缓冲器落震仿真分析方法
飞机支柱式起落架落震仿真及缓冲器优化分析
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液压缓冲器缓冲特性仿真分析
液压缓冲器缓冲特性仿真分析刘鹏程，周成，范书珲，刘健莹(南京理工大学工程训练中心，南京210094)摘要:根据质量守恒与能量守恒方程建立了液压缓冲器缓冲过程与复位过程力学模型。
通过数值模拟，分析了缓冲器在 高速重载工况下的位移、速度、缓冲器力等特性随时间变化的关系。
仿真结果表明，该缓冲器在高速重载工况下缓冲行程满足最大工作行程指标，缓冲平均减速度、最大减速度满足行业规定，缓冲器提供的阻力始终大于轿厢所受重力，复位到位时 刻，液压缓冲器与轿厢基本可以保持静力平衡状态，该缓冲器满足使用要求。
关键词：液压缓冲器;数学模型;缓冲特性;有限元中图分类号:TH 137文献标志码:A文章编号：1002-2333(2018)03-0091-03Simulation Analysis on Cushion Characteristics of Hydraulic Bumper LIU Pengcheng , ZHOU Cheng , FAN Shuhui , LIU Jianying(Engineering Training Center, Nanjing University of Science and Technology, Nanjing 210094, China)Abstract : According to the mass conservation and energy conservation equation , the mechanical model of buffer and reset process for hydraulic bumper is established . The characteristics of the displacement , velocity and buffer force of the bumper under the condition of high speed and heavy load are analyzed by numerical simulation . The simulation results show that the bumper can meet the maximum buffer stroke index in high speed and heavy load conditions , buffer average deceleration and maximum deceleration can meet industry regulations . The resistance provided by the bumper is always greater than the gravitational force on the car . Hydraulic bumper and car can basically maintain a state of static equilibrium . The bumper can meet the requirements .Keywords : hydraulic bumper ; mathematical model ; cushion characteristics ; finite element〇引言液压缓冲器在车辆、建筑等行业有着广泛的应用，液压 缓冲器利用流体流动的黏性阻尼作用，转化机械能为压力能 和热能，用来延长冲击负荷的作用时间，吸收并转化冲击负 荷的能量，具有很好的缓冲吸振作用。
起落架落震虚拟试验在LMS+平台的实现
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（中国飞机强度研究所，陕西 西安 710065） 摘 要：飞机在着陆过程中，会产生较大的撞击载荷，起落架缓冲系统通过吸能、耗能来避免产生过大的载荷。起落架在装
机前需要进行落震试验来检验起落架是否满足强度、行程、耗能效率等着陆撞击设计要求。利用多体动力学软件 LMS 对某 型飞机前架进行落震仿真分析，并进行后处理显示，既可以对参数优化提供参考，又可以再现试验事件过程。并且将仿真结 果与试验结果进行比较，发现两者具有较好的一致性，为在 LMS 软件基础上进行飞机着陆过程虚拟试验奠定基础。此研究 对于降低飞机研发成本，提高飞机性能具有重要的工程意义。 关键词：起落架；落震；LMS；仿真
式加载到仿真模型上。当外筒、活塞杆之间有轴向 位移时，气腔体积就会变化，气体载荷大小也会随 之变化，它是轴向位移的函数；当外筒、活塞杆沿 轴向有相对速度时，就会产生油液阻尼力，它是轴 向速度的函数[4]。 应用 LMS 建模时， 我们从外部读 入特性数据文件，以 EXCEL 表格的形式为缓冲器 部件输入缓冲器位移对应的非线性气体载荷数据 和非线性油液阻尼系数数据，然后在 LMS 中通过 加力表达式的形式完成对缓冲器的建模。
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2.2 落震虚拟场景的建立 通常虚拟试验在完成基于物理特性仿真模型 的建立后，需要针对不同的仿真分析内容构建出与 之对应的仿真环境。起落架落震试验是一个瞬间撞 击试验，试验测量受环境因素（如风力等）影响较 小，所以仿真环境的建模不是重点，但是为了对夹 具与试验件相互间干涉进行检查，对试验场景设计 的合理性和可行性进行评估，为真实物理试验的成 功提供保证，我们对吊篮、夹具及立柱等进行了建 模，整个仿真场景的关键是撞击平台的建模，LMS 软件通过定义路面谱文件来数字模拟平台物理特 性。图 4 为落震虚拟仿真场景。
航天器着陆缓冲装置设计及性能分析
航天器着陆缓冲装置设计及性能分析作者：张斌徐方舟张庆利孔文秦来源：《科技创新与应用》2020年第24期摘 ;要：文章研究了航天器着陆缓冲器的设计及分析方法，从工程设计到仿真分析两个方面探讨了航天器前着陆缓冲器研制过程中的关键技术，总结了设计及分析过程中需要重点解决的几个主要问题。
并结合某型前着陆缓冲器的一组设计参数进行了仿真计算，用计算结果验证了设计方案的准确性和有效性。
关键词：前着陆缓冲器;工程设计;仿真分析中图分类号：V525 文献标志码：A ; ; ; ; 文章编号：2095-2945（2020）24-0078-02Abstract： In this paper， the design and analysis method of the landing gear of spacecraft is studied. The key technologies in the process of developing the landing gear is summarized from two aspects： engineering design and simulation analysis. Several main problems that need to be solved in the process of design and analysis are summarized. Combined with a set of design parameters of a certain type of landing gear of spacecraft， the simulation calculation is carried out， and the calculation results are used to verify the accuracy and validity of the design scheme.Keywords： landing gear of spacecraft; engineering design; simulation analysis1 概述本文給出了一种航天器前着陆缓冲器的设计方案，针对该方案进行迭代设计后得到的一组设计参数进行缓冲性能仿真分析。
基于LMS Virtual.Lab Motion的起落架落震仿真分析
