跪式起落架在武装直升机坠毁过程中能量吸收能力研究(Ⅰ)——数值仿真计算

 在简述直升机抗坠毁原理的基础上,模拟直升机机体的等效质量与跪式起落架构成的组合系统在 6m/ s硬着陆垂直撞击地面时的塑性动力响应和能量吸收过程。所用的模型为 :1基于真实几何构型和材料特性的起落架 FEM动力学计算模型;2简化的弹簧 -刚性杆系统模型。通过 Lagrange方程解出了直升机以6 m/ s的速度垂直撞击地面这一过程的动态响应,近似给出了起落架吸收的能量 (塑性功 )占初始动能的百分比;机体的动能变化曲线以及主缓冲器的载荷谱曲线。两者结果进行了比较,为直升机抗坠毁设计提供理论指导。     

直升机软油箱抗坠毁性能研究

本文以直升机结构试样软油箱为研究对象,对其抗坠毁性能进行了仿真分析与验证。首先介绍了软油箱与地面的撞击过程中涉及到的流固耦合理论。然后建立了软油箱的有限元模型,使用MSC.Dytran对软油箱以17.3m/s速度垂直撞击地面的全过程进行了仿真分析,将分析结果与试验结果中的冲击载荷和变形进行对比分析,得出了相关结论。最后研究了材料性能、坠地姿态和外形尺寸对软油箱抗坠毁性能的影响,为抗坠毁软油箱的设计提供理论依据。     

跪式起落架在武装直升机坠毁过程中能量吸收能力研究(Ⅱ)——理论模型分析方法

 采用简化的弹簧 -刚性杆系统模型,通过 Lagrange方程解出了直升机以 6 m/ s的速度垂直撞击地面这一过程的动态响应,近似给出了起落架吸收的能量 (塑性功 )占初始动能的百分比;机体的动能变化曲线以及主缓冲器的载荷谱曲线。与有限元分析结果进行比较,符合程度很好,可为直升机抗坠毁初始设计提供理论指导。     

起落架有限元梁模型建立及其静力学分析

为了获得起落架载荷传递以及评估几何非线性和静不定对起落架载荷传递的影响,同时探索起落架结构有限元梁模型的建模方法,应用HyperMesh和Ansys联合仿真的方法搭建某型具有局部静不定特征的前起落架、主起落架有限元梁模型;使用此模型进行三种载荷工况的静力学计算,获得考虑静不定和几何非线性的起落架接头和截面载荷,以及在单位载荷作用下起落架的航向、侧向和扭转刚度,并与传统方法计算结果进行对比.结果表明:有限元方法和传统方法获得的接头载荷有差异,部分差异超过了±10％,最大差异达到30％;计算前起落架外筒横梁、斜梁截面内力的传统方法及其简化具有合理性,对起落架支柱设计具有指导意义.     

考虑机体弹性的起落架着陆仿真分析

首先建立机身的有限元模型,该模型的模态与全机地面共振(GVT)试验测得模态相吻合.然后分析起落架缓冲器受力,并编制程序,计算出相关的曲线,LMS仿真平台调用上述曲线对单个起落架进行仿真,在单个起落架仿真结果与落震试验结果吻合的基础上,对某型飞机进行刚性机身全机落震仿真分析.最后调用机身有限元模型进行柔性机身全机落震仿真...     

基于能量法的无人机弓形起落架优化设计

弓形起落架的轴线形状和横截面直接影响无人飞机着陆时起落架的缓冲性能。为提高弓形起落架的缓冲性能,基于能量法构建了弓形起落架的参数化模型,以某一无人机的起落架为对象采用遗传算法进行优化设计,用MD.Nastran对优化设计的弓形起落架进行动力学仿真。结果证明优化后的弓形起落架吸收冲击能量的能力得到了提高,从而可以降低无人机降落时的过载,同时减小了起落架的质量。     

基于ADAMS/Aircraft的起落架滑跑模型仿真

以小车式起落架为例,利用ADAMS/Airc- raft建立了起落架滑跑试验仿真模型.给出了起落架滑跑运动方程,并进行了滑跑试验仿真分析。仿真结果与理论要求对比具有较好的一致性。     

起落架坠毁性能计算研究

对目前国内外起落架坠毁性能计算情况进行了分析,针对分析中发现的一些问题和疑问,对起落架坠毁性能计算中轮胎压死后计算和起落架结构刚度影响两个问题进行了研究,通过研究确定起落架结构刚度是起落架坠毁性能计算不可忽略的重要因素。     

基于ADAMS/Aircraft的大型飞机起落架动态性能仿真分析

首先利用ADAMS/Aircraft建立了支柱式起落架虚拟样机模型及全机虚拟样机模型,对建立的起落架缓冲系统进行了受力分析。应用以上建立的模型,分别进行了主起落架落震仿真试验和全机着陆动力学仿真试验,并分析了仿真试验结果。仿真结果表明所设计的起落架能够满足飞机着陆性能的要求。     

