飛機起落架機構設計及安全性分析

飛機起落架機構設計及安全性分析,飛機,起落架,機構,設計,安全性,分析 畢業(yè)設計（論文）任務書I、畢業(yè)設計(論文)題目： 飛機起落架機構設計及安全性分析II、畢 業(yè)設計(論文)使用的原始資料(數(shù)據(jù))及設計技術要求： 1.研究飛機起落架的布置形式 2.起落架的收放系統(tǒng)設計 3.起落架零件組強度計算 4.前起落架的運動仿真 III、畢 業(yè)設計(論文)工作內(nèi)容及完成時間： 1.開題報告 第1周第2周 2.飛機起落架的布置形式 第3周第5周 3.飛機起落架的收放系統(tǒng) 第6周第7周 4.起落架零件組強度計算 第8周第9周 5. A320前起落架運動仿真 第10周第11周 6.資料翻譯（不少于6000字） 第12周第13周 7.畢業(yè)論文整理及答辯準備 第14周第15周 、主 要參考資料：1孫桓等主編。機械原理。高等教育出版社，20012、孫靖民主編。機械優(yōu)化設計。第三版.北京：機械工業(yè)出版社，20053、方世杰，綦耀光主編.機械優(yōu)化設計。北京：機械工業(yè)出版社，1997.24、王昆等主編。機械設計課程設計手冊。北京：機械工業(yè)出版社，20045、曹維慶等主編。機構設計。機械工業(yè)出版社，20006、馮遠生主編。飛機結構設計。國防工業(yè)出版社，19857、麗正能主編。飛機部件與系統(tǒng)設計。北京航空大學出版社，20038、王志瑾主編。飛機結構設計。國防工業(yè)出版社，20079、Shigley JE,Uicher JJ.Theory of machines and mechanisms.NewYork:McGaw-Hill Book Comepany,1980 航空工程 系 機械設計制造及其自動化 專業(yè)類 0781051 班學生（簽名）： 肖 鳴 填寫日期： 2011 年 3 月 1 日指導教師（簽名）： 許 瑛助理指導教師(并指出所負責的部分)：機械設計 系主任（簽名）： 賀紅林 南昌航空大學科技學院學士學位論文符合尾隨邊緣形態(tài)變化的優(yōu)化設計 劉詩禮 葛文杰 李樹軍摘要：自適應機翼一直使用柔和的技術指導變形的后緣，以改善他們的氣動性能，本文介紹了一種在分布壓力下，符合形狀變化的結構設計的系統(tǒng)化方法。為了使需要的形狀與目標形狀偏差盡量最小，這種方法使用MATLAB和ANSYS的方式來優(yōu)化標準分布機制。這種方式通過局部優(yōu)化和遺傳算法來獲得。在優(yōu)化過程中，許多因素應該考慮在內(nèi)，例如：空氣載荷、輸出位移量和幾何非線性。直接搜索法適用于局部優(yōu)化和GA優(yōu)化后的輸入位移量。由此產(chǎn)生的結構可以做出他們在0到90。.之間變化，模型試驗已經(jīng)確認了這種方法的可行性。關鍵詞：自適應機翼，伺服順從機構，遺傳算法，拓撲最優(yōu)化，分布壓力載荷，幾何非線性1說明由于傳統(tǒng)的機翼輪廓通常是按照特定的上升系數(shù)和馬赫數(shù)設計的。他們不能隨著環(huán)境的變化而變化。Siclar和Austin指出可變的后緣曲面將會產(chǎn)生比傳統(tǒng)的固定傾角機翼少60%左右的阻力。有三種去設計可變的曲面機翼的方法。他們中的一種是傳統(tǒng)的鉸鏈機構，然而，他會導致機翼表面的不連續(xù)性和早期氣流分流與阻力的增加。其它的則是智能材料和順從機構，他們能實現(xiàn)平穩(wěn)的形狀變化。盡管如此，與順從機構相比較，由智能材料制成的傳動裝置有許多不足之處。例如：能量不足；反應緩慢；強烈的滯后性；受溫度的限制；控制太多裝置的難度大。由來自柏林工業(yè)大學的用鎳鈦記憶合金作出的自適應可變拱形的機翼可以快速改變他的形狀，但他不能執(zhí)行高頻繁的變化，因為他的彈性依賴于與外部環(huán)境進行的熱量交換。順從機構是一種單件靈活的機構。他可以通過彈性變形傳送運動和能量。他不僅具有足夠的變形性，而且具有足夠的剛度來抵御外部的載荷。由于他的連接自由性，他沒有傳統(tǒng)所面臨的棘手問題，例如：摩擦、潤滑、噪聲、反沖。因此可以獲得平穩(wěn)的形狀變化。1994年，一位來自密歇根大學的名叫kota教授首先提出順從機構能夠使用在一項由美國空軍科學研究院辦公室提供贊助的控制靜態(tài)形狀的科學研究之中。Saggere和Kota提出了一種設計順從機構的新方法，他們能夠使優(yōu)化目標函數(shù)曲線中的形狀變化和目標曲線的形狀誤差最小，基于他們的研究成果，Lu提出了一種載荷路徑代表方法。