基于LMS b Motion的起落架落震仿真分析引言飞机起落架是供飞机起飞、着陆时在地面上滑行和停放用的，它是飞机的主要部件之一，用于传递地面对机身的载荷，其工作性能的好坏及其可靠性直接影响飞机的使用和安全。
近年来，随着计算机技术的发展，虚拟样机技术广泛地应用到动力学系统的仿真分析中来[1]。
飞机起落架仿真技术是集建模、仿真、分析于一体的技术，它具有直观性好，通用性强的特点。
本文在LMS_Motion软件平台上，建立了某型机前、主起落架虚拟样机模型，并进行了落震仿真分析。
1仿真建模针对起落架CATIA模型中未完成的简化修改，在LMS环境下对起落架模型进行进一步处理，将起落架简化为六大部分：机轮、摇臂、支柱（包含支柱转轴）、收放做动杆、缓冲器套筒、缓冲器活塞杆。
模型简化遵循以下原则[2]：1）与运动副和约束无关的局部特征可以被去掉；2）非关键处的倒角和孔可以被去掉；3）与所关注传力路径和运动无关的模型几何特征可以被去掉。
起落架模型简化后，根据飞机起落架系统运动形式和各零件之间关系，定义合适运动副，装配过程中零件之间的约束也同时生成。
某型机前、主起落架简化后的模型分别如图1、图2所示。
图1 某型机前起落架模型图2 某型机主起落架模型2缓冲器性能的定义起落架缓冲性能主要依靠缓冲器来实现，缓冲器对于起落架至关重要，缓冲器的仿真建模也是虚拟样机设计的关键。
本文在支柱和活塞杆上分别选择两点，然后建立传感器坐标系，如图3所示。
通过参数表达式测出这两点的相对运动行程及速度，方向为落震方向。
图3 传感器坐标系的建立缓冲器轴向力S F 可以统一表示为[3]：S L a h f F F F F F =+++ （1）2.1 空气弹簧力某型飞机前、主起落架均采用双气腔缓冲器，其空气弹簧力可表示为：()()()0000(S )1/() (S )1/11/a a La a a La a a a La L L atm LH r L L a LL atm struct LH LH LH H r L L a a LHL H atm a r L L a a P A P S S A S V P A P k S S S S S F A S V P P A P A A A S V ⎡⎤⎢⎥-≤≤⎢⎥-⎣⎦⎡⎤⎢⎥-+-≤≤+⎢⎥=-⎣⎦⎡⎤⎢⎥-+⎢⎥--⎣⎦()000/ (S )Hatm r H H LH H a LH H P S S S V SS ⎧⎪⎪⎪⎪⎪⎪⎨⎪⎪⎡⎤⎪⎢⎥-⎪⎢⎥⎡⎤--⎪⎣⎦⎣⎦⎪≥+⎩ （2） 式中：0La V —低压气腔初始容积；a L A —低压气腔有效压气面积；L r —低压气腔压缩多变指数；a L P —低压气腔初始压力； 0H a V —高压气腔初始容积；Hr —高压气腔压缩多变指数；H a A —高压气腔有效压气面积；a H P —高压气腔初始压力； LH S —低压气腔结构最大行程； 0H S —高压气腔结构初始行程；()()001H H m a a atm H structK A P P S k +-=(3)由公式（2）可以看出，缓冲器空气弹簧力是随行程变化的一条曲线。
飞机起落架缓冲器性能设计与落震试验分析三次研编
飞机起落架缓冲器性能设计与落震试验分析三次研编作者：潘世红来源：《科技视界》2019年第06期【摘要】“飞机起落架缓冲器性能设计与落震试验分析”在广泛收集、查阅、整理国内外、所内外有关起落架缓冲性能的设计和校核计算以及落震试验的规范与研究成果的基础上，从科技档案编研的角度题进行系统分析、提炼、加工和编辑研究，并突破了起落架落震试验的范畴，从起落架缓冲系统性能设计及落震试验的大系统上进行了分析，将理论分析与试验验证统一起来，对于试验人员用理论指导试验及设计人员对试验结果改进设计具有重大意义。
【关键词】飞机起落架;科研档案;编研工作中图分类号： V226 文献标识码： A 文章编号： 2095-2457（2019）06-0130-003DOI：10.19694/ki.issn2095-2457.2019.06.048【Abstract】Based on the analysis of the current situation and existing problems of the compilation and research of traditional scientific research archives，this paper points out that the compilation and research of archives can no longer meet the needs of current development.We must recognize the new trend of the development of scientific research archives compilation and research work and create high-quality and high-quality research results.Under this new situation，we are required to run information technology means and take the road of cooperative compilation and research， so as to improve the efficiency of compilation and research of scientific research archives，enrich the connotation of compilation and research results，obtain more high-quality scientific research archives compilation and research results， create high-quality products，build brand，and make the scientific research archives compilation and research results have greater influence.To provide better services.【Key words】Aircraft landing gear;Scientific research archives;Compilation and research work科案资料编研工作，是以客观需要为依据，以现存的各种档案资料为主要研究对象，为最大限度地满足社会对科案信息资源利用的需要而开展的研究和加工工作[1]。
缓冲气囊展开与缓冲着陆过程的仿真分析
缓冲气囊展开与缓冲着陆过程的仿真分析缓冲气囊展开与缓冲着陆过程的仿真分析随着科技的不断发展，缓冲气囊作为一种新型安全装置已经大量应用于汽车、飞机等交通工具以及航天器降落过程中。
缓冲气囊的展开操作和着陆过程对于保障人员和设备的安全至关重要。
本文以该过程的仿真分析为研究对象，以提高缓冲气囊的性能和安全性，为人类探究更广阔的天地之旅提供了技术保障。
缓冲气囊展开和缓冲着陆过程最主要的机理是空气动力学和能量吸收。
本文通过计算机仿真模拟这一过程，对其进行分析和优化。
对于缓冲气囊的展开过程，本文从气囊的展开时间、展开高度、气囊的形状和展开方式这几个方面进行了研究。
首先，对于气囊展开时间，我们根据实际应用需要，优化控制气囊启动阀门的时序，以获得最佳的展开效果。
其次，对展开高度的控制则是通过优化气囊形状，提高气囊的展开高度，增强气囊的缓冲性能。
最后，展开方式的选择则是根据不同场景的需要，选择合适的策略来驱动气囊展开，以满足安全和表现的需求。
缓冲气囊的缓冲着陆过程同样是非常重要的，主要目的是通过气囊的变形来降低着陆时产生的冲击力，从而使受到冲击的设备和人员能够避免受到伤害。
本文通过对着陆过程的模拟仿真来评估气囊在不同着陆情况下的缓冲性能。
我们研究了气囊的形状、内压和材料等因素对于缓冲性能的影响，并优化参数来提高气囊的缓冲效果。
除此之外，本文还采用了不同的着陆测试程序，如正常着陆、不同角度着陆和不同速度着陆，以便对着陆时产生的冲击力进行分析和优化。
最后，本文根据以上研究结果提出了一些缓冲气囊更好的工程应用。
例如，对于表现要求高、操作容易导致人员受伤的设备，应优先采取由控制系统驱动的气囊展开方式;对于飞机或卫星等重量级设备，要设计更大型的气囊来提高缓冲性能。
