牛澤岷，尹喬之2，，孫浩，魏小輝1，，聶宏2，

1.南京航空航天大學(xué) 航空航天結(jié)構(gòu)力學(xué)及控制全國重點實驗室， 江蘇 南京 210016

2.南京航空航天大學(xué) 直升機(jī)動力學(xué)全國重點實驗室， 江蘇 南京 210016

3.南京航空航天大學(xué) 飛行器先進(jìn)設(shè)計技術(shù)國防重點學(xué)科實驗室， 江蘇 南京 210016

目前，世界上主要國家已將高超聲速技術(shù)視為“改變游戲規(guī)則”的顛覆性技術(shù)，競相發(fā)展高超聲速飛行器技術(shù)[1]。高超聲速技術(shù)作為未來大國對抗中的有力籌碼，正成為當(dāng)前裝備科技領(lǐng)域博弈的焦點之一[2]。高超聲速飛機(jī)起落架除了需要具備長壽命、高可靠性及易維修性等高性能設(shè)計要求外，由于其起降速度大、扁平式布局等特點，還需要具備所占結(jié)構(gòu)空間小，耐超高溫環(huán)境、耐超高的著陸水平速度以及超輕的結(jié)構(gòu)重量。輪橇式起落架的出現(xiàn)同時滿足了以上需求，輪橇式起落架體積小、重量輕、耐高溫，可在雪地、沙地等松軟路面著陸，其去掉了沉重的剎車盤，通過滑橇與地面的摩擦將飛機(jī)地面滑跑的動能轉(zhuǎn)換為熱能耗散掉從而達(dá)到制動效果。部分高超聲速飛行器已有過對滑橇剎車的實際應(yīng)用，如美國的試驗機(jī)X-15A高超聲速飛行器[3]，在滑跑降落時通過滑橇與地面的摩擦達(dá)到飛行器進(jìn)場后減速的目的。此外，輪橇式起落架也能同利用剎車盤制動的輪式起落架一樣通過差動剎車進(jìn)行滑跑糾偏，主要利用作動筒將滑橇壓向地面的不同壓力來影響左右滑橇與地面間的摩擦力，使左右輪橇與地面間的結(jié)合力矩不同而產(chǎn)生偏航力矩，從而調(diào)整飛機(jī)滑跑姿態(tài)，達(dá)到糾偏效果，具有較好的應(yīng)用前景。由于跑道地面的不平度，飛機(jī)在滑行過程中會產(chǎn)生振動，而這種振動正是造成飛機(jī)機(jī)體和起落架結(jié)構(gòu)疲勞破壞的重要原因之一，嚴(yán)重威脅飛機(jī)起飛和著陸的安全性，因此國內(nèi)外專家一直把飛機(jī)滑行時的振動及動態(tài)響應(yīng)問題作為重要的研究課題之一[4]。通常起落架緩沖系統(tǒng)由輪胎和緩沖器兩部分組成，而對于輪橇式起落架，沖擊和振動產(chǎn)生的載荷，輪胎承擔(dān)的載荷很小，而滑橇不像輪胎那樣具備緩沖性能，因此，輪橇式起落架飛機(jī)的滑行減振問題變得尤為重要。

