某型飛機(jī)起落架收放機(jī)構(gòu)性能仿真

吉國(guó)明,董 萌,付珍娟

(西北工業(yè)大學(xué)航空學(xué)院,西安 710072)

某型飛機(jī)起落架收放機(jī)構(gòu)性能仿真

吉國(guó)明,董 萌,付珍娟

(西北工業(yè)大學(xué)航空學(xué)院,西安 710072)

為了驗(yàn)證某型飛機(jī)起落架收放機(jī)構(gòu)采用理論計(jì)算值的收放性能,建立了該型飛機(jī)起落架收放機(jī)構(gòu)的數(shù)學(xué)模型,采用起落架三維模型和收放作動(dòng)筒、下落加速器的一維模型進(jìn)行聯(lián)合仿真。結(jié)果表明:采用理論計(jì)算值能夠?qū)崿F(xiàn)起落架在有限時(shí)間里的收放任務(wù),各部件在收放運(yùn)動(dòng)中無(wú)干涉。此外,利用該聯(lián)合仿真模型研究了收放作動(dòng)筒、下落加速器結(jié)構(gòu)參數(shù)對(duì)起落架收放性能的影響,指出收放作動(dòng)筒活塞截面積和下落加速器活塞桿腔截面積可作為優(yōu)化設(shè)計(jì)的優(yōu)先選取參數(shù),為該型飛機(jī)起落架收放機(jī)構(gòu)性能的進(jìn)一步優(yōu)化提供參考。

收放機(jī)構(gòu),聯(lián)合仿真,起落架,運(yùn)動(dòng)分析

引 言

近幾年,國(guó)內(nèi)專(zhuān)家在關(guān)于飛機(jī)起落架收放機(jī)構(gòu)性能仿真計(jì)算方面做了大量研究。該領(lǐng)域早期的研究集中在建立收放機(jī)構(gòu)的運(yùn)動(dòng)學(xué)動(dòng)力學(xué)模型,進(jìn)行數(shù)值求解。該方法在初始設(shè)計(jì)階段可用于估算,不適宜起落架系統(tǒng)及部件的詳細(xì)設(shè)計(jì)。隨著CAX技術(shù)和DFX技術(shù)在我國(guó)的發(fā)展與普及。文獻(xiàn) [1-4]建立起落架的三維模型,借助 CATIA、Adam s等工程軟件進(jìn)行運(yùn)動(dòng)仿真分析。該方法可直觀(guān)發(fā)現(xiàn)起落架收放運(yùn)動(dòng)中的缺陷,如零件干涉、不能收起或放下到指定位置等。起落架收放運(yùn)動(dòng)是由液壓系統(tǒng)驅(qū)動(dòng),在 3D模型仿真中給收放作動(dòng)筒加載的驅(qū)動(dòng)力多為經(jīng)驗(yàn)值或理論計(jì)算值,當(dāng)收放作動(dòng)筒參數(shù)改變后需重新設(shè)計(jì)該驅(qū)動(dòng)力,過(guò)程繁瑣,不利用收放機(jī)構(gòu)參數(shù)的修正。文獻(xiàn) [5-6]則利用收放機(jī)構(gòu)的數(shù)學(xué)模型,借助Matlab、MSC.EASY5等工程軟件建立起落架運(yùn)動(dòng)一維模型進(jìn)行分析。在數(shù)學(xué)模型準(zhǔn)確的前提下,該方法可有效運(yùn)用于起落架運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)全過(guò)程,其缺陷在于不能像3D模型那樣直觀(guān)反映起落架運(yùn)動(dòng)情況。

針對(duì)某型飛機(jī)起落架收放機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)要求,本文首先分析收放過(guò)程中的載荷及運(yùn)動(dòng)關(guān)系,建立收放機(jī)構(gòu)的動(dòng)力學(xué)模型,并借用模塊化設(shè)計(jì)思想將復(fù)雜的起落架系統(tǒng)封裝為 3個(gè)模塊:收放作動(dòng)筒、下落加速器和起落架,利用 LM SV irtual.Lab Motion和LM S Imagine.Lab AM ESim軟件將起落架的3D模型和部分部件的1D模型進(jìn)行聯(lián)合仿真,研究該型飛機(jī)起落架收放機(jī)構(gòu)采用理論計(jì)算值的收放性能,進(jìn)一步研究收放作動(dòng)筒、下落加速器尺寸變化對(duì)該起落架收放機(jī)構(gòu)性能的影響。

