全機(jī)落震動(dòng)力學(xué)環(huán)境研究

張里偉，胡益富，侯 方，夏佳麗

（航空工業(yè)洪都，江西 南昌，330024）

0 引言

為了研究飛機(jī)著陸的關(guān)鍵技術(shù)，對(duì)真實(shí)的飛機(jī)系統(tǒng)進(jìn)行多次的試驗(yàn)是一種方法，然而這種方法需要大量試驗(yàn)，不僅耗費(fèi)巨大，而且存在巨大的風(fēng)險(xiǎn)，因此有必要對(duì)全機(jī)落震過(guò)程進(jìn)行計(jì)算機(jī)仿真分析,用所建立的模型通過(guò)仿真替代某些試驗(yàn)。所謂仿真就是為了分析與研究已存在或者尚未建成的系統(tǒng)，建立該系統(tǒng)的模型，并通過(guò)程序語(yǔ)言或者軟件進(jìn)行計(jì)算的過(guò)程。用所建立的模型進(jìn)行相關(guān)的動(dòng)力學(xué)環(huán)境研究來(lái)替代某些試驗(yàn)，一方面可以節(jié)省時(shí)間和費(fèi)用，另一方面還可以給出一些試驗(yàn)測(cè)試難度較大的數(shù)據(jù)，且可以在必要時(shí)及時(shí)改進(jìn)設(shè)計(jì)，得到符合標(biāo)準(zhǔn)的設(shè)計(jì)。由此可見，準(zhǔn)確可靠的仿真分析不但可以大大減少設(shè)計(jì)周期，還可以降低研究費(fèi)用，并且為新型號(hào)或現(xiàn)有機(jī)型的改進(jìn)提供可供參考的依據(jù)。某型飛機(jī)全機(jī)落震受力狀態(tài)非常復(fù)雜，準(zhǔn)確而完整的建模是進(jìn)行動(dòng)力學(xué)環(huán)境研究的基礎(chǔ)，本文建立了剛?cè)狁詈先珯C(jī)模型，通過(guò)MSC.AD MAS進(jìn)行動(dòng)力學(xué)仿真，得到了飛機(jī)落震過(guò)程中前起落架、主起落架相關(guān)的特征曲線，以及飛機(jī)重心處三個(gè)方向的過(guò)載。

1 動(dòng)力學(xué)建模

本文利用MSC.ADMAS分別建立柔性體機(jī)身、輪胎、前起落架、主起落架、地面等部件，最后將其組裝成全機(jī)剛?cè)狁詈蟿?dòng)力學(xué)模型，建模流程如圖1所示。

圖1 全機(jī)剛?cè)狁詈辖Ａ鞒虉D

動(dòng)力學(xué)建模中輪胎文件，地面文件需要預(yù)先編寫數(shù)據(jù)卡片，軟件默認(rèn)的輪胎剛度為線性剛度，若需要將輪胎建為非線性輪胎，則需要輸入相應(yīng)的非線性剛度參數(shù)，本文預(yù)先編寫了輪胎數(shù)據(jù)卡片。起落架模型較為復(fù)雜，其中起落架的搖臂及連接結(jié)構(gòu)采用較為簡(jiǎn)單的圓柱體來(lái)建模，而緩沖器部分則采用類似活塞的結(jié)構(gòu)來(lái)模擬，其中起落架的載荷通過(guò)非線性彈簧來(lái)模擬?；钊Y(jié)構(gòu)采用旋轉(zhuǎn)體來(lái)建模，其中，起落架-輪胎模型中一些關(guān)鍵位置需要定義不同的運(yùn)動(dòng)副，例如起落架支柱與套筒之間需要添加平移副，而輪胎與輪軸之間需要添加旋轉(zhuǎn)副等，需要特別注意的是活塞結(jié)構(gòu)的接觸，實(shí)際的接觸參數(shù)需要通過(guò)試驗(yàn)獲得，這里要根據(jù)分析需求來(lái)調(diào)整各個(gè)參數(shù)，以保證仿真數(shù)據(jù)的準(zhǔn)確性。起落架模型如圖2、圖3所示。將上述各部件連接到柔性體機(jī)身上，得到全機(jī)剛?cè)狁詈蟿?dòng)力學(xué)模型，如圖4所示。