总之，本文通过计算机仿真模拟，研究了缓冲气囊展开和缓冲着陆过程的效果。
希望本研究能够为缓冲气囊的设计和应用提供新思路和科学依据，为人类探究更广阔的天地之旅提供更安全、更可靠的技术支持。
基于起落架落震试验的缓冲功量分析
2021.14科学技术创新基于起落架落震试验的缓冲功量分析王少宁1,2（1、北京北摩高科摩擦材料股份有限公司，北京1022062、华北电力大学，北京102206）1起落架缓冲系统简介起落架缓冲系统亦称减震器系统，用以减少飞机由于瞬间撞击引起的强烈震动。
系统由缓冲器和轮胎组成，工作原理是将冲击能量通过缓冲器活塞的摩擦做功、油液阻尼做功和变形等形式转换成热能。
良好的缓冲系统应该既能保证飞机具有较好的舒适性，又能保证飞机具有良好的操纵性与稳定性[1-2]。
轮胎的工作原理与汽车轮胎工作原理，方式基本一致，因此本文后续主要描述缓冲器的结构形式以及工作过程。
现代飞机上应用最广泛的是油气式缓冲器。
当缓冲器压缩时,气体的作用相当于弹簧,油液以极高的速度穿过小孔,吸收大量能量并转化为热能,使飞机很快平稳下来[3]。
油气式缓冲器是用空气存储能量，吸收和消耗能量则通过油液以一定的控制速度流经节流孔产生的节流阻尼实现，其工作曲线如图1所示。
图1油气缓冲器载荷-行程曲线纵坐标P y 表示作用在缓冲器上的轴向力，横坐标S H 表示缓冲器行程。
面积OAEBCO 就是气体压缩消耗的能量，曲线AEB 就是气体多变曲线。
在正行程中，由于油液流过小孔时受到阻力，以热的形式消散了一部分能量，即面积AEBDA 。
缓冲器吸收的全部能量就是面积OADBCO 。
在反行程时，也要克服小孔对油液的阻力，以热的形式消耗的能量为AEBFA 。
这样，面积ADBFA 就是在缓冲器一个工作循环中以热的形式消耗的能量。
这样就使飞机着陆撞击能量很快衰减，通常轮胎吸收10%~15%的飞机着陆动能，而剩下85%~90%的着陆动能是由减震器吸收的[4]，所以起落架的缓冲性能主要取决于缓冲器的缓冲性能。
在方案阶段，设计起落架缓冲系统时往往需要采用一些经验参数，如支柱式缓冲器能量吸收效率0.8，轮胎能量吸收效率0.47[4]。
完成初样加工后，进行起落架落震试验，落震试验是检验起落架缓冲系统最直接也是最接近飞机使用状态的验证方式。
舰载机前起落架缓冲性能参数敏感性研究
舰载机前起落架缓冲性能参数敏感性研究作者：张飞白春玉陈熠杨正权王计真来源：《振动工程学报》2024年第03期摘要為了同时满足缓冲和突伸性能，舰载机前起落架常采用双腔缓冲器设计。
以某型机前起落架为研究对象，建立前起落架缓冲性能分析动力学模型，并将仿真计算结果与试验结果进行验证对比，验证理论模型的有效性和正确性。
对缓冲器高、低压腔初始压力以及体积占比进行参数敏感性分析。
结果表明，高、低压腔初始充填压力和体积占比对起落架缓冲性能的影响有别于它们对突伸性能的影响，所以对舰载机前起落架缓冲器的设计需不断优化，同时兼顾缓冲和突伸性能。
关键词舰载机起落架; 缓冲性能; 双腔缓冲器; 落震试验; 落震动力学引言舰载机一般采用固定下滑角的方式着舰，下沉速度可达7 m/s甚至更快，是陆基飞机的2～3倍［1‑3］。
舰载机起落架作为飞机在着舰过程中主要的承力和缓冲部件，所吸收的能量是陆基飞机的4～6倍［4‑5］，而起落架的缓冲性能及结构可靠性都需借助落震试验或仿真模拟的手段进行验证。
舰载机前起落架缓冲器常采用双腔式设计，这样不仅能满足大下沉速度下飞机的着舰需求，提高承载能力［6］，也能通过释放储存在高压腔内的高势能，在飞机离舰起飞时提供足够的姿态角［7］。
另外，低压腔较低的弹簧刚度有利于提高飞机滑跑过程中乘员的舒适度。
这说明舰载机起落架双腔式缓冲器设计兼顾了突伸和缓冲两项功能［8］。
一般双腔式缓冲器的高、低压腔通过浮动活塞分离，当缓冲器内的空气弹簧力克服低压腔压力后，高压腔开始启动，此时双腔同时工作［9］。
所以，面对舰载机起落架复杂的使用环境和功能需求，双腔缓冲器的结构布局对于起落架缓冲支柱设计至关重要。
起落架缓冲器不同的充填参数和结构参数对其工作性能的影响是不同的，部分参数以很小的幅度调整就会使缓冲性能发生显著的变化。
同时也有部分参数变化对缓冲性能的影响很小。
崔俊华等［10］利用多体系统仿真软件对舰载机前起落架的缓冲性能进行仿真分析，研究了落震质量以及油针面积、形状对起落架缓冲特性的影响。
飞机起落架缓冲器性能设计与落震试验分析三次研编
飞机起落架缓冲器性能设计与落震试验分析三次研编潘世红【摘要】“飞机起落架缓冲器性能设计与落震试验分析”在广泛收集、查阅、整理国内外、所内外有关起落架缓冲性能的设计和校核计算以及落震试验的规范与研究成果的基础上,从科技档案编研的角度题进行系统分析、提炼、加工和编辑研究.并突破了起落架落震试验的范畴.从起落架缓冲系统性能设计及落震试验的大系统上进行了分析.将理论分析与试验验证统一起来.对于试验人员用理论指导试验及设计人员对试验结果改进设计具有重大意义.【期刊名称】《科技视界》【年(卷),期】2019(000)006【总页数】3页(P130-132)【关键词】飞机起落架;科研档案;编研工作【作者】潘世红【作者单位】中国飞机强度研究所,陕西西安710065【正文语种】中文【中图分类】V226科案资料编研工作，是以客观需要为依据，以现存的各种档案资料为主要研究对象，为最大限度地满足社会对科案信息资源利用的需要而开展的研究和加工工作[1]。
档案资料编研加工是档案管理工作的重要标志，一次和二次编研加工可以提高一个单位档案管理工作的水平[2]，而三次编研加工则是对档案信息资源有效开发利用的最高形式，是档案编研工作中难度最大，加工层次最深的研究工作。
三次编研破了档案资料的内容范围，它是以档案资料为基本素材，经过对大量的、分散的档案资料内容进行深入细致的研究，找出其内在的相互关联，并在一个明确的主题下，完整而系统的论述某一个学科或某一个专题科学技术的研究成果[3]。
本文选择以飞机起落架缓冲系统设计与落震试验的各种档案、文献、资料为研究对象，一是因为编研人员曾经长期从事过起落架落震试验，在试验和研究工作中，认真学习了起落架的结构、缓冲系统设计方法、落震试验规范、试验技术及分析方法，深知起落架结构的复杂性和保证飞机安全起飞的重要性；二是各主机厂所的工程技术人员，几十年来在起落架结构的设计和缓冲器性能枝核方面积累了许多成功的经验。
飞机起落架落震动力学建模及仿真分析
２０２１年４月第４９卷第８期机床与液压ＭＡＣＨＩＮＥＴＯＯＬ＆ＨＹＤＲＡＵＬＩＣＳＡｐｒ ２０２１Ｖｏｌ ４９Ｎｏ ８ＤＯＩ：１０．３９６９／ｊ ｉｓｓｎ １００１－３８８１ ２０２１ ０８ ０３０本文引用格式：齐浩，王泽河，朱华娟，等．飞机起落架落震动力学建模及仿真分析［Ｊ］．机床与液压，２０２１，４９（８）：１４１－１４６．ＱＩＨａｏ，ＷＡＮＧＺｅｈｅ，ＺＨＵＨｕａｊｕａｎ，ｅｔａｌ．Ｍｏｄｅｌｉｎｇａｎｄｓｉｍｕｌａｔｉｏｎａｎａｌｙｓｉｓｏｆｌａｎｄｉｎｇｍｏｔｉｏｎｏｆａｉｒｃｒａｆｔｌａｎｄｉｎｇｇｅａｒ［Ｊ］．ＭａｃｈｉｎｅＴｏｏｌ＆Ｈｙｄｒａｕｌｉｃｓ，２０２１，４９（８）：１４１－１４６．收稿日期：２０２０－０１－０７基金项目：国家自然科学基金青年科学基金项目（６１６０３２１０）；中国航空科学基金会项目（２０１６０７５８００１）作者简介：齐浩（１９９５ ），男，硕士，研究方向为飞行器起降技术㊂Ｅ－ｍａｉｌ：３６５１４５９００＠ｑｑ ｃｏｍ㊂通信作者：王泽河（１９６９ ），男，博士，教授，主要研究方向为机电液一体化㊂Ｅ－ｍａｉｌ：ｗｚｈｃａｕ＠１６３ ｃｏｍ㊂飞机起落架落震动力学建模及仿真分析齐浩１，２，王泽河１，朱华娟１，朱纪洪２（１ 河北农业大学机电工程学院，河北保定０７１００１；２ 清华大学计算科学与技术系，北京１０００８４）摘要：为更加真实地模拟某无人机起落架着陆过程，对起落架进行合理设计㊂以该无人机半轴式主起落架和半摇臂式后起落架作为研究目标，分别建立包含模拟飞机等效气动升力造成载荷变化的阻尼及缓冲支柱摩擦力的主起落架落震力学分析模型；建立考虑支柱和机轮承受弯矩变形时的后起落架落震动力学分析模型㊂建立数字化样机进行联合仿真，研究其着陆动态特性㊂结果表明：该模型具有较高的准确性，所研制的起落架装置缓冲性能良好，满足设计要求，具有一定工程应用价值㊂关键词：起落架；缓冲器；落震试验；仿真分析中图分类号：Ｖ２２６ＭｏｄｅｌｉｎｇａｎｄＳｉｍｕｌａｔｉｏｎＡｎａｌｙｓｉｓｏｆＬａｎｄｉｎｇＭｏｔｉｏｎｏｆＡｉｒｃｒａｆｔＬａｎｄｉｎｇＧｅａｒＱＩＨａｏ１，２，ＷＡＮＧＺｅｈｅ１，ＺＨＵＨｕａｊｕａｎ１，ＺＨＵＪｉｈｏｎｇ２（１ ＣｏｌｌｅｇｅｏｆＭｅｃｈａｎｉｃａｌａｎｄＥｌｅｃｔｒｉｃａｌＥｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇ，ＨｅｂｅｉＡｇｒｉｃｕｌｔｕｒａｌＵｎｉｖｅｒｓｉｔｙ，ＢａｏｄｉｎｇＨｅｂｅｉ０７１００１，Ｃｈｉｎａ；２ ＣｏｌｌｅｇｅｏｆＣｏｍｐｕｔｅｒＳｃｉｅｎｃｅａｎｄＴｅｃｈｎｏｌｏｇｙ，ＴｓｉｎｇｈｕａＵｎｉｖｅｒｓｉｔｙ，Ｂｅｉｊｉｎｇ１０００８４，Ｃｈｉｎａ）Ａｂｓｔｒａｃｔ：ＩｎｏｒｄｅｒｔｏｓｉｍｕｌａｔｅｔｈｅｌａｎｄｉｎｇｐｒｏｃｅｓｓｏｆａＵＡＶｌａｎｄｉｎｇｇｅａｒｍｏｒｅｒｅａｌｉｓｔｉｃａｌｌｙ，ｔｈｅｌａｎｄｉｎｇｇｅａｒｗａｓｄｅｓｉｇｎｅｄｒｅａ⁃ｓｏｎａｂｌｙ．