對于地面滑行隨機(jī)振動的研究，C.C.Tung[5]采用攝動法和等效線性化法，通過將跑道激勵簡化為平穩(wěn)高斯過程對非線性二自由度飛機(jī)滑跑模型的隨機(jī)響應(yīng)進(jìn)行了數(shù)值模擬；賈玉紅等[6]基于主動控制起落架的非線性二質(zhì)量塊模型，建立目標(biāo)函數(shù)，對主動控制起落架在地面滑跑的隨機(jī)響應(yīng)進(jìn)行了分析。隨著研究的不斷深入，研究人員開始使用更符合實際的跑道譜來描述跑道不平度。張冠超等[7]基于非線性二質(zhì)量塊起落架模型，將實測數(shù)據(jù)作為路面激勵，采用時域確定性方法，對飛機(jī)在不平整跑道上滑行的響應(yīng)進(jìn)行了探究。然而，實測跑道方法雖準(zhǔn)確度高，但不具有普遍性且耗費(fèi)成本。因此，劉莉等[8]針對二質(zhì)量塊起落架模型，借助跑道功率譜密度描述路面不平度，并采用譜密度法研究了飛機(jī)滑跑時的平穩(wěn)響應(yīng)。聶宏等[9]基于功率譜密度法，建立了飛機(jī)起落架非穩(wěn)態(tài)響應(yīng)分析的數(shù)學(xué)模型，通過變量代換和傅里葉變換得到非穩(wěn)態(tài)分析的功率譜密度，并對飛機(jī)重心過載這一典型響應(yīng)量進(jìn)行了分析。此外，周瑞鵬等[10]基于ALTLAS 軟件，對某型艦載機(jī)起落架不同下沉速度工況進(jìn)行了分析，并結(jié)合落震試驗數(shù)據(jù)對流量系數(shù)、氣體多變指數(shù)進(jìn)行了計算。朱晨辰等[11]詳細(xì)論述了軍民機(jī)著陸與滑跑階段涉及的關(guān)鍵動力學(xué)問題及研究現(xiàn)狀，重點對復(fù)雜環(huán)境下飛機(jī)起落架相關(guān)試驗技術(shù)、著陸緩沖分析與優(yōu)化方法等方面進(jìn)行了綜述。為了能將頻域噪聲引入非線性系統(tǒng)，有學(xué)者采用諧波疊加法，將一系列相位不同的正弦波進(jìn)行疊加，使路面不平度表達(dá)形式從功率譜轉(zhuǎn)化到了時域的時間序列上，進(jìn)而研究了飛機(jī)在不平整跑道滑跑時的隨機(jī)響應(yīng)，并對機(jī)場道面平整度進(jìn)行了評價[12]。目前，針對起降裝置減振的公開研究多集中于輪式起落架和橇式起落架。盡管輪橇式起落架已經(jīng)問世，這一類起落架僅用于滑跑起飛、著陸制動，且出于技術(shù)封鎖的原因，公開的研究資料極少。輪橇式起降裝置在結(jié)構(gòu)設(shè)計、控制方式、減振性能等方面仍有較大的研究空間。

本文基于多學(xué)科優(yōu)化及智能控制方法，通過LMS Virtual.Lab Mοtiοn 建立了輪橇式飛機(jī)的全機(jī)地面滑跑動力學(xué)模型，采用濾波白噪聲路面時域模型建立了與實際情況相符的隨機(jī)激勵道面，基于MATLAB/Simulink平臺設(shè)計其減振控制律。通過聯(lián)合仿真將其應(yīng)用于半主動控制技術(shù)。分析了緩沖器被動減振、半主動比例積分微分（PⅠD）控制和半主動模糊PⅠD控制三種方式下輪橇式飛機(jī)的減振性能，最終形成一套輪橇式起落架飛機(jī)地面滑行隨機(jī)振動減振設(shè)計方法，旨在提高輪橇式起落架飛機(jī)滑跑舒適性和減振性能。

1 輪橇式起落架動力學(xué)建模

1.1 變阻尼節(jié)流閥式半主動控制緩沖器動力學(xué)建模

本文主要基于變阻尼節(jié)流閥式半主動控制原理對起落架緩沖器的半主動控制進(jìn)行研究。節(jié)流閥又可稱為可調(diào)節(jié)流量控制閥，通過改變節(jié)流口流通面積使阻尼力發(fā)生相應(yīng)變化。

該緩沖器的緩沖力主要由空氣彈簧力Fa、油液阻尼力Fh、結(jié)構(gòu)限制力Fl和可控阻尼力Fc組成。

（1） 空氣彈簧力Fa

本油氣緩沖器采用單氣腔緩沖器，其空氣彈簧力可以表示為

式中，F(xiàn)a為空氣彈簧力；A0為緩沖器氣腔有效壓氣面積；p0為緩沖器氣腔初始填充壓力；u為緩沖器行程；V0為緩沖器氣腔初始填充體積；γ為空氣多變指數(shù)；patm為當(dāng)?shù)貥?biāo)準(zhǔn)大氣壓力。

（2） 油液阻尼力Fh

式中：ρ為油液密度；Ah0為主油孔壓油面積；u?為緩沖器壓縮速度；Cd為油液縮流因數(shù)；Ad0為油孔面積。

（3） 結(jié)構(gòu)限制力Fl

式中，KL為緩沖器軸向拉壓剛度；Smax為緩沖器最大行程。

（4） 可控阻尼力Fc

半主動控制起落架緩沖器阻尼力可分為可控阻尼力以及不可控阻尼力（常油孔，變油孔）兩部分?？煽刈枘崃从砂胫鲃涌刂破鬏敵鲂盘柨刂茍?zhí)行機(jī)構(gòu)，再由執(zhí)行機(jī)構(gòu)實現(xiàn)阻尼變化，其具體大小由半主動控制律決定。

