起落架越过凸阶性能仿真分析

飞机在起降滑跑过程中,不可避免会受到跑道路面凸阶的影响.本文基于多体动力学理论及LMS Virtual.Lab Motion动力学仿真环境,建立了起落架动力学模型,仿真分析了起落架不同工况下越过凸阶时,起落架各物理参数和飞机重心垂向加速度的变化规律;并通过对前、主起落架分别过凸阶以及主起单轮和双轮越过凸阶两种工况的详细...     

起落架缓冲性能联合仿真及平台开发

<正>缓冲器是所有现代飞机起落架必备的通用部件,其性能直接影响起落架的承载能力、质量、寿命、地面操纵安全性和乘员舒适性等。缓冲的实质就是把飞机的动能消散在缓冲系统(轮胎和缓冲器)和飞机及起落架结构的变形上~([1-2])。LMS Virtual.Lab Motion基于计算多体系统动力学建模理论及计算方法研究,是专门为模拟机械系统的真实运动和载荷而设计的~([3])。LMS Imagine.Lab AMESim为     

高速无人机着陆滑跑纠偏联合仿真研究

针对高空高速无人机着陆地面滑跑过程中的侧向偏移问题,建立了差动刹车和方向舵联合纠偏控制系统。使用动力学软件LMS Virtual. Lab Motion建立了包含阻力伞、气动舵面和起落架等设计因素的全机动力学模型,并与Matlab/Simulink控制模型进行全无人机着陆滑跑联合仿真分析,验证了在侧风情况下无人机着陆滑跑纠偏性能。仿真结果表明,所设计控制系统满足性能指标要求,在无人机的整个滑跑阶段均有良好的抗风纠偏效果。     

大型水陆两栖飞机地面滑跑稳定性分析与仿真

起落装置直接关系到飞行器的起飞与着陆安全,是其重要部件和系统之一。大型水陆两栖飞机的起落架设计需在空气动力学与水动力学领域得到协调,是一个更为复杂的动力学问题,同时也是当前大型飞机研制中亟待解决的问题之一。基于多体动力学理论与LMS Virtual.Lab仿真环境,建立某大型水陆两栖飞机地面滑跑过程的动力学模型,通过对其地面对称滑跑等情况的仿真计算,着重对滑跑过程中的航向稳定性进行分析,实现水陆两栖飞机对称滑跑动力学分析与仿真。     

弹性飞机地面滑行随机最优控制

将主动控制缓冲器应用于飞机地面滑行减振。建立了飞机在随机跑道激励下,考虑机身俯仰运动与弹性振动的非线性随机动力学模型。采用统计线性化方法,使模型在平衡点附近线性化。加入前置线性滤波器将随机路面高斯激励转换成高斯白噪声激励。基于随机最优控制理论,设计了线性二次型高斯(LQG)控制器。由Monte-Carlo法模拟了路面随机过程,得到了飞机的动响应。通过主动控制缓冲器与被动控制缓冲器的仿真比较可以看出,主动控制缓冲器能够有效提高飞机地面滑行的舒适性与减振性。     

油液压缩性对飞机摆振特性的影响

为了研究飞机减摆器中油液压缩性对摆振稳定性的影响,以某型无人机前起落架为研究对象,在建立液压缸压力微分方程的基础上,采用LMS Imagine.Lab AMESim建立飞机减摆器液压模型,利用该模型对减摆器动态阻尼特性进行仿真分析。基于多体动力学理论,采用LMS Virtual.Lab Motion建立前起落架摆振动力学模型。联合上述两种模型进行飞机滑跑虚拟试验,得到不同油液压缩性时飞机摆角的动态响应曲线。结果表明:当油液含气量从0.05%增大到0.50%时,功量图面积减少了44%,增大油液含气量极大地减小了减摆器的阻尼性能,尤其是在小振幅、低频率的工况下;摆振稳定性对油液的压缩性相当敏感,不太大的油液含气量(大于0.19%)足以使摆振不稳定。     

非直线滑跑飞机的摆振与滑跑稳定性

在非惯性坐标系中建立了起落架支柱的动力学模型。与飞机地面运行的六自由度模型结合，可以考察非直线滑跑飞机的起落架摆振现象及飞机地面滑行的方向稳定性。以Ｋ８飞机为例，考察了非直线滑跑模型与传统的直线滑跑模型的摆振特点及飞机的滑跑稳定性。算例结果合理，表明模型可供有关研究参考。     

飞机起落架系统摆振动力学研究进展

摆振是起落架支柱侧向运动与围绕支柱的扭转运动相互耦合产生的自激振动，对飞机地面滑行的操纵性与安全性等具有很大的危害，是起落架系统设计中重点关注的动力学问题之一。摆振主要有“轮胎型”和“结构型”2类，可以采用动力学理论建模、多体动力学数值分析与全尺寸物理试验等方法对起落架系统的摆振特性进行研究，已发展了线性与非线性理论建模方法和数值工具，建立起了起落架摆振试验系统，也开展了全机瞬态激励下的滑跑稳定性试验。为防止摆振问题的产生，在认识摆振机理的基础上，研究者广泛而又深入地研究了起落架设计参数、轮胎参数、机体特性等对滑跑动响应与稳定性的影响，在获得各种设计参数对起落架摆振稳定性影响的基础上，发展了摆振动力学优化设计方法和智能器件与半主动/主动控制的摆振抑制方法，并开展了试验验证或装机演示验证。结合未来飞机平台的发展和起落架技术的创新，对起落架摆振动力学问题的未来发展方向进行了展望。     

