飞机起落架缓冲支柱参数化模型及优化分析_蔺越国1206

[7]。现取 S8 飞机起落架油孔面积 Aori 为设计变量，其变化 范围为 （84 mm2，100 mm2）。假设缓冲支柱的油液压缩系
数 Cd = 0.86，油液密度为 ρ =0.85×10-6 kg / mm3，油液腔的
内横截面积 Sflo ＝4780 mm2。由式（4）可推导出油液阻尼
力的表达式（10），
40
30
20
10
0
0
50
100 150 200 250 300 350
Stroke/mm
图 5 轮胎压缩量随行程变化曲线
1.5
Tire Force Vs. Stroke 1.0
Tire Force/×105N
0.5
0
0
50
100 150 200 250 300 350
Stroke/mm
图 6 轮胎垂直载荷随行程变化曲线
GZL (kg)
8733
表 1 S8 飞机输入参数表 VZL （mm / s）
86000
G's ( kg / s2 )
9.8
2.0 Oil-Damper Force Vs.Stroke
1.5
Force/×105N
1.0 图 1 起落架受力图
1.3 起落架模型
根据文献[1]提供的数据，利用 ADAMS 软件建立 S8 飞 机前起落架模型。坐标系的原点位于弹性质量的质心处，x 轴指向航向水平方向，y 轴指向右翼翼尖且垂直于弹性质量 的纵向对称面，z 轴垂直向上，整个坐标系相对于地面位置 不变。
0 0
60
Strut Force Vs.Stroke
50
100 150 200 250 300 350
Stroke/mm
图 4 缓冲支柱轴向力随行程变化曲线
仿真计算结果与试验结果的比较见表 2 所示，从表中可 知，起落架缓冲系统和缓冲支柱的主要性能指标如：垂直过 载、缓冲支柱行程、轮胎压缩量等的仿真结果与试验结果差 异很小，这说明仿真计算数据与试验结果具有较好的一致 性，因此，使用 ADAMS 软件进行起落架建模和仿真计算具 有较高的可信度。
起落架缓冲系统的充填参数如下：
0.5 0
-0.5 0
·2733·
50 100 150 200 250 300 350 Stroke/mm
图 3 油液阻尼力随行程变化曲线
第 20 卷第 10 期 2008 年 5 月
系统仿真学报
Vol. 20 No. 10 May, 2008
Force/×105N
2.5 2.0 1.5 1.0 0.5
阻尼力的表达式为（4），
Foil =
ρ
A3 flo
S
2C
2 d
A2 ori
S
(4)
式中，Aflo 为油液腔内横截面积；S 为缓冲支柱行程速率；ρ
为油液密度；Cd 为油液缩流系数；一般取 0.8－0.89；Aori 为
·2732·
第 20 卷第 10 期 2008 年 5 月
蔺越国, 等：飞机起落架缓冲支柱参数化模型及优化分析
Fs = Fair + Foil + Fstp + Ffrc
(1)
(1) 气体弹簧力 Fair ： 缓冲支柱的气体腔内，当活塞压缩气体时，假设腔内气
体与外界无热交换，则由热力学方程推得式（2），
(P0V )γ = const
(2)
式中， P0 为气体腔初始压力； V0 为气体腔内初始体积。 由式（2）推导出气体弹簧力的表达式（3），
Vol. 20 No. 10 May, 2008
油孔面积。
(3) 结构限制力 Fstp ：
⎧Kstp (−S )
S <0
Fstp
=
⎪ ⎨0
0 ≤ S ≤ Smax
(5)
⎪ ⎩
Kstp
(S
−
Smax
)
S > Smax
式中， Kstp 为结构间隙系数； S 为缓冲支柱行程； Smax 为 缓冲支柱最大行程。
1.2 轮胎垂直反力 V ：
轮胎压缩量 δ = Yd
(7)
轮胎压缩速率 δ = Yd
(8)
V = (1 + Cδδ)Cδ n
(9)
式中， Cδ 为轮胎垂直阻尼系数； C 为轮胎变形系数[2]。
起落架各部分作用力简图如图 1 所示。