然而，他的研究僅限于節(jié)點情況下的線性分析。來自于福尼亞州立學院的Good使用順從機構和運動漸近法來設計機翼的尾部，保證誤差在尖端最大偏差范圍之內(nèi)?；贔16的數(shù)據(jù)，Kota和Hetrick在2004年時間設計順從軌跡邊緣，他能在0。到15。之間變化并且獲得了專利證書。來自德國航空航天中心的Companaile提出了模擬靜態(tài)程序設計機翼形狀控制合成靈活機構，并指出今后的研究應將空氣載荷和幾何非線性考慮在內(nèi)。來自工業(yè)能源部實驗室的Buhl使用SIMP法和幾何非線性有限元法來設計順從軌跡邊緣。Flxsys Inc在2006年生產(chǎn)的自適應兼容機翼。經(jīng)過了在懷特騎士飛機上的實驗。結果表明，風和標準的能在（-10。10。）變化。在中國，適應性機翼研究一直集中在智能材料和常規(guī)機構上，幾乎沒有人在從事帶有順從機構的機翼研究上。楊是個例外，他分析了基于伺服彈性技術的活躍航空彈性機翼，陳和黃分別調(diào)查了兼容的離散和連續(xù)性的前沿變化。本文介紹了一種基于局部優(yōu)化和遺傳算法形狀可變機構的設計方法，通過使用MATLAB和ANSYS設計，同時將外部載荷和幾何非線性考慮在內(nèi)。2優(yōu)化步驟2.1確定后緣模型和目標函數(shù)如圖一所示，兩條曲線代表不同飛行狀態(tài)的軌跡邊緣。其中一邊（A點）的結構形狀是固定的，另一邊（B點）將水平滑動。 圖一 圖二 首先設計領域應該由最初曲線形狀所定義，包括輸出位置和邊界狀態(tài)，然后如圖二所示的被光線分成的微量網(wǎng)格模仿鳥的羽毛部分，這就是被稱為局部表面結構方法。最簡單也是最有效的方法制造出平面兼容機是使用線切割技術。在優(yōu)化過程中，所有的元素使用同樣的寬度等于其厚度的梁。其中每個梁的高度是一個設計變量。為了使結構的變形接近于目標曲線形狀，在變形曲線和目標曲線間的最小平方差是被定義的客觀職能。LSE的定義是沿曲線上各個點位置數(shù)字的平方和，他的表達式是 其中i（i=1,2,，p）是沿曲線上點的數(shù)量，p是點的總數(shù)。和是目標和邊界曲線變形坐標的第i個節(jié)點。約束條件是： 其中j（j=1,2,，m）是元素的數(shù)量的總和，hi是尺寸變量，hmin 和 hmax是所有元素的下界與上界，hb是邊界元素的極點，dmax是黨邊界曲線上輸入無效節(jié)點時的最大彎曲，必須小于 d 以保證結構的剛度，d是當輸入處于無效時所允許的最大彎曲變形，拓撲量Tj等于1，否則當元素被淘汰時為0。2.2 GA優(yōu)化遺傳算法是一種在自然界上模擬選擇的優(yōu)化方法。合適的生物能最大可能性存活下來，但是劣質(zhì)品種也有機會存在。不同于連續(xù)的優(yōu)化方法，他不要求梯度的目標函數(shù)信息。每一個元素可以表示為一個拓撲量和一個尺寸變量。因此，每個個體科編碼如下： 其中n是除邊界元素之外元素的數(shù)量。有著同樣的高度，在整個優(yōu)化過程中的邊界元素只有一個變量代表hb。適應性是遺傳算法優(yōu)化的評價標準。他可以從目標函數(shù)轉化為： 其中是一個只包括雙方較差的個體參數(shù)。他的數(shù)值越小越有價值，兩個個體的適應性會有更多的不同，因此增加了雙方選擇的高度適應性。選擇控制參數(shù)在遺傳算法的收斂中扮演一個重要的角色?？偟膩碇v，交叉概率的范圍為0.40-0.99；突變的概率為0.00001-0.01，個體的數(shù)量為10-200。該變量將會通過交叉和變異發(fā)生更新，因此，這個設計可能產(chǎn)生遺傳過程。2.3適應性元素的分析由于設計變量和目標函數(shù)是有限元的，有限元分析法優(yōu)化模型是不能被用于設計符合變形的機構中，因此，本文在MATLAB中的遺傳算法和在ANSYS中的有限元分析法。在有限元分析法中，僅只考慮幾何非線性和材料的彈性，ANSYS能解決節(jié)點位移和元素壓力，通過刪去低應力的元素，良好的結果能被推算出來。圖三顯示了詳細的過程。 圖三 整個的優(yōu)化過程2.4二次優(yōu)化盡管遺傳算法可以優(yōu)化大型解空間和拓撲結構尺寸。尺寸通常不能直接集中于優(yōu)化中，為了解決這個問題，遺傳算法優(yōu)化后，直接搜索法應該被用來在遺傳算法結果中去尋找。3.優(yōu)化的結果通過參考文獻5可以得出，最初的小徑邊緣尺寸減少36%，表一列出了設計參數(shù)的大小。 表一 設計參數(shù)的大小 由于位移作為輸入的使用，非線性分析難以解決和廚師壓力非常大，但他必須在三十代以后考慮。