（飞行器设计专业论文）飞机起落架动态性能仿真分析研究.pdf

搦黉 摘要 运蔫仿真技术分析起藩絮藕全桃的动态性髓，对于降低飞祝研裁成本、挺赢 飞机性能具有十分重要的工程意义。本嶷简要介绍了多体力学仿真软件a d a m s 的基本功能翔飞搋起落檠缓冲系统的受龙情况。应蹋多体系统动力攀的理论和方 法，基于黜揪躐模块，分别建意了主起落架多体力学模型和虚拟样概模 型。使用上述模型，分别进行了主起落浆落震仿真试验和全机着陆仿真试验，用 数搂掇囊实的超藩架落震和垒枫着陆慵溅，辩将二者褥刘鹃主起藩架彷真结果进 行了对比。= 者相互之间褥翔了充分的验证，证鳃了剽用a d a m s 进行起落架彷 真分析具有较高的可信度。最后进行了垒机滑跑仿真和主起落架收，放仿真试验。 蓑键谪：起落黎；缓冲器；动力学仿真；a 毓s a i r c r a f l ：落震；着陆 媾s 疆鬻茂? r a b s 零r a c t u s i n gt h es i m u l a t i o nt e c h n o l o g yt or e s e a r c ht h ed y n a m i cp r o p e r t yo ft h ew h o l e a i r c r a f ta n dl a n d i n gg e a rs y s t e mi si m l 粼o r t a n tf o ri m p r o v i n gt h ef l i g h tp e r f o r m a n c eo f 驵a i r c r a j c ia n dr e d u c i n gi 锤m a n u f a c t u r i n gc o s t 。t h ep r i n c i p a lf u n c t i o no fa _ d a m s s o f t w a r ei s s i m p l y i n t r o d u c e aa n dt h ec o m p o n e n t so ff o r c e s a c t i n g o f ! t h e s h o c k - a b s o r b e ra r ee x p r e s s e di nt h i sp a p e r w i t ht h ea p p l i c a t i o no fm u l t i - b o d y d y n a m i c sa n db a s e do na d a m s a i r a a f t ，t h em e c h a n i c 融m o d e l s 戚m a i nl a n d i n gg e a r a n dt h ev i r t u a ap r o t o t y p eo ft h ew h o l ea i r c r a f ta r cc o n s t r u c t e d t h ea b o v em o d e l s 剐罄 霹蕊t os i m u l a t et h ed r o p p i n gt e s to ft h em a i nl a n d i n gg e a ra n dl a n d i n gt e s to ft h e a i r e r a r 。t h et w or e s u l t sh a v eag o o dc o r r e s 笋n d e n c e 。蕊t h ee n d , 橱糖- m a d ea i r c r a f t t a x it e s ta n dt h em a i n1 a n d i n gg e a rr e t r a c ta n de x t e n tt e s ta r es i m d a t e d 。 k e y 礴漆辩翻；l a n d i n gg e a r ；s h o c k - a b s o r b e r , d y n a m i cs i m u l a t i o n ta d a m g a i r c r a a t , d r o p p i n g ；l a n d i n g 瓣 西北工业大学业 学位论文知识产权声明书 本人完全了解学校有关保护知识产权的规定，即：研究生在校攻读学位期间 论文工作的知识产权单位属于西北工业大学。学校有权保留并向国家有关部门或 机构送交论文的复印件和电子版。本人允许论文被查阅和借阅。学校可以将本学 位论文的全部或部分内容编入有关数据库进行检索，可以采用影印、缩印或扫描 等复制手段保存和汇编本学位论文。同时本人保证，毕业后结合学位论文研究课 题再撰写的文章一律注明作者单位为西北工业大学。 保密论文待解密后适用本声明。 学位论文作者签名： 、绽次f 五 指导教师签名： 2 7 年月- or力。7 同 西北工业大学 学位论文原创性声明 秉承学校严谨的学风和优良的科学道德，本人郑重声明：所呈交的学位论文， 是本人在导师的指导下进行研究工作所取得的成果。