滑撬式起落架動力學設計與仿真計算

滑撬式起落架動力學設計與仿真計算前言滑撬式起落架是一種結構簡單、質量較輕的起落架結構型式，其主要作用是吸收著陸時由于飛行器垂直速度產生的動能，降低著陸沖擊引起的過載，并且在飛行器停放時提供支撐作用。滑撬式起落架還可以作為某些機載設備的固定裝置，同時其結構參數(shù)可以較為方便的進行調整以避免直升機地面共振現(xiàn)象的發(fā)生?；耸狡鹇浼苤饕獞糜谳p型直升機，在固定翼飛機上應用較少。在滑撬式起落架的設計方面，尚無成熟可靠的動力學設計和計算方法，設計工作主要是從靜強度設計入手，按照靜強度分析結果設計結構參數(shù)，然后進行非線性動力學仿真分析，根據(jù)仿真結果調整結構參數(shù)使其達到較為理想的狀態(tài)。某固定翼飛機，按照其著陸要求，設計帶有緩沖器的滑撬式起落架，并進行動力學分析，根據(jù)分析結果修改完善設計參數(shù)，使著陸過載、行程和起落架質量滿足飛機設計要求。1滑撬式起落架動力學設計思路在起落架基本結構型式確定的基礎上，根據(jù)行程和過載要求確定支柱高度和緩沖器型式和材料，建立起落架動力學有限元模型，進行沖擊分析，根據(jù)分析結果修改結構和緩沖器參數(shù)。1.1根據(jù)起落架安放位置，初步確定前后支柱間隔和滑撬尺寸?；耸狡鹇浼転樗倪呅谓Y構，前后各兩根支柱，支柱中段安裝緩沖器，底部連接滑撬。為了保證機身穩(wěn)定性，滑撬式起落架的支柱從上到下需要有一定的外傾，但是角度不易過大否決引起支柱頂部應力過大導致結構破壞。1.2根據(jù)飛機著陸時最大垂直速度計算著陸動能，按照行程和過載要求選取緩沖器型式。緩沖為支柱式緩沖器，常用的有油氣式緩沖器、彈簧緩沖器以及可壓潰材料緩沖器，其中油氣緩沖器是最常用的起落架緩沖器，緩沖效果過好，但是質量過大；彈簧緩沖器結構簡單，節(jié)省空間，但是穩(wěn)定性不高而且易反彈；可壓潰材料緩沖器結構簡單、質量較小、緩沖行程較大，但是材料壓緊后易反彈且不易控制。1.3建立較為詳細的有限元模型，盡量采用較為簡單的單元以減小計算量，某些部件需要進行一定的簡化，但是保證力學性能不發(fā)生變化。1.4根據(jù)著陸條件進行著陸沖擊仿真分析。飛機著陸有多種工況：1.4.1雙撬水平垂直著陸、雙撬水平帶前飛速度著陸、雙撬水平帶側向速度著陸、雙撬水平帶前飛和側向速度著陸；1.4.2飛機帶俯仰角垂直、飛機帶俯仰角和前飛速度著陸、飛機帶俯仰角和側向速度著陸、飛機帶俯仰角、前飛速度和側向速度著陸；1.4.3單跟滑撬垂直著陸、單跟滑撬帶前飛速度著陸、單跟滑撬帶側向速度著陸、單跟滑撬帶前飛速度和側向速度著陸；1.4.4單跟支柱垂直著陸、單跟支柱帶前飛速度著陸、單跟支柱帶側向速度著陸、單跟支柱帶前飛速度和側向速度著陸。1.5提取計算結果進行分析，計算著陸行程、過載與各部位載荷，根據(jù)計算結果修正結構型式和尺寸，重新進行計算分析，如此反復直到滿足飛機設計要求。1.6將滿足著陸條件的設計方案提交總體設計部門，以便其根據(jù)起落架設計方案對飛機的總體設計進行調整，同時，起落架的設計應當根據(jù)總體的反饋意見進行適當?shù)男拚?