1.2 道面隨機(jī)激勵模型的建立

《機(jī)械振動 道路路面譜測量數(shù)據(jù)報告》（GB/T 7031—2005）[13]建議路面功率譜密度采用式（4）作為擬合表達(dá)式

式中，n為空間頻率，是波長λ的倒數(shù)，表示每米長度中包含波長的個數(shù)；n0為參考空間頻率，通常取n0=0.1m-1；Gq(n0)為參考空間頻率n0下的路面功率譜密度值，稱為路面不平度系數(shù)；ω為頻率指數(shù)，它是指雙對數(shù)坐標(biāo)上斜線的斜率，決定路面功率譜密度頻率結(jié)構(gòu)，一般取ω=2。

《機(jī)械振動 道路路面譜測量數(shù)據(jù)報告》中將路面分為A～H 共8 個等級，見表1。根據(jù)中國所修建跑道的實際情況，常用前三級來刻畫其不平度。

表1 路面不平度分級標(biāo)準(zhǔn)Table 1 Grading standard of road roughness

我國機(jī)場路面譜基本在A～C三級范圍內(nèi)，其中B、C級路面占比較大。引入速度變量以后，得到下截止頻率的路面不平度位移的時域表達(dá)式，即

式中，q為路面不平度位移；f0為下截止頻率。

式（5）被稱為“濾波白噪聲”時域路面輸入模型。通常，下截止頻率在0.0628Hz附近取值，以保證所得的時域路面位移輸入與實際路面相符。

國內(nèi)外學(xué)者對隨機(jī)路面時域模型進(jìn)行了大量研究，結(jié)果表明基于線性濾波的白噪聲激勵模擬特別適合于路面譜時域模型的仿真，濾波白噪聲法是目前普遍應(yīng)用的路面不平度模擬方法。在 MATLAB/Simulink 環(huán)境下，搭建與式（5）一致的仿真模型，隨后對B 級路面進(jìn)行仿真，仿真結(jié)果如圖1所示。

圖1 B級路面仿真結(jié)果Fig.1 Simulatiοn results οf B-grade pavement

將仿真結(jié)果的采樣點導(dǎo)入CATⅠA軟件中，生成樣條曲線，最終生成仿真所需的標(biāo)準(zhǔn)B級路面。

1.3 全機(jī)動力學(xué)模型的建立

給定尺寸縮放比例為1∶9的樣機(jī)進(jìn)行仿真。實際飛機(jī)重量為109.35t，滑跑速度為60m/s，根據(jù)NASA 技術(shù)說明中提供的縮放關(guān)系，仿真樣機(jī)的重量縮小729倍，滑跑速度縮小300%，仿真參數(shù)見表2。將CATⅠA中的飛機(jī)幾何裝配體導(dǎo)入LMS Virtual.lab Mοtiοn 動力學(xué)模塊，建立完整的輪橇式起落架飛機(jī)全機(jī)著陸滑跑動力學(xué)模型，如圖2所示，其中包含完整的輪橇式起落架飛機(jī)模型、B 級路面模型和起落架緩沖器模型。隨后建立了LMS Virtual.Lab Mοtiοn 與MATLAB/Simulink 聯(lián)合仿真的接口，以實現(xiàn)對緩沖器的半主動控制。在后續(xù)的聯(lián)合仿真中，此動力學(xué)模型可以清晰地反映整個系統(tǒng)的運(yùn)動變化過程和載荷傳遞情況。

圖2 全機(jī)著陸滑跑動力學(xué)模型Fig.2 Full aircraft landing slide-οff dynamics mοdel

表2 輪橇式起落架飛機(jī)參數(shù)Table 2 Parameters of wheel-ski landing gear aircraft

2 輪橇式起落架飛機(jī)滑行振動響應(yīng)分析

2.1 飛機(jī)被動減振滑跑仿真

在已創(chuàng)建的B級道面上進(jìn)行輪橇式起落架飛機(jī)的地面滑跑仿真，在初始滑跑速度為20m/s，仿真時長為10s，被動減振工況下，給出機(jī)體垂向振動位移、機(jī)體垂向振動位移加速度、主起緩沖壓縮量和主起緩沖器載荷隨時間變化曲線圖，如圖3所示。

圖3 被動減振飛機(jī)滑跑仿真結(jié)果Fig.3 Simulatiοn results οf passive vibratiοn damping aircraft skid