尽我所知，除文中已经注明 引用的内容和致谢的地方外，本论文不包含任何其他个人或集体已经公开发表或 撰写过的研究成果，不包含本人或其他已申请学位或其他用途使用过的成果。对 本文的研究做出重要贡献的个人和集体，均已在文中以明确方式表明。 本人学位论文与资料若有不实，愿意承担一切相关的法律责任。 学位论文作者签名：蟹、织i 勿7 年；月，o 同 第一章绪论 第一章绪论 1 1 飞机起落架的发展概述 起落架是飞机的重要组成部分，其重量约占飞机结构重量的1 5 2 0 。起 落架是飞机的重要部件之一，其工作性能的好坏以及可靠性直接影响飞机的使用 和安全。飞机上安装起落架要达到两个目的：一是吸收并耗散飞机着陆垂直速度 所产生的动能；二是保证飞机能够自如而又稳定的完成在地面上的各种动作。 自飞机诞生以来，起落架的设计形式也经过了漫长的历程。在第一次世界大 战以前，飞机结构比较简单，飞机的重量轻，速度也小，起落架基本是呈“后i 点式”布局的固定轮式起落架。从第一次世界大战到第二次世界大战的2 0 余年 间，起落架的设计和飞机结构设计一样得到了迅速的发展，起落架发展为可收放 式的。第二次世界大战以后，喷气式飞机的时代到来了。此时的飞机和过去相比j 在重量上成倍增加、在速度上由亚音速提高到超音速，同时飞机的整体性能也大 幅提高，相应的对起落架的要求也越来越高，使得起落架的设计经历了一场革命， 以适应飞机高性能的要求。主要表现在以下几个方面： 1 ) 起落架的布局形式发生了变化，由“后三点式”布局发展为“前三点式”布 局，如图1 1 所示。 图1 1“后三点式”与“前三点式”起落架 “后三点式”起落架提供了较大的螺旋桨与地面的间距，并具有结构简单和重 量轻的特点。但是“后三点式”起落架的固有特性是不稳定的，在飞机转弯时，由 瓣裁善娆太学曦争学缝谂交 于飞机重心猩主轮之后，飞枫的惯性会使飞机加大转弯，甚至发生“打地转擀，从 而导致飞机溅是翼稍擦地、起落架损坏，或是使飞机从侧面冲出跑道；辨且在大 速度滑跑时，遇到前方撞击或剧烈制动，容易发熊倒立现象。“前三点式起落架 由于飞撬重心在圭轮之前，所馘飞毓在地面滑行酎憝稳定的，并且可戳褶巍大麴 “偏航角漕隧。此外，前三点戏毽落架其有良好熬方波稳定性，侧藏繁陆时比 较安全；出于在停机、起降滑跑时，飞机机身处于水平或接近水平的状态，改善 了驾驶员禚地面的前视界，并允许客舱地板和货场地板成水平姿态。 2 ) 起落桨的结构越来越复杂，体积越来越大。超蓁槊由起初昀单轮式起落 桨发震剿多瓣小车式起落絮，单梳数量由三个袭燧剿多个，毁承翅闷蕊增加翡飞 祝重量，满足飞机着陆时的漂浮性要求。 3 ) 飞机速度大幅提高，使起藩架的阻力变得十分突出。起落架必须究全收入 飞机体内，鼠不切断机体维构，举干扰油箱或乖突粥在气流之外，并加上个具 有流线型麴超落架齄闷，避免给飞枫的气动癸影带来不剩影晌，减小飞极憋飞行 阻力。 4 ) 为适应持续增长的飞机重量和下沉速度，必须提高缓冲系统的憔能，研 制高效率的缓冲器。起落架的结构设计也进行了一场革命，起落架缓冲器由单腔 发展藏双藏，鞋达到较着赫的麓的和改善飞枫迪薅动态响应特性。缀带设计有较 大进震，以达到瓣疲劳、高承载以及熹可靠链熊簧求。 s ) 研制出离效率的刹车系统和高性能的刹率材料，以有效的吸收飞机在水 平方向的逯动能量。 6 ) 起藩架结构材料取褥重大进展，已获得超辩强度钢和抗应力腐蚀的铝合 金等高性熬澍瓣，复合材料在起藩絮上酶瘟溺己褰试验研究之中，著墩襻彳一些 进展。 1 2 起藩架的基本功能 起藩集荛簧鬻予对飞瓿麓怒飞、着陆、缝霹灞魏和避瑟停放，羹蒸攀功麓爵 归纳如下： 1 ) 支撵飞机机体，使之便于地面停放和运动。 2 ) 通过缓冲器吸收着陆撞击能量。 2 繁一掌缭谂 3 通过机轮刹车装置吸收水平方向能量。 4 ) 通过转弯操纵机构或者麓动刹车控制飞机转弯和地面运动。 5 ) 减缓飞帆滑跑对由于跑道不平导致的振动。 妨冀地褥操缓_ 牵零l 、预国耀供醚粹。 固冀德：逶过起落架溅薰飞枫耋璧与重心；对飞爨装载量提供目测指示 通过 折叠收放减低气动阻力；在起落架支柱上安装着陆灯，为驾驶人员提供收放信号： 为舱门机构提供连接凸耳等。 总之，起落槊鲍箨用是在飞祝着陆运动状态聪啜峻着陆能量、减缓滑行振动 戳便不馊黎褥感封釜德不适。 1 3 起落架的设计要求 起藩架捧燕飞机中的重要都律，除满足与飞枫概律结构同样的结椽设计要求 井，起藩桨逐藏满足与其豢蹇功裁有关酶设计要求； 1 ) 起落架应具有良好的减震作用，能吸收飞枫着落时一定量的囊感动能、 水平动能和正常的撞击载衙，减小着陆及高速滑跑时所产生的撞击载旖。此外应 能缀快耗散撞齑动能，使飞枫程撞盘矮的跳跃很抉衰减，平稳下来。在不平妁场 t 黪 邋上溪跑鳟，起落槊鏖楚飞褫不产生太大豹颠簸，黻免乘员感烈不适。 2 ) 超落黎应傈证飞机在地筒遥动时有良好的稳定性、操作_ 性和透应牲。 3 ) 起落架应有良好的刹车性能以减小着陆滑跑距离，缩短所需跑道的长度。 同时应适满考虑在起飞滑跑莳绷太推力时能先刹往飞机。 