吉国明,董 萌,付珍娟

(西北工业大学航空学院,西安 710072)

某型飞机起落架收放机构性能仿真

吉国明,董 萌,付珍娟

(西北工业大学航空学院,西安 710072)

为了验证某型飞机起落架收放机构采用理论计算值的收放性能,建立了该型飞机起落架收放机构的数学模型,采用起落架三维模型和收放作动筒、下落加速器的一维模型进行联合仿真。结果表明:采用理论计算值能够实现起落架在有限时间里的收放任务,各部件在收放运动中无干涉。此外,利用该联合仿真模型研究了收放作动筒、下落加速器结构参数对起落架收放性能的影响,指出收放作动筒活塞截面积和下落加速器活塞杆腔截面积可作为优化设计的优先选取参数,为该型飞机起落架收放机构性能的进一步优化提供参考。

收放机构,联合仿真,起落架,运动分析

引 言

近几年,国内专家在关于飞机起落架收放机构性能仿真计算方面做了大量研究。该领域早期的研究集中在建立收放机构的运动学动力学模型,进行数值求解。该方法在初始设计阶段可用于估算,不适宜起落架系统及部件的详细设计。随着CAX技术和DFX技术在我国的发展与普及。文献 [1-4]建立起落架的三维模型,借助 CATIA、Adam s等工程软件进行运动仿真分析。该方法可直观发现起落架收放运动中的缺陷,如零件干涉、不能收起或放下到指定位置等。起落架收放运动是由液压系统驱动,在 3D模型仿真中给收放作动筒加载的驱动力多为经验值或理论计算值,当收放作动筒参数改变后需重新设计该驱动力,过程繁琐,不利用收放机构参数的修正。文献 [5-6]则利用收放机构的数学模型,借助Matlab、MSC.EASY5等工程软件建立起落架运动一维模型进行分析。在数学模型准确的前提下,该方法可有效运用于起落架运动机构设计全过程,其缺陷在于不能像3D模型那样直观反映起落架运动情况。

针对某型飞机起落架收放机构设计要求,本文首先分析收放过程中的载荷及运动关系,建立收放机构的动力学模型,并借用模块化设计思想将复杂的起落架系统封装为 3个模块:收放作动筒、下落加速器和起落架,利用 LM SV irtual.Lab Motion和LM S Imagine.Lab AM ESim软件将起落架的3D模型和部分部件的1D模型进行联合仿真,研究该型飞机起落架收放机构采用理论计算值的收放性能,进一步研究收放作动筒、下落加速器尺寸变化对该起落架收放机构性能的影响。

1 收放机构数学模型

1.1 收放载荷分析

1.1.1 质量力

简化落架转动部件的转动为系统质心绕转轴的转动,如图 1所示。在稳定气流中飞行的质量力Pm由式(1)确定[4]:

式(1)中:Glg为转动部件重力,N;为起落架收放时的使用过载,不能小于 2.0;V=为允许收放起落架的最大飞行速度;w为突风速度,取 10 m/s;Ga为飞机起飞或者着陆时的重力,N;S为翼面面积,为飞机法向力系数对迎角的导数,根据风洞试验确定;d H为飞行高度的空气密度,kg/m3;g为重力加速度,9.81 m/s2;L为突风强度扩散段长度,取30m。

当T＜0时,质量力促使起落架收起,减缓起落架放下;当T＞ 0时,质量力阻碍起落架收起,促使起落架放下。故质量力的力矩Mm是上述质量力Pm对转轴之矩,即:

图1 质量力求解模型

1.1.2 气动阻力

起落架各部件的气动阻力作用在压心上,且指向气流流向[4]。

式(3)中:Fa,di为起落架第i个部件上的气动阻力,N;d0为来流气体密度,kg/m3;Cxi为起落架第i个部件上的阻力系数[7];Si为起落架第i个部件在垂直于气流平面上的投影面积,m2。

气动阻力对起落架收起或放下的作用效果与气流方向、部件空间位置有关。同一方向的气流对两个主起落架的在同一过程(收起或放下)中作用效果是相反。假设气动阻力阻碍起落架收起、阻碍起落架放下,气动阻力对转轴的力矩满足:

式(4)中:M为气动阻力的力矩,N◦ m;Li为第 i个部件上气动阻力的作用力臂,m。

1.1.3 惯性力

惯性力对起落架转轴的力矩与转角加速度的方向相反,即:

式(5)中,Mg为惯性力矩,N◦ m;J为起落架转动部件对转轴的转动惯量,N◦为起落架转动部件对转轴的角加速度。

1.1.4 收放作动筒作用力

图2 收放作动筒结构形式

图 3 收放作动筒空间位置

收放作动筒结构形式如图 2所示,左右腔均与液压右路相连。收放作动筒简化模型如图3所示,A点为收放作动筒与支柱连接点,B点为收放作动筒与机体连接点。假设作动筒中流体为定常流动且不可压缩,在重力场作用下,忽略作动筒左腔、右腔油液位能的变化,有:

式中:pL1,f为 t时刻作动筒左腔压力,Pa;vL 1,f为 t时刻作动筒左腔流线上任一点的流速,等于v1,f;pL 2,f为t+Δt时刻作动筒左腔压力,Pa;vL2,f为t+Δt时刻作动筒左腔流线上任一点的流速,等于v2,f;pR1,f为t时刻作动筒右腔压力,Pa;vR 1,f为t时刻作动筒右腔流线上任一点的流速,等于v1,f;vR2,f为t+Δt时刻作动筒右腔压力,Pa;vR 2,f为t+Δt时刻作动筒右腔流线上任一点的流速,等于v2,f;df为液压油密度,kg/m3;g为重力加速度,9.81m/s2;v1,f为 t时刻活塞杆的运动速度,m/s;v2,f为t+Δt时刻活塞杆的运动速度。

在时刻t,作用在活塞杆上的液压力Ff lu满足:

式(8)中:AL,f为作动筒左腔活塞有效压油面积,m2;AR,f作动筒右腔活塞有效压油面积,m2

收放作动筒促使起落架收起,减缓起落架放下,其液压力Ff lu对起落架转轴的转动力矩M f lu满足:

1.1.5 下落加速器作用力

下落加速器结构形式如图 4所示,左腔密封一定压力的空气,右腔与大气相通。下落加速器简化模型如图 5所示,C点为下落加速器与支柱连接点,D点为下落加速器与机体连接点。建立下落加速器的力学模型如下:

其中:p0为下落加速器左腔初始气体压力,Pa;AL,a为下落加速器左腔截面积,m2;s0为左腔初始长度,m;sa为经过Δt时间后左腔长度,m;pR,a为机场地面附近的大气压,Pa;AR,a为下落加速器右腔有效气压作用面积,m2。

下落加速器阻碍起落架收起,促使起落架放下,其作用力对转轴的力矩M air满足:

图 4 下落加速器结构形式

图5 下落加速器空间位置

1.2 收放运动分析

收放作动筒活塞位移、速度与起落架转角关系:

同理,下落加速器活塞位移、速度与起落架转角关系:

1.3 动力学分析

起落架收放机构的载荷包括质量力、气动阻力、惯性力、收放作动筒作用力、下落加速器作用力,各转荷对转轴O的转矩满足:

采用模块化设计思想求解收放机构动力学方程。将收放作动筒的运动方程(式(6)、式(7))及其力学模型(式(8))封装为模块1:收放作动筒,将下落加速器的力系模型(式(10))封装为模块 2:下落加速器,将起落架其他部件的力学模型及其运动规律式(1)～式 (5)、式 (9)、式 (11)～ 式 (17)封装为模块 3:起落架。各模块接口及数据传输如图6所示。

2 某型起落架收放机构建模与仿真

2.1 建立起落架系统的三维模型

利用 CATIA建立起落架系统的三维模型。利用M otion添加起落架系统的运动副和边界条件,以及下落加速器和收放作动筒的数据接口,完成的该型起落架的3D模型如图7所示。

图 7 主起落架 Motion模型

2.2 建立起落架部分部件的一维模型

利用 AM ESim建立该型起落架收放作动筒、下落加速器、解锁作动筒的 1D模型,通过 AMESim的接口模块为上述3个1D模型建立与起落架 3D模型的数据接口,完成起落架部分部件的 1D模型,如下页图 8所示。

