飛機起落架動力學(xué)仿真技術(shù)研究

（中航通飛研究院有限公司，廣東 珠海 519040）

1 引言

起落架是飛機重要承力部件，在飛機起降過程中擔(dān)負(fù)著極其重要的使命。在研發(fā)過程中，設(shè)計人員需深入了解與起落架相關(guān)的機構(gòu)學(xué)、運動學(xué)，分析其靜動特性，爭取用最輕的重量、最緊湊的結(jié)構(gòu)設(shè)計出最為安全可靠的起落架。起落架的一個重要指標(biāo)是，在飛機降落撞擊時減小地面對機輪的作用力，從而改善飛機結(jié)構(gòu)受載情況[1]。搖臂式起落架被廣泛用于小型飛機，其優(yōu)點是通過設(shè)計一個小行程緩沖器，利用杠桿原理將機輪的緩沖行程放大，達(dá)到降低飛機著陸過載的目的。

傳統(tǒng)的起落架研發(fā)過程為設(shè)計，生產(chǎn)，試驗，根據(jù)試驗結(jié)果進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計，重新生產(chǎn)和試驗，經(jīng)過多輪迭代后才能獲得較優(yōu)的產(chǎn)品，研制周期長，經(jīng)費高。

起落架動力學(xué)仿真技術(shù)，是指在起落架研發(fā)過程中，通過合理的假設(shè)，在專業(yè)分析軟件中建立起落架的動力學(xué)模型，針對起落架在使用中的各種工況進(jìn)行仿真分析，預(yù)測起落架的緩沖性能，根據(jù)仿真結(jié)果給出優(yōu)化方案，從而實現(xiàn)最優(yōu)設(shè)計。本文以某型飛機搖臂式起落架為對象，運用動力學(xué)仿真技術(shù)，研究起落架的動態(tài)性能。

2 起落架動力學(xué)模型

2.1 起落架動力學(xué)模型的一般假設(shè)

一般把搖臂式起落架動力學(xué)模型簡化成圖1所示。將起

落架所承受的飛機重量簡化為一個集中重量，有上下運動自由度。起落架支架和搖臂均簡化為彈性梁，搖臂可繞轉(zhuǎn)軸運動。輪胎重量和轉(zhuǎn)動慣量集中作用在輪軸上。分別用兩個非線性彈簧模擬輪胎垂向和航向變形。緩沖器簡化成彈簧、液壓阻尼器和摩擦阻尼器的并聯(lián)體。其中，緩沖器和輪胎的模擬是模型重點關(guān)注的部分。大型通用軟件 Abaqus提供較好的工具，可通過建立有限元模型比較有效地模擬緩沖器和輪胎。

圖1 搖臂式起落架動力學(xué)模型

2.2 起落架有限元模型

起落架三維實體模型見圖 2。將實體模型導(dǎo)入 Abaqus CAE中，得到各主要部件的質(zhì)心位置、質(zhì)量、轉(zhuǎn)動慣量以及各部件連接點位置等。在有限元模型中，beam單元模擬支架及搖臂，shell單元模擬輪胎，translator運動副模擬緩沖器，hinge運動副模擬支架與搖臂、搖臂與機輪之間的相對運動關(guān)系，point mass/inertia單元調(diào)配各部件質(zhì)心參數(shù)，使用boundary condition約束支架的運動，使支架只能在垂直方向上自由移動。起落架有限元模型見圖3。

圖2 CATIA中起落架幾何模型

圖3 起落架有限元模型

2.3 緩沖器參數(shù)

起落架采用具有變油孔的油-氣緩沖器。油-氣緩沖器用空氣儲存能量，消散能量則通過油液以一定的控制速度流經(jīng)通油孔產(chǎn)生節(jié)流阻尼實現(xiàn)。油-氣緩沖器的緩沖特性綜合反映在緩沖器軸向力上。軸向力分解為空氣彈簧力、油液阻尼力和干摩擦力等三部分，關(guān)系式如下[2]：

在Abaqus 軟件中使用translator運動副中可實現(xiàn)空氣彈簧力、油液阻尼力和干摩擦力等的參數(shù)設(shè)置。

2.4 輪胎剛度及摩擦系數(shù)

