基于有限元柔性体理论的起落架落震仿真分析

以某飞机起落架为研究对象,研究落震动力学问题。根据前起落架的结构特性,利用多体动力学建模技术,建立前起落架多柔性体动力学(MFBD)模型,并进行落震仿真分析及非线性接触研究。采用落震试验数据对模型进行校验,仿真结果与试验数据较为吻合。通过分析缓冲器零件的变形,考虑接触因素的多柔体动力学模型能更真实反应实际情况,以最大降落速度工况进行落震仿真,同时对起落架关键零件进行强度校核,以及缓冲器内部零件进行非线性接触计算,求得不同材质的下凸轮及底托受到的垂向力与摩擦力,获得在物理试验中难以测量的数据,分析结果对起落架设计具有重要意义。

升力加载法在起落架落震性能分析中的应用

起落架仿升落震是采用直接在起落架上施加当量升力而非减缩当量质量的方法,考虑了升力对起落架落震性能的影响,更加真实地模拟了起落架的着陆/着舰过程。本研究以某型舰载机主起落架为研究对象,基于不同的升力加载方式(理论仿升和落震仿升),首先,建立起落架仿升落震动力学模型;然后,利用ALTLAS软件对起落架仿升落震进行数值仿真计算;最后,在具有仿升动力模拟装置的落震试验台上进行了试验验证。通过不同下沉速度下的结果验证对比,验证了升力加载法在起落架仿升落震中应用的正确性和有效性;落震仿升法通过对起落架仿升落震试验系统进行理论建模,实现起落架当量升力加载,是一种可有效辅助于起落架缓冲系统设计和缓冲性能验证的分析手段。

新型自适应起落架的单支腿落震性能研究

针对传统直升机起落架结构相对固定导致的地形适应能力不足的问题,设计了一种两级缓冲系统的新型缓冲作动行走一体化自适应起落架,实现了多工况下的着陆缓冲功能,常规着陆时磁流变缓冲器单独工作实现着陆缓冲功能,危险工况下磁流变缓冲器和油气缓冲器共同工作实现抗坠毁功能。在多体动力学软件LMS Virtual.Lab Motion中建立了带两级缓冲器的自适应起落架落震仿真模型。自适应起落架可以通过2个液压作动缸来调节不同姿态,进行了常规工况及耐坠毁工况的落震仿真分析,并根据仿真数据设计了缓冲器参数。在多种工况下进行了自适应起落架多级缓冲系统落震试验,对比分析了试验和仿真结果。结果表明,在2种着陆速度下,系统缓冲效率分别达到85%和75%,自适应起落架可以主动调节至多种姿态,并在各姿态下都具有良好的缓冲性能,还具备一定的抗坠毁能力。试验与仿真结果具有一致性,证明建立的自适应起落架的多体动力学模型能够有效地模拟落震过程。

舰载机前起落架缓冲性能参数敏感性研究

为了同时满足缓冲和突伸性能,舰载机前起落架常采用双腔缓冲器设计。以某型机前起落架为研究对象,建立前起落架缓冲性能分析动力学模型,并将仿真计算结果与试验结果进行验证对比,验证理论模型的有效性和正确性。对缓冲器高、低压腔初始压力以及体积占比进行参数敏感性分析。结果表明,高、低压腔初始充填压力和体积占比对起落架缓冲性能的影响有别于它们对突伸性能的影响,所以对舰载机前起落架缓冲器的设计需不断优化,同时兼顾缓冲和突伸性能。

考虑温度效应的起落架落震缓冲性能研究

为了研究环境温度对起落架缓冲性能的影响,以某型飞机起落架为研究对象,考虑温度对起落架动力学模型中空气弹簧力和油液阻尼力的影响,提出了一个包含温度效应的起落架动力学分析模型,并通过试验在一定温度范围内(-35℃~60℃)进行了验证。结合试验数据和仿真模型给出了空气多变指数、油液阻尼系数的设计指导值,并研究了温度对起落架缓冲性能的影响规律。结果表明:环境温度对起落架缓冲性能影响显著,表现为起落架落震动载荷的变化;同时发现缓冲器腔内气体较油液受温度影响更为敏感,低温状态时气压的变化以及油液物理状态的改变会使得缓冲器性能明显恶化,缓冲支柱行程变化率达到25%;对于可能工作在复杂环境下的起落架,设计阶段需要充分考虑温度对缓冲器内气压和油液的影响,确保飞机着陆安全。

油气分离式缓冲器起落架落震性能数值仿真研究

根据某型飞机起落架油气分离式缓冲器的结构特征、工作原理及性能特点,应用计算流体力学、液压与气压传动知识和动力学方程,对油气分离式缓冲器起落架落震进行动力学建模,研究油气分离式缓冲器起落架的缓冲特性,并通过与落震试验结果进行对比,验证该文理论模型的正确性和有效性。该数值方法可有效仿真计算起落架的缓冲性能,帮助确定缓冲器关键设计参数,从而提高缓冲器设计效率,推进起落架研制进程。