某型飞机起落架收放系统仿真与性能分析

起落架收放系统的性能对整机的安全性和舒适性具有直接影响。以国产在研某型飞机起落架收放系统为研究对象,利用该型飞机起落架收放机构的数学模型,采用LMS Virtual.Lab Rev的Motion模块和LMS Imagine.Lab AMESim软件进行起落架机构3D和起落架液压控制系统1D联合仿真,利用该联合仿真模型研究气动载荷对起落架收放系统的影响和上位锁阻尼参数对起落架收放性能的影响。结果表明:采用理论计算数值能够实现起落架在有限时间里的收放任务,考虑了气动载荷情况的仿真结果符合实际趋势;上位锁阻尼可作为优化设计的优先选取参数。     

某型飞机模型飞行试验地面滑跑控制研究

地面滑跑纠偏的目标是控制飞机沿跑道中心滑行,避免因发动机安装偏差、侧风扰动、跑道不平、飞机结构不对称等非理想特性,出现飞机滑出跑道的情况.首先建立飞机地面滑行动力学方程,并分析三轮、两轮滑跑阶段的受力情况,在此基础上设计了副翼、方向舵与前轮联动的控制策略.在Simulink平台上搭建飞机的地面滑跑全量非线性模型,仿真验证了纠偏控制律结构和逻辑的正确性.试验结果表明,滑跑纠偏控制系统空地状态切换平稳,在低速和高速阶段均具有良好的控制效果.     

四轮起落架飞机地面滑跑转弯分析

现代飞机对其地面滑跑性能的要求日益提高,同时要求能够在条件更加苛刻的环境下运行.以四点式起落架布局飞机为研究对象,基于阿克曼转向几何原理,推导该飞机地面滑跑时两个前轮之间的转角关系.在Adams/Aircraft中建立四点式起落架飞机虚拟样机,并进行其地面滑跑仿真分析.探讨四点式起落架飞机不同前轮作为主动操纵轮时,对转弯半径的影响.结果表明:在相同滑跑条件下,当前轮操纵转弯时,四点式起落架飞机比常规的前三点式起落架飞机拥有更小的转弯半径;当主轮差动刹车转弯时,四点式起落架飞机的转弯半径略大于三点式起落架飞机;四点式起落架飞机的两前轮同时为主动操纵轮时,飞机的转弯半径最小.     

LMS Virtual.Lab第11版新功能

LMS Virtual.Lab是一个多学科集成仿真分析平台,应用于机械系统的仿真设计和性能优化,如噪声、振动、系统动力学和疲劳。运用LMS Virtual.Lab可以快速评估各种设计方案,实现在物理样机制造之前进行产品设计优化。     

仿真技术在飞机起落架可靠性分析中的应用研究

起落架所承受的动载荷较大,造成系统工作环境复杂,出现故障较多,因此对起落架系统可靠性的研究显得迫切和重要。以三维辅助建模软件CATIA、有限元分析软件NASTRAN、多体动力学分析软件LMS Virtual．Lab和液压控制仿真软件AMESim等为工具,采用自动仿真求解策略针对某起落架典型失效模式进行仿真分析,得到仿真...     

大型飞机前起落架摆振仿真分析

飞机前起落架的摆振是飞机在地面滑跑时产生的一种有害的自激振动。基于多体动力学理论,建模时运用点线耦合的方法处理起落架缓冲器的柔性化问题。采用子结构模态法建立刚柔耦合模型,考虑了起落架结构的弹性以及机体的刚性运动。通过线性化计算得出前起落架的典型模态,并对模型进行了校验,给出了以飞机速度和临界防摆阻尼系数组成的飞机摆振稳定区域图,研究了前起落架柔性、机体重心设置和机身刚体运动对摆振稳定性的影响。结果表明,前起落架结构柔性对摆振稳定性影响较大,且在低速滑跑时的影响更为突出;飞机重心后移,有利于提高摆振稳定性;机身刚体运动对于前起落架摆振的影响不可忽略。     

