丁 利，田 靜

DING Li, TIAN Jing

（中國民航大學(xué) 航空工程學(xué)院，天津 300300）

0 引言

飛機(jī)起落架系統(tǒng)是飛機(jī)的一個(gè)重要組成部分，關(guān)系到飛機(jī)起飛和降落的性能。飛機(jī)在起飛滑跑、著陸接地和地面運(yùn)動(dòng)時(shí)會(huì)相對(duì)地面產(chǎn)生不同程度的撞擊，良好的起落架應(yīng)能承受并減緩這種撞擊和穩(wěn)定性，以便提高乘坐舒適性和安全性。所以起落架系統(tǒng)是飛機(jī)設(shè)計(jì)中一個(gè)十分關(guān)鍵的問題[1]。

起落架系統(tǒng)的傳統(tǒng)設(shè)計(jì)方法計(jì)算過程復(fù)雜、參數(shù)優(yōu)化困難、研制周期長、程序通用性差、計(jì)算精度不高。另外,在實(shí)驗(yàn)研究方面,起落架落震試驗(yàn)成本昂貴,并且試驗(yàn)設(shè)備復(fù)雜,不易根據(jù)實(shí)際情況進(jìn)行調(diào)整,為了驗(yàn)證起落架使用性能而進(jìn)行整機(jī)試飛的成本和風(fēng)險(xiǎn)更大。而隨著計(jì)算機(jī)技術(shù)的發(fā)展，迅速發(fā)展起來一種計(jì)算機(jī)輔助工程技術(shù)——虛擬樣機(jī)技術(shù)，而ADAMS是該技術(shù)的代表性軟件。

ADAMS軟件是目前世界上使用范圍最廣的虛擬樣機(jī)分析軟件，廣泛應(yīng)用于汽車制造業(yè)、工程機(jī)械、航空航天、國防等領(lǐng)域。該軟件包括核心模塊Adams/view和Adams/solver以及一些專業(yè)模塊。本文采用Aircraft模塊來建立起落架的數(shù)學(xué)模型。Aircraft模塊是ADAMS軟件的一個(gè)擴(kuò)展模塊，包括Stanard Mode和Template Builder兩種模式，可以創(chuàng)建、裝配和分析飛機(jī)的機(jī)輪、起落架和飛機(jī)的全機(jī)模型。對(duì)飛機(jī)起落架的ADAMS建模，可以對(duì)起落架進(jìn)行單獨(dú)分析，也能作為飛機(jī)的一個(gè)部分進(jìn)行分析，從而得到起落架的靜態(tài)和動(dòng)態(tài)性能[2]。

1 起落架緩沖系統(tǒng)的計(jì)算方程

飛機(jī)起落架緩沖系統(tǒng)包括緩沖器和機(jī)輪,下面分析緩沖器與機(jī)輪的受力情況。

1.1 空氣彈簧力

1.2 油液阻尼力

對(duì)于常油孔緩沖器來說，其側(cè)油孔的計(jì)算方法為：

1.3 內(nèi)摩擦力

本文僅考慮了由緩沖器內(nèi)部壓力引起的內(nèi)部摩擦力：

1.4 結(jié)構(gòu)限制力

機(jī)輪能吸收一部分沖擊能量，也能起到緩沖作用，收垂直反力和水平力。

1.1.2 輪胎水平反力

輪胎水平反力為輪胎垂直反力的函數(shù)

其中PAir0為空氣腔初始?jí)簭?qiáng)（絕對(duì)壓強(qiáng)）；TAir0為空氣腔初始體積；PAMB為大氣壓強(qiáng)；s為緩沖器壓縮行程；n為氣體多變指數(shù)；AAir為活塞桿外截面面積；ρ為油液密度；AFL為活塞內(nèi)凈截面面積；Cd為油液縮流系數(shù)；Aori為油孔凈截面積； As為油液流入回油腔腔體的截面積；Aorisc為正行程回油腔油孔的截面積；Aorise為反行程回油腔油孔德截面積；μb為緩沖器內(nèi)摩擦系數(shù)；Db為軸套直徑；Hb為軸套高度；Kι為結(jié)構(gòu)限制剛度；Smax為最大設(shè)計(jì)行程; δ=|ΖU|為輪胎壓縮量；δ為輪胎壓縮速率。