Ｔａｋｉｎｇｔｈｅｓｅｍｉ－ａｘｌｅｍａｉｎｌａｎｄｉｎｇｇｅａｒａｎｄｓｅｍｉ－ｓｗｉｎｇａｒｍｒｅａｒｌａｎｄｉｎｇｇｅａｒｏｆｔｈｅＵＡＶａｓｒｅｓｅａｒｃｈｔａｒｇｅｔｓ，ａｍｅｃｈａｎｉｃａｌａｎａｌｙｓｉｓｍｏｄｅｌｏｆｔｈｅｍａｉｎｌａｎｄｉｎｇｇｅａｒｗａｓｅｓｔａｂｌｉｓｈｅｄ，ｗｈｉｃｈｉｎｃｌｕｄｅｄｄａｍｐｉｎｇａｎｄｃｕｓｈｉｏｎｉｎｇｓｔｒｕｔｆｒｉｃｔｉｏｎｔｈａｔｓｉｍｕｌａｔｅｄｔｈｅｃｈａｎｇｅｉｎｌｏａｄｃａｕｓｅｄｂｙｔｈｅｅｑｕｉｖａｌｅｎｔａｅｒｏｄｙｎａｍｉｃｌｉｆｔｏｆｔｈｅＵＡＶ；ｔｈｅｌａｎｄｉｎｇｇｅａｒｄｙｎａｍｉｃｓａｎａｌｙｓｉｓｍｏｄｅｌｃｏｎｓｉｄｅｒｉｎｇｔｈｅｂｅｎ⁃ｄｉｎｇｍｏｍｅｎｔｄｅｆｏｒｍａｔｉｏｎｏｆｔｈｅｐｉｌｌａｒａｎｄｔｈｅｗｈｅｅｌｗａｓｅｓｔａｂｌｉｓｈｅｄ．Ａｄｉｇｉｔａｌｐｒｏｔｏｔｙｐｅｗａｓｂｕｉｌｔｆｏｒｊｏｉｎｔｓｉｍｕｌａｔｉｏｎａｎｄｔｈｅｌａｎｄｉｎｇｄｙｎａｍｉｃｃｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃｓｗｅｒｅｓｔｕｄｉｅｄ．Ｔｈｅｒｅｓｕｌｔｓｓｈｏｗｔｈａｔｔｈｅｍｏｄｅｌｈａｓｈｉｇｈａｃｃｕｒａｃｙ，ａｎｄｔｈｅｄｅｖｅｌｏｐｅｄｌａｎｄｉｎｇｇｅａｒｄｅｖｉｃｅｈａｓｇｏｏｄｂｕｆｆｅｒｐｅｒｆｏｒｍａｎｃｅ．Ｉｔｍｅｅｔｓｔｈｅｄｅｓｉｇｎｒｅｑｕｉｒｅｍｅｎｔｓａｎｄｈａｓｃｅｒｔａｉｎｅｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇａｐｐｌｉｃａｔｉｏｎｖａｌｕｅ．Ｋｅｙｗｏｒｄｓ：Ｌａｎｄｉｎｇｇｅａｒ；Ｂｕｆｆｅｒ；Ｄｒｏｐｔｅｓｔ；Ｓｉｍｕｌａｔｉｏｎａｎａｌｙｓｉｓ０㊀前言起落架是飞行器重要的部件之一，飞行器起降及地面滑跑等高事故率阶段的功能实现均需要起落架发挥功效［１］，因此需对起落架进行合理的设计以保障飞行器的安全起降［２］㊂美军将全机落震试验作为现代飞行器设计制造过程中必经的流程之一，并对如Ａ⁃７㊁Ｆ⁃８㊁Ｆ⁃３５等多款型号在装飞机进行了全机落震试验㊂然而作为大型动态试验，由于其试验规模及技术壁垒，全世界仅美国有能力独立进行全机落震试验，国内学者在全机着陆载荷和动态响应预计方面，大多针对目标飞行器特点进行理论研究［３－６］㊂本文作者针对某无人机机型的起落架系统，在经典二质量块起落架落震微分方程的基础上建立更加真实模拟起落架落震运动过程的动力学模型［７－９］，并将ＣＡＴＩＡ中建立的起落架ＣＡＤ模型导入到ＡＤＡＭＳ中进行落震动力学仿真㊂㊀图１㊀某型飞机主起落架ＣＡＤ模型１㊀飞机主起落架虚拟样机ＣＡＤ建模根据目标机型全机设计要求，在符合布局㊁收放㊁承载等设计要求的基础上完成了主起落架的零部件设计，主起落架ＣＡＤ模型如图１所示㊂２ 飞机主起落架落震动力学建模文中目标机型采用后三点式起落架布局，主起落架需要承载总载荷的８０％ ９５％㊂为了真实模拟主起落架着陆撞击时机体的动力学特性，可以以三质量块等效模型为基础进行建模，模型受力示意如图２所示㊂图２中从下至上，分为机轮轮胎模型㊁缓冲支柱㊁缓冲器油缸及顶端用于模拟飞机等效气动升力造成载荷变化的阻尼活塞模型四部分㊂其中，Ｐｗ为机轮轮胎的压缩力；Ｐｓｈ为缓冲支柱的轴向力；Ｐｆｒ为缓冲器的摩擦力；Ｐｄ为阻尼活塞中的等效气动升力㊂机轮轮胎气动压力的表达式为Ｐ１ｗ＝０Ｐｗ０éëêêêùûúúú㊀㊀Ｐｗ（δ）＝ｋδ（１－δ／δｍａｘ）α其中：ｋ是轮胎的刚度；δ是气动压缩率；δｍａｘ是最大气动压缩率；α是考虑气动非线性的压缩系数，α＝０ ０ ５㊂缓冲支柱结构如图３所示，则缓冲支柱中的轴向力的表达式为Ｐ２ｓｈ＝Ｐ（ｘ）ｓｈＰ（ｙ）ｓｈｘｐｒ２Ｐ（ｙ）ｓｈ－ｙｐｒ２Ｐ（ｘ）ｓｈéëêêêêùûúúúúＰ３ｓｈ＝－Ｐ（ｘ）ｓｈ－Ｐ（ｙ）ｓｈ－ｘｐｒ３Ｐ（ｙ）ｓｈ＋ｙｐｒ３Ｐ（ｘ）ｓｈéëêêêêùûúúúúＰ（ｘ）ｓｈＰ（ｙ）ｓｈéëêêùûúú＝Ｐｓｈ（ｓ，ｓᶄ）ｌ㊀㊀ｌ＝ｒＰ２－ｒＰ３其中：Ｐｓｈ是缓冲器中轴向力的大小；ｌ是连接缓冲器施加力的两个点之间的距离；ｓ是缓冲器负载状态的压缩变形量，ｓ＝ｌ０－ｌ；ｌ０是无负载工作状态下缓冲器的行程；ｓᶄ是有负载工作条件下，缓冲器的行程变化加速度㊂图２㊀某型飞机主起落架㊀图３㊀某型飞机主起落架㊀㊀受力分析示意缓冲支柱剖面图减震器中的轴向力Ｐｓｈ的大小由下式确定：Ｐｓｈ（ｓ，ｓᶄ）＝［１＋μｓｇｎ（ｓᶄ）］ｐ１Ｆ＋ζｐρＦ３（ｓᶄ）２２ｆ２ｐ＋ζｓρＦ３３（ｓᶄ）２２ｆ２ｓ－Ｐｕｎｌｏａｄ（ｓ）其中：Ｆ是缓冲支柱的活塞杆推力；Ｆ３是回油腔（腔室３）的横截面面积；μ是缓冲器外筒内壁与活塞杆外壁间的摩擦因数；ｆｐ是空气腔（腔室１）和油液腔（腔室２）之间的油孔面积；ｆｓ是回油腔和空气腔之间的回油孔２的面积；ζｐ＝２㊁ζｓ＝１ ７分别是回油腔和空气腔㊁油液腔之间的节流流体流动的阻力系数；ρ是缓冲器腔体油液密度；Ｐｕｎｌｏａｄ是模拟飞机等效气动升力的阻尼活塞中的弹簧力；ｐ１是空气腔中的气压，计算公式为ｐ１＝ｐ０１／１－ｓＦ／Ω０１()χ其中：ｐ０１是空气腔内的初始压力；Ω０１是空气腔的初始体积；χ１是气体多变指数㊂可以根据以下方程，通过控制油液腔和空气腔之间的调节油针的截面积来调控缓冲器的压缩：ｆｖζｐρＦ３（ｓᶄ）２ｓｇｎ（ｓᶄ）２ｆ２ｐ－ｓｖＣｓｐｒ－Ｐｓｐｒ０＝０；ｆｐ＝ｆｐ１＋ｆｐ２其中：ｆｖ是有效压油面积；ｓｖ是调节油针行程；Ｃｓｐｒ是缓冲支柱空气弹簧刚度；Ｐｓｐｒ０是空气弹簧预压力；ｆｐ１是回油腔和空气腔之间主油孔的面积；ｆｐ２是回油腔和空气腔之间边油孔的面积㊂依据局部压力损失理论，油液阻尼器中的力为Ｐ４ｄ＝０Ｐｄ０éëêêêùûúúú㊀㊀Ｐｄ（ｓ，ｓᶄ）＝２１＋μｄｓｇｎ（ｓᶄ）[]Ｆｄｐｄ０１－ｈＦｄΩｄ０æèçöø÷χ其中：Ｆｄ是阻尼器的活塞面积；μｄ是阻尼器的摩擦因数；ｐｄ０是缓冲器油液腔的初始压力；Ωｄ０是缓冲器油液腔的初始体积；χｄ是气体多变指数㊂缓冲器中由于滑动产生的摩擦力为Ｐ３ｆｒ＝０Ｐｆｒ０éëêêêùûúúú㊀㊀Ｐｆｒ＝Ｐｆｒ０＋ｋＰｙ()ｓｇｎ（ｈᶄ）其中：Ｐｆｒ０是摩擦力的恒定分量；Ｐｙ是起落架施加在落震支架上的力；ｋ是起落架与落震支架存在倾斜条件下摩擦因数的大小㊂运动方程如下：Ｍａ－Ｆ－ＪＴλ＝０㊂其中：ａ是加速度矢量；Ｍ是对角质量矩阵㊂Ｍ＝Ｍ１００００Ｍ２００００Ｍ３００００Ｍ４éëêêêêêùûúúúúú＝ｍｉ０００ｍｉ０００Ｉｉéëêêêêùûúúúú㊃２４１㊃机床与液压第４９卷其中：Ｉｉ是第ｉ个物体的惯性矩㊂３㊀飞机后起落架虚拟样机ＣＡＤ建模根据总机设计需要，尾翼整体分为两部分，腹鳍部分与机身连接，另一部分通过一根长轴与机身连接，对称分布在机身两侧，该部分尾翼相对机身可在俯仰方向旋转，转动角度为０ʎ ９０ʎ㊂考虑到纵向静稳定性㊁气动效率及飞机的轻量化设计，该机腹鳍采用全动腹鳍，位于后机身腹部，地面滑行与巡航飞行时通过舵机驱动全动腹鳍偏转，同时根据小型化设计原则，将后起落架安装在腹鳍内，其缓冲支柱与腹鳍主轴同轴，后起落架类型选择摇臂式起落架，其ＣＡＤ模型如图４所示㊂图４㊀某型飞机后起落架虚拟样机ＣＡＤ模型４㊀飞机后起落架动力学建模依据摇臂式起落架的结构特点，侧向载荷对缓冲支柱的影响很小，几乎可忽略不计，并且落震过程中，侧向载荷常依据垂直载荷进行推导，故而文中建立的如图５所示的摇臂式后起落架力学模型中未将侧向载荷列入考虑范畴，以简化计算模型㊂图５㊀某型飞机后起落架计算模型计算模型基于经典二质量块模型，质量ｍｄ分为两部分，一部分为包括飞机机体及与机体固连的起落架质量的弹性支撑质量ｍｓ；另一部分为包括起落架摇臂质量ｍｐ及以轮轴为中心的机轮质量ｍｋ的非弹性支撑质量ｍ㊂模型中升力Ｙ和阻力Ｘ为固定常数值，则有：Ｙ＝Ｌ（ｍｓ＋ｍｐ＋ｍｋ）Ｘ＝Ｃｘ／Ｃｙ（ｍｓ＋ｍｐ＋ｍｋ）Ｌ其中：Ｃｘ／Ｃｙ表示飞机的升阻比㊂模型中忽略了空气阻力㊁飞机机身横向偏转运动及机轮阻尼特性，同时假设油液不可压缩㊂在上述计算模型中，可以认为缓冲支柱在压缩过程中只进行平移运动，飞机着陆瞬间及向后时刻，缓冲支柱和机轮开始压缩，则弹性支撑质量ｍｓ和非弹性支撑质量ｍｐ和ｍｋ之间的运动学关系如下：ｘ０＝０ｙ０＝０ｚ０＝０ìîíïïï；ｘ１＝０ｙ１＝ｙ１０ｚ１＝ｚ１０ìîíïïï；ｘ２＝ｘ２０－Δｘｙ２＝ｙ２０－Δｙｚ２＝ｚ２０－Δｚìîíïïï；ｘ３＝ｒ１３ｓｉｎ（ϕ＋ϕ０＋Δϕ）ｙ３＝ｙ１０＋ｒ１３ｃｏｓ（ϕ＋ϕ０＋Δϕ）ｚ３＝ｚ３０－Δｚ＝ｚ３０＋ｚｍìîíïïï式中：Δｘ＝ｘｍｓ－ｘｍｋ；Δｙ＝ｙｍｓ－ｙｍｋ；Δｚ＝ｚｍｓ－ｚｍｋ＝－ｚｍ㊂又ϕ＋ϕ０＝ａｒｃｃｏｓｙ２－ｙ１０ｒ１２，θ＝ａｒｃｔａｎｘ３ｙ３，令：ａ＝ｒ１２ｓｉｎ（ϕ＋ϕ０）ｂ＝ｒ１２ｃｏｓ（ϕ＋ϕ０）{推导得到：ｘｍｓ＝ｘｍｋ＋ｘ２０－ａｙｍｓ＝ｙｍｋ＋ｙ２０－ｙ１０－ｂ{ｘ㊃ｍｓ＝ｘ㊃ｍｋ－ｂϕ㊃ｙ㊃ｍｓ＝ｙ㊃ｍｋ＋ａϕ㊃{ｘ㊃㊃ｍｓ＝ｘ㊃㊃ｍｋ＋ａϕ㊃２－ｂϕ㊃㊃ｙ㊃㊃ｍｓ＝ｙ㊃㊃ｍｋ＋ｂϕ㊃２＋ａϕ㊃㊃{同理：ｘ４＝ｘ４０－Δｘᶄｙ４＝ｙ４０－Δｙᶄｚ４＝ｚ４０－Δｚᶄìîíïïï令Δｘᶄ＝ｘｍｓ－ｘｐ，Δｙᶄ＝ｙｍｓ－ｙｐ，Δｚᶄ＝ｚｍｓ－ｚｐｘ４＝ｒ１４ｓｉｎ（ϕ＋ϕ０）ｙ４＝ｙ１０＋ｒ１４ｃｏｓ（ϕ＋ϕ０）ｚ４＝ｚ４０－Δｚ＝ｚ４０＋ｚｐìîíïïï设：ｑ＝ｒ１４ｓｉｎ（ϕ＋ϕ０）ω＝ｒ１４ｃｏｓ（ϕ＋ϕ０）{则得：ｘｐ＝ｘｍｋ＋ｘ４０－ａｙｐ＝ｙｍｋ＋ｙ４０－ｙ１０－ω{ｘ㊃ｐ＝ｘ㊃ｍｋ－（ω＋ｂ）ϕ㊃ｙ㊃ｐ＝ｙ㊃ｍｋ＋（ａ＋ｑ）ϕ㊃{ｘ㊃㊃ｐ＝ｘ㊃㊃ｍｋ＋（ａ＋ｑ）ϕ㊃２－（ω＋ｂ）ϕ㊃㊃ｙ㊃㊃ｐ＝ｙ㊃㊃ｍｋ＋（ω＋ｂ）ϕ㊃２＋（ａ＋ｑ）ϕ㊃㊃㊃３４１㊃第８期齐浩等：飞机起落架落震动力学建模及仿真分析㊀㊀㊀式中：ｙｍｋ＝Ｄ／２－δ；（ｘ０，ｙ０，ｚ０）为点０坐标；（ｘ１，ｙ１，ｚ１）为点１坐标，初始坐标为（０，ｙ１０，ｚ１０）；（ｘ２，ｙ２，ｚ２）为点２坐标，初始坐标为（ｘ２０，ｙ２０，ｚ２０）；（ｘ３，ｙ３，ｚ３）为点３坐标，初始坐标为（ｘ３０，ｙ３０，ｚ３０）；（ｘ４，ｙ４，ｚ４）为点４坐标，初始坐标为（ｘ４０，ｙ４０，ｚ４０）；ｘｍｓ㊁ｙｍｓ㊁ｚｍｓ，ｘｍｋ㊁ｙｍｋ㊁ｚｍｋ和ｘｐ㊁ｙｐ㊁ｚｐ分别为弹性支撑质量㊁机轮质量和非弹性支撑质量在三坐标系方向的位移；δ为机轮垂直方向受载压缩量；Ｄ为机轮直径；ϕ０为摇臂与ｙ轴夹角；ϕ为摇臂转动角大小㊂则缓冲支柱在压缩过程中的瞬时长度为Ｌ＝ｘ２３＋ｙ２３＋ｚ２３缓冲支柱行程为ｕ＝Ｌ０－Ｌ式中：Ｌ０为缓冲支柱全伸长长度㊂由此可推导得到缓冲支柱压缩过程中的运动速度为ｕ㊃＝ｙ１０ｘ３Ｌϕ㊃－ｚ３０＋ｚｍｋＬｚ㊃ｍｋ当考虑支柱和机轮承受弯矩变形时如图６所示㊂图６㊀增加考虑因素后的某型飞机后起落架计算模型起转阶段运动方程：（１）两质量块同步运动阶段，只有机轮受载压缩，则：Ｙ㊃㊃ｍｓ＝Ｙ㊃㊃ｍｐ＝Ｙ㊃㊃ｍｋ＝－ｇ＋（Ｌ＋ｖ）（ｍｓ＋ｍｐ＋ｍｋ）摇臂水平加速度：Ｘ㊃㊃ｍｐ＝［－Ｆ１ｘ＋Ｆｓｓｉｎ（φ－ϕ）＋Ｆ２ｘ］／ｍｐ机轮水平加速度：Ｘ㊃㊃２＝（－Ｆ２ｘ＋Ｄ）／ｍ２机轮角加速度：ω㊃＝（Ｒ－δ）Ｄ／Ｉｍ机轮水平滑移速度：ε㊃ｘ＝－ｘ㊃ｍ２＋（Ｒ－δ／３）ω－－ｖｘ缓冲器行程：ｓ＝（－Ｙ２＋Ｙ４）／ｃｏｓϕ＋ｓ０缓冲器速度：ｓ㊃＝（－Ｙ㊃２＋Ｙ㊃４）ｃｏｓϕ（２）缓冲器开始压缩阶段，机轮继续承载压缩，则弹性质量的垂直加速度：Ｙ㊃ｍｓ＝（－Ｍｇ＋Ｌ＋Ｆ１ｙ）／ｍｓ摇臂的垂直加速度：Ｙ㊃㊃ｍｐ＝［－ｍｐｇ＋Ｆ２ｙ－Ｆｓｃｏｓ（φ－ϕ）－Ｆ１ｙ］／ｍｐ机轮的垂直加速度：Ｙ㊃㊃ｍｋ＝（－Ｆ２ｙ＋ｖ）／ｍｋ摇臂的水平加速度：Ｘ㊃㊃ｍｐ＝［Ｆｓｓｉｎ（φ－ϕ）－Ｆ１ｘ＋Ｆ２ｘ］／ｍｐ摇臂的角加速度：ω㊃ｙｂ＝ｄ２γｄｔ２＝［（Ｆ１ｙｓｉｎγ＋Ｆ１ｘｃｏｓγ）Ｌ２＋（Ｆ２ｙｓｉｎγ＋Ｆ２ｘｃｏｓγ）Ｌ１］／Ｉ２此时ω㊃和ε㊃ｘ同起转阶段相比未产生变化㊂回弹阶段系统运动方程：当ε㊃ｘ＝－ｘ㊃ｍ＋（Ｒ－δ／３）ω－－ｖｘ＝０时起转阶段结束，回弹阶段开始，由于Ｒ０的数值与δ／３相差较大，故将Ｒ－δ（ｔ＋Δｔ）／３约等于Ｒ－δ（ｔ）／３以方便计算，因此可得Ｙ㊃ｍｓ㊁Ｙ㊃㊃ｍｐ以及Ｙ㊃㊃ｍｋ与缓冲器压缩阶段相同㊂机轮的水平加速度：Ｘ㊃㊃ｍｋ＝－Ｆ２ｘ（Ｒ－δ／３）（Ｒ－δ）Ｉｍｋ＋ｍｋ（Ｒ－δ／３）（Ｒ－δ）机轮的旋转角加速度：ω㊃＝－Ｆ２ｘ（Ｒ－δ）Ｉｍ＋ｍｋ（Ｒ－δ／３）（Ｒ－δ）此时，Ｘ㊃㊃ｍｐ和Ｙ㊃㊃ｍｐ同起转阶段相比未产生变化㊂结束条件：缓冲器速度ｓ㊃＝０㊂求解滑跑运动方程时令着陆时起转阶段公式中ϕ＝０㊂５ 飞机着陆动态特性分析首先，在理想条件下，以主起落架机轮落地接触为过程分界，对飞机进行如图７所示的对称着陆动态特性分析，在主起落架两点接地过程时有：ｍｚ㊃㊃＝－２Ｆｓｚｃｏｓα＋Ｗ；Ｉｙω㊃飞＝－２ｂＦｓｚ式中：ｚ㊃㊃为飞机下沉加速度；Ｆｓｚ为缓冲支柱的支反力；α为飞机攻角；Ｗ为飞机等效重力；Ｉｙ为飞机俯仰转动惯量；ω㊃飞为飞机俯仰运动加速度；ｂ为主起落架到飞机重心的纵向距离㊂图７㊀飞机对称着陆主起落架接地时刻轴侧视图㊃４４１㊃机床与液压第４９卷主起落架与机体固连位置加速度：ｚ㊃㊃ｚ＝ｚ㊃㊃＋ｂω㊃飞＝－２Ｆｓｚｍｃｏｓα＋ｍｂ２Ｉｙæèçöø÷＋Ｗｍ（１）当将主起落架看作独立系统进行分析时：ｚ㊃㊃ｚ＝－Ｆｓｚｍ＋Ｗｚｍｚ（２）式中：Ｗｚ为将主起落架看作独立系统飞机的等效重力；ｍｚ为主起落架所承受的当量质量㊂当满足下面２个条件时，式（１）与式（２）相符：ｍｚ＝ｍ２㊃ｉ２ｙｂ２＋ｉ２ｙｃｏｓα㊀㊀㊀Ｗｚ＝Ｗ２㊃ｉ２ｙｂ２＋ｉ２ｙｃｏｓα式中：ｉｙ为飞机的转动半径，ｉｙ＝Ｉｙ／ｍ㊂第二阶段为在后起落架机轮落地接触后，飞机后起落架与机体固连位置加速度为ｚ㊃㊃ｈ＝ｚ㊃㊃＋ａω㊃飞式中：ａ是后起落架到飞机重心的纵向距离㊂三点接地后：ｍｚ㊃㊃＝－２Ｆｓｚｃｏｓα－２Ｆｓｈｃｏｓα＋ＷＩｙω㊃飞＝－２Ｆｓｚｂ＋Ｆｓｈａ式中：Ｆｓｈ为飞机后起落架缓冲器的支反力㊂则后起落架与机体固连位置加速度为ｚ㊃㊃ｈ＝－２Ｆｓｚｍｃｏｓα＋ａｂｉ２ｙæèçöø÷－Ｆｓｎｍｃｏｓα＋ａｂｉ２ｙæèçöø÷＋Ｗｍ然而在真实飞行状态下，飞机着陆往往是非对称着陆㊂非对称着陆情况下，飞机首先由单点接地，如图８㊁图９所示㊂此时，为单主轮接地阶段，则有：ｍｚ㊃㊃＝－Ｆｓｚ１ｃｏｓβｃｏｓα＋ＷＩｙω㊃飞ｙ＝－ｂＦｓｚ１ｃｏｓβＩｘω㊃飞ｘ＝－ｃＦｓｚ１ｃｏｓα式中：Ｉｘ为飞机滚转转动惯量；β为滚转角；ω㊃飞ｙ和ω㊃飞ｘ分别为飞机俯仰和滚转运动的角加速度；ｃ为主起落架到重心的展向距离㊂则先接地的主起落架与机体固连位置加速度为ｚ㊃㊃ｚ１＝ｚ㊃㊃＋ｂω㊃飞ｙ＋ｃω㊃ｘｚ㊃㊃ｚ１＝－Ｆｓｚ１ｍｃｏｓβｃｏｓα＋ｂ２ｉ２ｙｃｏｓβ＋ｃ２ｉ２ｘｃｏｓαæèçöø÷令：Ｗｚ１＝Ｗｍｚ１ｍｍｚ１＝ｍｃｏｓβｃｏｓα＋ｂ２ｉ２ｙｃｏｓβ＋ｃ２ｉ２ｘｃｏｓα图８㊀飞机非对称着陆单个主起落架接地时刻正视图图９㊀飞机非对称着陆单个主起落架接地时刻侧视图后触地的主起落架与机体固连位置加速度：ｚ㊃㊃ｚ２＝－Ｆｓｚ１ｍｃｏｓβｃｏｓα＋ｂ２ｉ２ｙｃｏｓβ－ｃ２ｉ２ｘｃｏｓαæèçöø÷＋Ｗｍ当另一侧的主起落架机轮触地后，有：ｍｚ㊃㊃＝－（Ｆｓｚ１＋Ｆｓｚ２）ｃｏｓβｃｏｓα＋ＷＩｙω㊃飞ｙ＝－ｂ（Ｆｓｚ１＋Ｆｓｚ２）ｃｏｓβＩｘω㊃飞ｘ＝ｃ（－Ｆｓｚ１＋Ｆｓｚ２）ｃｏｓα式中：Ｆｓｚ２为后触地主起落架缓冲器的支反力㊂此时两侧主起落架与机体固连位置加速度分别为ｚ㊃㊃ｚ１＝－Ｆｓｚ１ｍｃｏｓβｃｏｓα＋ｂ２ｉ２ｙｃｏｓβ＋ｃ２ｉ２ｘｃｏｓαæèçöø÷－Ｆｓｚ２ｍｃｏｓβｃｏｓα＋ｂ２ｉ２ｙｃｏｓβ－ｃ２ｉ２ｘｃｏｓαæèçöø÷＋Ｗｍｚ㊃㊃ｚ２＝－Ｆｓｚ１ｍｃｏｓβｃｏｓα＋ｂ２ｉ２ｙｃｏｓβ－ｃ２ｉ２ｘｃｏｓαæèçöø÷－Ｆｓｚ２ｍｃｏｓβｃｏｓα＋ｂ２ｉ２ｙｃｏｓβ＋ｃ２ｉ２ｘｃｏｓαæèçöø÷＋Ｗｍ通过如图１０（ａ）所示的虚拟样机数字仿真求得飞机的下沉速度，取整为３ｍ／ｓ㊂㊃５４１㊃第８期齐浩等：飞机起落架落震动力学建模及仿真分析㊀㊀㊀图１０㊀飞机下沉速度仿真及结果文中目标机型采用后三点式起落架，主起落架承载远大于后起落架，因此仅对主起落架进行落震仿真试验，得到如图１１㊁１２所示的落震结果参数㊂图１１㊀主起落架缓冲器行程及压缩速度曲线图１２㊀主起落架缓冲器功量图将起落架落震仿真结果与全机非对称着陆时主起落架着陆仿真结果进行数据处理，得到如图１３㊁１４所示的验证对比曲线，对比结果表明：主起落架的动态响应吻合较好，表明文中所建立的飞机主起落架落震动力学模型符合要求㊂图１３㊀主起落架缓冲器功㊀㊀图１４㊀主起落架缓冲器行程量验证对比曲线和时间验证对比曲线６㊀结论本文作者在所建立的包含模拟飞机等效气动升力造成载荷变化的阻尼及缓冲支柱摩擦力的起落架落震动力学模型和虚拟样机ＣＡＤ模型的基础上，基于刚性简化的机身模型，进行了目标机型起落架系统的落震仿真试验，验证了在着陆过程中起落架系统吸收功量㊁过载和使用行程等参数满足设计要求㊂通过对目标机型全机身非对称着陆性能动力学分析，验证了该数字化虚拟样机可以较准确地模拟目标机型起落架着陆过程的动态响应，证明了研究手段的可行性及建模方式的准确性，文中所述方法可以应用到其他类型飞机的起落架系统仿真分析中㊂参考文献：［１］何磊．歼⁃１５舰载机起落架动力学仿真分析与试验研究［Ｄ］．沈阳：沈阳航空航天大学，２０１７．ＨＥＬ．ＤｙｎａｍｉｃｓｉｍｕｌａｔｉｏｎａｎａｌｙｓｉｓａｎｄｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔａｌｓｔｕｄｙｏｎｆｌｙｉｎｇｌａｎｄｉｎｇｇｅａｒｏｆＪ⁃１５ｃａｒｒｉｅｒ［Ｄ］．Ｓｈｅｎｙａｎｇ：Ｓｈｅｎｙ⁃ａｎｇＡｅｒｏｓｐａｃｅＵｎｉｖｅｒｓｉｔｙ，２０１７．［２］窦炳耀，雷武涛，王维军．面向方案设计的倾转旋翼飞机短距起飞性能［Ｊ］．科学技术与工程，２０１９，１９（７）：２７３－２７７．ＤＯＵＢＹ，ＬＥＩＷＴ，ＷＡＮＧＷＪ．Ｓｈｏｒｔｔａｋｅ⁃ｏｆｆｐｅｒｆｏｒｍ⁃ａｎｃｅｏｆｔｉｌｔ⁃ｒｏｔｏｒａｉｒｃｒａｆｔｄｕｒｉｎｇｃｏｎｃｅｐｔｕａｌｄｅｓｉｇｎｓｔａｇｅ［Ｊ］．ＳｃｉｅｎｃｅＴｅｃｈｎｏｌｏｇｙａｎｄＥｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇ，２０１９，１９（７）：２７３－２７７．［３］张沈瞳，黄喜平．基于虚拟样机技术的典型民用飞机起落架多体动力学联合仿真［Ｊ］．机床与液压，２０１７，４５（１３）：１４６－１５１．ＺＨＡＮＧＳＴ，ＨＵＡＮＧＸＰ．Ｃｏ⁃ｓｉｍｕｌａｔｉｏｎｏｆｍｕｌｔｉ⁃ｄｙｎａｍｉｃｌａｎｄｉｎｇｇｅａｒｓｙｓｔｅｍｏｆｔｙｐｉｃａｌｃｉｖｉｌａｉｒｃｒａｆｔｂａｓｅｄｏｎｖｉｒｔｕａｌｐｒｏｔｏｔｙｐｉｎｇ［Ｊ］．ＭａｃｈｉｎｅＴｏｏｌ＆Ｈｙｄｒａｕｌｉｃｓ，２０１７，４５（１３）：１４６－１５１．［４］印寅，聂宏，魏小辉，等．多因素影响下的起落架收放系统性能分析［Ｊ］．北京航空航天大学学报，２０１５，４１（５）：９５３－９６０．ＹＩＮＹ，ＮＩＥＨ，ＷＥＩＸＨ，ｅｔａｌ．Ｒｅｔｒａｃｔｉｏｎｓｙｓｔｅｍｐｅｒｆｏｒｍ⁃ａｎｃｅａｎａｌｙｓｉｓｏｆｌａｎｄｉｎｇｇｅａｒｗｉｔｈｔｈｅｉｎｆｌｕｅｎｃｅｏｆｍｕｌｔｉｐｌｅｆａｃｔｏｒｓ［Ｊ］．ＪｏｕｒｎａｌｏｆＢｅｉｊｉｎｇＵｎｉｖｅｒｓｉｔｙｏｆＡｅｒｏｎａｕｔｉｃｓａｎｄＡｓｔｒｏｎａｕｔｉｃｓ，２０１５，４１（５）：９５３－９６０．［５］魏小辉，聂宏．基于降落区概念的飞机起落架着陆动力学分析［Ｊ］．航空学报，２００５，２６（１）：８－１２．ＷＥＩＸＨ，ＮＩＥＨ．Ａｎａｌｙｓｉｓｏｆｌａｎｄｉｎｇｉｍｐａｃｔｆｏｒｃｅｏｆａｉｒｃｒａｆｔｌａｎｄｉｎｇｇｅａｒｓｂａｓｅｄｏｎｔｈｅｃｏｎｃｅｐｔｉｏｎｏｆｌａｎｄｉｎｇａｅｒａ［Ｊ］．ＡｃｔａＡｅｒｏｎａｕｔｉｃａｅｔＡｓｔｒｏｎａｕｔｉｃａＳｉｎｉｃａ，２００５，２６（１）：８－１２．［６］ＮａｖａｌＡｉｒＥｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇＣｅｎｔｅｒ．Ａｉｒｐｌａｎｅｓｔｒｅｎｇｔｈａｎｄｒｉｇｉｄ⁃ｉｔｙ，ｇｒｏｕｎｄｌｏａｄｓｆｏｒｃａｒｒｉｅｒ⁃ｂａｓｅｄａｉｒｃｒａｆｔ：ＭＩＬ－Ａ－８８６３（ＡＳＧ）［Ｓ］，１９６０．［７］姚念奎，周栋．固定翼舰载机的全机落震试验［Ｊ］．飞机设计，２０１４，３４（４）：３１－３６．ＹＡＯＮＫ，ＺＨＯＵＤ．Ｆｕｌｌ⁃ｓｃａｌｅｄｒｏｐｔｅｓｔｏｆｆｉｘｅｄ⁃ｗｉｎｇｃａｒｒｉ⁃ｅｒ⁃ｂａｓｅｄａｉｒｃｒａｆｔ［Ｊ］．ＡｉｒｃｒａｆｔＤｅｓｉｇｎ，２０１４，３４（４）：３１－３６．［８］郝现伟，李铎，魏双成，等．摇臂式起落架无人机地面滑跑数学模型与仿真［Ｊ］．电光与控制，２０１９，２６（６）：２７－３３．ＨＡＯＸＷ，ＬＩＤ，ＷＥＩＳＣ，ｅｔａｌ．ＭａｔｈｅｍａｔｉｃａｌｍｏｄｅｌｉｎｇａｎｄｓｉｍｕｌａｔｉｏｎｏｆｔａｘｉｉｎｇｏｆＵＡＶｓｗｉｔｈａｒｔｉｃｕｌａｔｅｄｌａｎｄｉｎｇｇｅａｒ［Ｊ］．ＥｌｅｃｔｒｏｎｉｃｓＯｐｔｉｃｓ＆Ｃｏｎｔｒｏｌ，２０１９，２６（６）：２７－３３．［９］周蜜，周斌．基于ＡＤＡＭＳ／Ａｉｒｃｒａｆｔ的摇臂式起落架落震动力学仿真分析［Ｊ］．科技广场，２０１６（３）：６４－６７．ＺＨＯＵＭ，ＺＨＯＵＢ．ＤｙｎａｍｉｃｄｒｏｐｓｉｍｕｌａｔｉｏｎａｎｄａｎａｌｙｓｉｓｏｆｔｈｅａｒｔｉｃｕｌａｔｅｄｌａｎｄｉｎｇｇｅａｒｂａｓｅｄｏｎＡＤＡＭＳ／Ａｉｒｃｒａｆｔ［Ｊ］．ＳｃｉｅｎｃｅＭｏｓａｉｃ，２０１６（３）：６４－６７．（责任编辑：张楠）㊃６４１㊃机床与液压第４９卷。
飞机起落架落震仿真及缓冲器优化分析
飞机起落架落震仿真及缓冲器优化分析摘要：通过对飞机主起落架缓冲支撑的受力分析，提出了基于 LMS软件的起落架降落动力学分析模型，并对其进行了模拟和参数优化。
通过数值模拟和实验数据的对比，得到了很好的一致性，对参数的优化设计具有一定的指导意义。
本文的研究结果显示，应用 LMS软件进行飞机起落架的动态模型及最优解，对于工程应用有一定的指导意义。
关键词：起落架；落震；仿真分析；优化分析；LMS前言：虚拟样机技术是在八十年代随着计算机技术的发展而兴起的一门新技术。
在此基础上，工程师通过电脑对原型进行仿真，并对其进行各种动力学特性的分析，之后对其进行改进，使其以数字方式取代了传统的实物样机试验。
从而大大缩短了机械产品的设计和研发周期，降低了相应的设计和研发群花费的资金。
LMS虚拟实验室是一套完整的模拟机械系统的动态和负载的综合解决方案，具有很强的界面，可以与各种 CAD模型进行数据的交流。
该软件还内置了 CATIA的三维实体建模工具，使其能够与 CATIA进行无缝连接，便于在实体建模和分析模型之间进行转换，使用 LMS Virtual. Lab Standard Motion，通过 CATIAV5，用户可以通过 CATIAV5的充分整合 CAD引擎，迅速建立和改善其机械系统的虚拟原型，增强了虚拟实验的沉浸和交互能力。
一、起落架落震仿真模型起落架的缓冲区是起落架减震性能的重要因素，缓冲区是起落架的重要组成部分。
起落架缓冲器的承载能力分为两个方面：缓冲支撑轴向负荷和机轮垂直负荷。
1.缓冲器支柱轴力一般，在油气式缓冲器中，在对其所需要接受的轴向力进行计算时可以用下列公式，一般表示为：Fs=FL+ + Fa+ FA+Ff，（1）结构限制力一般在计算结构限制力的时候会应用以下公式：F=其中每一个字母都有其具体表示的含义，所表示的是缓冲器在运行过程中轴向的拉压刚度；则表示的是缓冲器在运行过程当中的最大行程，而S则表示的是缓冲器的具体行程。
大型民机起落架着陆性能仿真分析与优化设计
近年来 ， 对 起 落 架 缓 冲 性 能 的 优 化 设 计 问 针
题， 研究 者 们开展 了一 些 探 索性 的研 究 。晋 萍 对 变油孑 缓 冲器 的初 始 压 力 、 孔 面 积 和 油 针最 底 端 Ｌ 油 截 面半 径 进 行 了参 数 优 化 。 陶 小 将 ｌ 和 蔺 越 国『 ４ ５ ］
了优 化 设 计 ， 得 了 良好 的效 果 ， 有 一定 的 工程 参考 价 值 。 取 具
关键词
起 落架
快速设计
落震仿真 文献标志码
