月球探测器着陆腿动力学建模与仿真

在月球探测器多工况着陆仿真分析中,要求所建模型能够满足高效运算的需求。本文改进简化着陆腿有限元建模:分别采用壳单元、梁单元模拟着陆腿内外筒壁,充分考虑结构柔性以及筒壁间作用力;通过连接单元特性来表达缓冲材料的力学性能,减少了计算耗时;并采用隐式算法求解动力学方程,保证了计算精度。其中壳单元模型能够更全面地反映缓冲腿柔性变形对缓冲性能的影响;在考虑着陆腿柔性时,随着摩擦因数的增大,着陆腿缓冲性能随之下降。     

月球着陆器着陆性能及多因素影响分析

以某型号月球着陆器铝蜂窝缓冲软着陆腿为对象,研究了月球着陆器月面软着陆性能.采用非线性有限元方法,建立了月壤和着陆腿结构有限元模型,进行了单腿着陆冲击非线性动力学仿真分析,将仿真结果与试验及多刚体系统动力学分析结果比较.文中还研究了月壤模型和主辅支柱结构弹性对月球着陆器着陆性能的影响.结果表明:非线性有限元分析结果与实验结果吻合较好,优于多刚体系统动力学分析结果;着陆腿主支柱的结构弹性对着陆性能影响较大;月壤有限元模型的离散化对分析结果有一定影响.     

多腔体气囊式回收系统的着陆冲击动力学建模与分析

首先对深空探测气囊式回收系统的结构特性进行了分析,讨论了多腔体气囊系统动力学分析模型的构造思路。然后引入一维流管理论描述子气囊之间气体流动的通气孔。最后通过气囊式回收系统着陆冲击过程的仿真分析了通气孔面积对系统着陆缓冲性能的影响,验证了通气孔模型的有效性。分析结果表明,本文建立的动力学分析模型能够较为全面地反映出气囊式回收系统的着陆冲击过程,分析出回收系统的各项工作参数或环境因素对系统着陆缓冲性能的影响。     

月球着陆器软着陆稳定性关键影响因素分析

为了得到四腿悬架式着陆器软着陆稳定性判据及提高其软着陆稳定性,建立了软着陆过程动力学模型,在此基础上提出了软着陆稳定性相关判断准则,并于ADAM S中建立着陆器及月壤的参数化模型。通过软着陆动力学仿真,重点分析了着陆速度、月面倾角以及偏航角等参数对软着陆稳定性的影响。研究结果表明,采用对称模式着陆,竖直着陆速度不大于4 m/s,水平着陆速度不大于1 m/s,能够确保着陆器安全稳定地着陆,若沿月表斜坡着陆,尽量沿上坡方向着陆,且月表斜面坡度不宜大于10°。     

翼伞-载荷系统多体动力学仿真分析

翼伞具有良好的滑翔性、操纵性和稳定性,广泛应用于航天器精确着陆和定点回收。为进行归航控制算法设计,需对翼伞系统动力学特性进行深入研究。以一般翼伞-载荷系统为研究对象,采用拉格朗日乘子法建立了两体8自由度动力学仿真模型,对3个飞行工况进行了仿真分析,结果与相应的空投试验数据基本吻合,验证了仿真模型的有效性。     

新的被动自适应起落架缓冲器设计与着陆性能研究(英文)

研究了一种双腔双阻尼的被动式自适应缓冲器;给出了此缓冲器的数学模型,并基于动力学仿真软件ADAMS建立了该缓冲器的虚拟样机;分析了该缓冲器的着陆动态性能及其主要参数对全机着陆动态性能的影响.分析表明:在使用功条件下,自适应缓冲器的着陆性能比单腔变油孔缓冲器性能略好;而在粗暴着陆条件下,自适应缓冲器的过载远小于单腔变油孔缓冲器,起到主要减载作用.增大高压腔、低压腔体积或增加低压腔压力或减小高压腔压力均可使自适应缓冲器的过载减少.     

