滑跑無人機前起落架收放系統仿真及安全特性分析

周德元, 吳玉生, 李嚴彪

(32204部隊, 渭南 714000)

在飛機起飛及降落時,起落架扮演者非常重要的角色。在飛機飛行時,為了減小阻力一般會將起落架收藏于機身或者機翼內,而起落架的收放機構在使用中發生失效的概率比較高,約為34.4%。此外,國外先進的起落架與飛機壽命整體相同,而我國大部分現役飛機的起落架壽命要比飛機壽命低很多。統計資料表明,飛機事故中將近70%與起落架有直接或者間接的關系。此外,起落架系統包含阻尼摩擦、間隙、剛度等各種非線性因素的動力學模型,滑跑減震、前輪擺振方面的振動主動及半主動控制問題以及時滯對振動的穩定性及振動本身的影響規律尚且不明確,這使得無人機起降過程中機身-起落架系統的動態模型建立及求解成為一項艱巨任務。文獻[1]提出了一種輕型緊湊型直升機著陸支柱的優化設計方法。文獻[2]建立了飛機起落架帶鎖撐支桿的三維模型,利用MATLAB對支桿截面尺寸進行了優化。文獻[3]提出了一種施加攔阻載荷方法,對艦載無人機攔阻著陸剛柔偶爾系統進行了動力學仿真分析。文獻[4]提出了一種解決航天設計問題的拓撲優化算法。但上述研究都是以設計為導向,未關注無人機裝備后期邊界性能的考核以及在復雜環境下的使用情況。

針對滑跑起降無人機裝備而言,一方面,目前研究起落架主要集中在收放運動過程中主要承力部件的強度剛度分析以及相關設計等方面,對起落架收放系統在動力學響應過程中的可靠性和安全性以及數字化性能鑒定等方面的研究比較少。摸清滑跑無人機起降階段所受沖擊力以及疲勞壽命的樣本、條件控制等方面技術積累相對比較薄弱,對開展規模性的摸清底數能力建設支持力度非常欠缺,面臨的技術壓力也比較大。另一方面,搞清起落架的極限受力與破壞之間的界限并不清晰,也沒有可以遵循的標準規則,試驗風險較之性能符合性更高、更險。沒有準確的評估準則可能會導致樣機損壞,出現預期外的安全風險,這也是必須要考慮的問題。基于以上分析思路,對無人機裝備滑跑起降過程中機身-起落架收放系統的受力及振動特性分析顯得尤為重要。

鑒于此,首先建立飛機前起落架的動力學方程和三維數字化樣機模型;其次采用虛擬樣機技術,建立了包括摩擦阻尼、間隙、剛度等各種非線性因素影響下的起落架收放系統數字化仿真模型,考慮氣動阻力、重力、慣性載荷以及起落架收放作動筒的載荷對收放系統整體的影響,分析了其在工作過程中的運動干涉情況、回收極限范圍以及最大沖擊載荷;最后對起落架收放系統的可靠性和安全性進行分析,為無人機裝備以及起落架試驗提供切入點和重點關注點,大量縮減飛機-起落架收放系統裝備邊界性能考核過程中的時間成本和財力成本,為后續整機武器裝備的試驗鑒定及邊界性能考核提供了數據支撐和發展研究方向。

1 起落架收放系統虛擬樣機建立與分析

1.1 起落架收放系統坐標系的定義及力學分析

在對飛機前起落架進行數學建模以及收放動態特性仿真時,圖1為飛機及起落架受力分解示意圖。

①、②、③表示機身-起落架-地面相互作用過程中的3個階段圖1 起落架系統受力分析Fig.1 Force analysis of landing gear system

圖1中,原點O在飛機的質心,縱軸xb沿飛機結構縱軸向前,豎向軸zb在對稱平面內,垂直于縱軸向下,橫向軸yb垂直于對稱面向右。偏航角ψ為縱軸xb在水平面xgyg上的投影與軸xg間的夾角;俯仰角角θ為縱軸xb與水平面xgyg之間的夾角;滾轉角φ為飛機對稱平面xbzb與通過縱軸xb的垂直平面之間的夾角。定義起落架緩沖器壓縮量為Ui,對應的機輪壓縮量為δi;Flix、Fliy、Fliz分別為地面對起落架i的輪胎的縱向摩擦力、橫向摩擦力、和垂直反力,它們合力在Sb系的分力為Flixb、Fliyb、Flizb,這里將Flix、Fliy統稱為截向力;Fsi為緩沖器作用力;m1i為起落架彈性支承質量;m2i為起落架非彈性質量部分[5-7]。

1.2 起落架及機體數學模型的建立

飛機的運動可分為質心的平動和轉動,因此飛機的機體運動方程可由以下方程組成,質心動力學方程為

(1)

(2)

式中:Vxb、Vyb、Vzb為飛機在Sb坐標系中的速度分量;ωxb、ωyb、ωzb為飛機在Sb坐標系中的角速度分量;xg、yg、zg為飛機在Sg中的位置坐標[8-9]。

