民用飛機(jī)起落架落震試驗(yàn)仿真研究

張沈瞳，劉文斌

(上海飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院，上海 201210)

起落架落震試驗(yàn)是模擬飛機(jī)著陸撞擊緩沖特性的驗(yàn)證試驗(yàn)[1]，通過起落架撞擊地面的試驗(yàn)，驗(yàn)證設(shè)計(jì)參數(shù)、結(jié)構(gòu)可靠性是否達(dá)到設(shè)計(jì)要求。目前，國內(nèi)外除了運(yùn)用真實(shí)物理試驗(yàn)進(jìn)行起落架動態(tài)性能分析外，普遍采用仿真分析的方法來縮短起落架設(shè)計(jì)周期，降低試驗(yàn)成本，包括使用Fortran語言、MATLAB軟件建立和求解數(shù)學(xué)模型，使用通用多體動力學(xué)商業(yè)軟件進(jìn)行建模仿真等[2-3]。

LMS Virtual. Lab是西門子PLM旗下的一款已經(jīng)被廣泛應(yīng)用于航空、航天、汽車和工程機(jī)械等領(lǐng)域的多體動力學(xué)軟件，可實(shí)現(xiàn)與CAD模型無縫連接的工具，其中的Motion模塊專門為模擬機(jī)械系統(tǒng)的運(yùn)動和載荷而設(shè)計(jì)，國內(nèi)在起落架設(shè)計(jì)和分析領(lǐng)域有不少研究，也包括起落架落震試驗(yàn)仿真[4-5]，但多局限于理論研究，缺乏真實(shí)試驗(yàn)的驗(yàn)證和支持，特別是在民機(jī)領(lǐng)域的研究較少。

本文通過對某型飛機(jī)起落架落震力學(xué)模型，以及LMS Virtual. Lab Motion多體動力學(xué)建模方法的研究，確定起落架落震仿真分析的建模方法，使用經(jīng)民航局審定的真實(shí)落震試驗(yàn)數(shù)據(jù)對仿真結(jié)果進(jìn)行驗(yàn)證，對比載荷時間歷程曲線、緩沖器壓縮曲線等，驗(yàn)證該方法的準(zhǔn)確性和可行性，為后續(xù)民機(jī)起落架落震試驗(yàn)開展和仿真提供參考。

1 起落架落震試驗(yàn)

起落架是在飛機(jī)起飛、著陸、滑跑和各種地面操作情況下，支持機(jī)體、減緩沖擊和耗散能量的關(guān)鍵部件[6]。民用飛機(jī)起落架主要采用高效率的油氣式緩沖器，主要結(jié)構(gòu)包括由緩沖支柱和活塞桿組成的緩沖器，以及機(jī)輪和撐桿等滿足地面運(yùn)行和空中收放的其他機(jī)構(gòu)。某型民機(jī)主起落架結(jié)構(gòu)示意圖如圖1所示。

圖1 某型民機(jī)主起落架結(jié)構(gòu)示意圖

飛機(jī)起落架的緩沖系統(tǒng)主要包括緩沖器和輪胎，緩沖性能主要通過緩沖器來實(shí)現(xiàn)。某型飛機(jī)主起落架的油氣式緩沖器內(nèi)部示意圖如圖2所示，在飛機(jī)著陸過程中，起落架被外力壓縮，油液快速通過阻尼孔產(chǎn)生阻尼力，空氣被壓縮產(chǎn)生彈簧力；沖擊能量在這一過程中被吸收和耗散，達(dá)到平緩著陸載荷的作用。根據(jù)《中國民用航空規(guī)章第25部:運(yùn)輸類飛機(jī)適航標(biāo)準(zhǔn)》的要求，緩沖器內(nèi)部的力學(xué)性能需通過落震試驗(yàn)?zāi)M著陸沖擊過程進(jìn)行驗(yàn)證[7]。

圖2 緩沖器內(nèi)部示意圖

起落架落震試驗(yàn)通過吊籃把起落架懸空吊在試驗(yàn)臺架的上方，吊籃和起落架在釋放后一起下落，下沉后撞擊在測力臺上[8]。試驗(yàn)前，需要設(shè)置吊籃的質(zhì)量、著陸速度、俯仰角等工況參數(shù)。試驗(yàn)過程中，安裝好的位移、壓力、載荷等傳感器會實(shí)時采集數(shù)據(jù)，供后續(xù)分析使用。本文落震仿真分析研究的場景如圖3所示。

圖3 某型飛機(jī)起落架落震試驗(yàn)照片

2 起落架力學(xué)模型研究

起落架的著陸力學(xué)特性主要包括緩沖器力學(xué)特性和輪胎力學(xué)特性兩部分。緩沖器內(nèi)部特性可等效為油液阻尼力和空氣彈簧力，輪胎主要特性可等效為輪胎壓縮力，如圖4所示。

圖4 起落架力學(xué)特性示意圖

2.1 緩沖器模型

緩沖器內(nèi)部主要載荷由空氣彈簧力Fa、油液阻尼力Fh構(gòu)成。民用飛機(jī)起落架在設(shè)計(jì)過程中，為了更準(zhǔn)確模擬內(nèi)部特性，還需要考慮摩擦力Ff。從多體建模角度，還需考慮結(jié)構(gòu)限制力FL[9]。它們相互作用構(gòu)成緩沖器內(nèi)部力學(xué)模型，若用FS表示緩沖器內(nèi)部軸向力，則相互關(guān)系可以用式(1)表示：

FS=Fa+Fh+Ff+FL

(1)

空氣彈簧力Fa的計(jì)算公式如下：

(2)