最大压缩行程 Smax ＝327 mm； 缓冲支柱初始压力为 P0 ＝82×105 Pa ； 缓冲支柱初始容积为 V0 ＝1.14×106 mm3； 油液密度为 ρ =0.85×10-6 kg / mm3； 机轮尺寸规格：半径×宽度为 830×205 mm。 为了精确模拟起落架在落震过程的动态响应，通过修改 ADAMS 软件属性文件的形式，分别建立缓冲支柱和机轮模 型，然后利用各子结构连接处位移连续和力平衡条件组成起 落架整体结构模型，数值模型如图 2 所示[3 4]。
收稿日期：2007-02-10
修回日期：2007-04-30
基金项目：中国民航大学科研基金 (06kym10)
作者简介：蔺越国（1981-）, 男, 内蒙化德人, 硕士, 中国民航大学航
空工程学院教师, 研究方向为飞行器设计。
1.1 缓冲支柱轴向力
对于油-气式缓冲支柱，其所受的总轴向力 Fs 由 4 部分组
Foil = σ ⋅ S 2
(10)
式中，σ 为油液压力系数，随油孔面积的大小变化而变化，
将其正行程压缩行程设置为变量 DV_1，将其反行程伸张行
程设置为变量 DV_2，其变化范围如表 3 所示。
输入各参数变量的值后运行油液阻尼力函数，进行求解
摘 要：对飞机前起落架缓冲支柱进行受力分析，建立了飞机起落架缓冲支柱的参数化模型，然后进
行优化仿真计算，并以飞机前起落架缓冲支柱的油孔面积为设计参数，分析油孔面积的变化对起落架
缓冲支柱性能的影响。仿真分析结果与试验结果进行比较后，发现两者有着较好的一致性，计算结果
表明使用ADAMS 软件对飞机起落架进行参数化建模和优化分析，具有很好的工程参考价值。 关键词：飞机起落架；油孔面积；仿真分析；优化分析
第 20 卷第 10 期 2008 年 5 月
系 统 仿 真 学 报© Journal of System Simulation
Vol. 20 No. 10 May, 2008
飞机起落架缓冲支柱参数化模型及优化分析
蔺越国1，程家林2，冯振宇1，卢 翔1
（1. 中国民航大学航空工程学院, 天津 300300; 2.成都飞机工业集团有限责任公司技术中心, 成都 610092）
(1. College of Aeronautical Engineering, Civil Aviation University of China, Tianjin 300300, China; 2. Chengdu Technical Center of Aircraft Industrial Group Co. LTD, Chengdu 610092, China.)
Abstract: The force of airplane’s nose pillar landing gear was analyzed and a parameter model of landing gear was established, and a digital simulation for optimization analysis was presented to find out the influence of the absorber property when changing the area of the orifice. There is a good correspondence between the output curves and the experimental results. The results show that parameter optimization analysis of airplane’s landing gear may be useful for engineering applications. Key words: landing gear; area of orifice; simulation analysis; optimal analysis
由图 3 可知，油液阻尼力在缓冲支柱行程为 75 mm 左 右时达到最大值 198 kN，由图 4 可知缓冲支柱载荷在此时 也达到最大值 224 kN。
图 5 所示为轮胎的压缩量在此时达到其最大值 56 mm， 图 6 为轮胎垂直载荷此时达到最大值 113 kN，在轮胎接地 后缓冲支柱载荷迅速增大，第一次压缩后出现最大载荷。通 过分析计算曲线图可知，仿真结果与试验结果[5]在趋势上基 本一致。