，以滿足整個飛機設計的要求。起落架設計過程是一個不斷調整、探討、改進的過程，各部門之間需要進行詳細的交流，以使結構的設計方案能夠充分滿足整個飛機的設計要求。2某飛機滑撬式起落架設計方案某飛機要求設計一滑撬式起落架，正常回收質量880kg，最大應急回收質量1400kg，著陸時最大垂直速度4.5m/s，機身最大俯仰角和翻滾角為10度，緩沖器最大行程265mm，起落架質量小于45kg。2.1根據(jù)飛機結構和著陸要求，初步確定滑撬式起落架承力支柱與緩沖器合一，緩沖器通過活塞套桿與支柱連接，支柱從上到下外傾10度，支柱與緩沖器連接后長度為850mm。支柱與滑撬采用鉸接，可以減小著陸過程支柱上的彎矩。2.2飛機正常著陸時動能為8910J，應急回收時著陸動能為14175J，利用正?；厥談幽苓x取緩沖器，設置值留有一定余量，設計后驗證應急回收時響應。通過工程計算方法，初步設計選用常見的油氣緩沖器，但是質量過大，因此不予采納。彈簧緩沖器穩(wěn)定性較差，因此也不適合。根據(jù)文獻描述，鋁蜂窩材料具有穩(wěn)定的緩沖性能，且質量輕、易于加工，因此選用鋁蜂窩材料為緩沖材料。由于鋁蜂窩材料抵抗彎矩的能力有限，因此緩沖材料料需要安裝在一鋼制套筒內部，緩沖器上部連接鋼管支柱，套筒與支柱材料均選為30CrMnSiA。緩沖器結構示意圖如圖1所示：圖1緩沖器示意圖

2.3飛機重心位于前后支柱之間，距離前后支柱距離的比例為1：4,因此前后支柱與前后緩沖器的緩沖性能有所差別，在鋁蜂窩材料壓縮率為70%的情況下，著陸緩沖過程起落架提供的平均承載力F為：syio(I統(tǒng)展.7=4S..02kN<1)syio(I統(tǒng)展.7=4S..02kN<1)2.4支柱和套筒等尺寸設計需要根據(jù)仿真結果確定，因此第一次仿真計算時，起落架結構除了鋁蜂窩意外其余結構采用剛性材料定義，通過著陸仿真分析確定著陸過程起落架各部分應力應變情況，再來確定各部件的尺寸。3滑撬式起落架建模與仿真計算有限元方法可以準確計算結構的非線性瞬態(tài)動力學響應，因此建立合理有效的起落架模型，進行仿真著陸分析，可以真實反映著陸過程起落架結構的緩沖效果。3.1基本原理著陸緩沖過程仿真計算時忽略空氣動力的影響，其物理模型為機身與起落架以一定的速度撞擊一剛性平面，考慮豎向重力加速度g的作用。有限元模擬時，需要求解下列離散形式的平衡方程:且有，p=力.L.州’.電v+S臏岫+料點將腿倘⑸Jrr^lF=±（L"3V）⑹R!=|其中，M為以，：.折陣「附為節(jié)點餉面度向關：P丸也體很的；F由單元直力腐的等燦-把點力裝配器到；f為件力；f為直力I<?為成力.式（4）表示一個高度幾何非線性和材料非線性的瞬態(tài)響應問題，這類問題一般采用顯式動力學方法予以求解。3.2非線性動力學有限元建模采用Patran建立有限元模型，建模時需要對系統(tǒng)進行適當?shù)暮喕海?）用虛擬剛性圓筒結構代替機身，采用質量單元調整飛機質量與中心位置。起落架與機身的連接按照總體設計的位置布置連接。