圖四 遺傳優(yōu)化的結果 圖五 二次優(yōu)化的結果圖四和圖五說明了遺傳算法優(yōu)化結果和二次優(yōu)化結果。 表二 兩次優(yōu)化的比較 從表格中可以發(fā)現(xiàn)，通過輸入位移和尺寸優(yōu)化，LSE減少了1.3528mm和改善了3.13%，變更角度增加1.0493。 圖六 外部載荷的分布圖六表示的是外部分布壓力從0到10N/mm，改變輸入位移量在最初結構上保持11.3897mm上的參數(shù)影響結果。如果載荷保持在0-5N/mm范圍內(nèi)，優(yōu)化結構看起來有良好的穩(wěn)定性。當外部載荷超過5N/mm時，最大壓力可能超過屈服壓力，因為這個優(yōu)化方法是基于MATLAB和ANSYS的，為了證明結果，嘗試去通過將分析結果分別輸入到ANSYS和PATRAN中，然后是他們之間的比較。如圖七和圖八所示，二者的變更有很大的共同點；在ANSYS中是54097mm，在PATRAN中是54.50mm，他們的不同之處來自個體上。 圖七 在ANSYS上的結果 圖八 在PATRAN上的結果另一方面，一個使用線切割技術的模型來證實分析法的結果。模型的材料同設計的一樣，都為5mm后。在試驗中，假設分布壓力載荷為零，輸入146N的情況下，輸入位移量為11.3897mm，圖九表示的是模型和測量的結果。變更的溫度為9.3。尖端為一位53mm，變更的形狀符合設計的結果。如果11.3897mm的位移量強加在模型上，理論的尖端位移量為54.796mm。因為模型和試驗臺之間存在摩擦力，測量材料和適合的結果之間會有少許的差異。 圖九 模型和實驗的結果4.結論通過方針和實驗證明，該方法符合設計變形機制，探索出具有所需的變性效應和承受外部載荷的結果和能力的機構。在優(yōu)化過程中，MATLAB和ANSYS的聯(lián)合呈現(xiàn)程序的簡單和普遍性。堅硬的字模沒有必要頻繁的改變，同時避免有限元法編程的復雜性和使分布載荷變成節(jié)點載荷，拓撲尺寸可以同時由GA進行優(yōu)化，出去再FEA之后的自由元素能加快優(yōu)化，二次優(yōu)化可以提高GA優(yōu)化的結果。8畢業(yè)設計（論文）開題報告題目 飛機起落架機構設計及安全性分析專 業(yè) 名 稱 機械設計制造及其自動化班 級 學 號 078105123學 生 姓 名 肖 鳴指 導 教 師 許 瑛填 表 日 期 2011 年 3 月 1 日一、畢業(yè)設計（論文）依據(jù)及研究意義： 飛機的起落架是飛機起飛和著陸的重要裝置，它在工作過程中承受著極大的沖擊載荷，所以采用高強度鋼或超高強度鋼制作。起落架在長期使用的過程中，受到外界各種因素的影響，它的堅固程度會變差，甚至產(chǎn)生裂紋。本文針對起落架的焊接進行了深入的分析與研究，并在此基礎上研究了完善和加強飛機起落架的焊接工藝與材料的焊接性，從而大大的降低了飛機起落架焊接時出現(xiàn)的問題并提高了其焊接質(zhì)量。起落架是飛機起飛、著陸系統(tǒng)，對飛機的性能和安全起著十分重要的作用 起落架是飛機在地面停放、滑行、起飛著陸滑跑時用于支撐飛機重力，承受相應載荷的裝置。簡單地說，起落架有一點象汽車的車輪，但比汽車的車輪復雜的多，而且強度也大的多，它能夠消耗和吸收飛機在著陸時的撞擊能量。概括起來，起落架的主要作用有以下四個：承受飛機在地面停放、滑行、起飛著陸滑跑時的重力。承受、消耗和吸收飛機在著陸與地面運動時的撞擊和顛簸能量。滑跑與滑行時的制動。滑跑與滑行時操縱飛機。二、國內(nèi)外研究概況及發(fā)展趨勢起落架的收放機構運動復雜，起落架的收放，上、下位鎖開鎖和上鎖，艙門的打開和關閉等均要正確匹配和協(xié)調(diào)，否則將會發(fā)生飛行事故。我國開展了與起落架現(xiàn)代設計技術密切相關的專題研究，并取得了一大批研究成果，其中有些達到世界先進水平，如變油孔雙腔緩沖器設計技術，飛機前輪防擺技術，飛機地面運動動力學分析技術，長壽命、高可靠性起落架設計及壽命評估技術，起落架結構優(yōu)化設計技術，起落架收放系統(tǒng)仿真分析技術，起落架主動控制技術等，這些成果部分地應用于型號研制中，并取得了一定效果。許多學者與研究生在理論方面也開展了一系列研究工作。起落架設計與評定技術指南集中反應了我國近年來在起落架現(xiàn)代設計理論與方法方面的進展情況。但與國外相比，我國的大量研究成果是分散的，孤立的，沒有作為模型、算法或程序模塊集成于一套系統(tǒng)中，成為設計師的實用工具，更沒有在高水平的硬件與軟件平臺上形成一套先進、實用、高效的起落架專業(yè)CAD/CAE軟件系統(tǒng)，因而我國型號研制基本上仍是完全采用傳統(tǒng)模式，費時、費力、耗資。