1.3 起落架收放系統模型的建立

所建立的前起落架模型主要為某型固定翼無人機,旨在分析該裝備在起降階段以及回收階段的受力極限載荷,為后續整體裝備的試驗鑒定及邊界性能考核提供技術和數據支撐。所建立的前起落架結構形式為單輪支柱式結構,主要由收放作動器、轉向裝置、緩沖支柱、扭力臂、輪叉和機輪組成,如圖2所示。其主要作用是:①轉向與糾偏。前起落架具備轉向功能,通過轉向舵機與傳動機構實現。在無人機地面滑行過程中,由控制指令操縱前輪偏轉,糾正無人機的偏航;②前起落架具備收放功能,通過收放作動器實現。在無人機飛行過程中,由控制指令操縱前起落架收放運動,并可保持狀態鎖定。

圖2 起落架收放系統三維仿真模型Fig.2 3D simulation model of the landing gear retractable system

2 起落架收放系統運動學/動力學仿真

圖3為本次仿真過程中起落架收放系統在ADAMS動力學分析軟件中的整體求解思路和仿真流程。

圖3 起落架系統動力學仿真流程Fig.3 Dynamics simulation process of the landing gear system

2.1 仿真載荷加載

對起落架收放系統進行運動學/動力學仿真時,需要考慮其在收放過程中所承受的動態載荷,載荷種類比較多,在仿真時主要加載了對起落架收放功能影響較大的載荷。

2.1.1 質量力

在對起落架收放系統進行仿真分析時,收放機構各零部件材料設定為航空鋁,輪胎的材料屬性為橡膠,重力加速度方向豎直向下,大小為9 800 mm/s2。

2.1.2 氣動阻力

起落架在飛機起飛和降落過程中主要受到來自飛機航向和側向的氣流阻力,該阻力主要體現飛機正風和側風對起落架收放系統的影響。實際仿真時,氣動阻力作用在起落架壓心指向氣流方向,氣動阻力Padi通過式(3)求解加載。

(3)

本次建模時起落架輪胎的寬徑比為0.25,選擇Cx0=0.78;機輪迎面阻力系數Cxw通過查詢文獻,選取為Cxw=0.5。在仿真過程中加載氣動阻力時,采用的是等效力矩的方式進行加載,加載表達式為[10]

(4)

2.1.3 慣性力

在起落架收放過程中,由于速度快加之工作時間短,其慣性力比較大,慣性力通過式(5)進行加載[11]。

(5)

2.1.4 摩擦力

在對起落架進行仿真時,主要考慮了起落架收放系統作動筒的摩擦力以及輪胎與地面接觸碰撞過程中的庫倫摩擦力[12]。其中靜摩擦系數選取為0.25,動摩擦系數選取0.15,摩擦力加載的表達式為

Pf=(0.15～0.25)Paa

(6)

式(6)中:Paa為起落架收放系統受到的外部載荷。

2.2 仿真邊界條件設置

在對前起落架收放系統進行運動學和動力學仿真分析時,各部件約束關系如表1所示。

表1 前起落架系統約束關系Table 1 Restriction relationship of nose landing gear system

2.3 仿真結果分析

圖4為飛機前起落架在收放過程中空間狀態及運動軌跡分析,從數字化仿真分析可以得到前起落架收放系統運行合理,在收放折疊過程中并沒有出現干涉死點等現象,從而可以證明方案設計的合理性,為后期產品定型鑒定以及相關性能考核提供指導意見。

圖4 起落架收放系統運動軌跡Fig.4 Movement trajectory of the landing gear retraction system

圖5為前起落架收放系統在工作過程中拉桿、活塞、連桿以及液壓缸的速度曲線對比,可以看出,起落架收放系統整體運行平穩,連桿的工作速度最大,最大速度為612 mm/s。速度曲線沒有出現大的波動,說明起落架收放系統在工作過程中受力比較均勻,沒有沖擊載荷。

圖5 起落架收放系統速度曲線Fig.5 velocity curve of landing gear retraction system

圖6為前起落架收放系統在工作過程中系統零部件的角速度曲線對比。可以看出,連桿角速度變化趨勢較大,最大角速度為48.5°/s。活塞、拉桿與液壓缸角速度曲線趨勢一致,角速度也沒有出現沖擊載荷,說明方案設計整體合理,在試驗考核中不會出現大的沖擊載荷。

圖6 起落架收放系統角速度曲線Fig.6 Angular velocity curve of landing gear retraction system

如圖7所示,飛機起落架收放系統在工作過程中,當運行速度一定時,其在收放時各鉸點以及液壓缸的受力曲線,可以看出,交接點4的受力最大,其主要是拉桿與飛機機身的連接部位,該最大受力為250 kN,該力可以作為起落架強度校核以及機身設計設計的指標;也可以作為后期產品性能鑒定以及起落架收放系統指標考核的重要參數。