輪胎與地面接觸后，垂向力是輪胎壓縮量的函數(shù)。假設(shè)輪胎材料為橡膠，彈性模型為 20MPa，通過調(diào)節(jié)輪胎 shell單元的厚度可最終逼近輪胎垂向彈簧的剛度。由于帶轉(zhuǎn)的輪胎相對于地面有切向運動，在摩擦力（航向力）的作用下，輪胎產(chǎn)生切向變形。一般認(rèn)為輪胎-地面摩擦系數(shù)是關(guān)于滑移比的函數(shù)，其關(guān)系如圖4所示[2]。定義輪胎與地面的接觸關(guān)系后，在contact property的tangential behavior選項可輸入此關(guān)系曲線。由于缺乏輪胎切向剛度資料，因此模型沒有重點模擬輪胎切向剛度。

圖4 輪胎-地面摩擦系數(shù)與滑移比的關(guān)系曲線

3 起落架動力學(xué)分析結(jié)果

起落架落震試驗是驗證起落架緩沖特性的重要試驗。進(jìn)行某型飛機起落架落震試驗時，機輪外廓切向速度為 146 km/h，起落架從0.475 m高度自由落體。使用abaqus顯式求解器dynamic explicit分析起落架的動響應(yīng)過程。

圖5給出了緩沖器完成第一次壓縮和反彈過程中垂向力和航向力時間歷程曲線。從數(shù)據(jù)可以看出，航向力仿真峰值相對試驗峰值出現(xiàn)得較晚，而垂向力仿真峰值比試驗峰值出現(xiàn)得較早。此外，無論是航向力還是垂向力峰值，其仿真結(jié)果與試驗結(jié)果都很接近，相對誤差在2000 N以內(nèi)，精度滿足工程應(yīng)用要求。從曲線還可以發(fā)現(xiàn)，在0.4 s之后，垂向力的仿真結(jié)果與試驗結(jié)果吻合得很好，航向力仿真值與試驗值的很接近，均穩(wěn)定在零附近。由此可見，在仿真分析中，航向力的計算精度在很大程度上影響了垂向力的精度。

圖5 起落架動響應(yīng)結(jié)果

總體來看，某型飛機起落架動力學(xué)仿真分析結(jié)果與試驗結(jié)果比較吻合，說明起落架動力學(xué)仿真技術(shù)有效可靠，可在起落架研發(fā)過程發(fā)揮很好的作用。

4 結(jié)論

（1）起落架動力學(xué)仿真技術(shù)能有效地預(yù)測了起落架的性能。在迭代優(yōu)化設(shè)計階段，起落架仿真技術(shù)可以代替落震試驗對當(dāng)前的設(shè)計方案進(jìn)行評估，直到最優(yōu)方案確定后才進(jìn)行產(chǎn)品制造和試驗，從而縮短了研制周期，節(jié)省研發(fā)經(jīng)費。

（2）為了提高仿真精度，需進(jìn)一步細(xì)化輪胎-地面摩擦系數(shù)，并尋找可以有效模擬輪胎切向剛度的方法，從而提高航向力的計算精度。

（3）起落架動力學(xué)仿真技術(shù)還可用于分析更為復(fù)雜的工程問題，如將起落架有限元模型裝配到飛機全機動力學(xué)分析有限元模型上，模擬復(fù)雜的飛機著陸撞擊過程。

【符號說明】

AO——通油孔面積，是關(guān)于SM的函數(shù)

Cd——通油孔阻尼系數(shù)，取0.75

FA——壓氣面積

FO——壓油面積

n——空氣多變指數(shù)，取1.07

P0——氣腔初始壓力

QA——空氣彈簧力

QF——干摩擦力

QO——油液阻尼力

QV——軸向力

SM——緩沖器行程

——緩沖器壓縮速度

VA——氣腔初始體積

μ——摩擦系數(shù)，取0.04

ρO——油液密度

[1]《飛機設(shè)計手冊》總編委會.飛機設(shè)計手冊第14冊[M].北京:航空工業(yè)出版社,2002.12.

[2]《飛機設(shè)計手冊》總編委會.飛機設(shè)計手冊第9冊[M].北京:航空工業(yè)出版社,2001.12.