國內(nèi)起落架的研究軟件主要有南京航空航天大學和西北工業(yè)大學共同開發(fā)的起落架設計分析軟件系統(tǒng)LCAE，功能比較強大，能進行結構布局設計、起落架機構運動分析或應力分析、有限元總體應力分析、變形及載荷分析、緩沖性能分析、損傷絨線分析、及破壞危險性分析。可以實現(xiàn)圖形及文本的前處理功能、后處理功能、分析程序的過程處理功能。另外還有南京理工大學和沈陽飛機研究所的起落架設計專家系統(tǒng)ALGDES，它能進行結構布局設計和強度分析、系統(tǒng)空間位置造型仿真機干涉分析，它建立了起落架設計的知識表示形式和組織形式，即專家系統(tǒng)。北京航空航天大學和西北工業(yè)大學都做過起落架防滑剎車系統(tǒng)的機械裝置和仿真軟件。有人研究了飛機接地時所受到的加速度的計算方法6，介紹了最大過載對飛行、起落架和氣動力參數(shù)的敏感性。從國外文獻上來看，有的從動能的角度研究了起落架擺振，還有的對在各種條件下的起落架性能進行了仿真，主要是在載荷及變形方面給予仿真。在起落架行業(yè)，國外在大力開展起落架理論與專題研究的基礎上，發(fā)展和推廣應用起落架現(xiàn)代設計技術。在與現(xiàn)代設計技術密切相關的起落架專業(yè)理論研究方面，國外從六十年代開始，己做了大量專題研究工作。如DAUTI等公司從六、七十年代起對起落架結構進行了大量實驗與理論研究，在此基礎上形成了一套行之有效的規(guī)范和方法。美國國家研究委員會(NRC)、朗利(Langly)研究所在七、八十代就已把有限元、模態(tài)分析技術、多體動力學和主動控制技術引入起落架問題研制中，提出了一系列新理論與分析方法。在可靠性方面，美、英、德等國的主要起落架生產(chǎn)廠商已分別擁有了自己的起落架可靠性設計體系，并應用于產(chǎn)品研制、生產(chǎn)中。這些起落架專題研究提供的先進理論成果，為國外起落架現(xiàn)代設計技術的開發(fā)與應用提供了專業(yè)理論支撐。在綜合運用起落架先進理論研究成果與一般現(xiàn)代設計技術研究成果的基礎上，國外早己開發(fā)出了一整套成熟的起落架現(xiàn)代設計技術及相應的起落架專業(yè)CAD/CAE一體化軟件工具，并已推廣應用于起落架產(chǎn)品研制中，取得巨大效益。德國航空宇航研究院在研制起落架中就開發(fā)與運用了起落架動態(tài)仿真與優(yōu)化CAD/CAE集成軟件系統(tǒng)SIMPACK。在研制的初步階段，根據(jù)起落架的設計要求，由起落架的模型庫滑跑、剎車、牽引、轉彎等方面的動態(tài)力學數(shù)學模型，用計算機精確地模擬起落架的上述性能(以往都是大量的試驗來確定研制中的起落架的性能)，然后再對一些主要部件進行最優(yōu)設計。由于開發(fā)與應用了起落架現(xiàn)代設計技術，研制樣品的費用與周期大為降低。意大利DAUTI公司70年代就已建立了起落架CAD/CAE系統(tǒng)，并應用于各種起落架產(chǎn)品研制中。從檢索到的文獻來看，在起落架仿真方面的研究主要都是集中在某一個機構或部件上的。比如緩沖器的緩沖性能分析、滑落擺振分析、防滑剎車的研究，但是在起落架一體化的運動特性仿真研究中，各個分布質(zhì)量所受到的力、速度、加速度的大小等等動力學特性仿真研究卻涉及的很少，而這些也是起落架整體特性的關鍵。有的雖然在起落架一體化仿真方面做過研究，但都僅限于結構布局設計，機構運動分析。 隨著裝備的導航、制導和控制精度的提高，要求制造出材料特殊(如高硬脆性、高強度、高彈性、高熔點等)、結構復雜、體積小、尺寸和形狀精度高于0.1m、表面粗糙度小于0.01-0.02m的機載設備零件。為了適應上述要求，美、英、日等到發(fā)達國家在高速數(shù)控加工技術，亞微米級超精密加工和復合超精密加工技術，納米級超精密加工技術和高強度、高硬度、高脆性材料加工技術等方面進行了大量的研究工作，很多研究成果已用于生產(chǎn)。微米級坐標鏜床已進入生產(chǎn)線，0.1m超精密加工機床和各種超精密加工方法已廣泛應用于機載關鍵零件的批生產(chǎn)。單刃金剛石車削技術已用于激光晶體材料的加工，表面粗糙度可達0.001m。用金剛石和立方氮化硼砂輪的高速緩進強力磨削，可對難加工功能材料進行高精密(微米級精度、0.1m級表面粗糙度)無毛刺加工，能獲得復雜幾何形狀和極佳的表面完整性。