整机起落架的半主动控制落震仿真分析

半主动控制技术在起落架上的应用局限于单起落架或磁流变式起落架,整机起落架的研究对半主动控制的实际应用更有价值。采用LMS Virtual.lab Motion建立整机虚拟模型,以单腔式油气缓冲器为研究对象,分析被动控制和半主动控制的力学模型,在AMESim中搭建油气式缓冲器仿真模型;基于模糊控制理论和变阻尼节流阀半主动控制原理,在MATLAB/Simulink中设计模糊控制器,将控制器模型集成到AMESim中实现对阻尼孔的实时控制;通过机械、液压、控制的3D-1D联合仿真分析被动控制和半主动控制下整机落震的仿真结果。结果表明:落震工况下,半主动控制响应速度快,前、主起落架的缓冲支柱垂向载荷峰值分别降低了20.5%和13.1%,缓冲效率高于被动控制;机身垂向加速度峰值降低了23.2%,并更快趋于稳定,提高了乘坐舒适性。

飞机起落架结构拓扑优化设计及动态特性分析

为实现飞机起落架系统高效承载下的轻量化,以着陆时冲击载荷下的结构刚度为约束条件,以最小质量为设计目标,建立了基于变密度法和优化准则算法的拓扑优化模型;根据该构型对外筒支柱结构进行了重构设计,并对优化设计区域开展强度和刚度校核;最后在Ansys Motion系统中建立了起落架落震动力学仿真模型,分析了飞机起落架系统在结构优化前后的动态特性,并与试验数据对比验证了该模型的正确性。结果表明:与原有结构相比,重构模型重量减少10.7%,最大等效应力降幅达到16.2%,系统缓冲效率提高了约2.4%,有效提升了起落架系统的轻量化水平和结构承载效能,研究结果可为飞机起落架系统的减重设计提供一定参考。

电磁释放锁在起落架落震试验中的应用与动力学过程研究

在起落架落震试验中,起落架着陆速度是试验的关键输入参数。本文针对落震试验中电磁锁特性对起落架着陆过程的影响建立分析模型,基于该模型计算并分析了电磁锁不同参数特性和投放质量对起落架着陆速度和功量的影响,提出了针对电磁锁特性的落震试验着陆速度修正方法,结果表明,该方法能使起落架着陆速度和功量满足规范标准要求,可应用于实际落震试验。

基于LabVIEW的起落架小落震台检测系统研究

落震试验是飞机起落架在试验台进行模拟飞机着陆撞击地面的一种动力特性试验。为解决落震测试设备陈旧落后、测试通道少、信号精度差、误差大的问题,借助LabVIEW开发环境,搭建了模块化程度高、交互性强、界面友好的起落架小落震检测系统,采用DEWESoft进行数据采集,借用MicrosoftADO完成测量数据的存储与交换,通过硬件配置、系统配置、通道校验、测试界面、用户管理5个功能模块,实现了系统自检、系统校验、历史校验、数据回放、报表生成、实时监控等功能。系统可同时开展高度、位移、转速、加速度、应变和力的多通道测量工作,能满足常规军机、民机大、中、小型起落架研制工作的所有要求。测试系统经计量与校准合格,已在民机、军机的前、主起落架落震试验中得到推广与应用,还可广泛适用于起落架类型试验测试。

一种无人直升机起落架落震动力学建模方法研究

以无人直升机缓冲式滑橇起落架为研究对象,建立起落架系统的落震动力学模型,并对着陆过程进行数值分析,结果表明,所提方法可较为准确地识别无人直升机落震过程的过载与位移变化、起落架缓冲器承载与行程极限等参数,为无人直升机部件设计提供限制条件与约束。此外,该设计方法亦可用于其他直升机起落架的设计定型和试验验证,具有一定的工程意义。

半轴式起落架落震动力学及结构参数影响研究

针对某无人机在飞行试验中出现的缓冲器卡滞问题,以其半轴式主起落架为研究对象,建立了包含半轴式机轮载荷作用下缓冲支柱摩擦力模型的落震动力学分析模型,采用数值分析方法编程求解了其落震动力学特性,与试验结果符合较好。进而对半轴长度和缓冲器全伸长上、下轴承距离等结构参数对缓冲器摩擦力以及落震性能的影响进行了研究。研究表明:半轴式起落架缓冲器摩擦力占缓冲器轴力的比值远比一般缓冲器要大;半轴长度和缓冲器上、下轴承初始间距对缓冲器摩擦力影响很大,半轴长增加20mm可造成缓冲器摩擦力增大17.9%,轴承初始间距减小5%可造成缓冲器摩擦力增大39.6%。