由仿真結(jié)果可知，機(jī)體垂向振動最大位移為32mm，主起緩沖壓縮量有較大范圍的波動。此時機(jī)體垂向振動位移較大，經(jīng)過7.8s 后飛機(jī)剎停，由于存在動態(tài)誤差，需要經(jīng)過較長時間才能達(dá)到穩(wěn)定。機(jī)體垂向振動加速度在滑跑3s后保持在5g范圍內(nèi)。主起緩沖器載荷波動較大。

2.2 半主動PID控制下的飛機(jī)滑跑仿真

作為PⅠD控制器的核心，比例、積分、微分控制三部分各自在控制過程中發(fā)揮不同作用。比例環(huán)節(jié)對偏差進(jìn)行反映，產(chǎn)生控制信號以達(dá)到縮小或者消除偏差的目的；積分環(huán)節(jié)用于消除系統(tǒng)靜態(tài)誤差；微分環(huán)節(jié)則用于消除動態(tài)誤差，可明顯改善系統(tǒng)的動態(tài)特性。針對本文減振的目的，主要對P、D值展開研究，以減緩輪橇式起落架飛機(jī)地面滑跑過程中的垂向振動位移和垂向載荷，并消除飛機(jī)剎停后的動態(tài)誤差，改善系統(tǒng)的動態(tài)特性。積分環(huán)節(jié)Ⅰ值則設(shè)為定值1000。

輪橇式起降裝置采用的PⅠD減振控制律的具體工作原理如圖4所示。飛機(jī)在地面滑跑時通過傳感器不斷將機(jī)體垂向振動位移y(t)反饋給控制系統(tǒng)，作為控制系統(tǒng)的誤差輸入e(t)，并由計算機(jī)實時對偏差進(jìn)行比例、積分、微分的線性疊加計算，生成相對準(zhǔn)確的控制量并以控制信號的形式輸出，作用于半主動控制器，在形成一個閉環(huán)回路的同時，使系統(tǒng)受控量無限接近于所設(shè)定的理想值，從而實現(xiàn)對受控量的閉環(huán)反饋控制。

圖4 PⅠD控制流程Fig.4 PⅠD cοntrοl flοw chart

2.2.1 對P值影響的研究

在已創(chuàng)建的B級道面上進(jìn)行輪橇式起落架飛機(jī)的地面滑跑仿真，使初始滑跑速度為20m/s，仿真時長為10s，添加PⅠD 控制。其中Ⅰ值為1000，D 值為0，分別給出P 值為3000、30000和100000工況下的機(jī)體垂向振動位移、機(jī)體垂向振動位移加速度、主起緩沖壓縮量和主起緩沖器載荷隨時間變化曲線圖，如圖5所示。

圖5 P值影響研究仿真結(jié)果Fig.5 Simulatiοn results οf P-value influence research

通過對仿真結(jié)果的對比發(fā)現(xiàn)，P 值對機(jī)體垂向振動位移與垂向受載均有影響。機(jī)體垂向振動位移幅值隨P值增大而減小，而機(jī)體垂向受載與緩沖器載荷隨P 值增大而增大。由此，當(dāng)P為定值時，無法同時減小垂向位移幅值與垂向受載，其控制效果較差。

2.2.2 對D值影響的研究

在已創(chuàng)建的B級道面上進(jìn)行輪橇式起落架飛機(jī)的地面滑跑仿真，使初始滑跑速度為20m/s，仿真時長為10s，添加PⅠD控制。其中P值為30000，Ⅰ值為1000，分別給出D值為0、2500和5000工況下的機(jī)體垂向振動位移、機(jī)體垂向振動位移加速度、主起緩沖壓縮量和主起緩沖器載荷隨時間變化曲線圖，如圖6所示。

圖6 D值影響研究仿真結(jié)果Fig.6 Simulatiοn results οf D-value influence research

通過對仿真結(jié)果的對比發(fā)現(xiàn)，微分控制的引入可以消除飛機(jī)剎停后的動態(tài)誤差，但使滑行途中機(jī)體垂向受載變大。當(dāng)D 取較大值時，機(jī)體垂向受載較大，D 取較小值時，則無法消除機(jī)體剎停后的動態(tài)誤差，需經(jīng)過較長時間才能達(dá)到穩(wěn)定狀態(tài)。由此可知，D為定值時，無法同時減小機(jī)體垂向受載與消除動態(tài)誤差，其控制效果較差。

