基于MSC.ADAMS/aircraft對某型飛機(jī)前起落架擺振仿真分析

2017-03-02  by:CAE仿真在線  來源:互聯(lián)網(wǎng)

本文建立了某型飛機(jī)支柱式前起落架的擺振動(dòng)力學(xué)模型,在MSC.ADAMS/aircraft平臺(tái)上建立該起落架虛擬樣機(jī),并進(jìn)行起落架的擺振仿真分析,通過分析得出對減擺有利的減擺阻尼和輪胎壓力,為起落架設(shè)計(jì)和擺振實(shí)驗(yàn)提供理論依據(jù)和技術(shù)支持。

引言
飛機(jī)前輪擺振是飛機(jī)研制和使用中屢見的一種嚴(yán)重故障,是飛機(jī)結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)的一個(gè)重要課題。擺振問題的研究在國外已經(jīng)很成熟,但是在國內(nèi),擺振問題還是存在的,盡管研究工作從六十年代就開始了。然而,目前對擺振的研究還只是對擺振穩(wěn)定性的研究分析,用軟件對擺振的仿真分析還是很少的,即使有也是自己編制的軟件,仿真結(jié)果也不是很精確。而國外在擺振這塊已經(jīng)能夠很成熟的運(yùn)用大型商用軟件(如:MSC.ADAMS等。)對起落架擺振問題進(jìn)行仿真分析。本文建立了某型飛機(jī)前起落架的動(dòng)力學(xué)模型,并在MSC.ADAMS/aircraft平臺(tái)上對該起落架建立虛擬樣機(jī)并進(jìn)行仿真分析,最后通過分析得出對減擺有利的減擺阻尼和輪胎壓力,為起落架設(shè)計(jì)和擺振實(shí)驗(yàn)提供理論依據(jù)和技術(shù)支持。
1.起落架的動(dòng)力學(xué)建模
在分析中使用了五個(gè)自由度用于描述前輪擺振運(yùn)動(dòng),自由度說明如下:
α 前輪圍繞前起落架旋轉(zhuǎn)軸軸線的側(cè)向轉(zhuǎn)動(dòng);
θs 前輪圍繞支柱軸線的擺動(dòng)角;
θl 減擺器處圍繞支柱軸線的轉(zhuǎn)動(dòng)角;
φ0 輪胎的側(cè)向偏移;
λ0 輪胎彈性扭轉(zhuǎn)角。

輪胎的彈性變形λ0 和φ0并不是兩個(gè)獨(dú)立的自由度,二者均可以用上述的幾個(gè)自由度線性表示。這里坐標(biāo)系為向上為Z方向,向上為正;航向?yàn)閄方向,航向反向?yàn)檎?側(cè)向?yàn)閅方向,正負(fù)根據(jù)右手定則確定。
2. 仿真建模
通過上面動(dòng)力學(xué)模型的詳細(xì)分析,在MSC.ADAMS/aircraft模塊中根據(jù)某型飛機(jī)前起落架的具體參數(shù)建模,如圖2。建模的過程主要是運(yùn)用軟件中的建模功能,建立虛擬樣機(jī),主要包括:模擬機(jī)身的subframe、上下支柱、防扭力臂、支撐桿、輪軸以及飛機(jī)機(jī)輪等。這里最復(fù)雜的就是建立模擬的緩沖器,本文是采用建立空氣彈簧、油液阻尼器以及擋板來模擬單腔的緩沖器,并且輸入了諸多的參數(shù)來準(zhǔn)確模擬真實(shí)情形。

為了在MSC.ADAMS/aircraft中實(shí)現(xiàn)擺振實(shí)驗(yàn),要對上面的模型進(jìn)行以下修改。首先,為了模擬支柱的彈性,在支柱的頂部加一軸襯(如圖3-a),并且根據(jù)靜力實(shí)驗(yàn)或靜力分析得出的X、Y方向線性剛度以及Z方向扭轉(zhuǎn)剛度來修改軸襯的屬性文件。其次,為了模擬減擺器的減擺阻尼,在支柱的collar上添加一個(gè)變扭矩操縱器(如圖3-b),在這個(gè)操縱器里面可以修改減擺器的減擺阻尼。最后,為了模擬著落過程有很大的側(cè)向沖擊載荷,在起落架下支柱的軸承上加一個(gè)側(cè)向沖擊載荷,本文采用加載一次沖擊載荷來模擬(如圖3-c),這和國內(nèi)擺振實(shí)驗(yàn)的方法也是一致的。