1 收放機(jī)構(gòu)數(shù)學(xué)模型

1.1 收放載荷分析

1.1.1 質(zhì)量力

簡(jiǎn)化落架轉(zhuǎn)動(dòng)部件的轉(zhuǎn)動(dòng)為系統(tǒng)質(zhì)心繞轉(zhuǎn)軸的轉(zhuǎn)動(dòng),如圖 1所示。在穩(wěn)定氣流中飛行的質(zhì)量力Pm由式(1)確定[4]:

式(1)中:Glg為轉(zhuǎn)動(dòng)部件重力,N;為起落架收放時(shí)的使用過(guò)載,不能小于 2.0;V=為允許收放起落架的最大飛行速度;w為突風(fēng)速度,取 10 m/s;Ga為飛機(jī)起飛或者著陸時(shí)的重力,N;S為翼面面積,為飛機(jī)法向力系數(shù)對(duì)迎角的導(dǎo)數(shù),根據(jù)風(fēng)洞試驗(yàn)確定;d H為飛行高度的空氣密度,kg/m3;g為重力加速度,9.81 m/s2;L為突風(fēng)強(qiáng)度擴(kuò)散段長(zhǎng)度,取30m。

當(dāng)T＜0時(shí),質(zhì)量力促使起落架收起,減緩起落架放下;當(dāng)T＞ 0時(shí),質(zhì)量力阻礙起落架收起,促使起落架放下。故質(zhì)量力的力矩Mm是上述質(zhì)量力Pm對(duì)轉(zhuǎn)軸之矩,即:

圖1 質(zhì)量力求解模型

1.1.2 氣動(dòng)阻力

起落架各部件的氣動(dòng)阻力作用在壓心上,且指向氣流流向[4]。

式(3)中:Fa,di為起落架第i個(gè)部件上的氣動(dòng)阻力,N;d0為來(lái)流氣體密度,kg/m3;Cxi為起落架第i個(gè)部件上的阻力系數(shù)[7];Si為起落架第i個(gè)部件在垂直于氣流平面上的投影面積,m2。

氣動(dòng)阻力對(duì)起落架收起或放下的作用效果與氣流方向、部件空間位置有關(guān)。同一方向的氣流對(duì)兩個(gè)主起落架的在同一過(guò)程(收起或放下)中作用效果是相反。假設(shè)氣動(dòng)阻力阻礙起落架收起、阻礙起落架放下,氣動(dòng)阻力對(duì)轉(zhuǎn)軸的力矩滿(mǎn)足:

式(4)中:M為氣動(dòng)阻力的力矩,N? m;Li為第 i個(gè)部件上氣動(dòng)阻力的作用力臂,m。

1.1.3 慣性力

慣性力對(duì)起落架轉(zhuǎn)軸的力矩與轉(zhuǎn)角加速度的方向相反,即:

式(5)中,Mg為慣性力矩,N? m;J為起落架轉(zhuǎn)動(dòng)部件對(duì)轉(zhuǎn)軸的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量,N?為起落架轉(zhuǎn)動(dòng)部件對(duì)轉(zhuǎn)軸的角加速度。

1.1.4 收放作動(dòng)筒作用力

圖2 收放作動(dòng)筒結(jié)構(gòu)形式

圖 3 收放作動(dòng)筒空間位置

收放作動(dòng)筒結(jié)構(gòu)形式如圖 2所示,左右腔均與液壓右路相連。收放作動(dòng)筒簡(jiǎn)化模型如圖3所示,A點(diǎn)為收放作動(dòng)筒與支柱連接點(diǎn),B點(diǎn)為收放作動(dòng)筒與機(jī)體連接點(diǎn)。假設(shè)作動(dòng)筒中流體為定常流動(dòng)且不可壓縮,在重力場(chǎng)作用下,忽略作動(dòng)筒左腔、右腔油液位能的變化,有:

式中:pL1,f為 t時(shí)刻作動(dòng)筒左腔壓力,Pa;vL 1,f為 t時(shí)刻作動(dòng)筒左腔流線(xiàn)上任一點(diǎn)的流速,等于v1,f;pL 2,f為t+Δt時(shí)刻作動(dòng)筒左腔壓力,Pa;vL2,f為t+Δt時(shí)刻作動(dòng)筒左腔流線(xiàn)上任一點(diǎn)的流速,等于v2,f;pR1,f為t時(shí)刻作動(dòng)筒右腔壓力,Pa;vR 1,f為t時(shí)刻作動(dòng)筒右腔流線(xiàn)上任一點(diǎn)的流速,等于v1,f;vR2,f為t+Δt時(shí)刻作動(dòng)筒右腔壓力,Pa;vR 2,f為t+Δt時(shí)刻作動(dòng)筒右腔流線(xiàn)上任一點(diǎn)的流速,等于v2,f;df為液壓油密度,kg/m3;g為重力加速度,9.81m/s2;v1,f為 t時(shí)刻活塞桿的運(yùn)動(dòng)速度,m/s;v2,f為t+Δt時(shí)刻活塞桿的運(yùn)動(dòng)速度。

在時(shí)刻t,作用在活塞桿上的液壓力Ff lu滿(mǎn)足:

式(8)中:AL,f為作動(dòng)筒左腔活塞有效壓油面積,m2;AR,f作動(dòng)筒右腔活塞有效壓油面積,m2

收放作動(dòng)筒促使起落架收起,減緩起落架放下,其液壓力Ff lu對(duì)起落架轉(zhuǎn)軸的轉(zhuǎn)動(dòng)力矩M f lu滿(mǎn)足:

1.1.5 下落加速器作用力

下落加速器結(jié)構(gòu)形式如圖 4所示,左腔密封一定壓力的空氣,右腔與大氣相通。下落加速器簡(jiǎn)化模型如圖 5所示,C點(diǎn)為下落加速器與支柱連接點(diǎn),D點(diǎn)為下落加速器與機(jī)體連接點(diǎn)。建立下落加速器的力學(xué)模型如下:

其中:p0為下落加速器左腔初始?xì)怏w壓力,Pa;AL,a為下落加速器左腔截面積,m2;s0為左腔初始長(zhǎng)度,m;sa為經(jīng)過(guò)Δt時(shí)間后左腔長(zhǎng)度,m;pR,a為機(jī)場(chǎng)地面附近的大氣壓,Pa;AR,a為下落加速器右腔有效氣壓作用面積,m2。

下落加速器阻礙起落架收起,促使起落架放下,其作用力對(duì)轉(zhuǎn)軸的力矩M air滿(mǎn)足:

圖 4 下落加速器結(jié)構(gòu)形式

圖5 下落加速器空間位置

1.2 收放運(yùn)動(dòng)分析

收放作動(dòng)筒活塞位移、速度與起落架轉(zhuǎn)角關(guān)系:

同理,下落加速器活塞位移、速度與起落架轉(zhuǎn)角關(guān)系:

1.3 動(dòng)力學(xué)分析

起落架收放機(jī)構(gòu)的載荷包括質(zhì)量力、氣動(dòng)阻力、慣性力、收放作動(dòng)筒作用力、下落加速器作用力,各轉(zhuǎn)荷對(duì)轉(zhuǎn)軸O的轉(zhuǎn)矩滿(mǎn)足:

采用模塊化設(shè)計(jì)思想求解收放機(jī)構(gòu)動(dòng)力學(xué)方程。將收放作動(dòng)筒的運(yùn)動(dòng)方程(式(6)、式(7))及其力學(xué)模型(式(8))封裝為模塊1:收放作動(dòng)筒,將下落加速器的力系模型(式(10))封裝為模塊 2:下落加速器,將起落架其他部件的力學(xué)模型及其運(yùn)動(dòng)規(guī)律式(1)～式 (5)、式 (9)、式 (11)～ 式 (17)封裝為模塊 3:起落架。各模塊接口及數(shù)據(jù)傳輸如圖6所示。

2 某型起落架收放機(jī)構(gòu)建模與仿真

2.1 建立起落架系統(tǒng)的三維模型

利用 CATIA建立起落架系統(tǒng)的三維模型。利用M otion添加起落架系統(tǒng)的運(yùn)動(dòng)副和邊界條件,以及下落加速器和收放作動(dòng)筒的數(shù)據(jù)接口,完成的該型起落架的3D模型如圖7所示。