PⅠD控制雖然簡單、精度高，但缺點在于選定參數(shù)適應(yīng)性較差，一旦環(huán)境發(fā)生變化，其控制效果將大大下降。

2.3 半主動模糊PID控制下的飛機(jī)滑跑仿真

針對上文所述的輪橇式起落架飛機(jī)減振需求，本文設(shè)計了一種模糊控制算法，基于選定的環(huán)境輸入變量，使P、D參數(shù)變?yōu)殡S環(huán)境變化而變化的輸出變量，以此收到更好的控制減振效果。

輪橇式起降裝置采用的自適應(yīng)模糊PⅠD減振控制律的具體工作原理如圖7所示。飛機(jī)在地面滑跑時通過傳感器不斷將機(jī)體垂向振動位移y(t)反饋給控制系統(tǒng)，作為控制系統(tǒng)的誤差輸入e(t)，并由計算機(jī)實時計算誤差的變化速度v(t)。一方面，將e(t)和v(t)作為模糊控制器的輸入進(jìn)行模糊化處理，由模糊控制器通過模糊規(guī)則計算該輸入條件下P、D 參數(shù)變化量的隸屬度和隸屬度值并進(jìn)行反模糊計算，輸出參數(shù)變化量ΔP和ΔD，對參數(shù)變化量ΔP和ΔD與PD控制的初始參數(shù)值進(jìn)行求和處理獲得當(dāng)前PD控制的參數(shù)值；另一方面，e和ec作為PD控制器的輸入，通過PD控制器產(chǎn)生相對準(zhǔn)確的控制量并以控制信號的形式輸出，作用于半主動控制器，實現(xiàn)飛機(jī)的減振目的。

圖7 模糊PⅠD控制流程Fig.7 Fuzzy-PⅠD cοntrοl flοw chart

2.3.1 定義模糊集合及其隸屬函數(shù)

設(shè)輸入變量為H、dH，各定義5 個模糊集合，即表示輸入的模糊狀態(tài){負(fù)大，負(fù)中，零，正中，正大}，用英文首字母縮寫為{NB，NM，S，PM，PB}。設(shè)輸出量為P、D，定義P 的模糊集合為{小，中，大}。用英文首字母縮寫為{S，M，L}。定義D的模糊集合為{是，否}，用英文首字母縮寫為{Y，N}。

將確定的隸屬函數(shù)曲線離散化，就得到了有限個點上的隸屬度，便構(gòu)成了一個相應(yīng)模糊變量的模糊子集。如圖8所示。

圖8 隸屬度函數(shù)曲線Fig.8 Membership functiοn curve

2.3.2 設(shè)計模糊控制規(guī)則

模糊控制規(guī)則集的設(shè)計是模糊控制器設(shè)計的關(guān)鍵。由于兩個輸入變量各有5 個模糊子集，所以兩個輸出變量各自總共有25條模糊控制規(guī)則，見表3和表4。

表3 對P值的模糊規(guī)則控制表Table 3 Fuzzy rule control table for P value

表4 對D值的模糊規(guī)則控制表Table 4 Fuzzy rule control table for D value

輸入輸出模糊語言變量的關(guān)系如圖9所示，P值隨H絕對值增大而增大，表示在偏差較大時，比例控制產(chǎn)生較大的控制力；偏差較小時，比例控制產(chǎn)生較小的控制力。D值僅在H與dH均在零值附近時，取正值，其他時刻D取零值，表示微分控制僅在飛機(jī)即將剎停時產(chǎn)生控制力，以此來消除機(jī)體剎停后的動態(tài)誤差。

圖9 模糊控制器輸入輸出關(guān)系Fig.9 Ⅰnput-οutput relatiοnship οf fuzzy cοntrοller

2.3.3 仿真結(jié)果

在已創(chuàng)建的B級道面上進(jìn)行輪橇式起落架飛機(jī)的地面滑跑仿真，使初始滑跑速度為20m/s，仿真時長為10s，引入設(shè)計好的半主動模糊PⅠD控制率。給出該工況下的機(jī)體垂向振動位移、機(jī)體垂向振動位移加速度、主起緩沖壓縮量和主起緩沖器載荷隨時間變化曲線圖，如圖10所示。

圖10 半主動模糊PⅠD控制下飛機(jī)滑跑仿真結(jié)果Fig.10 Simulatiοn results οf aircraft skid under semi-active fuzzy-PⅠD cοntrοl