此工藝在美國已成為批生產(chǎn)加工技術，成批制造出各種功能材料的機載設備零件，如紅外線或紫外光學系統(tǒng)、激光陀螺系統(tǒng)、微波管、光纖器件中的零件。 近年美國又研制出激光微細加工中心，該加工中心的視覺系統(tǒng)能提供加工過程的連續(xù)影像，并自動尋找、對準、測量和修正加工對象，加工精度可達百分之幾微米以內(nèi)。該激光微細加工中心還適用于硬脆材料(如氧化鋁、碳化硅)加工，蝕刻線寬度0.25m，打孔直徑小于75m，還可對各種材料的裸芯多芯電纜和光纖進行焊接，標志著功能材料的加工技術達到了新的水平。 20世紀90年代末，面臨裝備研制周期短、產(chǎn)品更新快、品種增多、批量減少和動態(tài)多變的市場，裝備的質(zhì)量、價格和交貨期已成為增強飛機制造企業(yè)競爭力的3個決定性因素。三、研究內(nèi)容及實驗方案 研究內(nèi)容： 飛機起落架的布置形式； 起落架的收放系統(tǒng)設計； 起落架零組件強度計算； 飛機前起落架的運動仿真實驗方案：收集有關資料，編寫開題報告；翻譯外文資料 熟悉LMS Virtual.lab軟件的應用學會飛機起落的運動學仿真編寫畢業(yè)生論文 四、目標及工作進度目標：熟悉起落架的各種結構形式及收放方式，尤其是A320飛機起落架的收放機構的功能原理和收放運動過程；掌握軟件CATIA和LMS的應用，熟悉結合多個設計平臺的設計方法；根據(jù)模型參數(shù)，對A320飛機起落架系統(tǒng)進行運動學仿真，并對仿真結果進行分析；工作進度：開題報告 第1周第2周 飛機起落架的布置形式 第3周第5周飛機起落架的收放系統(tǒng) 第6周第7周起落架零件組強度計算 第8周第9周A320前起落架運動仿真 第10周第11周資料翻譯（不少于6000字） 第12周第13周畢業(yè)論文整理及答辯準備 第14周第15周五、參考文獻1、孫桓等主編。機械原理。高等教育出版社，20012、孫靖民主編.機械優(yōu)化設計.第三版.北京：機械工業(yè)出版社，20053、方世杰，綦耀光主編.機械優(yōu)化設計.北京：機械工業(yè)出版社，1997.24、王昆等主編. 機械設計課程設計手冊.北京：機械工業(yè)出版社，20045、曹維慶等主編。機構設計。機械工業(yè)出版社，20006、馮遠生主編。飛機結構設計。國防工業(yè)出版社，19857、麗正能主編。飛機部件與系統(tǒng)設計。北京航空大學出版社，20038、王志瑾主編。飛機結構設計。國防工業(yè)出版社，20079、Shigley JE,Uicher JJ.Theory of machines and mechanisms.NewYork:McGaw-Hill Book Comepany,1980 5飛機起落架機構設計及安全性分析學生姓名：肖鳴 班級：0781051 指導老師：許瑛摘要：起落架系統(tǒng)是飛機的關鍵部件之一，其工作性能直接影響到飛機起飛、著陸性能與飛行安全。因此，開展起落架收放系統(tǒng)的研究具有重大意義。運用仿真技術分析飛機起落架的運動學和動力學特性，對于降低飛機研發(fā)成本，提高飛機性能具有十分重要的工程意義。本文以空客A320飛機起落架為對象，分析了A320飛機起落架的功能原理及收放運動；通過對其部件的強度計算，誤差分析，確定強度是否滿足要求。應用CATIA建立了A320飛機起落架的收放運動學分析模型，基于CATIA和LMS軟件，以A320飛機起落架為對象進行了動力學仿真分析。關鍵詞：起落架，A320，收放系統(tǒng)，LMS，仿真分析 指導老師簽名:Aircraft landing gear mechanism design and safety analysisStudent name：XiaoMing Class：0781051Supervisor：XuYingAbstract：The landing gear system is the key components of aircraft, whose working performance directly affects the flying security and the performance of aircrafts take off. Thus, its meaningful to study the retraction system.It is very significative in the project for reducing costs of aircraft research and development and improving the performance of the