水陆两栖飞机高支柱起落架的刹车振动行为

以水陆两栖飞机高支柱起落架为研究对象,对飞机刹车滑跑时起落架的航向振动问题进行了研究。首先建立了可用于振动分析的起落架多体动力学模型,分别采用模态试验、落震试验和静力试验结果对起落架的固有模态、缓冲性能以及刚度进行充分校验,仿真结果与试验结果吻合很好,得到用于振动响应分析的刚柔耦合精确模型。随后加入刹车控制系统模型,研究了起落架从降落到刹车再到停飞的全过程振动响应,对比了恒力矩刹车、速度差PBM刹车控制和滑移率PID刹车控制3种条件下的刹车效果和起落架振动特性。结果表明：恒力矩刹车在力矩幅值超过23.4 kN·m时机轮进入打滑。滑移率PID控制系统较速度差PBM控制系统刹车距离减小19.17%,刹车时间缩短25.45%。但滑移率PID刹车控制系统作用下轮轴航向初始振动较大,通过调整初始滑移率上升到最佳滑移率的斜率,使得轮轴航向位移最大幅值减小31.24%。对于轮速传感器信号突变造成的系统扰动,速度差PBM刹车控制系统造成刹车失灵,滑移率PID刹车控制系统可迅速恢复,抗扰动能力强。     

飞机新牵引滑出方式下前起落架动响应分析

现行民航飞机离港时,需由牵引车推出泊位后再依靠飞机自身发动机动力进入跑道。为使机场更安全高效运行,人们正在探索一种全新的飞机滑出模式——牵引滑出,其无需发动机动力、即从飞机推出直至跑道端等待起飞均依靠地面的外部动力移动,由飞行员控制牵引车牵引的离港作业方式。其有助于实现高效、绿色、经济的机场运营目标。前起落架作为承载飞机重量和实现地面牵引滑行的关键组件,其动力学特性直接决定着飞机的高速牵引滑行安全,也影响着结构的后续飞行安全及全生命使用周期,故针对新一代牵引滑出方式的飞机前起落架力学行为开展研究十分必要。以某型民航飞机前起落架为研究对象,考虑减震支柱及牵引车轮胎的缓冲性能,研究了承受满载、高速牵引滑行时的前起落架的动特性、动响应行为,并给出了跑道随机不平度激励对前起落架随机响应的影响,获得了不同承载、不同牵引速度下前起落架动力学响应特性。结果表明,在前起落架满载高速牵引滑行中,牵引载荷在阻力臂的变形及振动响应中起主导作用。本文的研究结果可为新型牵引方式下前起落架的设计以及现役飞机的安全运行保障提供重要参考。     

飞机柔性对前起落架摆振的影响分析

以某型客机为对象,研究了飞机滑跑时前起落架的摆振动力学问题.基于多体动力学理论,采用子结构模态综合法将关键部件柔性化,建立了计及前起落架和机身弹性的全机地面滑跑刚柔耦合动力学模型,并进行了摆振稳定性仿真分析.采用起落架静力试验和模态试验的结果对模型进行校验,仿真结果与试验结果吻合较好.给出了以飞机速度和防摆阻尼系数组成...     

船身式水陆两栖飞机起降飞行仿真研究

水陆两栖飞机地面和水面起降特性需要满足适航规章的要求,有必要在飞机方案的优化设计过程中建立准确的计算分析方法来开展评估,以保证飞机方案的适航符合性、降低设计更改风险。基于滑行艇水面滑行水动力分析方法、地面起落架多体动力学建模方法及 Matlab / Simulink 仿真环境,分别建立某船身式水陆两栖飞机水面、地面起降的飞行仿真模型,数学模型中包含飞机本体飞行力学模型、水动力模型或起落架模型,通过对算例飞机水面和地面起飞过程开展飞行仿真,得到飞机各运动状态变量、起落架参数、水动力等的时间历程,并与飞行试验、水池试验数据进行对比分析。结果表明:所建立的船身式水陆两栖飞机地面、水面飞行仿真方法达到了型号设计的精度要求,仿真结果与试验试飞结果吻合得较好。     

直升机起落架虚拟静力试验方法研究

基于LMS Virtual.Lab多体动力学仿真平台,建立了某型直升机起落架虚拟静力试验方法。基于修正的Craig-Bampton固定界面模态综合法,通过求解各构件的Craig-Bampton模态信息,建立了直升机起落架试验系统的刚柔耦合动力学模型。通过动力学仿真,分析了不同工况下监测点位移随载荷变化规律,考察了夹具柔性对仿真结果的影响。仿真结果表明:对虚拟静力试验系统中的与起落架直接连接夹具加以柔性化处理,其起落架结构的最大位移与试验结果吻合较好;夹具柔性对仿真结果有较大影响。     

宽体飞机前主轮协同转弯主轮控制策略设计

飞机在进行地面转弯过程中，机场道面不平、侧风等环境因素可能导致主起落架转向轮的实际转角与理论转角不符，引起前轮转角和两侧主轮转角关系不匹配，增大轮胎侧向力，主起落架受到的扭矩增加。针对上述问题，提出两侧主轮独立控制的飞机地面转弯控制策略和基于内侧主起落架转向轮为主导对象，外侧主起落架转向轮为从动对象的主从控制策略以及实时转弯角度控制算法。建立基于弹性轮胎的飞机地面转弯模型，计算飞机地面转弯时的主起落架总扭矩。通过MATLAB设置不同主轮转角偏差，对两侧主轮的独立控制策略和主从控制策略下的主起落架总扭矩进行对比，发现前者能更有效降低飞机主起落架扭矩，增加飞机地面转弯安全性以及减小起落架设计难度。