4 “潆浮性”要求。轮胎麴充气簋为鞠起落絮鲍桷形应当根据飞枫预定蕊震 的祝甥跑道蓊翡承载能力进行选择。 5 ) 起落架与飞机机体结构的连接应合理、可靠。 6 ) 防护要求。包括其本身的防护和当起落架失效时，应防止其破损物穿入 乘员区、驾驶舱或造成燃演太爨泄漏两个方蕊。 1 4 王程背景 起落架设计与分析在飞机设计与分析中所处的地位非常重要。在起薄架的设 计过翟中，磁巍a 员除了考虑起蒸架在飞机静态时的受力磐，其在起飞翔着陆阶 3 嚣憩下鼗文学硪棼学醢论文 段的动态性熊也是非常重要的。并且这两个阶段受力情况比较复杂，在各种载荷 稼鲷下，起蔫絮的互棒情况帮会出现羹絷的交他，遮裁要求对各释情况下起蒸絮 的性能进行预测和评估，以保证飞机在起飞和着陆阶段的安全牲。 目前，国内在起落架设计中，对起藩架的动态性能的预测和评估，主要采用 传统麴方法，剥雳二质量貘燮建立起落繁逡凌方程，绦缀缓冲支柱力和轮艇力等 的表达式，然蔗求解微分方程组。国内襄现这一目的的方法有编制禚序和积累试 验数据。而遮两种方法都育一定的片面健，并且要求较高。另外由于跑道情况的 复杂健，更增翻7 试验鹩赡度。 然而，国外在这一问题土已经不再屑限于使用传统的起落架模型来进行计算 分析，已经开始大量使用比较成熟的商业软件进行各种情况下飞机起落架的动态 健麓蕊粪势橱，并且取褥了魄较好麴成效。新健溺瓣翱关较粹裔a d a m s 、 s i m p a c k 和d a d s 等机械系统运动学、动力学模拟与仿真、优化软件包。根据 国际权威人圭对机械工程领域产品性能试验和研究开发手段的统计和预测，传统 熬枫藏系统实物试验繇究方法将很大程度上会被迅速发曩蒸兼的谚算瓤数字拖 仿真技术取代。 薹。蓦本文要傲的| 工作 本文采用支柱式起落架，主要进行以下几个方面的王作： l 鞠建耋越落桨待寞模型彝全枫铙粪模銎； 2 ) 进行童起落架落震仿冀； 3 ) 进行全机着陆仿真； 毒) 进行全撬滑魏臻真： 5 ) 进行圭起落架收缴待真。 蘑 繁二掌变接或篷落檠宓攀壤鍪 第二章支柱式起落架力学模型 奉摩将攘据支柱羲超落桨的特点，建立支柱戴起落架黪力学摸型著给擞飞概 着陆的运动微分方程。 2 1 支柱式起落架的特点 支柱溅起落架的主器特点是：减震器与承力支柱合而为一，机轮直接固定在 减震器的滤塞杼上。减震支拄上端与枫翼的连接形式取决于收放要求。对收放式 起落黎，簿耔可兼律收放俸动篱。捺矩透过扭力臂传递，亦褥馘遥过活塞稽与藏 震支柱的圆筒内壁采用花键连接来传递。这种黟式的起落架构造简单紧凑，易于 放牧，蔼照质量较小，是现代飞枫土广泛采餍的形式之一。图黧，熏为支柱式起落 架豹结构忝意图。 凰2 1 支柱式起落椠绪构示意图 2 2 力学模型的选取 菇了健麝建力学模型既使予谛舞，叉麓较好鹣模撩实舔情况，摄撵起藩榘结 构中菩部分的运动特点，把起落架结构质量接需蒙划分为三个集中质量： 1 ) 弹性支承质量；缓冲器中空气弹簧的上部质量，包括机身、机翼、缓冲器 瓣篱等震蒸，帮空气撵薰支撑黪矮爨。 _ 2 ) 非弹性支承质爨；空气弹簧下部的质量，包括缓冲器活塞简、刹车装鬣、 s 黼就t 整夫拳醭蠹擎位论文 轮胎，即非空气弹簧支承的戚量。 3 转动质薰；非弹性支承鹱量昀一帮势，雹括轮胎鞠剿车装饕麴转动部势。 起落架的结构模型如图2 - 2 所示，动态力学模型如图2 3 所示。内予转动质 量属于非弹性变承质量的一部分，因而我们称之为二质爨模型。 2 3 模型的基本假设 彩。 对予我们创建豹起落檠模型，本文存麴下缀设： l 滤落槊静几髂图形形成一个垂直平面，所霄的力髂需在这个霹内； 2 ) 忽略轴的相对于缓冲器中心线的偏躐： 3 弹性支承震量重心的求警位鼍盎缓冲嚣和耳轴的巾心线的交点米确定； 甜弹性交黎质量可以瓒想傀为集中在驿辅附近的刚俸； 5 ) t e 弹性支承质量、转动质量可以理想化为集中在轮轴上； 蜘除了缓冲嚣结构的承警髓恁方向挠度变形辨，忽略缓冲器结褥麴其它变 图2 - 2 起落槊结构模型 露2 章支柱式起落檠力学楱壁 瓣2 - 3 起落檠动态力学模型 图2 珥起落架各部分分离体示意图 掌 鬻毒氅工整太攀溪士学位论文 2 。4 运动微分方程 下面给出飞机着陆的运动微分方程。 坐标系的原点建立在模粼初始触地时非弹性支承质堂的质心上，y 坐标以垂 蠹向下为正，鬣搬赫垂童y 坐标，以沿髋翔毙正。坐标豢以飞机的承警速度鸯逮 向前。 取起落架的备部分分力体( 图2 4 所示) ，根据动力学理论，可以得到下面 赫饕麓运裁方程。 1 起转阶段运动微分方程 1 ) 弹性支承质量村与爿# 弹性支承质量粥同步运动阶段 此对，枝有轮胎压缝，缓滞器不压缀。国于弹槛支承震量掰鸯毳冀弹性支承 质爨脚同步运动，所以它们其有相同的簧袁加速度； 篇靠= g - ( l + v ) ( m 母渊( 2 - 1 ) 掰一弹瞧霓承质量； 删一非弹性支承质量； 玉一升力； 酽一轮胎支承反力； y 一垂直方向位移； 水平加速度t 苫擀= ( ts 试妒书娥c o s f k - d ) m ( 2 - 2 ) i 置一缓冲熏柱力； 麓一外籁捧溺在内篱上鹣慈法囱旁； d 一轮胎水平阻力； 毋一缓冲支柱轴线与锚垂线的夹角： x 一水平骞向位移； 轮胎旋转角加速度： 必= 捣一8 ) d & 2 。