2.3 仿真方案及计算结果

起落架放下时间不能过短,以免过大的机械冲击;收上时间不能过长,以免妨碍飞机加速[8]。为了使起落架收放平稳,需对起落架收上和放下的速度及起止点的速度进行控制。假设液压源压力不变和下落加速器中气体初始压力不变,研究收放作动筒和下落加速器尺寸对起落架收放运动的影响。仿真方案分 5种工况:

图 8 主起落架部分部件的 AMESim模型

1)采用各参数理论计算值(见下页表 2中①),查看起落架能否在限定时间里收起或放下到指定位。收起时限 10 s,放下时限 7.5 s;

2)下落加速器尺寸不变,收放作动筒有杆腔油液作用面积不变,研究收放作动筒无杆腔油液作用面积变化对收放运动的影响,即表 2中①②③组合;

3)下落加速器尺寸不变,收放作动筒无杆腔油液作用面积不变,研究收放作动筒有杆腔油液作用面积变化对收放运动的影响,即表 2中③④⑤组合;

4)收放作动筒尺寸不变,下落加速器有杆腔油液作用面积不变,研究下落加速器无杆腔油液作用面积变化对收放运动的影响,即表 2中①⑧⑨组合;

5)收放作动筒尺寸不变,下落加速器无杆腔油液作用面积不变,研究下落加速器有杆腔油液作用面积变化对收放运动的影响,即表 2中①⑥⑦组合。

对以上5种方案的结果见表1。

表1 收放运动仿真方案及其结果

3 仿真结果分析

3.1 干涉检查

对其各部件在运动过程中的干涉情况进行检查。查看收放运动及相关数据,起落架从放下锁定位置到收起锁定位置经历角位移91.7°,收放过程中不存在相互干涉。

3.2 采用理论解运动情况

表 1中结果表明,采用理论计算值,起落架可以完成在有限时间里的起落架收放运动。

3.3 4种工况下的收放运动分析

收放作动筒和下落加速器的结构尺寸对收放时间、收放最大载荷、收放末速度的影响如下页表 2所示。为了获取适宜的收放时间和收放末速度,首选修正参数为收放作动筒的活塞截面积和下落加速器活塞杆腔截面积,不推荐选用下落加速器活塞截面积。

4 结 论

本文利用某型飞机起落架的 3D模型和收放作动筒、下落加速器的 1D模型,对其收放机构的性能进行联合仿真。仿真结果表明:

1)起落架各部件在运动过程中不存在相互干涉,同时验证了采用理论解起落架可以在有限时间里完成收放任务。

2)给出了收放作动筒及下落加速器结构尺寸变化对起落架收放运动的影响,为进行收放运动优化参数选取提供参考。

在本文建立的起落架收放机构数学模型的基础上,可进一步完成起落架收放机构的优化设计。

表 2 4种工况下的仿真结果分析

[1] 朱 林,孔凡让,尹成龙,等.基于仿真计算的某型飞机起落架收放机构的仿真研究[J].中国机械工程,2007,18(1):26-29.

[2] 李田囡,王小锋,宁晓东.飞机起落架收放机构与锁机构的集成运动仿真 [J].机电工程技术,2010,39(5):61-63.

[3] 盛选禹,王联奎.飞机起落架收放系统运动模拟 [J].计算机工程与设计,2009,30(8):4245-4247,4250.

[4] 陈 琳.飞机起落架收放运动与动态性能仿真分析[D].南京:南京航空航天大学,2007.

[5] 张 强,于 辉,童明波.某型飞机起落架收放过程仿真 [J].流体传动与控制,2009,7(2):29-31.

[6] 王希彬,赵国荣,姜海勋,等.某型飞机起落架运动的SIM ULIN K仿真[J].兵工自动化,2009,28(4):46-50.

[7] 《飞机设计手册》总编委员会.飞机设计手册第 6册气动设计 [M].北京:航空工业出版社,2002.

[8] 《飞机设计手册》总编委员会.飞机设计手册第12册液压系统设计 [M].北京:航空工业出版社,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

吉国明 (1970- ),男,四川威远人,副教授,博士,研究方向:飞行器结构设计、飞行器结构 /机构系统可靠性分析与设计、飞行器结构强度、起落架虚拟仿真等。