基于ADAMS/Aircraft的起落架建模研究

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

飛機起落架系統(tǒng)是飛機的一個重要組成部分，關(guān)系到飛機起飛和降落的性能。飛機在起飛滑跑、著陸接地和地面運動時會相對地面產(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)是飛機設(shè)計中一個十分關(guān)鍵的問題[1]。

起落架系統(tǒng)的傳統(tǒng)設(shè)計方法計算過程復(fù)雜、參數(shù)優(yōu)化困難、研制周期長、程序通用性差、計算精度不高。另外,在實驗研究方面,起落架落震試驗成本昂貴,并且試驗設(shè)備復(fù)雜,不易根據(jù)實際情況進行調(diào)整,為了驗證起落架使用性能而進行整機試飛的成本和風(fēng)險更大。而隨著計算機技術(shù)的發(fā)展，迅速發(fā)展起來一種計算機輔助工程技術(shù)——虛擬樣機技術(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分析軟件，廣泛應(yīng)用于汽車制造業(yè)、工程機械、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軟件的一個擴展模塊，包括Stanard Mode和Template Builder兩種模式，可以創(chuàng)建、裝配和分析飛機的機輪、起落架和飛機的全機模型。對飛機起落架的ADAMS建模，可以對起落架進行單獨分析，也能作為飛機的一個部分進行分析，從而得到起落架的靜態(tài)和動態(tài)性能[2]。

1 起落架緩沖系統(tǒng)的計算方程

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

1.1 空氣彈簧力

1.2 油液阻尼力

對于常油孔緩沖器來說，其側(cè)油孔的計算方法為：

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為空氣腔初始壓強（絕對壓強）；TAir0為空氣腔初始體積；PAMB為大氣壓強；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 起落架虛擬樣機模型

ADAMS/Aircraft模塊可以創(chuàng)建和分析機輪、起落架和全機的裝配模型，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模塊對其進行著陸動態(tài)性能仿真分析。整個過程包括建立模板、子系統(tǒng)和裝配模型；裝配模型建立完成后，對起落架進行了常規(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ADAMS的Aircraft模塊的Tamplate builder界面并設(shè)置工作環(huán)境。

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

其中點的坐標為參數(shù)化坐標，可以在以后的分析中通過修改點的坐標來改變緩沖支柱各部件的位置。結(jié)構(gòu)框架的作用和點一樣，與點不同的是結(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態(tài)特性，在質(zhì)量與轉(zhuǎn)動慣量給定的情況下，系統(tǒng)的幾何形狀對于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)物理樣機的運動機理，在模型上添加約束，是模型的運動與物理樣機接近一致。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 機輪模板

機輪模板創(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。但是考慮機輪模板的通用性，沒有必要重新建立一個全新的模板，完全可以通過調(diào)用ADAMS/Aircraft模塊所提供的機輪模板，通過修改其屬性文件里的一系列的參數(shù)而使其與物理樣機的機輪一致。在屬性文件中定義了輪胎的幾何屬性、各種計算參數(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)來計算輪胎上各力的大小，這樣就創(chuàng)建完成機輪模板,如圖2所示。

圖2 主起落架機輪模板

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)和機輪子系統(tǒng)，未對緩沖支柱模板和機輪模板進行修改。

2.3 裝配模型

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

圖3 起落架虛擬樣機

至此，主起落架的虛擬樣機系統(tǒng)建立完成。

3 起落架虛擬樣機模型分析

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

1）靜態(tài)平衡分析：這一階段中，裝配模型自動從初始狀態(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到了所希望的狀態(tài)。

2）動態(tài)仿真分析：在模型達到仿真的輸入條件后，仿真開始運行，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處理器和獨立的后處理模塊ADAMS/PostProcessor來完成。ADAMS/PostProcessor模塊主要提供了兩個功能：仿真回放功能和曲線分析繪制功能。在運行完仿真分析過程后，選擇后處理工具圖標（或使用快捷鍵F8），即可啟動并顯示ADAMS/PostProcessor模塊界面,并可觀察到仿真實驗的相關(guān)曲線，從而完成用 ADAMS對起落架的性能分析。

本文進行了起落架的落震仿真分析。首先以空機為計算依據(jù)，不考慮升力，選擇仿真時間為3秒和仿真步長為1000步，飛機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，與某型飛機的起落架實驗結(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建立虛擬樣機系統(tǒng)分析起落架的動態(tài)性能具有較高的可信度。

4 結(jié)束語

在對起落架緩沖系統(tǒng)的受力分析基礎(chǔ)上，采用ADAMS/Aircraft虛擬樣機技術(shù),建立了簡化起落架虛擬樣機實驗平臺,為后續(xù)的飛機起落架動態(tài)性能分析或優(yōu)化設(shè)計提供了一種先進高效快捷的方法。

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

[2] 王國平,張進平,馬若丁,編.虛擬樣機技術(shù)及其在ADAMS上的實踐[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.飛機起落架著陸半主動控制仿真研究[D].南京航空航天大學(xué),2006.