3 甜一轮胎角速度； 墓 第一章支柱式起落架力学模型 民一轮胎半径； 占一轮胎压缩量； ，一转动惯量； 水平滑移速度： s ，= x m - - ( p , o 一巧3 ) 国+ 圪( 2 - 4 ) 毛一轮胎水平滑移位移； 屹一飞机水平速度； 缓冲器行程： u 。y = ) c o s + u , ( 2 5 ) c ，一缓冲行程； “一初始缓冲行程； 缓冲器速度： u = ( 一y 。) c o s 妒( 2 - 6 ) 2 1 缓冲器开始压缩阶段 此时，轮胎继续压缩，弹性质量的垂直加速度： y u2 ( m g 一三一只c o s 矿+ n ，s i n # ) m ( 2 7 ) 非弹性质量的垂直加速度： ( r a g v f , c o s 矿一n , s i n 矽) m ( 2 8 ) 水平加速度： = ( 只s i n # + 札e o s - d ) m ( 2 - 2 ) 轮胎旋转角加速度： ( - 0 2 ( 一8 ) d i i , ( 2 3 ) 水平滑移速度： 占，= x 一一( r - 8 3 ) d 0 + ( 2 - 4 ) 初始条件： 弹性支承质量与非弹性支承质量同步运动阶段的末值即为缓冲器开始压缩 9 骥i 魏，照犬学磺卡攀使论文 阶段的初始值。 2 。回弹阶段微分运动方程 当g ，= o ，即巍一( 民- 8 ，3 弦+ 圪需o 时起转阶段结柬，回弹阶段开始，一 般茂比艿3 丈的多，可以认为鹄- 8 ( t + 尉) 1 3 焉- 8 ( t ) 3 ，因此可以推得其微 分运魏方程为： 弹性质量的囊直加速度； 榭拦( g g 一一f ；c o s # + n , s i n # ) m ( 2 - 7 ) 非弹性质蠢的垂直加速度； ( r a g v 一毋烈s 妒一n 。s m # ) m ( 2 - 8 ) 甓弹性痰薰的水平翔速度； 叠黑! 篓! 堡受丝塑! 盟! 鱼= 垄l = 生! 翌( 2 9 ) + 胛2 ( 蠕一j ) ( 焉一8 3 ) 轮胳的旋转角加速度： (fss i n # + n , c o s # ) ( r o - 8 ) ( 2 1 0 ) 厶+ 胴( 糯一点) ( 岛一艿3 ) 襁始条蒋； 起始阶段的结束条件即为回弹阶段的辅始条件。 结束条件： 缓渖行程速度u 0 。 3 。滑跑运动方程 滑跑运动方程与着陆时起转阶段缓冲器歼始压缩以矮) 的运动方程相似， 令凳式( 2 - 2 ) ( 2 - - 4 ) ，( 2 - 7 ) ( 2 - 8 ) 串的= ，帮得滑踺运动微分方程。 第兰章缓；枣暴缝受鸯努辑 第三章缓冲系统受力分析 飞槐在着陆冲击黻爱在不乎鼹邀上高速运行潜，都会产生较大豹撞击裴蘅。 为了避免过大的撞击载荷产生，堍代飞机超落槊都装有缓冲嚣和轮胎，通常把缓 冲器和轮胎构成的系统称为缓冲系统。 本章将分裂对缓冲器和轮骆进行受力努褥。 3 1 缓冲器受力分析 太多数现代飞橇都采爝油气缓冲器，窀簌掰有形式缓冲嚣中具寄较藤鹃效 率和最好的功量吸收能力。从原理上它可以划分为单作动式和双作动式两大类 型，本文默单作动式浊，气缓冲爨戈铡，建立缓冲器模型。图3 - 1 毙单作动式( 单 麓式漓，气缓_ 冲器的模型示意圈。 圈孓l纂腔式油蕊缓冲器模型 它幂像弹簧缓冲器翻橡皮缓冲器那样，风熊存储能量蔼艏突然释放髓璧，丽 西北t 业大学硕十学位论文 是用空气存储能量，吸收和消耗能量则通过油液以一定的控制速度流经节流孔节 流阻尼实现。 油气缓冲器的缓冲特性可以通过落震试验获得的载荷- 行程曲线来描述，如 图3 2 所示。曲线下面所包络的面积，与最大载荷和最大行程组成矩形的面积比， 称为缓冲器效率。 载 荷 图3 2 缓冲器载荷行程曲线 缓冲器的受力分析如图3 3 所示。 图3 - 3 缓冲器受力分析 1 2 第二章缓冲鬈绕受力分析 缓冲器轴随为只是空气弹簧力e ，油液阻尼力最，缓冲器结构限制力巧和 魂郄摩擦力弓瓣会力： 髯= + 焉+ 片+ 哆 ( 3 - 1 ) 3 1 。1 空气弹簧力墨 假设油液不可压缩，缓冲器腔体不可膨胀。 嚣嚣【嚆n a ，, s y 一 y 省枷一 如一活塞杆外截面面积； 麓垂一空气腔韶始压强； 只船一大气压强； 葶一缓冲行程； 争么霉一空气茬耪贻薅魏； ，一空气多变指数； 3 。薹0 油液阻怒力磊 1 ) 常油魏，不考虑侧油孔 4 嚣。一滔塞杆内截丽藤积； 毛霉一演裁截瑟获； 巴一油孔缩流系数； 妒一油渡藏度； 2 ) 常油孔，考虑侧滴孔 磊= 糍 耪 ( 3 - 3 ) 西：i i ；t 业大学硕十学位论文 e =镊a 3 + 氇氢笋i s 铥a 3 + 毪舞竽l 一 4 一油液流入回油腔腔体的截面积： 以。一正行程回油腔油孔截面积； 3 ) 变油孔，同时考虑侧油孔 e =砀p a 3 。