2 起落架虛擬樣機(jī)模型

ADAMS/Aircraft模塊可以創(chuàng)建和分析機(jī)輪、起落架和全機(jī)的裝配模型，它可以用不同逼真度水平建立子系統(tǒng)和組件。本文以小車式主起落架為例利用ADAMS的Aircraft模塊對(duì)其進(jìn)行著陸動(dòng)態(tài)性能仿真分析。整個(gè)過程包括建立模板、子系統(tǒng)和裝配模型；裝配模型建立完成后，對(duì)起落架進(jìn)行了常規(guī)落震仿真分析。

2.1 創(chuàng)建模板

2.1.1 緩沖支柱模板[4]

1）啟動(dòng)ADAMS的Aircraft模塊的Tamplate builder界面并設(shè)置工作環(huán)境。

2）創(chuàng)建點(diǎn)（Hardpoint）和結(jié)構(gòu)框架（Construction Frame）

其中點(diǎn)的坐標(biāo)為參數(shù)化坐標(biāo)，可以在以后的分析中通過修改點(diǎn)的坐標(biāo)來改變緩沖支柱各部件的位置。結(jié)構(gòu)框架的作用和點(diǎn)一樣，與點(diǎn)不同的是結(jié)構(gòu)框架有自己的方向

3）創(chuàng)建起落架外筒、活塞支柱、車架、輪軸、拉桿和扭力臂等部件

通常主要研究起落架的動(dòng)態(tài)特性，在質(zhì)量與轉(zhuǎn)動(dòng)慣量給定的情況下，系統(tǒng)的幾何形狀對(duì)于ADAMS/Aircraft模塊的仿真分析沒有影響，模型的基本外形都使用比較規(guī)則的幾何形狀。

4）創(chuàng)建子框架（Subframe）

子框架是ADAMS/Aircraft模塊中起落架系統(tǒng)十分重要的部件，通過輸入位置、方向和質(zhì)量屬性定義子框架。子框架是最終連接到機(jī)身子系統(tǒng)的中介。子框架的幾何形狀不影響其質(zhì)量屬性。

5）創(chuàng)建空氣彈簧、油液阻尼和結(jié)構(gòu)限制器

ADAMS/Aircraft模塊利用公式(1)～(5)通過分別定義空氣彈簧力、油液阻尼力和結(jié)構(gòu)限制力來模擬緩沖支柱的真實(shí)工作情況。其具體作用方式主要通過調(diào)用各自的屬性文件的方法來實(shí)現(xiàn)，屬性文件主要定義了載荷—行程或者行程速率等的變化曲線。

圖1 主起落架緩沖支柱模板

6）創(chuàng)建約束

根據(jù)物理樣機(jī)的運(yùn)動(dòng)機(jī)理，在模型上添加約束，是模型的運(yùn)動(dòng)與物理樣機(jī)接近一致。例如，在緩沖器外筒與活塞桿定義圓柱副等。

7）創(chuàng)建通信器（Communicator）

通信器是ADAMS/Aircraft模塊中的關(guān)鍵要素，不同的子系統(tǒng)之間以及子系統(tǒng)與測試平臺(tái)之間的數(shù)據(jù)交換就是通過通信器完成的。

至此，主起落架緩沖支柱模板建立完成，如圖1所示。

2.1.2 機(jī)輪模板

機(jī)輪模板創(chuàng)建的步驟和緩沖支柱模板相類似，大致為創(chuàng)建幾何外形、添加約束和定義通訊器三步。但是考慮機(jī)輪模板的通用性，沒有必要重新建立一個(gè)全新的模板，完全可以通過調(diào)用ADAMS/Aircraft模塊所提供的機(jī)輪模板，通過修改其屬性文件里的一系列的參數(shù)而使其與物理樣機(jī)的機(jī)輪一致。在屬性文件中定義了輪胎的幾何屬性、各種計(jì)算參數(shù)，以及輪胎垂直反力隨輪胎壓縮量的變化曲線。通過屬性文件中這些參數(shù)的讀入，ADAMS的Aircraft

模塊利用公式(6)～(8)來計(jì)算輪胎上各力的大小，這樣就創(chuàng)建完成機(jī)輪模板,如圖2所示。

圖2 主起落架機(jī)輪模板

2.2 創(chuàng)建子系統(tǒng)

創(chuàng)建模板后，可用其生成子系統(tǒng)。先從Template Builder界面切換到Standard Interface界面；調(diào)出子系統(tǒng)所要的模板，可以根據(jù)模型的變化來修改模型，但修改是有限制的；存儲(chǔ)生成的子系統(tǒng)。本章中通過這種方法生成了緩沖支柱子系統(tǒng)和機(jī)輪子系統(tǒng)，未對(duì)緩沖支柱模板和機(jī)輪模板進(jìn)行修改。

2.3 裝配模型

在緩沖支柱子系統(tǒng)和機(jī)輪子系統(tǒng)建立完成后，下面就是裝配成一個(gè)完整的起落架系統(tǒng)。這一過程仍是在ADAMS/Aircraft模塊的標(biāo)準(zhǔn)模式中完成，主起落架裝配完成如圖3所示。

圖3 起落架虛擬樣機(jī)

至此，主起落架的虛擬樣機(jī)系統(tǒng)建立完成。

3 起落架虛擬樣機(jī)模型分析

裝配模型完成后，就可以對(duì)起落架進(jìn)行仿真分析。ADAMS/Aircraft模塊中的所有仿真都包含下面的兩個(gè)階段：

1）靜態(tài)平衡分析：這一階段中，裝配模型自動(dòng)從初始狀態(tài)變化到輸入的位移、速度和加速度，輸出的結(jié)果并不是所期望的仿真響應(yīng)。通過檢查這一階段的數(shù)據(jù)可以確定裝配模型是否真正達(dá)到了所希望的狀態(tài)。

2）動(dòng)態(tài)仿真分析：在模型達(dá)到仿真的輸入條件后，仿真開始運(yùn)行，從而得到我們所要求的結(jié)果輸出。

ADAMS/Aircraft模塊的仿真分析及是通過其模塊自帶的Solve處理器和獨(dú)立的后處理模塊ADAMS/PostProcessor來完成。ADAMS/PostProcessor模塊主要提供了兩個(gè)功能：仿真回放功能和曲線分析繪制功能。在運(yùn)行完仿真分析過程后，選擇后處理工具圖標(biāo)（或使用快捷鍵F8），即可啟動(dòng)并顯示ADAMS/PostProcessor模塊界面,并可觀察到仿真實(shí)驗(yàn)的相關(guān)曲線，從而完成用 ADAMS對(duì)起落架的性能分析。

本文進(jìn)行了起落架的落震仿真分析。首先以空機(jī)為計(jì)算依據(jù)，不考慮升力，選擇仿真時(shí)間為3秒和仿真步長為1000步，飛機(jī)主起落架在使用功狀態(tài)下的投放重量38140kg和下車速度3m/s，在仿真窗口輸入以上數(shù)據(jù)，得到一系列關(guān)于主起落架的仿真曲線圖。根據(jù)仿真結(jié)果顯示，與某型飛機(jī)的起落架實(shí)驗(yàn)結(jié)果相吻合，如輪胎最大壓縮量、垂直過載、重心最大位移。由此可見使用ADAMS/Aircraft建立虛擬樣機(jī)系統(tǒng)分析起落架的動(dòng)態(tài)性能具有較高的可信度。

4 結(jié)束語

在對(duì)起落架緩沖系統(tǒng)的受力分析基礎(chǔ)上，采用ADAMS/Aircraft虛擬樣機(jī)技術(shù),建立了簡化起落架虛擬樣機(jī)實(shí)驗(yàn)平臺(tái),為后續(xù)的飛機(jī)起落架動(dòng)態(tài)性能分析或優(yōu)化設(shè)計(jì)提供了一種先進(jìn)高效快捷的方法。

[1] 汪岸柳.飛機(jī)著陸滑跑動(dòng)力學(xué)控制與仿真[D].南京航空航天大學(xué),2005.

[2] 王國平,張進(jìn)平,馬若丁,編.虛擬樣機(jī)技術(shù)及其在ADAMS上的實(shí)踐[M].西北工業(yè)大學(xué)出版社,2002(3)：1-5.

[3] 肖宇,聶宏.基于ADAMS/Aircraft的起落架滑跑模型仿真[J].航空制造技術(shù),2008.

[4] 范偉.飛機(jī)起落架著陸半主動(dòng)控制仿真研究[D].南京航空航天大學(xué),2006.