圖 7 主起落架 Motion模型

2.2 建立起落架部分部件的一維模型

利用 AM ESim建立該型起落架收放作動(dòng)筒、下落加速器、解鎖作動(dòng)筒的 1D模型,通過(guò) AMESim的接口模塊為上述3個(gè)1D模型建立與起落架 3D模型的數(shù)據(jù)接口,完成起落架部分部件的 1D模型,如下頁(yè)圖 8所示。

2.3 仿真方案及計(jì)算結(jié)果

起落架放下時(shí)間不能過(guò)短,以免過(guò)大的機(jī)械沖擊;收上時(shí)間不能過(guò)長(zhǎng),以免妨礙飛機(jī)加速[8]。為了使起落架收放平穩(wěn),需對(duì)起落架收上和放下的速度及起止點(diǎn)的速度進(jìn)行控制。假設(shè)液壓源壓力不變和下落加速器中氣體初始?jí)毫Σ蛔?研究收放作動(dòng)筒和下落加速器尺寸對(duì)起落架收放運(yùn)動(dòng)的影響。仿真方案分 5種工況:

圖 8 主起落架部分部件的 AMESim模型

1)采用各參數(shù)理論計(jì)算值(見(jiàn)下頁(yè)表 2中①),查看起落架能否在限定時(shí)間里收起或放下到指定位。收起時(shí)限 10 s,放下時(shí)限 7.5 s;

2)下落加速器尺寸不變,收放作動(dòng)筒有桿腔油液作用面積不變,研究收放作動(dòng)筒無(wú)桿腔油液作用面積變化對(duì)收放運(yùn)動(dòng)的影響,即表 2中①②③組合;

3)下落加速器尺寸不變,收放作動(dòng)筒無(wú)桿腔油液作用面積不變,研究收放作動(dòng)筒有桿腔油液作用面積變化對(duì)收放運(yùn)動(dòng)的影響,即表 2中③④⑤組合;

4)收放作動(dòng)筒尺寸不變,下落加速器有桿腔油液作用面積不變,研究下落加速器無(wú)桿腔油液作用面積變化對(duì)收放運(yùn)動(dòng)的影響,即表 2中①⑧⑨組合;

5)收放作動(dòng)筒尺寸不變,下落加速器無(wú)桿腔油液作用面積不變,研究下落加速器有桿腔油液作用面積變化對(duì)收放運(yùn)動(dòng)的影響,即表 2中①⑥⑦組合。

對(duì)以上5種方案的結(jié)果見(jiàn)表1。

表1 收放運(yùn)動(dòng)仿真方案及其結(jié)果

3 仿真結(jié)果分析

3.1 干涉檢查

對(duì)其各部件在運(yùn)動(dòng)過(guò)程中的干涉情況進(jìn)行檢查。查看收放運(yùn)動(dòng)及相關(guān)數(shù)據(jù),起落架從放下鎖定位置到收起鎖定位置經(jīng)歷角位移91.7°,收放過(guò)程中不存在相互干涉。

3.2 采用理論解運(yùn)動(dòng)情況

表 1中結(jié)果表明,采用理論計(jì)算值,起落架可以完成在有限時(shí)間里的起落架收放運(yùn)動(dòng)。

3.3 4種工況下的收放運(yùn)動(dòng)分析

收放作動(dòng)筒和下落加速器的結(jié)構(gòu)尺寸對(duì)收放時(shí)間、收放最大載荷、收放末速度的影響如下頁(yè)表 2所示。為了獲取適宜的收放時(shí)間和收放末速度,首選修正參數(shù)為收放作動(dòng)筒的活塞截面積和下落加速器活塞桿腔截面積,不推薦選用下落加速器活塞截面積。

4 結(jié) 論

本文利用某型飛機(jī)起落架的 3D模型和收放作動(dòng)筒、下落加速器的 1D模型,對(duì)其收放機(jī)構(gòu)的性能進(jìn)行聯(lián)合仿真。仿真結(jié)果表明:

1)起落架各部件在運(yùn)動(dòng)過(guò)程中不存在相互干涉,同時(shí)驗(yàn)證了采用理論解起落架可以在有限時(shí)間里完成收放任務(wù)。