si s l + 呜舞竽l s 疑a 3 + 毪舞竽l s 如一活塞杆内部净截面积； 厶。一反行程回油腔油孔截面积； 如一油孔净截面积； 式中，如和如均为行程s 的函数： 如= j 0 ( 3 4 ) j 0 s 0 ( 3 5 ) j 0 如。一万2 j o 如。一石( 譬s + ) 2 o j q 量 厶。 屯r 3 - 一r 2 ( s 一 ) + 吃】2 s ，一鼠 a o 。一7 1 p 曼( j 、屯) + 玎 邑一屯 a 。n 一露t t 油液缩流系数q = 0 8 9 3 1 3 缓冲器摩擦力乃 仅考虑缓冲器内部压力引起的摩擦力。 毛 s 屯 ( 3 6 ) s 2 s 3 乃。碱见v 吒4 0 r 0 。) ，- 焉 7 ) 1 4 篇三章缓狰蒸统受力分析 缟一缓冲器内部摩擦系数； 琶一辍套壹径； 峨一轴褰高度； 3 。薹篇缓冲嚣黠构限制鸯露 i 蝎 ( - d 声 蝎一结构限制刚度； 一缓渖器最大设诂稽程； 3 。2 轮胎受力分析 轮胎作势缓冲系统的一部分，窀主要受劐垂盏支麓力v 和水平爱力d 憋俸 用，下面分别绘出这两种力的表达式。 3 2 。1 轮胎垂崔支反力v v = i 书q 8 ) c 8 # 式中：轮胎压缩量万爿磊l ，轮胎压缩速率艿= 霸沁 c 一轮胎垂直变形系数； 一轮胎复合垂壹阻尼系数： 露一轮胎簧省( 非线性) 变形指数； 3 。霪忿轮胎承平反力d 轮胎水平屣力d 是垂赢支反力v 的函数。 l 完垒变形状态 d 嚣| 繇l 1 5 ( 3 母) ( 3 1 0 ) 鞭麓羔照大学颈圭学整德交 一轮胎水平力和滑移院的导数； 品一轮胎滑移比； 2 ) 完全滑移状态 d 盘e l 一霉2 3 。1 1 ) 式中最t 黼胺矿，e 2 =，岛：墨型巡世。 一k + 段一翰髓与地面之间的縻擦蘸数； 五，一嚣弹性支承质量水平僚移； 拶一轮胎压缩量； 以一飞机水平速度； 下图冀摩擦系数致随鬻移毙鼓的变纯趋线。 热 0茸董 s 1 i pr a t i 0 圄3 菇壤擦系数随滑移蹴的囊纯曲线 蘩网章皇粒薄勰镑囊模型 第四章主起落架仿真模型 搴章将剥焉a d a m s 较髀进行主起蒸槊费_ 真模型剥建。 4 1a d a m s 软件介绍 帆械系统动力学自动分析软件a d a m s ( a u t o m a t i cd y r m - n i c 触l y s i so f m e c h a n i c a ls y 蠛x m s ) ，是美国m d i 公n ( m e d h a n i c a ld y n a m i c si n c 后被m s c 公司收 魏开发鳇菲常萋名鹣瘟拟样枫分折软转。 a d a m s 一方面是虚拟样机分析的应蔺软件，用户辫以运用该欺件非常方便 地对虚拟机械系统进行静力学、运动学和动力学分析。羯一方面，又是虚拟样机 转糯开发工具，其舞敖性的程序结鞫和多耱搂目，霹馘成为特殊行鼗耀户进行特 殊类型虚拟样机分析的二次开发工具平台。 a d a m s 软件具有以下特点： 1 ) 剩周交夏式鎏影环境期零棒痒、豹寨库、力库，建立桃械蒙统三维参数 纯模型。 2 ) 分析嚣型包括运动学、静力学和准静力学分析，以及线性和非线性动力 攀分新，包禽剐搏翻黍懂律分析。 3 ) 其有先进的数值分祈技术和强霄力的求解器，键求解快速、准确。 4 ) 具有组装、分析和动态显示不同模型或同一个模型在某一个过程变化的 髓力，提供多耪? 攫羧样枫拇寿寨。 5 ) 具有一个强大的踊数痒供用户自定义力和运动发生器。 6 ) 具有开放式结构。允许用户集成幽已的子程序。 7 赛魂输瓣位移、速度、翔速度帮艇作用力曲线，蕊寞鳍莱显搴舞动藏藕 曲线图形。 8 ) 可预测机械系统的性能、运动范阐、碰撞、包装、峰值载蘅以及计算有 隈嚣熬输入载祷。 9 ) 支持同大多数c a d 、f e a 和控制谶计软件包之闻的双向通讯。 瓣：l 艺工鳖太掌醭争学夔避文 4 1 。1 a d a m s a i r c r a f t 模块简介 a 梳s a a r c r a r 模块是a d 馥麟的一个扩展模块，包括了s t a n d a r dm o d e 和 t e m p l a t eb u i l d e r 两种模式，可以创建、装配和分析机轮、起落架和飞机模型。 剩耀a d 剃a i r c r a f t 模块可戳创建和修改飞机起落架设计，然后溉霉黠它进行荤 独分析，也可以把它作为飞帆的一部分进行分析，从而褥刘起落架的静态和动态 特性。 在a d a m s a i r c r a f t 模块帑，可戳在备耱测试条粹下建立超起蒸橥鞫飞机麴纛 拟样机，然后可以澍数字功熊样机的起落架子系统进行详细的分析。鬻4 - l 给拯 了数字功能样机的组成，从中可以看出，数字样机也是凼和飞机一样的许多子系 统麓。成。 1 1 二一爹。兰。 