无人机滑橇着陆装置的动力分析

无人机滑橇着陆装置由滑橇、运动机构及油气减震器构成。Jindivik 无人机的滑橇着陆装置结构紧凑、简洁,在同类系统中具有一定的代表性及其独特之处。文中对该装置运动机构进行运动及动力学分析。通过构造该装置的动力学模型,对其着陆缓冲过程进行数学模拟,得出该装置运动关系及着陆缓冲过程的动态特性。分析计算的方法及结果,可供设计同类装置或方案选型时参考     

柔性飞机起落架改进设计

综合运用着陆响应模拟和优化设计方法以改进大柔性飞机起落架的设计.以弹性飞机的三质量块等效模型、油气缓冲器多方指数气体弹力模型、油气缓冲器速率平方油孔阻力模型和幂函数轮胎力模型模拟弹性飞机着陆动力学.考虑了大柔性飞机着陆撞击中的缓冲器最大行程、最大缓冲器力及机翼最大位移,对起落架参数进行优化设计.结果表明,大柔性飞机机体结构弹性对起落架参数设计有较大的影响,采用优化设计的油针式缓冲器可以改进起落架的着陆性能.     

航天飞机驮机空气动力学——航天飞机的空气动力学问题之七

根据美国航天飞机驮机空气动力学的研究结果,本文简要地介绍了轨道器/驮机空气动力学的高阶面元法理论计算,风洞模型试验,仿真和飞行试验。风洞模型试验是建立轨道器/驮机气动数据库的基础,仿真是确定分离程序和训练驾驶员的有效方法,飞行试验是轨道器/驮机的驮运、分离和进场着陆气动性能的最后验证。研究试验表明:飞行试验与风洞试验和仿真结果符合得较好。合理地改装现有大型运输机,可以较好地完成航天飞机轨道器的驮运和进场着陆试验任务。     

推进剂贮箱液体晃动的仿真研究与验证

应用CFD软件进行了三维液体晃动仿真计算,得出了全部等效动力学模型参数,仿真结果与解析公式或试验结果符合得很好.还通过仿真计算进行了地面试验的相似准则分析,证明CFD对液体晃动仿真研究是可行的.通过仿真分析,可以获取异形贮箱的晃动特性,辅助和指导地面缩比模型晃动试验的进行.     

某型飞机实测起落架着陆载荷谱分析

着陆撞击是飞机起落架最重要的载荷情况之一.通过实测数据分析得出某型飞机前、主起落架着陆撞击载荷谱,包括垂直载荷系数谱、起转与回弹载荷系数谱、侧向载荷系数谱及下沉速度谱等.并给出了一些载荷的特点及回归结果.此外,对起落架载荷测试方法亦进行了简单介绍.     

直升机着舰引导与控制研究进展

随着现代海战向立体化、多层化发展,舰载直升机以其垂直起降、定点悬停等优势成为未来海战武器装备的重要组成部分,而着舰引导与控制是舰载直升机的关键技术。本文对直升机着舰引导技术与着舰控制技术的研究进展进行概述,着重概述和分析了着舰引导技术中的雷达、卫星、视觉、光电引导技术。其次对舰载直升机着舰的环境影响因素、综合流程以及应用现状进行概述分析,最后对舰载直升机着舰技术进行了展望。     

SIMULATION OF LARGE CIVIL AIRCRAFT LANDING RESPONSE UNDER CONSIDERATIONS OF FLEXIBLE AIRFRAME

To evaluate the landing response of the large civil aircraft in the conceptual design phase , a method for simulating aircraft landing is given.The model for the shock absorber is investigated.The flexible airframe model is established using finite element model ( FEM ) to analyze its modes.Then , the whole aircraft model with flexible airframe is made for the multibody simulation.Tail-down , two-point , three-point and sideslip landing scenarios are studied.The influence on the landing performance considering mode superposition of the flexible airframe is analyzed.Both longitudinal and spanwise positions of the main landing gear are changed to research the influence on the landing performance.Results show that the method is feasible.The shock absorber axial force of the main landing gear with the flexible airframe is smaller than that of rigid airframe.The number of mode superposition and the position of main landing gear can influence the landing response.     

