基于MSC.ADAMS/aircraft對某型飛機前起落架擺振仿真分析

2017-03-02 by:CAE仿真在線來源:互聯(lián)網(wǎng)

本文建立了某型飛機支柱式前起落架的擺振動力學模型,在MSC.ADAMS/aircraft平臺上建立該起落架虛擬樣機,并進行起落架的擺振仿真分析,通過分析得出對減擺有利的減擺阻尼和輪胎壓力,為起落架設(shè)計和擺振實驗提供理論依據(jù)和技術(shù)支持。

引言
飛機前輪擺振是飛機研制和使用中屢見的一種嚴重故障,是飛機結(jié)構(gòu)動力學的一個重要課題。擺振問題的研究在國外已經(jīng)很成熟,但是在國內(nèi),擺振問題還是存在的,盡管研究工作從六十年代就開始了。然而,目前對擺振的研究還只是對擺振穩(wěn)定性的研究分析,用軟件對擺振的仿真分析還是很少的,即使有也是自己編制的軟件,仿真結(jié)果也不是很精確。而國外在擺振這塊已經(jīng)能夠很成熟的運用大型商用軟件(如:MSC.ADAMS等。)對起落架擺振問題進行仿真分析。本文建立了某型飛機前起落架的動力學模型,并在MSC.ADAMS/aircraft平臺上對該起落架建立虛擬樣機并進行仿真分析,最后通過分析得出對減擺有利的減擺阻尼和輪胎壓力,為起落架設(shè)計和擺振實驗提供理論依據(jù)和技術(shù)支持。
1.起落架的動力學建模
在分析中使用了五個自由度用于描述前輪擺振運動,自由度說明如下:
α 前輪圍繞前起落架旋轉(zhuǎn)軸軸線的側(cè)向轉(zhuǎn)動;
θs 前輪圍繞支柱軸線的擺動角;
θl 減擺器處圍繞支柱軸線的轉(zhuǎn)動角;
φ0 輪胎的側(cè)向偏移;
λ0 輪胎彈性扭轉(zhuǎn)角。

基于MSC.ADAMS/aircraft對某型飛機前起落架擺振仿真分析 - 林子 - 林子清風 CAE/CFD工作室

圖1 雙輪共轉(zhuǎn)形式的前起落架動力學分析模型

輪胎的彈性變形λ0 和φ0并不是兩個獨立的自由度,二者均可以用上述的幾個自由度線性表示。這里坐標系為向上為Z方向,向上為正;航向為X方向,航向反向為正;側(cè)向為Y方向,正負根據(jù)右手定則確定。
2. 仿真建模
通過上面動力學模型的詳細分析,在MSC.ADAMS/aircraft模塊中根據(jù)某型飛機前起落架的具體參數(shù)建模,如圖2。建模的過程主要是運用軟件中的建模功能,建立虛擬樣機,主要包括:模擬機身的subframe、上下支柱、防扭力臂、支撐桿、輪軸以及飛機機輪等。這里最復(fù)雜的就是建立模擬的緩沖器,本文是采用建立空氣彈簧、油液阻尼器以及擋板來模擬單腔的緩沖器,并且輸入了諸多的參數(shù)來準確模擬真實情形。

圖2 某型飛機前起建模以及裝配圖

為了在MSC.ADAMS/aircraft中實現(xiàn)擺振實驗,要對上面的模型進行以下修改。首先,為了模擬支柱的彈性,在支柱的頂部加一軸襯(如圖3-a),并且根據(jù)靜力實驗或靜力分析得出的X、Y方向線性剛度以及Z方向扭轉(zhuǎn)剛度來修改軸襯的屬性文件。其次,為了模擬減擺器的減擺阻尼,在支柱的collar上添加一個變扭矩操縱器(如圖3-b),在這個操縱器里面可以修改減擺器的減擺阻尼。最后,為了模擬著落過程有很大的側(cè)向沖擊載荷,在起落架下支柱的軸承上加一個側(cè)向沖擊載荷,本文采用加載一次沖擊載荷來模擬(如圖3-c),這和國內(nèi)擺振實驗的方法也是一致的。

(a) (b) (c)

圖 3 模型局部細節(jié)圖

3.仿真分析
3.1 根據(jù)實際參數(shù)修正數(shù)據(jù)
虛擬樣機建好以后要根據(jù)實際的數(shù)據(jù)修改一些屬性文件,比如:要根據(jù)靜力實驗來確定X、Y方向線性剛度以及Z方向扭轉(zhuǎn)剛度,還有其他一些數(shù)據(jù)可以根據(jù)經(jīng)驗公式算出,靜強度實驗得出的數(shù)據(jù)如表1。

表1 某型飛機前起落架靜強度實驗數(shù)據(jù)表

3.2 仿真分析
在Template Builder中建立好起落架和輪胎模型,并修正好所有數(shù)據(jù)以及屬性文件。然后將模型導(dǎo)入Standard Interface中進行分析。分析的過程中可以采用調(diào)節(jié)扭轉(zhuǎn)阻尼和輪胎壓力大小來測試起落架是否擺振,最后挑選出適合飛行的減擺阻尼和輪胎壓力。為此,制定工況如下:

表2 仿真實驗工況表

經(jīng)過實驗,可以發(fā)現(xiàn)當輪胎壓力不變的時候,扭轉(zhuǎn)阻尼對擺振的影響特別大,如圖4:

圖4 不同扭轉(zhuǎn)阻尼的側(cè)向力與時間曲線對比圖圖5扭轉(zhuǎn)阻尼為500時發(fā)生擺振時的側(cè)向力與時間曲線

圖6 模擬沖擊載荷與時間關(guān)系曲線圖7 不同扭轉(zhuǎn)阻尼輪胎偏離觸地中心距離與時間關(guān)系曲線對比圖

可以看出當扭轉(zhuǎn)阻尼為500 N.mm.s/Deg時,發(fā)生了頻率不高的輪胎型擺振(如圖5);當阻尼增加到5000 N.mm.s/Deg,同時受到側(cè)向沖擊力的時,機輪發(fā)生輕微擺動,最后收斂,沒有發(fā)生擺振;當阻尼增加到10000 N.mm.s/Deg時,同樣發(fā)生輕微擺動,最后收斂,不同的是收斂時間比較短,由此,可以得出結(jié)論正常飛行的時候建議減擺阻尼設(shè)定在5000 N.mm.s/Deg以上。

表3 輪胎壓力與最大側(cè)向載荷關(guān)系表

實驗中,發(fā)現(xiàn)輪胎壓力對擺振也是有影響的,壓力太大,側(cè)向力大,壓力太小,側(cè)向力也比較大,容易造成側(cè)滑,使得操縱飛機不穩(wěn)定。由輪胎壓力與側(cè)向力關(guān)系表可以看出,0.55MPa是比較適合正常飛行的輪胎壓力。
4.結(jié)論
擺振在飛機故障中占很大的比例,目前國內(nèi)對擺振的研究還不成熟,且大多采用實驗的方法,耗時耗力。本文就某型飛機前起落架采用MSC.ADAMS軟件進行虛擬仿真,通過分析可以得出減擺阻尼應(yīng)該設(shè)定在5000 N.mm.s/Deg以上,輪胎壓力應(yīng)該選擇0.55MPa,這些數(shù)據(jù)為起落架設(shè)計人員對該型起落架的設(shè)計和實驗提供了指導(dǎo),節(jié)省了設(shè)計、實驗開銷,縮短了起落架設(shè)計周期,也使起落架的設(shè)計進入了數(shù)字化時代。

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