机身系统l i动力系统i f 起落架系统 f i 货物及配重l 一梗塞一簿荤，复藜一翦缱超蘑袋 一燕零 一空气动力一轴承饼套 一机轮一髋耪 一授制系统一螺旋桨 一刹车一袖料 一妊幽面毒盘 一蚺萱睦 图4 1 数字功能样机 飞机仿真模型的创建蓠毙从构件创建开始，然后瓣谶橱件来检验鞠验证它们 麴燕确牲；丽爝剩翔这些麴髂剁建子系统，褥检验鞠验谶予系统麴藏漉性；最霜 用这些子系统创建飞机装配模型，对飞机模型进行仿真分析。 4 4 。薹1 蕴2 氲a d 豫a 瓣m 姓s ! a i i 越r c 豫r a 巍f t 模块工作流程 用a a d a d a m m 觑s l a 蛐j r 雠c r 撒a f t 模块进行起落架和飞机的仿真分析，必须正确创建包含这 令系统在内薛所寅稳件和予系统，箕工俺流程翔图凄掰示，它霹黠表示了三群 不阀模式下的工作流程。 第四章主怒落絮饶真模鍪 4 。重3 模型结构 凰每愿a d a m s a i r c r a f t 模块工髂流程 a d a m g a i r c r - m 出模块书的模型结鞫耋要蠢醛下鼹个骞瑟要素构成： 1 ) 构件；构件是整个系统的基础，对予大多数构件，可以通过窗口输入的 方法定义其参数和属性，丽对于某些构件则可以通过属性文件来定义。 2 搂棱：e x p e r t 用户霉馘在a d a m n a i r c r a f l 模块赡t e m p l a t eb u i l d e r 模式中 创建模板。 3 ) 子系统：基于模板创建，允许s m n d a r d 用户修浚模板豹参变爨。 碡溅试乎裔：蔫予存储待寞控捌器辩测试凌誓绻掏，它是a d a m s a i r c r a r 模块的一部分，通常是不能改变的。 5 ) 装备模擞：由一个测试平台和多个子系统组合瓣成 4 1 4 装配和分析 在a d a m n a i r c r a f t 攫块审霹激进行概糖德蒸架和垒瓿麴装配姆势褥，其瀛程 翔豳4 3 和圈所示。 耋鼙 瓣毒芝_ i 盈天攀矮士学位论文 曰 q - - - - 一 予系统 固6 _ _ _ _ 一 装配旦势折 田 _ i - _ _ - - 圈零0 枫轮痞麓蒸架蕊真矜橱瀛程 予系统 团 i _ _ _ 一 装配 卫分析 图碡罐全枫傍粪分析瀛程 举朗章圭起蒲蘩俦囊模墅 4 1 。5 用户界面 a d a m s a i r c r a f t 模块有两种用户界面； 1 ) 标准界厕：任何用户都可以在该界筒下编辑、装配和测试起藩架或者飞 热赫虚拟祥执。罐渡界蓠下，阕产可以便麓避经存在鲢模壤剖建蘸黪子系统；礴 纵使用已存在韵或新创建的予系统创建新的装配模裂，但是模型的更改是有限 的。 2 剖建摸糗：疑有溅嬲耀户才麓蕊焉该界面。褒该赛蘑下，瘸户爵默裁 建新的模板供标准界面使用，并且可以修改和控制所建立模型的所有特性。 羲薹菇仿真 在a d m n s a i r c r a f i 模块中，所有的仿真都包含两个阶段 薹静平籀努辑i 在这一酚段中，装醚模型耄动放裙始状态变貔剃输入位移， 速度嗣加速度状态。虽然此时的输出鳍暴并不是所期望的仿真晌魔，镌是透过检 查遮一阶段的数据可以确定装配模型是否真正达到了所希望的状态。 2 ) 动态傍冀分析：在模型遮溯穗真的输丸繁体恁，仿煮舞熬避行，献弼撂到我翻所要 求瓣结果糠畿。褒瓣麟签瑾串，褥缴薅偻囊缡襞遴簿分褥，势褥给进形象麓动态模数过程。 4 2 创建模板 本文对支柱式起落架进行仿真，根据支柱式起落浆的特点，可以将其分为缓 冲支柱和机轮两个子系统，对其分别建立模板。图4 。5 驻示了主起蒸架的结构拓 赫圈。 妻重 蹲裁t 鳖失攀矮圭学霞论文 籼5主起落絮缩构拓扑图 模板是创建起藩桨和构建飞机模型的基础。a d a m s a i r c r a f t 模块提供了两种 刽建模扳祷方式； 1 ) 调用a d a m s a i r c r a f t 模块中的熟辜模板，通过修改其参数褥刘； 2 ) 在a d a m s a i r c r a f t 模块的t e m p l a t eb u i l d e r 界麟下，剖建垒赫的模板。 本文采髑盾者，下面弁缁其体构建过程。 4 2 。i 缓冲支柱模板的建立 1 启动a d a m s a i r c r a f t 模块的t e m p l a t eb u i l d e r 界面； 2 ，创建悬架结构 l 通过创建硬赢亲生戚赫化韵缓冲囊裢井篱翮潇塞秆。硬点麴坐标蠹参数 忧坐标，在未来的改进设计中可以通过改蜜硬点的坐标采改变缓冲支柱各部件的 位置。 2 逶过割建硬点酶方斌剖建轮辍，熬豢重薪定义黎粱的霓壤耩蕊翱质量震 性。 攀图章耋越藩槊髂克穰鳖 3 ) 创建挝杆和防扭臂。 凄通过输入莅置、煮恣耩囊量属蠖定义予框架。予框架是最终连接烈靓隽 予系统的中介。予框架的几何形状不影响冀质量属健。 5 ) 定义空气弹簧力和油液阻尼力。 在a d a m s a i t c r 瞧模块巾，采焉定义空气弹簧力、渣瀛阻唇力的蠢法来模掇 窝气弹簧与油液阻尼在缓冲纛柱中所起的作雳。空气弹簧力、油液阻尼力是通过 调用属性文件的方法来实现，属性文件主臻定义了力鸟行程或行程速率的关系变 化慧线。 