行了理　好等特点。是一类性能良好的抗冲击材料，广泛应用于　论简化建模分析，从不同层面分析了织物对弹体的能　与冲击、碰撞等有关的领域，如航空航天、军用装备、汽　量吸收特性，但理论模型并不能较全面地反映出织物　车工业、生物医疗、防护用具及体育器械等领域。随着　受弹体冲击后的动态变化。Ｋａｒａｈａｎ等　引、Ｃｏｒｋ等［５］以　纺织结构复合材料的发展．高性能的结构复合材料的　及顾冰芳等　］对织物的弹道冲击效应进行实验研究。　市场应用前景将会更加广阔。　分析织物的能量吸收机制，Ｔａｎ等　和Ｌｉｍ等［８］通过弹　为了对织物及其复合材料的弹道冲击性能有全面　体撞击织物的动态实验．分析不同头部形状的弹体穿　收稿日期：２００９—０６—２３；修回日期：２００９—０９—１６　作者简介：李裕春，男，博士，讲师；主要研究方向为终点毁伤效应和数值模拟分析。联系电话：０２５～８０８２１４４４—８０２２；Ｅ—ｍａｉｌ：ｌｉｙｕｃｈｕｎｍａｉｌ＠ｓｉｎａ．ｃｏｒｎ。　ｏｆ　ａｎ　ａｄａｐｔｉｖｅ　ａｉｆｒｏｉｌ［Ｃ］．３ｒｄ　ＡＩＡＡ　Ｆｌｏｗ　Ｃｏｎｔｒｏｌ　Ｃｏｎｆｅｒ—　４７ｔｈ　ＡＩＡＡ／ＡＳＭＥ／ＡＳＣＥ／ＡＨＳ／ＡＳＣ　Ｓｔｒｕｃｔｕｒｅｓ，Ｓｔｒｕｃｔｕｒａｌ　ｅｎｅｅ，Ｓａｎ　Ｆｒａｎｃｉｓｃｏ，Ｃａｌｉｆｏｍｉａ，２００６：５—８．　Ｄｙｎａｍｉｃｓ，ａｎｄ　Ｍａｔｅｒｉａｌ　Ｃｏｎ，Ｎｅｗｐｏ￣，Ｒｈｏｄｅ　Ｉｓｌａｎｄ，２００６：　［１９］Ｒｉｃｃｉ　Ｓ，Ｓｃｏｔｔｉ　Ａ，Ｔｍｘａｎｅｏ　Ｍ．Ｄｅｓｉｇｎ，ｍａｎｕｆａｃｔｕｒｉｎｇ　ａｎｄ　１—４．　ｐｒｅｌｉｍｉｎａｒｙ　ｔｅｓｔ　ｒｅｓｕｌｔ　ｏｆ　ａｎ　ａｄａｐｔｉｖｅ　ｗｉｎｇ　ｃａｍｂｅｒ　ｍｏｄｅｌ［Ｃ］．