圖 3 模型局部細(xì)節(jié)圖

3.仿真分析
3.1 根據(jù)實(shí)際參數(shù)修正數(shù)據(jù)
虛擬樣機(jī)建好以后要根據(jù)實(shí)際的數(shù)據(jù)修改一些屬性文件,比如:要根據(jù)靜力實(shí)驗(yàn)來確定X、Y方向線性剛度以及Z方向扭轉(zhuǎn)剛度,還有其他一些數(shù)據(jù)可以根據(jù)經(jīng)驗(yàn)公式算出,靜強(qiáng)度實(shí)驗(yàn)得出的數(shù)據(jù)如表1。

表1 某型飛機(jī)前起落架靜強(qiáng)度實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)表

3.2 仿真分析
在Template Builder中建立好起落架和輪胎模型,并修正好所有數(shù)據(jù)以及屬性文件。然后將模型導(dǎo)入Standard Interface中進(jìn)行分析。分析的過程中可以采用調(diào)節(jié)扭轉(zhuǎn)阻尼和輪胎壓力大小來測試起落架是否擺振,最后挑選出適合飛行的減擺阻尼和輪胎壓力。為此,制定工況如下:

表2 仿真實(shí)驗(yàn)工況表

經(jīng)過實(shí)驗(yàn),可以發(fā)現(xiàn)當(dāng)輪胎壓力不變的時(shí)候,扭轉(zhuǎn)阻尼對擺振的影響特別大,如圖4:

圖4 不同扭轉(zhuǎn)阻尼的側(cè)向力與時(shí)間曲線對比圖 圖5扭轉(zhuǎn)阻尼為500時(shí)發(fā)生擺振時(shí)的側(cè)向力與時(shí)間曲線

圖6 模擬沖擊載荷與時(shí)間關(guān)系曲線 圖7 不同扭轉(zhuǎn)阻尼輪胎偏離觸地中心距離與時(shí)間關(guān)系曲線對比圖

可以看出當(dāng)扭轉(zhuǎn)阻尼為500 N.mm.s/Deg時(shí),發(fā)生了頻率不高的輪胎型擺振(如圖5);當(dāng)阻尼增加到5000 N.mm.s/Deg,同時(shí)受到側(cè)向沖擊力的時(shí),機(jī)輪發(fā)生輕微擺動(dòng),最后收斂,沒有發(fā)生擺振;當(dāng)阻尼增加到10000 N.mm.s/Deg時(shí),同樣發(fā)生輕微擺動(dòng),最后收斂,不同的是收斂時(shí)間比較短,由此,可以得出結(jié)論正常飛行的時(shí)候建議減擺阻尼設(shè)定在5000 N.mm.s/Deg以上。

表3 輪胎壓力與最大側(cè)向載荷關(guān)系表

實(shí)驗(yàn)中,發(fā)現(xiàn)輪胎壓力對擺振也是有影響的,壓力太大,側(cè)向力大,壓力太小,側(cè)向力也比較大,容易造成側(cè)滑,使得操縱飛機(jī)不穩(wěn)定。由輪胎壓力與側(cè)向力關(guān)系表可以看出,0.55MPa是比較適合正常飛行的輪胎壓力。
4.結(jié)論
擺振在飛機(jī)故障中占很大的比例,目前國內(nèi)對擺振的研究還不成熟,且大多采用實(shí)驗(yàn)的方法,耗時(shí)耗力。本文就某型飛機(jī)前起落架采用MSC.ADAMS軟件進(jìn)行虛擬仿真,通過分析可以得出減擺阻尼應(yīng)該設(shè)定在5000 N.mm.s/Deg以上,輪胎壓力應(yīng)該選擇0.55MPa,這些數(shù)據(jù)為起落架設(shè)計(jì)人員對該型起落架的設(shè)計(jì)和實(shí)驗(yàn)提供了指導(dǎo),節(jié)省了設(shè)計(jì)、實(shí)驗(yàn)開銷,縮短了起落架設(shè)計(jì)周期,也使起落架的設(shè)計(jì)進(jìn)入了數(shù)字化時(shí)代。

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