由仿真結(jié)果可知，機(jī)體垂向振動振幅為23mm，主起緩沖壓縮量波動范圍較小。此時機(jī)體垂向振動位移較小，機(jī)體垂向振動加速度在滑跑0.5s后穩(wěn)定在5g范圍內(nèi)。微分控制在飛機(jī)即將剎停時產(chǎn)生控制力，消除了飛機(jī)剎停后的動態(tài)誤差，更快達(dá)到穩(wěn)定。

2.4 仿真結(jié)果分析對比

在初速度20m/s、質(zhì)量150kg工況下，將被動減振、添加半主動PⅠD 控制（P=30000，Ⅰ=1000，D=5000）、添加半主動模糊PⅠD 控制三種工況下的仿真結(jié)果進(jìn)行對比，得到的結(jié)果如圖11所示。

圖11 20m/s、150kg工況下飛機(jī)滑跑仿真結(jié)果對比Fig.11 Cοmparisοn between simulatiοn results οf aircraft skid under cοnditiοns οf 20m/s and 150kg

對比發(fā)現(xiàn)，被動減振時，機(jī)體垂向振動振幅較大，且剎停后仍存在動態(tài)誤差，需要經(jīng)過較長時間才能達(dá)到穩(wěn)定狀態(tài)；添加半主動PⅠD控制時，機(jī)體垂向振動位移減小，但機(jī)體垂向載荷與緩沖器載荷有較大幅度增加；添加半主動模糊PⅠD 控制時，相較于被動減振的工況，機(jī)體的垂向振動位移減小28.1%，機(jī)體垂向載荷也有明顯減小，同時消除了飛機(jī)剎停后的動態(tài)誤差，使飛機(jī)能夠更快達(dá)到穩(wěn)定狀態(tài)。

2.5 模糊PID半主動控制系統(tǒng)在多工況下的適應(yīng)性

為了驗證所設(shè)計模糊PⅠD半主動控制系統(tǒng)在多工況下的適應(yīng)性，分別在不同速度和不同載重下，對三種控制方式的仿真結(jié)果進(jìn)行對比分析。（1） 初速度15m/s，質(zhì)量150kg時，三種控制仿真結(jié)果對比如圖12所示。（2） 初速度20m/s，質(zhì)量200kg時，三種控制仿真結(jié)果如圖13所示。從圖12和圖13可以看出，兩種工況下添加半主動模糊PⅠD控制相較于被動減振的仿真結(jié)果，機(jī)體的垂向振動位移分別減小了7.1%和24.3%。對比以上兩組工況發(fā)現(xiàn)，相較于被動減振和添加傳統(tǒng)PⅠD 控制的方式，針對此輪橇式起落架飛機(jī)所設(shè)計的模糊PⅠD減振控制律，機(jī)體垂向振動位移有效減小，滑跑過程中的垂向載荷始終保持在較小值，且能有效消除飛機(jī)剎停后的動態(tài)誤差，取得了最優(yōu)的減振效果，驗證了其在多種工況下的實用性和有效性。

圖12 15m/s、150kg工況下飛機(jī)滑跑仿真結(jié)果對比Fig.12 Cοmparisοn between simulatiοn results οf aircraft skid at 15m/s and 150kg

圖13 20m/s、200kg工況下飛機(jī)滑跑仿真結(jié)果對比Fig.13 Cοmparisοn between simulatiοn results οf aircraft skid at 20m/s and 200kg

3 結(jié)論

本文針對輪橇式起落架飛機(jī)的滑行減振問題，搭建了飛機(jī)地面滑跑動力學(xué)模型，采用濾波白噪聲方法建立了符合實際要求的隨機(jī)激勵道面，設(shè)計了合適的半主動控制方法，對比了飛機(jī)在多種工況下的滑跑仿真。主要結(jié)論如下：

（1） 相較于被動減振的滑跑仿真結(jié)果，采用半主動模糊PⅠD 控制時，機(jī)體垂向振動位移減小7%以上，滑跑過程中受到的垂向載荷也有效減小，且能有效消除飛機(jī)剎停后的動態(tài)誤差，更快達(dá)到穩(wěn)定狀態(tài)。

（2） 相較于添加傳統(tǒng)PⅠD控制的滑跑仿真結(jié)果，采用模糊PⅠD控制能使滑跑過程中機(jī)體的垂向振動位移與垂向載荷同時減小，且有更強(qiáng)的環(huán)境適應(yīng)能力。

綜上所述，針對此輪橇式起落架飛機(jī)所設(shè)計的半主動模糊PⅠD控制律取得了最優(yōu)的減振效果。