圖7 起落架收放系統受力曲線Fig.7 Force curve of landing gear retraction system

3 可靠性及安全特性分析

3.1 前起落架及收放系統有限元模型建立

網格劃分是對前起落架及收放系統前處理的關鍵步驟,網格劃分的疏密程度是否合理直接影響前起落架收放裝置的計算效率和計算精度。在進行網格劃分時,需要不斷的試驗、比較,驗證網格的無關性,前起落架及收放裝置整體網格模型如圖8所示。

圖8 起落架收放系統有限元模型Fig.8 Finite element model of landing gear retraction system

采用精細的網格單元尺寸控制方式,對于較規整實體采用六面體網格劃分,對于較為復雜的零件采用四面體10節點網格劃分,網格類型選為C3D8R,飛機前起落架及收放系統總共有153 038個單元,272 847個節點,具體分布如表2所示。

表2 前起落架收放系統網格特性Table 2 Grid characteristics of nose landing gear system

3.2 前起落架極限工況變形及應力分析

圖9為飛機前起落架收放系統在落地以及收放過程中其系統最大振動位移的變化情況,可以看出前起落架收放系統在工作過程中,在沖擊載荷作用下,其最大變形量為1.75 mm,該變形量比較小,說明飛機前起落架及收放系統在工作過程中的剛度和穩定性滿足設計及實驗要求,在后期性能鑒定及考核過程中也滿足相關指標。

圖9 起落架收放系統整體變形云圖Fig.9 Deformation cloud map of landing gear retraction system

圖10為飛機前起落架主支撐架和撐桿的局部變形云圖,可以看出,前起落架主支撐架的最大變形為1.75 mm,撐桿的最大變形為1.62 mm,該變形量均比較小,說明其在受到沖擊載荷作用下的剛度滿足設計和試驗考核要求。

圖10 起落架及支撐桿變形云圖Fig.10 Deformation cloud map of landing gear support rod

圖11為飛機前起落架收放系統在落地以及收放過程中其系統最大振動應力的變化情況,可以看出,前起落架收放系統在工作過程中,在沖擊載荷作用下,其最大振動應力為300 MPa,該應力遠小于所選材料的最大許用應力,說明飛機前起落架及收放系統在工作過程中的強度和穩定性滿足設計及實驗要求,在后期試驗考核過程中也滿足相關指標。

圖11 起落架收放系統以及支撐桿應力云圖Fig.11 Stress cloud map of landing gear retraction system

3.3 前起落架收放系統振動模態及振動頻率分析

圖12為前起落架收放系統在收放及著陸過程中的振動模態和振動頻率,可以看出,起落架的模態振動屬于高頻振動,與試驗測試結果相一致。

圖12 起落架系統模態振型及模態頻率Fig.12 Mode shape and modal frequency of landing gear system

表3為起落架收放系統振動沖擊過程中前6階模態頻率。

表3 起落架收放系統前6階模態頻率Table 3 The first 6th order frequency of landing gear system

3.4 可靠性及安全特性

通過對前起落架收放系統在工作過程中的沖擊振動工況進行仿真分析,得到了其在工作過程中的最大變形和最大應力,并且對振動模態和振動頻率進行了分析對比,根據飛機設計手冊《第9冊 載荷、強度和剛度》以及《第20冊 可靠性、維修性設計》標準,結合其最大變形量,經過數字化仿真鑒定,從而可以判斷該無人機在降落過程中整體可靠性和安全性滿足設計及試驗性能考核鑒定要求,如表4所示。

表4 前起落架收放系統強度和剛度結果Table 4 Strength and stiffness results of landing gear system

4 結論

考慮到飛機前起落架收放系統在試驗過程中測試的復雜性以及相關的人力財力物力等問題,采用數字化仿真技術,首先建立了飛機前起落架收放系統的三維仿真模型;然后采用虛擬樣機技術,借助于ADAMS和ABAQUS仿真分析軟件,用數字樣機進行仿真分析,得出以下結論。

(1)前起落架在收放過程中,前起落架與機身連接部位的受力最大,該連接部位也是引起飛機飛行事故的一大安全隱患,因此,在后續試驗考核中,需要對該部位重點關注。

(2)在沖擊載荷作用下,前起落架最大振動變形為1.75 mm;最大振動應力為300 MPa;前起落架第一階模態頻率為161.96 Hz;根據飛機設計手冊《第9冊 載荷、強度和剛度》以及《第20冊 可靠性、維修性設計》標準,可以判斷其所能承受的最大落地沖擊加速度為1.9g;電動缸驅動電機工作頻率必須避開161.96 Hz,后續對起落架進行試驗考核及相關性能鑒定時,可以以此為依據,大量縮短了裝備性能鑒定的試驗時間,減少了財力、人力和物力。

(3)在對前起落架收放系統試驗仿真分析時,氣動載荷加載的是集中載荷且飛機姿態比較平穩規律,后續針對裝備性能試驗考核驗證以及戰場作戰等特定工況:考慮飛機作戰時的復雜環境、高頻次起飛的疲勞振動失效、天氣及環境惡劣性以及突發情況下前起落架的可靠性等因素進行深入研究。