舰载机全机落震试验机翼升力模拟方法研究

舰载机全机落震试验机翼升力模拟是在实验室测试飞机着陆载荷时,给飞机动态施加飞机着陆时刻机翼升力,模拟飞机着陆真实受载,机翼升力施加是否合理是全机落震试验成功与否的关键技术。给出了全机落震试验机翼升力模拟准则,提出了一种适用于全机落震试验的模拟机翼升力加载方法。根据该方法介绍了机翼升力加载装置设计原理,并对设计的机翼升力模拟装置进行了力学性能测试。将此方法和装置应用于某型飞机全机落震试验中,分别从施加模拟机翼升力大小、飞机姿态影响、下沉速度影响和着陆能量吸收四个方面对全机落震试验机翼升力模拟方法进行验证和评估。试验结果表明,该方法符合全机落震试验升力模拟准则,可用于舰载机全机落震试验。

起落架落震试验中的仿升动力模拟

结合某型号飞机试验任务 ,阐述有关空气作动筒仿升的起落架落震试验方法。由于仿升设备原因 ,实际施加的仿升力是在一个常数升力上迭加一振荡升力。文中基于能量等效原则 ,提出了一种“仿升力均值”概念 ,并采用了仿升力提前作用和增加投放高度的试验方法。其目的是为了有效控制振荡仿升力的精度 。

飞机起落架落震试验中机轮水平冲击载荷测量方法的研究

飞机起落架机轮着陆时,受到的最大水平冲击载荷是起落架安全设计和性能分析中的重要参数。文中通过非接触式光电测试方法,由实验获得落震试验中机轮触台瞬间转速的动态变化数据,并建立机轮瞬态转速与水平冲击力之间的动力学关系,根据实测得到的机轮转速的瞬态变化数据,推算机轮着地时的最大水平冲击载荷。为了验证由转速变化确定水平冲击载荷这一方法的准确性,建立机轮水平冲击载荷模拟试验验证装置。实验结果表明,由实测机轮瞬态转速变化确定的水平冲击载荷与力传感器测量得到的结果吻合性良好。实验结果验证文中方案的可行性,其研究工作为起落架落震试验中机轮水平冲击载荷的测量提供一种可实际应用的方法。

基于滑模控制的某型起落架落震联合仿真

飞机起落架是飞机起落的安全保证。给出了在ADAMS/Aircraft中建立某型飞机起落架的虚拟样机模型,设计并实现基于磁流变液的飞机起落架滑模缓冲控制算法,通过MATLAB/Simulink和ADAMS完成了该型飞机起落架着陆缓冲联合仿真分析。经过联合仿真得到缓冲器的位移-时间曲线,速度-时间曲线,阻尼力-时间曲线等特性数据,通过与被动式起落架的缓冲性能进行比较,验证了设计的滑模控制算法能够有效提高飞机起落架着陆缓冲性能。

含气穴效应的起落架落震动力学研究

针对某无人机前起落架在落震试验中地面载荷上升阶段出现的异常波动现象,通过对落震试验结果中缓冲器压缩状态和地面载荷关系的分析,判断该现象是由于缓冲器主油孔较小,主油腔中的气泡不能顺利转移到空气腔导致。建立了包含缓冲器主油腔气穴效应的起落架落震动力学模型,采用数值分析方法求解了该模型的动力学特性,计算结果与试验结果符合较好。通过震荡方法排除缓冲器主油腔中气穴后,落震试验得出的试验结果和不包含气穴效应的模型计算结果符合。落震试验对比表明:缓冲器轴向载荷波动现象由气穴效应引起;通过消除气穴方法后,起落架地面垂向载荷峰值下降0.3kN,起落架系统缓冲效率提高2%。

管簧式起落架落震试验及分析

为了获得管簧式起落架着陆性能的特点,设计了管簧式起落架落震试验,以获得相关的落震性能参数。同时设计了落震测试系统,并通过对起落架落震系统的测试,确定落震试验操作系统的可行性。通过改变管簧式起落架下落高度和投放质量以及机轮带转等参数,总结机轮所受的最大垂向力和起落架最大垂向位移的变化规律,得到管簧式起落架的相关落震性能参数,为起落架设计提供参考。

飞机起落架落震试验测控系统开发与应用(英文)

针对"海鸥300"飞机起落架落震试验的技术要求,研制了起落架落震试验测控系统。提出飞机起落架落震试验电液伺服系统的设计方案,采用可编程式逻辑控制器(PLC)技术实现了试验过程的自动化,解决了起落架落震试验机轮水平载荷、垂直载荷、机轮转速等测量技术难点。根据CCAR-23-R3要求,完成了"海鸥300"起落架落震试验。结果表明:试验系统工作稳定可靠,数据采集精度高,符合"海鸥300"飞机起落架试验技术要求,可作为其飞机适航取证的依据。

某型飞机前起落架落震动力学的仿真分析

以某型飞机前起落架为研究对象,利用CATIA建立数字化样机并导入到ADAMS/Aircraft中建立落震虚拟样机。建立了起落架落震动力学仿真分析模型,对缓冲支柱力和轮胎的航向力、垂向力分别进行了建模。进行了设计着陆试验的落震仿真分析,仿真结果与试验结果相差小于5%。进而进行了充填参数容差和储备能量试验的落震仿真分析,仿真结果与试验结果相差均小于5%。模型能够有效地模拟落震试验,为下一步的改型设计奠定了基础,有一定的工程应用和参考价值。