基于Matlab的半主动起落架动力学仿真与分析

建立基于二次型最优控制原理的半主动起落架动力学模型,利用Matlab软件的Simulink工具箱对被动式起落架和半主动起落架进行了动力学仿真,获得起落架上部质量和下部质量的位移、速度、加速度的时域动态特性,并对仿真结果进行了对比分析。结果表明,半主动起落架有效地减缓了飞机着陆过程中的冲击载荷。     

垂直着陆中直升机旋翼动力学行为研究

提出了直升机垂直着陆撞击激起旋翼扰动的动力学模型,为预估粗暴着陆时起落架载荷和旋翼液压阻尼器轴向速度幅值给出了一种数值模拟方法。以弹性轴承旋翼直升机为例,对垂直着陆时直升机机体、起落架、旋翼桨叶及阻尼器的动力响应进行了数值模拟,分析了着陆撞击引起机体和旋翼扰动的力学机理,可知在起落架触地后的第1个振荡周期中,各片桨叶将经历其不同的摆振幅值,并激起旋翼摆振后退型响应。着陆撞击引起桨叶的大扰动,将冲开阻尼器的定压安全活门,严重降低其等效阻尼。随机着陆时,起落架触地速度及过载系数、旋翼挥舞及摆振幅度和阻尼器速度峰值等动态参数由于着陆时机体的姿态角及角速度不同呈现很大的分散性,其分散性与着陆高度有关。     

Contemporary approach to the design-systematic and experimental provision of autorotation landing safety for a helicopter with skid type landing gear

A new approach to the design-systematic provision of autorotation landing safety for a helicopter with skid type landing gear is proposed. We analyzed the existing simulation techniques and experimental studies regarding this problem. The main existing problems both in design simulation and the system of systematic requirements to the conditions of rating the loads on the skid landing gear are identified. Also proposed are the most optimal solutions to overcome the existing systematic contradictions and increase safety of helicopter piloting at autorotation landing.     

武装直升机抗坠毁救生技术

通过对直升机抗坠毁救生技术的分析,着重阐述了抗坠毁座椅的工作原理、特性要求, 讨论了吸能机构、约束装置、座椅垫的设计思想,分析了人体损伤机理和耐限。得出了武装直升机座椅、起落架和机体下部结构的抗坠毁性能,特别是座椅的抗坠毁性能决定抗坠毁生存率的结论。     

To an issue of rating the external loads on a helicopter with skid landing gear for landing loading condition

The existing technique of rating the external loads on a helicopter with skid type landing gear according to Airworthiness Standards [1] is analyzed and the results of comparing with design and experimental studies are presented. The main existing problems both in design simulation and the system of requirements to the conditions of rating the loads on the skid landing gear helicopter are identified. Also proposed are the techniques to increase safety of the helicopter emergency landing by refining the rating conditions of external loads at the design stage.     

直升机着舰起落架动态响应

舰载直升机着舰过程复杂。与地面降落相比,舰面的不稳定气流使得直升机姿态难以保持,下降的速度更大,且由于直升机通常都是单轮着舰,导致起落架载荷很大。为了研究直升机在不同条件下着舰时起落架的动态响应,建立了机体/起落架/舰船耦合模型,将着舰过程中直升机的运动和舰船的运动联系起来,通过仿真计算得出起落架的动态响应。仿真计算结果表明:直升机着舰质量越大,起落架压缩量和载荷越大;直升机低头着舰会导致前起落架载荷显著增大;直升机着舰下沉速度过大会导致着舰载荷急剧增大,可能会对结构造成破坏。     

基于降落区概念的飞机起落架着陆动力学分析

在飞机跑道上引入降落区的概念,建立了飞机在该降落区上降落时的简化分析模型;推导出了基于该分析模型的运动微分方程及相关参数的表达式,采用数值分析方法解出飞机分别以正常着陆速度2.70m/s和非正常着陆速度3.545m/s垂直撞击地面这一过程的动态响应,给出机身载荷－时间历程曲线和地面垂支反力－时间历程曲线等。与原模型分析结果相比,正常着陆时机身受载和地面垂支反力最大值减小45％,非正常着陆时机身受载和地面垂直反力最大值减小49％,有效减小了冲击载荷。     

Modeling of landing of a helicopter with skid undercarriage with regard for the second landing impact

A technique is suggested for calculating the helicopter spatial motion and the stress-strain state of a skid landing gear in the course of landing with regard for the second landing impact; geometric, material and design nonlinearity of undercarriage springs deformation is taken into account. The comparison between the analysis results and experimental data is presented.     

基于弹性起落架的直升机系留载荷计算

根据舰载直升机舰面系留时的受力特点,以弹性起落架的垂向变形为变量,根据虚位移原理建立了直升机在摇荡舰面系留的动力学分析模型。运用牛顿迭代法对横摇、纵摇、有风以及无风情况下系留索具载荷进行了计算,发现横摇角较大时载荷主要分布于主起落架系留索上,且风载的影响并不能忽略。分析了轮胎刚度对系留索载荷的影响,结果表明,起落架轮胎刚度由300N／mm增加至800N／ram时,最大张力减小了7．43％,说明增加轮胎刚度能有效提高直升机系留的安全性。