式中：Apiston.gas為活塞的有效壓氣面積；p1為氣腔初始壓力；V1為氣腔初始容積；S為緩沖器壓縮行程；γ為氣體多變指數(shù)；pa為大氣壓力。

油液阻尼力Fh的計(jì)算公式如下：

(3)

摩擦力Ff的計(jì)算公式如下：

(4)

式中：Km為摩擦系數(shù)，取值0.05。

結(jié)構(gòu)限制力FL用來模擬起落架內(nèi)部對活塞桿限位的止動環(huán)，作為多體建模設(shè)置的一個虛擬約束力，計(jì)算公式如下：

(5)

式中：KL為緩沖器軸向拉壓剛度；Smax為緩沖器壓縮最大行程。

2.2 輪胎模型

真實(shí)的航空輪胎結(jié)構(gòu)較為復(fù)雜，在氣體等溫壓縮的理想條件下，輪胎在起落架動力學(xué)仿真分析中簡化為一個非線性彈簧和阻尼。選擇LMS Virtual. Lab Motion中的高級輪胎模型，定義輪胎的質(zhì)量、半徑等基本參數(shù)。輪胎垂直力與輪胎變形之間的關(guān)系，通過導(dǎo)入試驗(yàn)獲得的輪胎壓縮曲線，或者根據(jù)參數(shù)使用公式(6)來確定。

(6)

3 仿真建模方法

3.1 幾何模型簡化

對起落架結(jié)構(gòu)模型進(jìn)行簡化，只保留主要傳力部件，即外筒(緩沖支柱)、活塞桿、輪軸、機(jī)輪、扭力臂，如圖5所示。將簡化后的數(shù)模導(dǎo)入LMS Virtual.Lab Motion，每個零件均假設(shè)為剛體。

圖5 起落架結(jié)構(gòu)模型簡化

3.2 運(yùn)動副約束

對每個剛性零件進(jìn)行裝配，根據(jù)實(shí)際形式選擇合理的運(yùn)動副，約束相互運(yùn)動關(guān)系，實(shí)現(xiàn)力的傳遞。使用圖6所示的運(yùn)動副，把所有起落架零件組合為一體；建立虛擬臺架并與外筒上端通過固定副進(jìn)行連接，只放開垂向運(yùn)動的自由度，起落架整體即可模擬落震試驗(yàn)中的下落運(yùn)動。

圖6 起落架運(yùn)動副示意圖

3.3 緩沖器建模

在外筒和活塞桿上設(shè)置兩個傳感器(Sensor)，用于實(shí)時測量活塞桿的壓縮量和壓縮速度，傳感器坐標(biāo)系原點(diǎn)應(yīng)位于軸線上，令一個坐標(biāo)軸指向?yàn)檩S線方向。

新建兩點(diǎn)力(TSDA)，作用位置定義在外筒頂部和活塞桿底部，模擬軸向力作用點(diǎn)如圖7所示，即箭頭所示位置；在彈簧力和阻尼力的設(shè)置選項(xiàng)，按前述章節(jié)要求編輯計(jì)算公式。

圖7 緩沖器內(nèi)部軸向力作用點(diǎn)

3.4 輪胎與地面建模

在模型中添加位置、高度和長度合適的路面作為跑道。添加復(fù)雜輪胎模型(Complex Tire)，在彈出的建模窗口中設(shè)置路面對象、輪軸連接位置，以及前述的輪胎參數(shù)，包括輪胎半徑、垂向剛度曲線等。

3.5 啟動仿真計(jì)算

在起落架外筒上設(shè)置虛擬質(zhì)量以模擬真實(shí)的投放質(zhì)量，并對每個零件設(shè)置與真實(shí)試驗(yàn)相同的下沉初速度后，即可啟動LMS Virtual. Lab Motion 的仿真計(jì)算。等待計(jì)算完成后，可使用軟件自帶的后處理模塊查看或輸出結(jié)果，落震仿真的主要數(shù)據(jù)為輪軸中心點(diǎn)載荷和緩沖器壓縮量時間歷程曲線。

4 試驗(yàn)驗(yàn)證

采用與落震試驗(yàn)相同的質(zhì)量、速度等工況參數(shù)，依據(jù)本文建模方法進(jìn)行某型起落架落震試驗(yàn)仿真，仿真結(jié)果選取了落震試驗(yàn)的主要性能特征數(shù)據(jù)，即起落架輪軸點(diǎn)垂直載荷時間歷程曲線和落震功量圖[10]，如圖8所示。

圖8 試驗(yàn)數(shù)據(jù)對比

由圖可知，仿真結(jié)果與試驗(yàn)數(shù)據(jù)的曲線吻合度良好，差異在3%以內(nèi)。

5 結(jié)束語

本文運(yùn)用了仿真分析的方法，建立了某型飛機(jī)主起落架落震試驗(yàn)?zāi)Ｐ?，通過仿真與試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行對比，得到以下結(jié)論：

1)主起落架落震仿真模型的力學(xué)特性可通過建立緩沖器和輪胎地面模型得到，本文給出了具體建模方法，具有較大的工程實(shí)用價值；

2)仿真結(jié)果接近試驗(yàn)結(jié)果，說明該方法在柔性特征影響較小的民用飛機(jī)上準(zhǔn)確性較高。

展望未來，限于作者的技術(shù)認(rèn)知和時間限制，以民用飛機(jī)適航標(biāo)準(zhǔn)為要求，今后對起落架落震試驗(yàn)仿真分析方法的進(jìn)一步建模研究包括：

1)通過飛機(jī)輪胎試驗(yàn)獲得更精確的靜壓曲線，優(yōu)化輪胎模型；

2)對于大型民用飛機(jī)起落架落震試驗(yàn)，需進(jìn)一步研究主起落架結(jié)構(gòu)柔性化的建模與仿真方法。