2)給出了收放作動(dòng)筒及下落加速器結(jié)構(gòu)尺寸變化對(duì)起落架收放運(yùn)動(dòng)的影響,為進(jìn)行收放運(yùn)動(dòng)優(yōu)化參數(shù)選取提供參考。

在本文建立的起落架收放機(jī)構(gòu)數(shù)學(xué)模型的基礎(chǔ)上,可進(jìn)一步完成起落架收放機(jī)構(gòu)的優(yōu)化設(shè)計(jì)。

表 2 4種工況下的仿真結(jié)果分析

[1] 朱 林,孔凡讓,尹成龍,等.基于仿真計(jì)算的某型飛機(jī)起落架收放機(jī)構(gòu)的仿真研究[J].中國(guó)機(jī)械工程,2007,18(1):26-29.

[2] 李田囡,王小鋒,寧曉東.飛機(jī)起落架收放機(jī)構(gòu)與鎖機(jī)構(gòu)的集成運(yùn)動(dòng)仿真 [J].機(jī)電工程技術(shù),2010,39(5):61-63.

[3] 盛選禹,王聯(lián)奎.飛機(jī)起落架收放系統(tǒng)運(yùn)動(dòng)模擬 [J].計(jì)算機(jī)工程與設(shè)計(jì),2009,30(8):4245-4247,4250.

[4] 陳 琳.飛機(jī)起落架收放運(yùn)動(dòng)與動(dòng)態(tài)性能仿真分析[D].南京:南京航空航天大學(xué),2007.

[5] 張 強(qiáng),于 輝,童明波.某型飛機(jī)起落架收放過(guò)程仿真 [J].流體傳動(dòng)與控制,2009,7(2):29-31.

[6] 王希彬,趙國(guó)榮,姜海勛,等.某型飛機(jī)起落架運(yùn)動(dòng)的SIM ULIN K仿真[J].兵工自動(dòng)化,2009,28(4):46-50.

[7] 《飛機(jī)設(shè)計(jì)手冊(cè)》總編委員會(huì).飛機(jī)設(shè)計(jì)手冊(cè)第 6冊(cè)氣動(dòng)設(shè)計(jì) [M].北京:航空工業(yè)出版社,2002.

[8] 《飛機(jī)設(shè)計(jì)手冊(cè)》總編委員會(huì).飛機(jī)設(shè)計(jì)手冊(cè)第12冊(cè)液壓系統(tǒng)設(shè)計(jì) [M].北京:航空工業(yè)出版社,2002.

Performance Simu lation of Retraction/Extension M echanism of a Certain Aircraft

JIGuo-ming,DONG Meng,FU Zhen-juan
(Schoolo f Aeronautics,Northw estern Po ly technic University,Xi’an 710072,China)

To test the performance of the retraction/extension mechanism ofa landing gear of a certain aircraft,the mathematic model of the retraction/ex tension m echanism is p resented,and its performance simulation is based on the 3Dmodelof the landing gear and the 1Dmodelof the deploying-and-retracting cylinder and the fall-accelerating cylinder.The result show s that this retraction/extension mechanism w ith theoretical values can fulfill its deploying-and-retracting task during a limited time and that the collision am ong componentsof the landing gear isinexistent.Besides,with thehelp of the co-simulationm odel,the in fluence o f the structural parameters o f the deploying-and-retracting cylinderand fall-accelerating cy linder on the retraction/extension performance is studied,and it is suggested that the cross-section areas of the piston cham ber o f the deploying-and-retracting cy linder and the piston-rod chamber o f the fall-accelerating cylinder are prior selection during the retraction/extension m echanism optimization progress can be as reference of the optimization design.

retraction/extension mechanism,co-simulation,landing gear,motion analysis

TP39,V 216.7

A

1002-0640(2012)03-0169-05

2011-01-09

2011-03-04

吉國(guó)明 (1970- ),男,四川威遠(yuǎn)人,副教授,博士,研究方向:飛行器結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)、飛行器結(jié)構(gòu) /機(jī)構(gòu)系統(tǒng)可靠性分析與設(shè)計(jì)、飛行器結(jié)構(gòu)強(qiáng)度、起落架虛擬仿真等。