Fair = Aair (P0 − Patm )γ =
Aair
⎡ ⎢ ⎢⎣
P0
⎛ ⎜ ⎝
V0
V0 − AairS
⎞γ ⎟ ⎠
⎤
−
Patm
⎥ ⎥⎦
(3)
式中， Aair 为气体腔内横截面积； S 为缓冲支柱行程； γ 为 气体多变指数； Patm 为大气压力。
(2) 油液阻尼力 Foil ：
当缓冲支柱的油孔面积为定值，不考虑侧油孔时，油液
从表 2 中可以看出，起落架系统重心位移、轮胎压缩量、 垂直过载等计算数据与试验结果都有较好的一致性。
3 起落架参数优化设计
飞机起落架缓冲系统中主要吸收能量的部分是缓冲支
柱，对于油-气式缓冲支柱[6]，其油液阻尼力和气体弹簧力决
定着缓冲支柱的性能。在起落架设计中，特别需要考虑缓冲
支柱油孔面积的变化范围对缓冲支柱油液阻尼效率的影响
水平方向弯曲弹簧 气体弹簧
非弹性质量 轮胎垂直弹簧和阻尼
机体质量 摩擦阻尼
油液阻尼
轮胎水平弹簧和阻尼
2 仿真分析
图 2 起落架模型
起落架模型建立并检查无误后，设置仿真时间 3s，仿真 时间步 Steps ＝ 300 帧，输入跑道地面谱和落震试验参数， 如表 1 所示，提交到 ADAMS / SOLVER 求解器进行动力学 分析计算。仿真计算完成后，利用后处理模块输出所需的测 量曲线，结果曲线如图 3-6 所示。
中图分类号：V 226
文献标识码：A
文章编号：1004-731X (2008) 10-2732-04
Parameter Modeling and Optimization Analysis for Landing Gear Absorber
LIN Yue-guo1, CHENG Jia-lin2, FENG Zhen-yu1, LU Xiang1
表 2 仿真计算结果与试验结果比较
使用功
缓 冲
项目
支 柱
过载
行程
缓 冲
过载
系 统
轮胎压缩
重心位移
计算 2.28 324 mm 2.28 56 mm 380 mm
试验 2.16 320 mm 2.40 62 mm 392 mm
Pen-Lenth/mm
50
Tire Pen-Lenth Vs.Stroke
(4) 缓冲支柱摩擦力 Ffrc ： 缓冲支柱摩擦力仅考虑其内部压力引起的摩擦力，则可
推得式（6），
Ffrc
=
πμ
Db
H
b
⎡ ⎢ ⎢⎣
P0
⎛ ⎜ ⎝
V0
V0 − Aair S
⎞γ ⎟ ⎠
⎤Biblioteka Baidu
−
Patm
⎥ ⎥⎦
⋅
S S
(6)
式中，μ 为轴套之间的摩擦系数；Db 为轴套的直径；Hb 为 轴套的高度； S 为缓冲支柱的行程。
引 言1
1 起落架缓系统受力分析
飞机实现起飞着陆的装置主要是起落架。起落架是飞机
起落架缓冲系统所受的载荷分为缓冲支柱轴向载荷和
在地面停放、滑跑、起飞、着陆时用于支撑飞机重量，承受 机轮垂直载荷 2 个部分。
相应载荷的装置。它能够消耗和吸收飞机在着陆和滑跑时的 撞击能量[1]。
起落架的主要作用包括以下 4 个方面： (1) 承受飞机在地面停放、着陆、滑跑时的重量； (2) 消耗或吸收飞机在着陆和地面滑跑时的撞击能量； (3) 实现飞机在地面滑跑时的控制和制动； (4) 减缓飞机滑跑时由于跑道不平导致的振动。 当飞机在着陆和滑跑过程中，其所受的气动升力小于飞 机的重力时，起落架会受到地面支撑力以及地面与机轮之间 的摩擦力共同作用，此时作用在起落架机轮上的力和相对于 飞机重心的力矩是飞机所受的合力和合力矩的一个重要组 成部分，对飞机起落架缓冲支柱的动态特性有重要的影响。 因此，研究起落架缓冲支柱在落震时的动力学性能，对于研 究飞机的缓冲系统在飞机着陆和滑跑过程中的减震性能有 重要的意义。本文通过对起落架进行受力分析，建立 S8 飞 机的前起落架动力学模型，应用 ADAMS 机械动力学分析 软件对起落架缓冲支柱进行建模和分析，并将计算结果与试 验结果进行对比。以缓冲支柱油孔面积作为设计变量进行参 数化建模，进行落震和优化分析计算，给出最优解。