在a d a m s a i r c r a f t 模块建义空气弹簧力有两种方法# a ) 在属性文件中输入一系列坐标点，通过曲线拟台，给出弹胬力随行程的 变讫照线； b ) 根据阏前已经比较成熟的理论，邋过全伸餍拣态下的气体聪力、体积、， 愿气面积和压汹面积等参数凼程序计算对成的空气弹簧力。 本文采焉第一赣方法。 在a 妇s a i r c r a f l 模块巾定义油液隰屁力有两种方法： a ) 在属性文件中输入一系列的坐标点，通过曲线拟合，给出不圃行程处的 濑渡溢震力； b ) 根据目前比较成熟的理论，通道输入油针截丽积、正反行程油孔面积和 油液属性等参数，利用a d a m s a i r c r a f t 模块处理器来计算对应行程的油液阻尼力， 这耪嘉法的计冀过程中没寄考患侧漓毳静影响。 本文采用第一种方式。 3 。创建和定义约束 攒播物理榉撬熬运动瓤理，在模型上辫翻约柬，使模鎏酶运动遁僦子耪霾襻 帆。 4 。定义通讯器( c o m m u t a t o r ) 逶讯器( c o m m u n i c a t o r ) 共煮两耱：输入遵添器( i n p u t 汹麟i c g 融和 输出通讯器( o u t p u tc o u n i c a t o r ) 。 至此，起辫桨缓冲支桂模板就剖建结策，如图4 所示。 麓憩繁缒寒学疆 。擎链瓷吏 4 2 2 机轮模板的建立 图嬉辐缓冲支柱模型 枫轮模掇的创建步骤帮缓狰支槛类似，大致分为剁建凡何外形、添麴豹柬和 定义透讯瓣三多。其争轮胎酶意义采溺a d a m s a i r c r a f t 模块孛常周熬调阕属性文 件的方法。 在轮胎属性文件中，定义了轮胎的几何属性、各种计算参数，以及轮胎垂直 反力藏轮胎压缩量的变化赫线。通过属性文件中的这些参数的读入， a d a m s a i r c r a f t 模块利蔫辐美计算公式来计算轮虢上嚣力麴太小。 趟建的枫轮模板懿图瘁尊所承。 瀚4 - 7 机轮模掇 2 4 第四章主起落架仿真模型 4 3 创建子系统 模板创建结束后，可利用其创建相应的子系统。具体分以下几个步骤： 1 ) 先将a d a m s a i r c r a f t 模块从t e m p l a t eb u i l d e r 界面切换到标准界面s t a n d a r d i n t e r f a c e 。 2 ) 调出子系统需要的模板，并根据模型变化修改模型。本文不作修改。 3 ) 保存生成的子系统。 4 4 装配 调用生成的缓冲支柱子系统和机轮子系统，生成起落架装配模型。 至此，起落架模型构建完毕，生成的起落架装配模型如图4 - 8 所示。 图4 - 8 起落架装配模型 第五章圭起落架藩震仿真 结果筹蒙? 萋蘩赫藩震薅冀阆激模狻囊赫麟瓣震试验擤澍俦粪结果遴稽分析。一一再鲫心疆聚精鼹试验t 舞封彷粪 5 1 圭起藩架藩震仿真 猩a d a m 嫩模块的仿真窗 镑真分析完肇詹，通道模块 警黧蓑芝浆竺竺的环境条件为( 数据参考工裎数瓢 箨商黧i 戢黧筌瓣筋下撬鳓2 ：乏蔷蛾摹 箨高度魏+ 0 4 m ，者麓角麓擎。 。一删“础嘲溅蓬震楚3 蜮，摹 镌应勰黧1-黧毖怠黼瓴仿冀结束黝下主起黼瓣5 髓应邀缝，懿蓬羹 - 1 1 掰示i ”“n 用口。以p 玉超落架的动态 图5 l 空气弹簧力谰行程 榘鲶氟糕猎躲 嘏许麟 艇涸帻 雌辨瓣 递 ，裔 建数刚 嚣一 舭麒慨 麓一 栅= 西北工业大学硕士学位论文 5 7 5 0 0 n 4 静器7 1 4 3 3 6 0 7 1 4 2 e 8 誉2 s 田1 4 2 9 墓 8 童1 4 s 4 2 , 8 5 ； t 3 蛹s 7 1 4 o 鸯 曰8 5 7 1 4 3 - 1 7 5 0 0 辩 ，h l l l、 “，m i 、 、k 一。 ” ， 、 ， d12 51 占 7 s2 0 2 雕黼墨 詈 苴1 0 0 0 0 0 兰 一o 0 嚣 哪o 0 o 一0 b 露 2 2 s2 52 7 53 03 2 53 5 ( s e e ) 图5 2 空气弹簧力v s 时间 n 、 。 、 ， 、 ? ， ，_ 呵一 _ i 一 义 一h _ 。 _ h - - 0 50 51 52 53 54 _ ss 5骞s7 , 58 , 5搴蓐 l e n ；h 啊啪 图5 - 3 油液阻尼力v 5 行程 f、 ， f 、l f7 f； ， 、 、- k 、，r o 麟2 2 5 t i m e ( s e e ) 图5 4 油液隰尼v s 时闻 2 8 7 5 嚣菱岛嫠 第五章主起落絮落震仿真 舞霸瞻垂 鞠 棚掰i 哺 善摩 0 董 鬻- 黼船 ，鞠鼬鑫 翰貉功曩强鳞 媛触i 士+ 帆凰 + 6 盐 “ 象 。叉挫南嘲潮麟 。，。，专i ! ：；薯每”“。 名爹震 澎删涝覆 影 燃燃盛懑酶警毁二簿 扩 藤曛豢黼曼繁墨”萋酽l 、 ”歹 旗篓8 ”；蚪#洲拶9 i “，i r 1 i ； i l l 园摹0 浮l 喜 羹嘉 3 5 摹辎# 葶7 5躲辎 轴哟脚 图5 5 缓冲支柱力轮胎垂直支反力v s 行程 瓜 ， ，、 j、八 ，、li ，。