优 化设计 Ａ
中图法分类号
Ｖ ２． ； ２ ６ ２
起落 架 缓 冲性 能 设 计 是 起 落 架设 计 的核 心 问
题 ， 有 良好 缓 冲性 能 的 起 落 架 ， 能 使 飞 机 在 着 具 才 陆 、 跑和 地 面 操 纵 过 程 中 具 有 较 低 的疲 劳 载 荷 、 滑 较好 的稳定 性 、 适 性 和 较 高 的 可靠 性 ¨ 。起 落架 舒 缓 冲性 能 的 好 坏 主 要 依 赖 于 缓 冲器 的设 计 是 否 合 理， 而缓 冲 器 参 数 配 置 的恰 当 与 否 ， 缓 冲 性 能 有 对 着 决定性 的影 响 Ｊ 。 以前 ， 冲器 的结 构 和充 填 参 数 的计 算 主要 靠 缓 设 计人员 对 照 以前 的设 计 内容 或者 手 册 ， 纸 的 问题 在 于 速 度 慢 ， 求 设 要 计人 员具 有 一 定 的设 计 经 验 。本 文 结 合 需 求 开 发 出起 落架缓 冲器 参 数 快 速设 计 程 序 ， 便 经 验 欠 缺 方 的人 员进行 设计 ， 高方 案设计 阶段 的工作效 率 。 提
行 开发 。Ｄ ｌｈ 是 一种 基 于 Ｏ ｊｃ Ｐ ｓａ 语 言 的可 ｅ ｉ ｐ ｂｅｔ ａｃｌ
起落架落震缓冲性能优化分析
起落架落震缓冲性能优化分析作者：徐方舟张斌宋春雨来源：《科技创新与应用》2018年第05期摘要：针对某型飞机主起落架缓冲器，开展落震仿真研究，并就其落震轮胎跳离地面的缺点提出改进措施，并优化缓冲器充填参数及阻尼孔配置，从而解决了落震轮胎跳离地面现象，落震最大载荷由60443N降低至49206N，缓冲器效率由69%提升至78%，过载由3.67g降至2.9g。
关键词：起落架；缓冲器；动力学仿真中图分类号：V226 文献标志码：A 文章编号：2095-2945（2018）05-0032-02Abstract： In view of the main landing gear buffer of a certain aircraft， the simulation study of falling vibration is carried out， the improvement measures are put forward for the shortcoming of the landing tire jumping off the ground， and the filling parameters of the buffer and the configuration of damping hole are optimized. The maximum load of falling tire was reduced from 60443 N to 49206 N， the buffer efficiency was raised from 69% to 78%， and the overload decreased from 3.67 g to 2.9 g.Keywords： landing gear； buffer； dynamic simulation落震试验是验证飞机起落架缓冲性能的重要试验。
摇臂式起落架初始设计方法研究及性能仿真
点Ｂ
ｆ Ｘ Ｂ ￣
Ｉ Ｅ ｘ ｘ一 Ｅ ＬＥ Ｅ— ｌ ｚ ＝
Ｋ∞ ＝ 一 １ Ｋｏ ／ Ａ
点 Ｄ
Ｉ ＇ ￣ Ｄ ｉ
＝ 一
点 Ｅ
Ｏ Ａ斜 率
Ｂ Ｄ斜 率
备注
当 Ｋｓ ＞０时取 ＋， Ｋ Ｄ Ｄ 当 丑 ＜０时 取
研究方 向： 飞行器结 构设 计、 飞行 器结 构／ 构 系统可 靠性 分析 与 机 设计 、 飞行器结构强度 、 起落架虚拟仿真等 。
５４ ３６
科
学
技
术
与
工
程
１ １卷
点 ０
『Ｏ Ｘ ＝０ 【Ｄ ０一 １ ＝
点Ａ
ｆＡ ｘ ｘ ＝ ｊ＋２ ｚ ｚ ） — （０一 Ａｚ ＡＺ ２
ａ． ａ ｔ ｎ和 Ｌ ｍ ｇ ｅＬ ｂＡ Ｅ ｉ 的联 合仿真技术 ， 缓冲器性能进行虚拟落震 试验。结果表 明： １Ｌ ｂＭｏｏ ｉ ＭＳＩ ａｉ ． ａ Ｍ Ｓ ｎ ｍ 对 采用 气体状 态方 程
预估 的缓冲器参数 ， 比采 用压 缩比预估 的缓冲器参数更有 效； 对缓冲器油针截 面尺寸优 化， 缩短 了缓冲器行 程 ， 高 了缓冲器 提
效率 ， 降低 了缓 冲器 重 量 力 学
缓冲器
虚拟落震
联合仿真
尺 寸优化
中图法分类号 ：２ ６ １ Ｖ ２ ．；
文献标志码
Ａ
缓 冲器 吸收 飞 机着 陆 和滑 行 期 间 的动 能 ， 得 使 飞机 平 稳着 陆 和 滑 行 ， 吸 收 动 能 大 小 的 程 度 ， 其 即 缓 冲器效 率 ， 赖 于其 内部 结 构 尺 寸 。在 缓 冲器设 依 计 初 期 ， 当的结 构 参 数 预估 方 法 能 够 有 效 的缩 短 适 缓 冲器 设 计周 期 ， 用商 业 软 件 进 行 虚 拟 起 落 架 的 采 落震试 验 ， 既节 省 了 资 金 ， 加 速 了缓 冲 器 设 计 进 又 程 ， 为新 一 代 设 计 方 法 。在 起 落 架 建 模 方 面 ， 成 王 明义 … 、 为 民＿ 等利 用 能 量 守恒 建 立 了摇 臂式 起 孙 ２ 落 架 的动力 学模 型 ， 其求 解 复 杂 。Ｍｌｉｋ ， ｉ ｔ ｙ Ｂ等利 ｗｚ 用 二质 量块 模 型建 立 支 柱 式 起 落架 的动 力 学 模 型 ， 并 给 出多种 数值 解 法 ， 单 可靠 ］ 简 ３。 本 文首 先 建 立 了 基 于 二 质 量 块 模 型 的 摇 臂 式 起 落架 的动 力学 数 学 模 型 ， 用 压 缩 比和气 体 状 态 采 方程 分 别对缓 冲器结 构 参 数 进 行 预估 ， 利 用 Ｌ 并 ＭＳ
基于 Simulink的支柱式起落架落震仿真分析
基于 Simulink的支柱式起落架落震仿真分析摘要:本文研究了直升机支柱式起落架的落震仿真分析方法并在力学分析的基础上利用Simulink建立了落震仿真分析模型。
将仿真结果与试验数据对比后发现两者相吻合，故本文基于Simulink的起落架落震仿真分析理论和方法可信，可作为起落架设计人员的参考借鉴。
关键词:支柱式起落架；落震仿真；Simulink引言直升机起落架着陆性能评估是起落架研制过程中的重要环节之一,研发人员通过理论计算和落震试验对油气式起落架的填充参数等进行调整并验证其着陆性能。
在做性能计算时通常借助编程工具编写程序进行计算或者使用商业软件计算。
前者需要调试繁多的代码，比较不便，后者虽使用简单但用户不能自主控制算法且导航式建模建立的模型难与实际符合。
MATLAB中的Simulink是实现动态系统建模的仿真工具，其优点有：（1）可自由编写用户自定义模块;(2)模块输入/输出端口间可快速连接，实现参数和变量在模块之间传递;(3)丰富的库模块便于使用。
本文以支柱式起落架为例，应用Simulink进行落震仿真分析。
1.支柱式起落架结构及受力分析支柱式起落架结构简单，传力直接，其主要由缓冲器、扭力臂、机轮、轮胎等组成。
缓冲器控制着陆过载和吸收直升机着陆能量，其运动方式为缓冲器活塞杆和外筒之间沿轴向相对运动。
为分析起落架着陆过程中各部分的运动和受力情况，现将机体和起落架的质量简化为集中质量（如图2所示），其中包括：1）弹性支承质量m：位于缓冲器空气弹簧之上，为起落架所分配的机体减缩质量与外筒质量之和；2）非弹性支承质量mk：集中于轮轴中心，包括活塞杆、刹车装置、机轮、轴座等质量。
本文仅考虑前飞速度为零的工况，故y方向据牛顿第二定律可得：,,式中L为旋翼升力系数，SH为缓冲器行程，其它参数见如图1。
图1 起落架受力分析2、缓冲器载荷缓冲器主要由外筒、活塞杆、柱塞组件、节流阀和高、低压浮动活塞等组成。
缓冲器压缩过程分为单腔压缩和双腔压缩两个阶段，需分段计算。
低温落震缓冲性能的影响探究
机械设计与制造工程Machine Design and Manufacturing Engineering 2021年4月第50卷第4期Apr. 2021Vol. 50 No. 4DOI ： 10. 3969/j. issn. 2095 - 509X. 2021.04. 015低温落震缓冲性能的影响探究辛艳，延杰（中航西飞民用飞机 责任公司，陕--安710059）摘要：应用LMS 软件的Virtual Lab. Motion 模块建立了主起落架缓冲系统落震仿真动力学模型。
