刹车状态下起落架支柱的摆振研究

在研究主起落架支柱在刹车状态下摆振的过程中，我们以双轮支柱式主起落架为例，同时，考虑到了其在纵向振动及扭转振动时自动防滑系统（ABS）的工作情况^[1]。本文在做了一些必要的假设条件下，引入了与起落架机轮，缓冲支柱及减摆器相关的变量和参数，并推导出主起落架刹车机轮振动的数学模型，进而研究与缓冲支柱和机轮参数相关的摆振激发主发生摆振的稳定区域边界。     

利用Matlab/simulink对前起落架摆振动力学模型的建模方法

为了更好的进行起落架摆振动力学特性的分析,有必要开展起落架摆振动力学建模方法研究,拓展摆振动力学仿真方法。本文利用Matlab/Simulink对对一个简单的前起落架非线性摆振动力学模型进行仿真建模,并给出具体算例。通过结果对比,验证了仿真模型的正确性。     

基于Matlab／Simulink的前起落架摆振动力学模型分析

为了更好地进行起落架摆振动力学特性研究,有必要开展起落架摆振动力学仿真分析。利用Matlab／Simulink建立某型飞机前起落架摆振问题的动力学模型,进行动力学仿真,给出不同速度和防摆阻尼系数下的扭转角、扭转角速度、侧滑角和侧向位移的时间历程曲线,并将五组不同算例的仿真结果与相关文献的结论进行对比,验证了本文仿真模型的正确性。     

起落架摆振飞行试验实测数据分析

为了检验起落架系统的稳定性,国内首次在真实飞机上进行起落架摆振试验,通过在跑道上加装激励板,有效激起起落架摆振相关模态;采用模态单峰隔离结合最小二乘算法,通过模态参数识别进行试验数据分析;通过仿真数据验证该方法的正确性,并将其应用到某实测摆振试验数据分析。结果表明:飞行试验中起落架未发生摆振,本次试验中起落架是稳定的。     

飞机主起落架机轮摆振分析

针对××型飞机主起落架上、下扭力臂之间装有附加阻尼器的特殊方案,分析了主起落架机轮摆振问题,讨论了各种参数的变化对防止摆振的作用,结果表明附加阻尼器对防止摆振的必要性和有效性。同时,又对该型飞机采用4轮小车式主起落架的改型方案,验证了去掉原来附加阻尼器的合理性。     

基于超螺旋二阶滑模的双馈风力发电机控制策略

传统双馈风力发电机(DFIG)控制存在抖振现象,容易造成系统的不稳定。为了减轻控制抖振现象,提高控制的稳定性,在分析了DFIG动态特性的基础上,建立了DFIG的数学模型,设计了超螺旋二阶滑模控制器,并研究了突变风的情况下滑模控制器的控制性能。通过MATLAB/Simulink工具进行了仿真验证。仿真结果证明:滑模控制器具有良好的最优转矩跟踪能力和无功调节能力,与一般的控制方法相比鲁棒性较强,转子控制电压连续,控制产生的抖振可以大幅减轻,系统的稳定性大大提升。     

机翼跨声速抖振数值模拟及模态分析

绕机翼的跨声速抖振流动是典型的复杂不稳定流动，对其非定常特性及失稳机制的研究具有重要的工程和学术价值。通过非定常雷诺平均Navier-Stokes（URANS）仿真方法和动模态分解（DMD）分析手段，研究了CRM（Common Research Model）等典型机翼的跨声速抖振流动特性及其主要失稳模态。数值仿真结果表明机翼的跨声速抖振表现为多失稳模式下的宽频特性。除了激波的弦向失稳，还会伴随发生激波的展向失稳，它们都表现为低频特性。翼梢处的高频响应可能是由激波诱导的低频失稳与翼尖涡相互耦合形成。DMD分析结果显示机翼展长和后掠因素诱导了激波展向失稳模态。本研究对抖振流动的物理建模、控制及理解相关的气动弹性现象具有指导意义。     

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。     

双三轮车式起落架布局及其漂浮性能分析

建立了起落架系统的数学模型,导出了系统的动力学方程;并应用ADAMS/Aircraft模块建立了双三轮车式起落架的动态仿真模型。对其着陆动态响应进行仿真,最后计算了漂浮性能,并与普通六轮式起落架模型进行对比。从仿真结果可以看出,所建立的双三轮车式起落架模型是可靠的。双三轮车式起落架能最大程度地增大飞机的漂浮性,延长跑道的使用寿命,因此该研究具有一定的实用价值。     

某型飞机前起落架摆振性能研究

阐述了摆振分析基本思路,分析了轮胎充气压力对某型飞机前起落架摆振特性的影响,并进行了摆振响应分析和摆振试验验证。研究表明:当轮胎充气压力降低时,摆振临界阻尼减小,有利于防摆;当轮胎充气压力增大,摆振临界阻尼增大,不利于防摆;摆振响应分析试验表明前起落架满足摆振稳定性要求。     

半主动控制起落架缓冲性能初步研究

建立了半主动控制起落架缓冲动力学数学模型,模型中流量系数是油孔等效面积、流量或压差的函数,不再是固定值,而是变量.利用定油孔起落架的落震试验对该模型进行了校验.设计了两个简单控制律,第一个控制律按传统变油孔设计准则给定,第二个控制律按给定吸收功量时峰值载荷最小的准则设计.通过数字仿真对这两种控制律下的起落架和被动式起落架的缓冲性能进行比较.结果表明,半主动控制在提高起落架缓冲性方面有较大潜力.     

