ADAMS平臺下的直升機著陸仿真

孫為民，方建義，徐 淵

(中國直升機設(shè)計研究所，江西 景德鎮(zhèn) 333001)

?

ADAMS平臺下的直升機著陸仿真

孫為民，方建義，徐 淵

(中國直升機設(shè)計研究所，江西 景德鎮(zhèn) 333001)

隨著動力學(xué)仿真軟件的發(fā)展，直升機著陸仿真正逐漸成為現(xiàn)實。闡述了在動力學(xué)軟件ADAMS平臺下對直升機著陸進行仿真的關(guān)鍵點。采用FORTRAN語言編寫緩沖器載荷計算的子程序可以實現(xiàn)緩沖器的功能建模；采用ANSYS對搖臂等具有較大變形的構(gòu)件進行有限元建模可以實現(xiàn)柔性化；通過修正機輪的壓縮曲線可以處理墜毀著陸時機輪壓死的情況。這些方法為進一步改進直升機著陸仿真建立了基礎(chǔ)。

ADAMS；FORTRAN；ANSYS

0 引言

起落架是直升機起飛和著陸的關(guān)鍵部件，主要承擔(dān)著支撐機體，傳遞地面載荷，吸收著陸、墜毀能量等功能，并控制著陸過載。同時由于在飛行過程中，起落架沒有任何功效，其重量為多余的，因此在研制過程中，對起落架重量有著嚴苛的要求。如何精確地模擬計算直升機著陸過程一直是直升機起落架設(shè)計和分析的重要課題。

傳統(tǒng)的直升機起落架著陸分析是從牛頓經(jīng)典力學(xué)出發(fā)，推導(dǎo)動力平衡方程[1]，對方程進行數(shù)值求解。計算分析中假設(shè)構(gòu)件為剛性，也沒有考慮機輪壓死的狀況，這在直升機墜毀著陸分析過程中是不夠的。直升機起落架的緩沖器在構(gòu)型上有自身的特點，如果把緩沖器假設(shè)為一個壓縮的彈簧[2]，則過于簡單。

本文詳細闡述了在ADAMS平臺下對直升機著陸進行仿真分析的三個關(guān)鍵點：緩沖器建模、柔性件建模、機輪壓死，為進一步改進直升機著陸仿真建立了基礎(chǔ)。

1 緩沖器建模

動力學(xué)軟件ADAMS通過建立動力學(xué)模型而自動生成動力學(xué)微分方程，通過求解器完成動力學(xué)方程的計算。ADAMS里有飛機專用模塊Aircraft，可以快捷地建立起單個起落架或整機的著陸模型。選擇求解器進行求解，即可完成著陸仿真。由于直升機起落架的緩沖器具有多樣性，ADAMS提供的模型并不能滿足所有緩沖器的建模，但提供了良好的接口，用戶可以通過Fortran或C語言完成復(fù)雜緩沖器的功能擴展。在Aircraft里的處理方法是在緩沖器的外筒和活塞桿之間定義一個單向力，這個力是一個關(guān)于緩沖器行程和速度的函數(shù)。通過編寫這個函數(shù)程序，即可實現(xiàn)該緩沖器的功能。

緩沖器的計算模型要根據(jù)具體緩沖器的構(gòu)型確定。圖1、2、3分別為三種不同的緩沖器，圖1為單氣腔單節(jié)流閥緩沖器，圖2為雙氣腔單節(jié)流閥緩沖器，圖3為雙氣腔雙節(jié)流閥緩沖器。緩沖器的載荷都是由三部分構(gòu)成：油液阻尼力、氣體壓縮力及摩擦力。其中油液阻尼力是一個關(guān)于壓油速度的函數(shù)，氣體壓縮力是一個關(guān)于氣體壓縮行程的函數(shù)，摩擦力一般取油液阻尼力和氣體壓縮力兩者合力的5%～10%。以圖1緩沖器為例，根據(jù)結(jié)構(gòu)參數(shù)、緩沖器行程、氣腔的初始體積和初始壓力，由空氣壓縮的多變方程即可計算出氣體壓縮力。根據(jù)結(jié)構(gòu)參數(shù)、緩沖器壓縮速度、阻尼油孔的面積，由伯努利方程即可計算出油液阻尼力。這種簡單的緩沖器模型在Aircraft里通過定義三個函數(shù)即可求解。但對于類似圖2和圖3的較復(fù)雜緩沖器，其載荷不是三個函數(shù)可以求解的，可能是需要六個、十個甚至更多的函數(shù)才能對緩沖器載荷進行完整建模。分析圖2緩沖器，這種緩沖器的載荷計算分為兩個階段，低壓氣腔單獨運動和高、低壓雙氣腔運動。單氣腔計算方法與圖1緩沖器一樣。當(dāng)緩沖器壓縮到一定行程，高壓氣腔也開始運動，這個時候緩沖器的行程需要轉(zhuǎn)換成高、低壓氣腔的兩個行程，這個過程中根據(jù)壓力相等來動態(tài)分配油液的流向和流量。分析圖3緩沖器，這種緩沖器可以理解為兩級緩沖器，第一級和第二級相對獨立，兩級緩沖器載荷的計算與圖1緩沖器一樣。整個緩沖器的運動也分為兩個階段，第一級緩沖器單獨運動和兩級緩沖器共同運動，緩沖器的行程和速度需要轉(zhuǎn)換成兩級緩沖器的行程和速度。同時，由于兩級緩沖器均帶有節(jié)流閥，如果是定油孔式的節(jié)流閥，根據(jù)伯努利方程即可計算出油液阻尼力，如果是卸荷閥式油孔，則需要增加閥門的動態(tài)力平衡方程來修正油孔的面積。