aircraft to analyze the kinematics and dynamics characteristics of aircraft landing gear retraction system by using simulation technology.This paper took the landing gear system of A320 aircraft as the object to analyze the principle of function and retractable movement; Through the strength calculation of its components, error analysis, to determine the strength whether meet the requirements. Application CATIA established the A320 landing gear for kinematics analysis model based on put CATIA and LMS software, to A320 landing gear for targets dynamics simulation. Keywords: landing gear, A320, retraction system, LMS, simulation analysis Signatuer of Supervisor：南昌航空大學科技學院學士學位論文1.緒論1.1 起落架的概述起落架的結構形式一般有以下幾種：有尾部旋轉支點的后二點起落架，其主要載荷位于飛機重心前面的兩個主輪上；有前旋轉支點的前二點起落架，其主要載荷位于飛機重心后面的兩個主輪上；左右翼尖下有護翼輪的自行車式起落架，在飛機對稱面內(nèi)重心前后各有一副主起落架。有尾輪的后三點起落架，在螺旋槳飛機上易于配置，便于利用氣動阻力使飛機著陸減速，構造簡單、重量較輕，其主要缺點是飛機在地面滑跑的穩(wěn)定性較差，如果操縱不當飛機容易打轉。此外，要求飛機三點接地著陸時，操縱比較困難。有前輪的前三點起落架，飛機縱軸線接近水平位置，駕駛員視界好，滑跑阻力小，起飛加速快。此外地面運動的方向穩(wěn)定性好，滑行中即使重剎車也不容易翻轉和倒立，著陸時兩主輪先接地也易于操縱，其主要缺點是容易發(fā)生前輪擺振。自行車式起落架主要依靠兩個主起落架承載和滑行，輔助用的護翼輪可以使飛機在停放時保持穩(wěn)定。此種形式的起落架是為了解決機翼厚弦比不斷減小，尺寸較大的主起落架難于收入機翼內(nèi)這一困難而發(fā)展起來的，由于前面主輪承載較大，起飛離地比較困難。起落架是飛機的起飛著陸裝置，主要用于飛機的起飛、著陸、地面滑跑和地面停放。飛機在起飛滑跑、著陸接地和地面運動時會相對于地面產(chǎn)生不同程度的撞擊，起落架應能承受并減緩這種撞擊，從而減輕飛機受載。起落架還應使飛機在地面運動時具有良好的操縱性和穩(wěn)定性。為了降低飛機在飛行時的阻力，起落架通常是可折疊收放的。起落架的基本功能可歸納如下：（1)支撐飛機機體，使之便于停放和運動。（2)通過緩沖器吸收撞擊能量。（3)通過機輪剎車裝置吸收水平方向能量。（4)通過轉彎操縱機構或者差動剎車控制飛機轉彎和地面運動。（5)減緩飛機滑跑時由于跑道不平導致的振動。（6)為地面操縱(牽引、頂?shù)?提供附件。其它功能有：通過起落架測量飛機重量與重心，對飛機裝載量提供目測指示，通過折疊收放減低氣動阻力，在起落架支柱上安裝著陸燈，為駕駛員提供收放信號，為艙門機構提供連接凸耳等?？傊?，起落架的作用是在飛機著陸運動狀態(tài)時吸收著陸能量、減緩滑行振動以便使乘員不感到不適。起落架減震系統(tǒng)可減少飛機著陸時和在跑道上滑行時機輪所承受的沖擊載荷和顛簸載荷。這個系統(tǒng)包括起落架的緩沖器和機輪輪胎。緩沖器可以是油液的、氣體的、橡皮的或彈簧的?，F(xiàn)在廣泛采用的緩沖器是油氣式的，因為它能保證沖擊能充分的變換成熱能，而且還具有結構緊湊和使用可靠的特點。1.2飛機起落架的布置形式起落架的布置形式是指飛機起落架支柱(支點)的數(shù)目和其相對于飛機重心的布置特點。目前，飛機上通常采用四種起落架形式：圖1.1 后三點式起落架 后三點式起落架：這種起落架有一個尾支柱和兩個主起落架。并且飛機的重心在主起落架之后。后三點式起落架多用于低速飛機上，因此在四十年代中葉以前曾得到廣泛的應用。目前這種形式的起落架主要應用于裝有活塞式發(fā)動機的輕型、超輕型低速飛機上。