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。     

两种不同形式前起落架缓冲与前轮转弯性能对比研究

缓冲与前轮转弯纠偏性能对起落架设计具有重要影响。采用ADAMS软件分别建立支柱式和摇臂式前起落架的飞机刚柔耦合动力学模型,并分别对前起落架的着陆缓冲和转弯纠偏过程进行动力学仿真及对比分析。结果表明:在同种着陆工况下,支柱式比摇臂式前起落架样机在前起落架航向所受合力更大,前轮接地后的俯仰角速度和机头下沉量相差不大;支柱式比摇臂式前起落架样机在更小的操纵力矩、转弯角度和侧向加速度下就会发生飞机侧滑。研究结果可为前起落架的设计和选取提供有益参考。     

舰载机的自由飞行钩住情况

自由飞行钩住（FFE）是指飞机在处于上仰姿态,且所有起落架尚未接触甲板的情况下的拦阻钩钩索。此时,飞机有较大的姿态角和较低的下沉速度。根据起落架和拦阻钩几何布局、飞机重心位置,拦阻力线可能处于飞机重心之下,因此产生显著的低头力矩,造成前起落架首先接触甲板,而主起落架稍后继之,飞机的低头俯仰速率可以导致前起落架以较高的下...     

舰载飞机弹射滑跑起飞特性计算

给出舰载飞机从航空母舰上弹射滑跑起飞的动力学模型，基本解算方法和示例计算结果。考虑了起落架油液减震装置的柔性对起飞滑跑特性的影响，列出了起落架受力的数学模型和飞机纵向动力学方程，根据编制的计算机源程序，以典型的Ａ－６舰载机为算例，给出在整个弹射滑跑起飞过程中的ａ，ｘ，ｘ，ｙ和ｙ等弹射运动参数的动态反应特性。     

GA-Based Model Predictive Control of Semi-Active Landing Gear

Semi-active landing gear can provide good performance of both landing impact and taxi situation, and has the ability for adapting to various ground conditions and operational conditions. A kind of Nonlinear Model Predictive Control algorithm （NMPC） for semi-active landing gears is developed in this paper. The NMPC algorithm uses Genetic Algorithm （GA） as the optimization technique and chooses damping performance of landing gear at touch down to be the optimization object. The valve＇s rate and magnitude limitations are also considered in the controller＇s design. A simulation model is built for the semi-active landing gear＇s damping process at touchdown. Drop tests are carried out on an experimental passive landing gear systerm to validate the parameters of the simulation model. The result of numerical simulation shows that the isolation of impact load at touchdown can be significantly improved compared to other control algorithms. The strongly nonlinear dynamics of semi-active landing gear coupled with control valve＇s rate and magnitude limitations are handled well with the proposed controller.     

舰载机前起落架突伸动力学分析及试验方法

 为了了解舰载机前起落架突伸试验与实际突伸过程的当量关系,本文以某舰载机为研究对象,建立了全机弹射起飞动力学模型,进行了全机弹射起飞动力学分析,得到了前起落架突伸过程中的动态响应。提出了基于当量质量的前起落架突伸动力学试验方法,设计了试验方案,建立了前起落架突伸动力学试验分析模型,进行了突伸动力学分析。进而依据全机突伸动力学分析结果,对基于当量质量的前起落架突伸动力学试验中相关参数的选取进行了探讨研究,结果表明:当突伸当量质量系数取0.8时,突伸动力学响应特性与全机弹射起飞突伸过程的动态响应结果比较吻合。     

Multi-body dynamic system simulation of carrier-based aircraft ski-jump takeoff

The flight safety is threatened by the special flight conditions and the low speed of carrier-based aircraft ski-jump takeoff. The aircraft carrier motion, aircraft dynamics, landing gears and wind field of sea state are comprehensively considered to dispose this multidiscipline intersection problem. According to the particular naval operating environment of the carrier-based aircraft ski-jump takeoff, the integrated dynamic simulation models of multi-body system are developed, which involves the movement entities of the carrier, the aircraft and the landing gears, and involves takeoff instruction, control system and the deck wind disturbance. Based on Matlab/Simulink environment, the multi-body system simulation is realized. The validity of the model and the rationality of the result are verified by an example simulation of carrier-based aircraft ski-jump takeoff. The simulation model and the software are suitable for the study of the multidiscipline intersection problems which are involved in the performance, flight quality and safety of carrier-based aircraft takeoff, the effects of landing gear loads, parameters of carrier deck, etc.     

飞机起落架载荷谱实测与编制方法

飞机起落架载荷谱实测时,应变计粘贴位置的选择是载荷谱实测的基础,然而起落架结构复杂,可供选择粘贴应变计的位置十分有限,因此研究并给出了起落架载荷谱实测时选择的典型测试切面,以为其他起落架载荷谱实测提供重要参考.根据实测载荷-时间历程,依据起落架受力特点对其进行了典型任务段的划分,分别对各个任务段进行载荷谱的编制.针对某...     

飞机地面滑行随机振动分析

 采用功率谱方法,讨论了飞机4自由度简化模型的地面滑行动态响应问题,并对前、主起落架油-气式缓冲系统的非线性特性进行线化处理,推导了解决此问题的解析方法,算例的计算结果与文献相符很好。