根據(jù)具體的緩沖器構(gòu)型，推導(dǎo)出具體的數(shù)學(xué)模型，通過FORTRAN語言編制緩沖器載荷計算程序，再通過ADAMS的命令cr-solverprivate生成動態(tài)鏈接庫文件aircraft_solver.dll。仿真運行時，自動調(diào)用子程序完成緩沖器載荷計算。緩沖器的構(gòu)型多種多樣，可以編寫不同的緩沖器子程序完成這些不同緩沖器的功能。將多個緩沖器子程序一起編譯，生成一個aircraft_solver.dll文件，這樣，Aircraft里可同時實現(xiàn)多種緩沖器的功能擴展。緩沖器子程序編制時注意其步長與ADAMS求解器的仿真步長相協(xié)調(diào)。

2 柔性體建模

為了更精確地對著陸進行仿真，需要對具有較大變形的結(jié)構(gòu)件柔性化，即以柔性件替代剛性件。以圖4所示的搖臂為例進行說明，將CATIA設(shè)計的搖臂合理簡化，導(dǎo)入到ANSYS。對導(dǎo)入ANSYS里的三維實體進行有限元建模時，需要選擇SOLID單元、BEAM單元和MASS單元，分別用于三維實體、連接部分和質(zhì)點的單元劃分，并賦予材質(zhì)。網(wǎng)格劃分完畢后進行模態(tài)分析?？紤]到低階振動模態(tài)對著陸影響較大，因此振型階數(shù)不必過多，選擇3～5階振型輸出即可。求解完畢后，選擇輸出到ADAMS，生成模態(tài)中性mnf文件。在ADAMSAircraft里建立起落架模型時，將mnf文件指定到該搖臂，并定義好柔性搖臂與其他結(jié)構(gòu)件的連接。至此，完成從CATIA里的三維搖臂到ADAMS里的柔性搖臂，如圖4、5、6所示。這個過程CATIA、ADAMS和ADAMS軟件版本之間有要求。作者完成CATIAV5R16的三維搖臂，導(dǎo)入到ANSYS11.0，生成的mnf文件用于ADAMS2005。

3 機輪壓死

目前直升機設(shè)計中大都需要考慮墜毀著陸。墜毀著陸時，載荷很大，機輪一般會壓縮到底，輪轂邊緣首先會塑性變形甚至壓潰，最后輪轂總體一起變形，如圖7所示。在墜毀仿真中，應(yīng)當(dāng)考慮機輪壓死情況以更接近實際情況。根據(jù)國內(nèi)現(xiàn)有條件，可以不斷對機輪進行靜態(tài)加載直至機輪被破壞，但墜毀著陸中，機輪隨起落架一起沖擊地面，這種動態(tài)受載與靜態(tài)受載差別較大。在仿真分析中，如考慮墜毀著陸，則需要修正機輪的壓縮剛度曲線。機輪壓縮到塑形變形時，剛度較大。如圖8所示，其中前部分曲線數(shù)據(jù)為輪胎靜態(tài)壓縮試驗數(shù)據(jù)，后部分曲線數(shù)據(jù)(虛線部分)為假設(shè)數(shù)據(jù)。ADAMSAircraft里考慮機輪壓死的情況，需要修改該輪胎屬性的壓縮數(shù)據(jù)。