（2）支柱和滑撬采用一維梁單元，第一次計算時將二者材料定義為剛性材料以初步確定二者受到的載荷，此后的計算中按照前面計算的載荷值修改梁單元的尺寸使其滿足設計要求。支柱與滑撬的連接采用適當?shù)腗PC來模擬鉸接。（3）緩沖器與支柱的連接采用固支，忽略裝備的細節(jié)部位。緩沖器外壁采用殼單元，定義點面接觸。初次計算時采用剛性材料，得到著陸過程的載荷后再修正外壁尺寸和采用正常材料計算。（4）為節(jié)省計算時間、提高計算效率，根據(jù)文獻描述的鋁蜂窩材料壓縮行程■壓潰力曲線（圖2），鋁蜂窩芯可以采用非線性彈簧建模，彈簧的加載和卸載曲線按照設計的鋁蜂窩芯壓潰力曲線確定（圖3）。圖2中，鋁蜂窩的初始壓縮階段壓潰力有一個峰值，峰值過后的一段穩(wěn)定壓潰力表示材料進入穩(wěn)定塑性屈服階段。壓潰力峰值的存在不利于緩沖器的穩(wěn)定，對此可以采用給鋁蜂窩施加預緊力的方法，使其在壓縮初始階段便進入穩(wěn)定塑性變形階段，文獻通過實驗對比了施加預緊力的蜂窩材料與未施加預緊力的鋁蜂窩材料壓縮過程壓潰力的變化曲線（圖4），曲線顯示施加預緊力以后鋁蜂窩壓潰力變化曲線保持平穩(wěn)并沒有極端峰值出現(xiàn)，所以實際設計時在鋁蜂窩上施加預緊力可以保證緩沖器保持穩(wěn)定的緩沖力。圖2鋁蜂窩壓縮行程-壓潰力變化曲線圖3非線性彈簧加載曲線±<1-二圖4±<1-二著陸時定義滑撬上的單元節(jié)點與剛性面的點面接觸，給出摩擦系數(shù)。整個仿真計算定義重力作用。圖5著陸緩沖模型3.3仿真計算結果MSC.Dytran作為非線性瞬態(tài)動力學分析軟件，可以很好的模擬整個著陸緩沖過程，并且可以根據(jù)需要輸出應力應變等各種載荷與變形情況。飛機以垂直速度4.5m/s雙撬水平著陸時，飛機重心速度變化曲線、加速度變化曲線和飛機動能變化曲線如圖6、圖7和圖8所示：圖6飛機重心豎向速度變化曲線W-圖7飛機重心處加速度變化曲線EFI■at圖8飛機動能變化曲線從圖6和圖7可以看出，在飛機著陸很多的時間內，加速度迅速上升，并到達一個較穩(wěn)定的階段。飛機最大過載為6.16.，滿足設計要求。由于緩沖器的持續(xù)作用，飛機會向上彈起但是又迅速下降到零。從圖8中可以看到，飛機著陸以后動能迅速下降，動能的變化穩(wěn)定，在0.8秒內降到接近零。由此可見，采用穩(wěn)定具有壓潰特性的鋁蜂窩材料作為緩沖材料，可以保持緩沖時飛機減速過程過載保持一個較為穩(wěn)定地狀態(tài)。經(jīng)過計算，前緩沖器行程為212.5mm，后緩沖器行程為211.2mm，滿足設計要求。分別對其余著陸狀態(tài)進行仿真計算，計算工況表如表1所示。整理計算結果，根據(jù)計算結果確定結構尺寸，如表1所示：前/沖器r外段f內徑｝（mtn）后艘沖器（外洛內輕*前支柱［外於內徑｝（nun）后支柱r外徑/內徑）5m）滑攜r外徇內徑）（mm）總演量砌3&砒57,55齡瑟57.5/5044.02表1結構尺寸和質量尺寸確定后，需驗證緊急著陸質量下飛機著陸的各項指標，根據(jù)計算結果適當修正結構尺寸