優(yōu)點： 在飛機上易于裝置尾輪。與前輪相比，尾輪結構簡單，尺寸、質(zhì)量都較小。正常著陸時，三個機輪同時觸地，這就意味著飛機在飄落(著陸過程的第四階段)時的姿態(tài)與地面滑跑、停機時的姿態(tài)相同。也就是說，地面滑跑時具有較大的迎角，因此，可以利用較大的飛機阻力來進行減速，從而可以減小著陸時和滑跑距離。因此，早期的飛機大部分都是后三點式起落架布置形式。缺點：大速度滑跑時，遇到前方撞擊或強烈制動，容易發(fā)生倒立現(xiàn)象(俗稱拿大頂)。因此為了防止倒立，后三點式起落架不允許強烈制動，因而使著陸后的滑跑距離有所增加。如著陸時的實際速度大于規(guī)定值，則容易發(fā)生“跳躍”現(xiàn)象。因為在這種情況下，飛機接地時的實際迎角將小于規(guī)定值，使機尾抬起，只是主輪接地。接地瞬間，作用在主輪的撞擊力將產(chǎn)生抬頭力矩，使迎角增大，由于此時飛機的實際速度大于規(guī)定值，導致升力大于飛機重力而使飛機重新升起。以后由丁速度很快地減小而使飛機再次飄落。這種飛機不斷升起飄落的現(xiàn)象，就稱為“跳躍”。如果飛機著陸時的實際速度遠大于規(guī)定值，則跳躍高度可能很高，飛機從該高度下落，就有可能使飛機損壞。在起飛、降落滑跑時是不穩(wěn)定的。如過在滑跑過程中，某些干擾(側風或由于路面不平，使兩邊機輪的阻力不相等)使飛機相對其軸線轉過一定角度，這時在支柱上形成的摩擦力將產(chǎn)生相對于飛機質(zhì)心的力矩，它使飛機轉向更大的角度。在停機、起、落滑跑時，前機身仰起，因而向下的視界不佳?；谝陨先秉c，后三點式起落架的主導地位便逐漸被前三點式起落架所替代，目前只有一小部分小型和低速飛機仍然采用后三點式起落架。圖1.2前三點式起落架前三點式起落架：這種起落架有一個前支柱和兩個主起落架。并且飛機的重心在主起落架之前。前三點式起落架是目前大多數(shù)飛機所采用的起落架布置形式，與后三點式起落架相比較，前三點式起落架更加適合與高速飛機的起飛降落。優(yōu)點：著陸簡單，安全可靠。若著陸時的實際速度大于規(guī)定值，則在主輪接地時，作用在主輪的撞擊力使迎角急劇減小，因而不可能產(chǎn)生象后前三點式起落架那樣的“跳躍”現(xiàn)象。具有良好的方向穩(wěn)定性，側風著陸時較安全。地面滑行時，操縱轉彎較靈活。無倒立危險，因而允許強烈制動，因此，可以減小著陸后的滑跑距離。因在停機、起、落滑跑時，飛機機身處于水平或接近水平的狀態(tài)，因而向下的視界較好，同時噴氣式飛機上的發(fā)動機排出的燃氣不會直接噴向跑道，因而對跑道的影響較小。缺點：前起落架的安排較困難，尤其是對單發(fā)動機的飛機，機身前部剩余的空間很小。前起落架承受的載荷大、尺寸大、構造復雜，因而質(zhì)量大。著陸滑跑時處于小迎角狀態(tài)，因而不能充分利用空氣阻力進行制動。在不平坦的跑道上滑行時，超越障礙(溝渠、土堆等)的能力也比較差。前輪會產(chǎn)生擺振現(xiàn)象，因此需要有防止擺震的設備和措施，這又增加了前輪的復雜程度和重量。盡管如此，由于現(xiàn)代飛機的著陸速度較大，并且保證著陸時的安全成為考慮確定起落架形式的首要決定因素，而前三點式在這方面與后三點式相比有著明顯的優(yōu)勢，因而得到最廣泛的應用。 圖1.3自行車式起落架自行車式起落架：這種起落架除了在飛機重心前后各有一個主起落架外，還具有翼下支柱，即在飛機的左、右機翼下各有一個輔助輪。優(yōu)點：解決了部分飛機主起落架的收放問題無論是前三點式起落架還是后三點式起落架，其主輪都是布置在機翼下方，因此飛行時都將主輪收入機翼內(nèi)。但有一些飛機的機翼非常薄，或者是布置了其它結構設備，因此難于將主起落架收入機翼內(nèi)，這種飛機（特別是采用上單翼的轟炸機）往往采用自行車式起落架，如美國的“同溫層堡壘”B-52等。由于自行車式起落架的兩個主輪都在機身軸線上，飛行時直接收入機身內(nèi)，而只在左右機翼下各裝一個較小的輔助輪。缺點：前起落架承受的載荷較大，而使尺寸、質(zhì)量增大。起飛滑跑時不易離地而使起飛滑跑距離增大。為使飛機達到起飛迎角，需要依靠專門措施，例如在起飛滑跑時伸長前起落架支柱長度或縮短后起落架支柱長度。不能采用主輪剎車的方法，而必須采用轉向操縱機構實現(xiàn)地面轉彎等。由于以上的不利因素，除非是不得以，一般不采用自行車起落架。目前僅有少數(shù)飛機采用這種起落架布局形式，如美國的“海鷂”AV-8垂直起降戰(zhàn)斗機等。多支柱式起落架圖1.4 多支柱式起落架多支柱式起落架：這種起落架的布置形式與前三點式起落架類似，飛機的重心在主起落架之前，但其有多個主起落架支柱，一般用于大型飛機上。