、。 rl矿。，n _ 叶 j、 l l， i、l入矿 ，、| 、h _ ， i 、 、- ， jf 7 ， f ， o 4 1 2 5 0 0 蓉 b ；i 重2 7 湖0 薹 1 3 7 5 0 o 2 d3 t i m e ( 奉奉c ) 4 0 图5 - 6 行程v s 时间 5 06 由 八 f ?；，。弋 f ；夕厂 弋 一， 0 、 7 f 1 02 0 3 0 t i m e ( s e c ) 图5 7 轮胎垂直支反力v s 时闻 4 0s o ” 盼 m ：2 抟 鹚 镪 ：2 们 善=蓥至 薅北工业大学硕， ? 学位论文 7 d 6 _ 0 5 0 薹 r 3 o 1 o o d 8 0 7 0 6 0 2 0 矗 o o 一_ 一誓、! z _ 蟑_ 一 i 矿互 _ ，一一=雾岁矿 r ，哆厦 露 。 一一一 i 善 迁： _ ，一 南，5 0 毛 i 嚣2 s3 s4 55 56 - 57 s8 ，59 ，5 l e n g t h ( i r t c m 图5 - 8 轮胎压缩量v s 行程 a ， ff r 一，、 、7弋 ，、。 |，、 f 、， 羔 j l 1 露 5 5 0 d 4 8 8 0 8 瑚 嚣7 辩7 8 3 骶9 8 6 瞄盯 善渊s 描铂 占 耋甜4 t l f 4 4 “ 汇 8 3 3 3 0 3 3 3 1 2 2 2 2 勰2 2 3 靠 t l f f t e ( s e e ) 图5 - 9 轮胎压缩量v s 时间 4 - o5 0 名矿 矽 勰 弛 汐。 z 劳， | t 二， j = 矽7 一一妒 ， 一 0 d2 - o4 d l e n g t h h ) 图5 1 0 轮胎垂直支反力v s 压缩量 3 0 6 0e o 0 o o 5 4 3 吾u j 氡墨 第五章主起落架落震仿真 ，。、 |l1 ，、 f 、 i 二 ? 7 图5 1 l 重心v s 时间 1 ) 评价起落架系统效率的高低，可以从缓冲支柱的功量图中比较直观的看 出。功量图曲线包络的面积越饱满，击落架系统的效率越高。图5 5 显示了缓冲 支柱力和轮胎垂直支反力随行程的变化曲线，显然a d a m s a i r c r a f t 模块仿真分析 给出的功量图曲线和常规分析结果在趋势上完全一致。图5 - 6 显示了缓冲器行程 随时间的变化曲线，可以看出从平衡状态开始经大约o 5 s 的时间，缓冲器即达 到最大行程2 4 0 8 m m ( 9 4 7 9 5 i n c h ) 。由于第一次压缩，时间短，冲击载荷大，缓 冲支柱不能完全吸收冲击能量，还需要轮胎压缩来吸收其中一部分，所以轮胎的 功量曲线比缓冲支柱的轮胎曲线要饱满些。图5 - 8 显示了轮胎压缩量随行程的变 化曲线，可以看出轮胎在第一次压缩后就达到了最大值1 9 3 9 r a m ( 7 6 3 5 5 i n c h ) ， 之后逐渐减缓。这也与真实的情况相符合。 2 ) 图5 1 l 显示了重心随时间的变化曲线，可以看出从起始到平衡状态的一 秒时间内重心位置不变，之后落震仿真开始，起落架缓冲支柱开始压缩，重心下 移，大约1 5 3 s 时达到最大值5 0 2 9 r a m ( 1 9 8 i n c h ) 。之后开始做往复运动并逐渐 趋于平稳，往复一次的时间大约为1 0 4 s 。这与真实的运动情况相符。 3 ) 下面给出主起落架落震仿真的试验数据： j | | ?0l 西北工业大学硕t 学位论文 表5 1主起落架落震仿真试验数据 l 缓冲支柱最大过载 轮胎最大压缩量重心最大位移 缓冲支柱最大行程 ( r a m )( m m )( m m ) il 7 4 1 9 3 95 0 2 92 4 0 8 5 3 结论 从上面的分析可以看出，主起落架的落震仿真结果与真实情况能够很好的吻 合，证明了利用a d a m s 进行起落架仿真的可行性和可信度，为后面的仿真分析 奠定了基础。 3 2 第六章伞机着陆仿真 第六章全机着陆仿真 本章以支柱式起落架飞机进行全机的着陆仿真，用以模拟真实的全机着陆情 况，其中主起落架采用前文所构建的支柱式起落架。仿真完毕，对全机着陆状态 下的主起落架进行动力学分析 6 1 全机模型 根据飞机的结构特点可以将飞机分为机身、前起落架、前起落架机轮、主起 落架、主起落架机轮五个子系统。 1 ) 机身子系统。在a d a m s a i r c r a f t 模块中可以构建刚性和柔性机身，由于 本文着重考虑起落架的动力学性能，所以采用刚性机身。另外由于不施加空气动 力，所以可以直接调用a d a m s a i r c r a f t 模块中的机身模板，如图6 - l 所示。 图6 1 机身子系统 2 ) 起落架子系统。前文已经介绍了主起落架系统的构建，前起落架的构建 与其类似，本节不再赘述。 子系统构建完毕后，即可进行全机的装配。装配完毕后，可以根据需要进行