通过对低温情况进行落震仿真，得到地面垂直载荷、缓冲器行程随时间的变化曲线，以及低温情况下的功量图。
结合常温仿真 和同类机型的实 况，得出缓冲器低温设计时需点考虑的因素。
关键词：低温； 仿真；油液阻尼；缓冲；性能中图分类号:V226 文献标识码:A 文章编号：2095 -509X （2021）04 -0053 -04机 用来吸 与 以及与时所产生的垂直 能量，起性能的 直接 机的起降性能'1_2（o器的 机时可能遇到的各条件，其中温度对 程的 为明，从而也的吸能效率。
器计时高温和低温两个极限温度。
本文应用LMS 软件的Virtual Lab. Motion 模块性能仿真，通过对低温情况的落震仿真 ，探 温时不同于常温下的影响因素和参数，得出飞机在低温运营时的设计因素和参数。
1动力学仿真分析模型建立对 机的 建模，该机为单气腔式器,气腔充填参数如下:初始充气压力（° =3.5 X106 Pa ；气腔有效压气面积J = 0.014 115 m 2 ；气腔初始容积-0 =0.004 671 m 3;气腔压缩多变指数为1.0。
为腔式 器， 为变油孔， 为变截 。
正、程时过流 为减去，器行程的变化而变化。
侧共24个,均为常 。
程时，侧 中的22个参与过流，同时在22个下端，套筒的外径与挡圈的内径形成的隙也阻尼作用；程时，侧的24个油孔均参与过流，同时挡圈上的端口间隙也阻尼作用。
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缓冲器落震仿真分析方法
文章阐述基于LMS Motion和AMESim的缓冲器落震仿真分析方法，并通过某型飞机尾撬落震试验数据论证了该方法的可行性。
结果表明：仿真数据可以与试验数据向吻合，文章阐述的缓冲器落震仿真分析方法可行且有效，可以在其他油气式缓冲器设计中予以参考。
标签：落震；缓冲器；阻尼
前言
文章阐述并论证了一种缓冲器落震试验仿真分析方法，为油气式缓冲器缓冲性能设计提供方法与依据。
文章定义的缓冲器落震试验仿真分析方法适用于油气式缓冲器。
1 某型飞机落震试验结果
这里借鉴某型飞机尾撬缓冲器为例，属于典型的变油孔油气式缓冲器，所填充的气体为氮气（Ⅱ类工业氮气，纯度99.9%）。
落震试验包括2.56MPa、2.76MPa、2.96MPa、3.15MPa四種充压状态，0mm、50mm、100mm、150mm四种不同投放高度，1499kg、2003kg、2507kg三种投放重量下进行试验。
2 油气式缓冲器理论基础
油气式缓冲器作为吸能耗能的主要部件，其缓冲性能主要由气体弹性特性和阻尼孔的阻尼特性决定。
2.1 气体弹性特性
气体弹性特性为气体输出载荷对缓冲器行程的曲线由式（1）确定。
（1）
其中，FGas为压缩气体的输出载荷，N；APneu为气体作用面积，m2，见式（2）；pt为t时刻缓冲器气腔压力，Pa，见式（3）。
（2）
其中，DoutSLT为活塞杆外径，m。
（3）
其中，p0为缓冲器气腔初始充气压力，Pa；V0为气腔初始充气体积，m3；S为缓冲器行程，m；？酌为气体多变指数；Aa为缓冲器活塞杆外截面面积，m2。
2.2 油孔阻尼特性
液压油流过主油腔和回油腔的阻尼孔，产生阻尼力，吸收缓冲器冲击能量。
缓冲器阻尼力计算见式（5）。
（5）
其中，Fh为油液阻尼力，N；DRF为阻尼孔的阻尼系数，N*s2/m2；S’为缓冲器活塞杆和外筒的相对运动速度，m/s；S’/|S’|为缓冲器油液阻尼力方向符号。
缓冲器阻尼系数DRF分压缩行程阻尼系数DRFinStroke和伸展行程阻尼系数DRFoutStroke，见式（6）和式（7）。
（6）
（7）
其中，DRFMain为主油孔阻尼系数，N*s2/m2；DRFRecoil，in为压缩行程回油孔阻尼系数，N*s2/m2；DRFRecoil，iout为伸展行程回油孔阻尼系数，N*s2/m2。
阻尼系数计算见式（8）。
（8）
其中，？籽为液压油密度，kg/m3；A V ol为油腔面积，m2；AOrif为油孔面积，m2；AHydr为阻尼力作用面积，m2；Cd为流量系数，取0.7。
对于主油孔，压缩和伸展行程中，阻尼系数相关参数计算见式（9）、式（10）、式（11）。
（9）
其中，Afix为定截面油孔的面积，m2；x为定截面油孔的个数；Dfix为定截面油孔的直径，m；Amet为变截面油孔的面积，m2。
（10）
其中，DinSLT为活塞杆内径，m；Dpin为油针直径，m。
（11）
对于回油孔，压缩和伸展行程中，阻尼系数相关参数计算见式（12）、式（13）、式（14）。
（12）
其中，Arec，fix为定截面回油孔面积，m2；Arec，free为自由孔（流体阻尼效应可忽略）面积，m2。
（13）
其中，DinMF为缓冲器外筒内径，m。
（14）
缓冲器阻尼特性与油孔的构型相关，设计员应根据实际情况，灵活运用上述表达式。
2.3 其他因素
缓冲器内摩擦力消耗一部分能量。
某型飞机尾撬缓冲器研究了气腔压力与内摩擦力的关系，结果表明：缓冲器内摩擦力关于气腔压力呈线性变化（见式15），线性度达0.979。
（15）
其中，Ff为缓冲器内摩擦力，N；Fa为缓冲器气腔作用力，N；k为平均摩擦系数，试验值为0.055；S’/|S|为摩擦力方向符号。
2.4 缓冲器作用力
综上，缓冲器作用力满足式（16）。
当缓冲器结构尺寸确定时，该作用力为缓冲器行程、缓冲器内外筒相对速度的函数。
（16）
3 某型飞机尾撬缓冲器
以某型飞机飞机尾撬缓冲器为例。
采用变油孔构型。
不具备自调节功能来降低或消除油针安装/制造偏心对缓冲性能的影响。
飞机尾撬缓冲器相关设计参数：
外筒：主要内径85.06mm内部安装油针底部安有球轴承；
内筒：内径64.54mm外径69.8mm
油孔盖：安装在内筒底端，内部大圆角R13mm，油孔直径10.8mm，上下各倒圆R3.5mm
油针：安装在外筒上，工作段长约106mm，直径线性变化，由7.84mm变化到10.12mm
文章件首先通过油针构型的唯一性，对试验数据进行验证与筛选，方法如下：
通过落震试验，获得了缓冲器行程的时域曲线，通过对其微分可求得缓冲器内外筒相对速度的时域曲线。
利用式（15），建立油针截面尺寸随缓冲器行程的关系，分析试验中投放质量2003kg的各工况油针尺寸，如图1所示。
根据图1可知，投放重量为2003kg的各工况，油针的直径收敛，并与实测值吻合。
4 落震仿真分析
某型飞机尾撬落震仿真模型分两部分，包括机构的动力学模型和缓冲器的液压模型。
尾撬动力学模型在LMS Motion模块中建立，定义各构件的质量和重心并添加彼此见的运动副，定义摇臂与试验台架的碰撞约束后，根据缓冲器输入载荷，可计算缓冲器两端的相对位移和相对速度。
缓冲器液压模型在LMS AMESim模块中建立，定义缓冲器的结构参数、填充参数以及液压油和填充气体属性，根据缓冲器两端相对位移和相对速度，可计算缓冲器输出载荷。
尾撬动力学模型和缓冲器液压模型通过数据接口，互换输入和输出，实现自定义时间内的实时仿真。
定义缓冲器结构参数，在AMESim模块中定义填充气体为氮气（Ⅱ类工业氮气，纯度99.9%），气体多变指数为1.05。
节油孔尺寸为各试验工况下的平均值；在Motion模块中定义投放质量和投放高度。
当投放质量为2003kg，在4种充气压力（2.56Mpa、2.76Mpa、2.96Mpa和3.15MPa）和3中投放高度（50mm，100mm和150mm）下，计算尾撬缓冲器性能。
计算结果及试验值对比如图2所示。
结果表明：仿真数据可以与试验数据向吻合，文章件阐述的缓冲器落震仿真分析方法可行且有效，可以在其他油气式缓冲器设计中予以参考。
5 结束语
文章件阐述基于LMS Motion和AMESim的缓冲器落震仿真分析方法，并通过某型飞机尾撬落震试验数据论证了该方法的可行性。
该方法仅为其他油气式缓冲器缓冲性能设计方法提供参考。
在后续工作中，将利用其他缓冲器落震试验数据继续修正该方法。
参考文献
[1]郝鹏飞，张锡文，何枫.小型液压缓冲器的动态特性分析[J].机械工程学报，2003，3.
[2]詹永麒，孙巍，张世华.液压缓冲器动态仿真[J].液压气动与密封，1996，1.
[3]张文斌，周晓军.液压缓冲器特性计算与仿真分析[J].农业机械学报，2008，7.
作者简介：刘杰（1979，11-），男，山东，单位：上海飞机设计研究院，工程师，研究方向：飞行器设计。