圖7 機輪壓死情況圖8 機輪剛度曲線

4 起落架及整機著陸建模

起落架及整機著陸的建模在ADAMSAircraft進行。單個起落架的建模分為輪胎子系統(tǒng)建模和起落架子系統(tǒng)建模，整機的建模還需要一個機身子系統(tǒng)。子系統(tǒng)由各自的模板template來定義。建立起落架template時，主要過程包括建立hardpoint，由hardpoint建立起落架的各個構(gòu)件(如搖臂、外筒、活塞桿)，定義緩沖器的作用力，定義各構(gòu)件間的連接副，定義communicator。其中，當(dāng)設(shè)計中交點數(shù)據(jù)變化時，修改hardpoint可以很快地修改整個起落架的模型。定義緩沖器的作用力，就是在外筒和活塞桿之間定義一個單向力，這個力的模型如前文所述，通過編寫子程序的形式實現(xiàn)。柔性體的構(gòu)建如前文所述通過指定模態(tài)中性文件實現(xiàn)。建立輪胎template時，主要包括定義communicator、輪胎實體以及連接副。其中輪胎實體需要創(chuàng)建輪胎屬性文件，內(nèi)容包括輪胎計算模型、輪胎幾何參數(shù)、輪胎壓縮數(shù)據(jù)等。

各種類型的起落架著陸仿真如圖9、10、11、12所示。

整機的建模與單個起落架的建模基本一樣，多了一個機身template。建立機身template時候需要定義body角色，機身可以是剛性的也可以是柔性的。剛性機身建模與其他構(gòu)件建模類似，柔性機身建模也是需要指定一個機身的模態(tài)中性mnf文件，這個文件的建立與前述柔性體建模類似，但機身的三維實體大，框、板、梁、蒙皮等結(jié)構(gòu)件多，對整個機身簡化的工作量大，簡化過程中需要合理考慮受載。固定翼飛機領(lǐng)域，國內(nèi)有專家在開展相關(guān)的研究工作[3]，在直升機領(lǐng)域，國內(nèi)考慮柔性機身的著陸仿真還沒開展。作者完成的兩架剛性整機著陸仿真如圖13、14所示。

圖9 一種半搖臂式起落架著陸仿真

圖10 一種搖臂式起起落架著陸仿真

圖11 一種帶柔性搖臂的尾起落架著陸仿真

圖12 一種帶柔性搖臂的主起落架著陸仿真

圖13 一種前三點起落架著陸仿真

圖14 一種后三點起落架著陸仿真

中法合作的六噸直升機在起落架研制過程中，APPH公司大量使用ADAMS對著陸進行細致仿真分析。在仿真分析的同時，國外也在進行大量的物理試驗[4]，如圖15所示。

圖15 Sikorsky ACAP直升機墜毀試驗

5 結(jié)論及展望

仿真技術(shù)已經(jīng)發(fā)展了十幾年，在國外各種起落架的研制過程中都得到了應(yīng)用。國內(nèi)在這方面還處于摸索階段，有一些成果，但仍需繼續(xù)加強研究并與研制工作緊密結(jié)合。作者從事直升機起落架的技術(shù)

工作，認為直升機起落架有自身的特點，特別是在緩沖器構(gòu)型和抗墜毀上。在ADAMS[5]平臺上，通過對緩沖器子程序的功能擴展，很好地解決了直升機起落架緩沖器的建模問題。對剛性構(gòu)件的柔性化將有利于進行更精確的著陸仿真。在機輪壓死方面提出了處理方法。這些工作為進一步改進直升機的著陸仿真建立了基礎(chǔ)。

[1] 航空航天工業(yè)部科學(xué)技術(shù)委員會.飛機起落架強度設(shè)計指南[M].成都：四川科學(xué)技術(shù)出版社.1989.

[2] 楊嘉陵，吳衛(wèi)華，趙 巖，等. 跪式起落架在武裝直升機墜毀過程中能量吸收能力研究(Ⅱ)——理論模型分析方法[J].航空學(xué)報，2002，23(1)，28-32.

[3] 廖麗涓，賈玉紅.彈性機體起落架的動態(tài)性能仿真分析[J].航空學(xué)報，2008，29(1):75-79.

[4] Jackson K E, Fasanella E L., Boitnott L, et al. Full-Scale Crash Test and Finite Element Simulation of a Composite Prototype Helicopte[R]r. NASA ARL-TR-2824,2003.

[5] MSC Software公司.ADAMS/Aircraft help[Z].2004

Simulation of Helicopter Landing under ADAMS

SUN Weimin，F(xiàn)ANG Jianyi，XU Yuan

(China Helicopter Research and Development Institute，Jingdezhen 333001, China)

With the development of dynamics software, the simulation of helicopter landing becomes true. The author described the key points of helicopter landing simulation under ADAMS. Programming the absorber force in FORTRAN language could realize the absorber function. Building the FME model using ANSYS could flex the distort part such as trailing arm. Modify the air-pressure curve of tire could solve the limited situation under the crash landing. All these methods made a foundation for the better simulation of helicopter landing.

landing gear; ADAMS; FORTRAN; ANSYS

2014-09-11

孫為民(1979-)，男，江西都昌人，工學(xué)碩士，高級工程師，主要從事直升機著陸裝置的設(shè)計和性能分析。

1673-1220(2015)03-029-05

V226

A