大型飞机多轮多支柱起落架载荷飞行研究

为解决大飞机多轮多支柱起落架研制中的载荷分配难题,实测伊尔76飞机起落架载荷,对多支柱起落架在着陆撞击及转弯过程中的载荷特点进行详细分析。实测结果发现着陆时前、后主起落架承担的冲击载荷基本相当,起转载荷相对较大。与常规三点式起落架相比,转弯时多支柱起落架载荷有很大不同,前主起落架侧向载荷指向转弯圆心反方向,构成阻碍飞机转弯的力矩,同时与后主起落架侧向载荷构成对机身有害扭矩,是三支柱起落架没有的新的载荷情况。转弯时后主起落架承担较大侧向载荷,是垂向与侧向载荷组合受载的严重工况。转弯加大了前、后主起落架垂向载荷的不均匀性。     

DYNAMIC RESPONSE ANALYSIS OF CARRIER-BASED AIRCRAFT DURING LANDING

In view of the complexity of landing on the deck of aircraft carrier, a systematic model, composed of six- degree-of-freedom mathematic model of carrier-based aircraft, four-degree-of-freedom model of landing gears and six-degree-of-freedom mathematic model of carrier, is established in the Matlab-Simulink environment, with damping function of landing gears and dynamic characteristics of tires being considered. The model, where the car- rier movement is introduced, is applicable for any abnormal landing condition. Moreover, the equations of motion and relevant parameter are also derived. The dynamic response of aircraft is calculated via the variable step-size Runge-Kuta algorithm. The effect of attitude angles of aircraft and carrier movement during the process of landing is illustrated in details. The analytical results can provide some reference for carrier-based aircraft design and main- tenance.     

YZL16操纵减摆器仿真研究

ＹＺＬ１６是Ｋ８飞机化操纵减摆器，其操纵和减摆阻尼的液路相互耦合，给设计带来了新的课题。文中采用数字仿真方法研究了ＹＺＬ１６静态阻尼与操纵状态两种工况下的工作特点。仿真中考虑了油液的压缩性，采用阻尼长孔的流量系数计算公式（流量系数是随压差或流量变化的）取代常用的薄壁小孔的固定流量系数。仿真结果与试验结果吻合良好。文中还介绍了阻尼孔直径、阻尼阀的泄漏、控制阀流量特性、油液含气量等各种因素对静态阻尼与     

油液压缩性对减摆器工作特性的影响

讨论了考虑油液压缩性时减摆阻尼器的数学模型,在液压缸的压力微分方程中引入变化的体积弹性模量。用数字仿真方法模拟减摆阻尼器的动态阻尼特性,并与K8飞机的前轮操纵减摆器的动态阻尼试验作了对比。试验工况包含有意设置的缺油工况,即明显含有空气泡的情况。结果表明,不考虑油液压缩性的仿真结果与实测功量图明显不符,油液压缩性对减摆阻尼器的动态阻尼特性有较大影响。本文还讨论了含气量、振幅、频率等因素对动态阻尼特性的影响     

大柔性飞机起落架缓冲器参数设计

为解决现行飞机起落架缓冲器设计不考虑机体柔性存在的问题,以大柔性飞机支柱型起落架油气式缓冲器为例,采用三质量块飞机着陆模型和功量预估分配法选择缓冲器参数,并对其进行着陆响应动力学分析。研究结果表明,机体一阶模态频率和起落架与机体连接点位置是影响机体储存着陆功量的两个主要因素:机体一阶模态频率小于2 H z时,机体储存的着陆功量预估公式计算误差小于5%;机体储存能量的耗散效率较低。