圖2 前起落架模型

圖3 主起落架模型

圖4 全機(jī)剛?cè)狁詈蟿?dòng)力學(xué)模型

2 全機(jī)落震動(dòng)力學(xué)仿真分析

2.1 起落架落震性能檢查

為了檢驗(yàn)所建立的起落架模型的正確性，進(jìn)行了單個(gè)起落架的落震分析。表1給出了分析所施加的工況。

表1 起落架分析工況

1）前起落架動(dòng)態(tài)響應(yīng)分析

圖5、圖6為前起落架落震過(guò)程中的特征參數(shù)變化曲線。由圖5、圖6可知，前起落架輪心處位移最大值為0.474m，緩沖器壓縮量最大值為0.414m，地面載荷最大值為146kN。其中yc為起落架重心處位移，sh為起落架緩沖器壓縮量，py為地面載荷。

圖5 前起落架py、sh和yc時(shí)域曲線

圖6 前起落架功量圖

2）主起落架動(dòng)態(tài)響應(yīng)分析

圖7、圖8為主起落架落震過(guò)程中的特征參數(shù)變化曲線。由圖7、圖8可知，主起落架輪心處位移最大值為0.564m，緩沖器壓縮量最大值為0.176m，地面載荷最大值為266kN。

圖7 主起落架py、sh和yc時(shí)域曲線

圖8 主起落架功量圖

2.2 全機(jī)落震動(dòng)力學(xué)仿真分析

將測(cè)試好的起落架安裝在柔性機(jī)身上建立全機(jī)落震剛?cè)狁詈夏Ｐ?。模型初始工況見表2。本文以工況1為例進(jìn)行模擬。圖9所示為全機(jī)落震在整個(gè)分析過(guò)程中典型時(shí)刻的運(yùn)動(dòng)狀態(tài)。

圖9 典型時(shí)刻全機(jī)落震狀態(tài)

表2 全機(jī)落震分析工況

圖10和圖11為全機(jī)落震過(guò)程中前起落架的特征參數(shù)變化曲線；圖12和圖13為主起落架的特征參數(shù)變化曲線；圖14~圖16為落震過(guò)程中發(fā)動(dòng)機(jī)重心處三個(gè)方向的過(guò)載。

圖10 全機(jī)落震前起落架py、sh和yc時(shí)域曲線

圖11 全機(jī)落震前起落架功量圖

圖13 全機(jī)落震主起落架功量圖

圖14 全機(jī)落震發(fā)動(dòng)機(jī)重心處X方向過(guò)載

圖16 全機(jī)落震發(fā)動(dòng)機(jī)重心處Z方向過(guò)載

圖15 全機(jī)落震發(fā)動(dòng)機(jī)重心處Y方向過(guò)載

表3與表4對(duì)落震狀態(tài)下的前起落架與主起落架的主要參數(shù)進(jìn)行了歸納與比較，表5給出了發(fā)動(dòng)機(jī)重心處過(guò)載最大值的比較。從表中可以看出，三種工況下，前起落架的接地速度都較小，而且其緩沖器壓縮行程都小于停機(jī)壓縮量，所以其地面載荷也相對(duì)較小。工況3條件下的主起落架地面載荷較大，超過(guò)了給定的輪胎地面載荷范圍。由于落震分析時(shí)，飛機(jī)各個(gè)部分主要在Y方向運(yùn)動(dòng)，所以發(fā)動(dòng)機(jī)重心處的過(guò)載也主要集中在Y方向，在工況3條件下達(dá)到了最大的12.63g。

表3 前起落架各個(gè)參數(shù)最大值比較

表4 主起落架各個(gè)參數(shù)最大值比較

表5 發(fā)動(dòng)機(jī)重心處過(guò)載最大值比較

3 結(jié)論

本文介紹了全機(jī)落震的建模過(guò)程，測(cè)試了起落架與非線性輪胎的準(zhǔn)確性，從而保證了全機(jī)落震仿真數(shù)據(jù)的準(zhǔn)確性。通過(guò)全機(jī)落震仿真分析得到了起落架在全機(jī)落震過(guò)程中的特征參數(shù)變化曲線以及飛機(jī)落震過(guò)程中重心處的過(guò)載變化曲線，分析結(jié)果顯示，機(jī)體在整個(gè)運(yùn)動(dòng)過(guò)程中的運(yùn)動(dòng)狀態(tài)符合實(shí)際觀測(cè)經(jīng)驗(yàn)。