如波音747客機、C-5A(軍用運輸機（起飛質(zhì)量均在350噸以上)以及蘇聯(lián)的伊爾86旅客機(起飛質(zhì)量206噸)。顯然，采用多支柱、多機輪可以減小起落架對跑道的壓力，增加起飛著陸的安全性。在這四種布置形式中，前三種是最基本的起落架形式，多支柱式可以看作是前三點式的改進形式。目前，在現(xiàn)代飛機中應用最為廣泛的起落架布置形式就是前三點式。1.3國內(nèi)外研究現(xiàn)狀起落架的收放機構運動復雜，起落架的收放，上、下位鎖開鎖和上鎖，艙門的打開和關閉等均要正確匹配和協(xié)調(diào)，否則將會發(fā)生飛行事故。我國開展了與起落架現(xiàn)代設計技術密切相關的專題研究，并取得了一大批研究成果，其中有些達到世界先進水平，如變油孔雙腔緩沖器設計技術，飛機前輪防擺技術，飛機地面運動動力學分析技術，長壽命、高可靠性起落架設計及壽命評估技術，起落架結構優(yōu)化設計技術，起落架收放系統(tǒng)仿真分析技術，起落架主動控制技術等，這些成果部分地應用于型號研制中，并取得了一定效果。許多學者與研究生在理論方面也開展了一系列研究工作。起落架設計與評定技術指南集中反應了我國近年來在起落架現(xiàn)代設計理論與方法方面的進展情況。但與國外相比，我國的大量研究成果是分散的，孤立的，沒有作為模型、算法或程序模塊集成于一套系統(tǒng)中，成為設計師的實用工具，更沒有在高水平的硬件與軟件平臺上形成一套先進、實用、高效的起落架專業(yè)CAD/CAE軟件系統(tǒng)，因而我國型號研制基本上仍是完全采用傳統(tǒng)模式，費時、費力、耗資。國內(nèi)起落架的研究軟件主要有南京航空航天大學和西北工業(yè)大學共同開發(fā)的起落架設計分析軟件系統(tǒng)LCAE，功能比較強大，能進行結構布局設計、起落架機構運動分析或應力分析、有限元總體應力分析、變形及載荷分析、緩沖性能分析、損傷絨線分析、及破壞危險性分析?？梢詫崿F(xiàn)圖形及文本的前處理功能、后處理功能、分析程序的過程處理功能。另外還有南京理工大學和沈陽飛機研究所的起落架設計專家系統(tǒng)ALGDES5，它能進行結構布局設計和強度分析、系統(tǒng)空間位置造型仿真機干涉分析，它建立了起落架設計的知識表示形式和組織形式，即專家系統(tǒng)。北京航空航天大學和西北工業(yè)大學都做過起落架防滑剎車系統(tǒng)的機械裝置和仿真軟件。有人研究了飛機接地時所受到的加速度的計算方法，介紹了最大過載對飛行、起落架和氣動力參數(shù)的敏感性。從國外文獻上來看，有的從動能的角度研究了起落架擺振，還有的對在各種條件下的起落架性能進行了仿真，主要是在載荷及變形方面給予仿真。在起落架行業(yè)，國外在大力開展起落架理論與專題研究的基礎上，發(fā)展和推廣應用起落架現(xiàn)代設計技術。在與現(xiàn)代設計技術密切相關的起落架專業(yè)理論研究方面，國外從六十年代開始，己做了大量專題研究工作。如DAUTI等公司從六、七十年代起對起落架結構進行了大量實驗與理論研究，在此基礎上形成了一套行之有效的規(guī)范和方法。美國國家研究委員會(NRC)、朗利(Langly)研究所在七、八十代就已把有限元、模態(tài)分析技術、多體動力學和主動控制技術引入起落架問題研制中，提出了一系列新理論與分析方法。在可靠性方面，美、英、德等國的主要起落架生產(chǎn)廠商已分別擁有了自己的起落架可靠性設計體系，并應用于產(chǎn)品研制、生產(chǎn)中。這些起落架專題研究提供的先進理論成果，為國外起落架現(xiàn)代設計技術的開發(fā)與應用提供了專業(yè)理論支撐。在綜合運用起落架先進理論研究成果與一般現(xiàn)代設計技術研究成果的基礎上，國外早己開發(fā)出了一整套成熟的起落架現(xiàn)代設計技術及相應的起落架專業(yè)CAD/CAE一體化軟件工具，并已推廣應用于起落架產(chǎn)品研制中，取得巨大效益。德國航空宇航研究院在研制起落架中就開發(fā)與運用了起落架動態(tài)仿真與優(yōu)化CAD/CAE集成軟件系統(tǒng)SIMPACK。在研制的初步階段，根據(jù)起落架的設計要求，由起落架的模型庫滑跑、剎車、牽引、轉彎等方面的動態(tài)力學數(shù)學模型，用計算機精確地模擬起落架的上述性能(以往都是大量的試驗來確定研制中的起落架的性能)，然后再對一些主要部件進行最優(yōu)設計。由于開發(fā)與應用了起落架現(xiàn)代設計技術，研制樣品的費用與周期大為降低。意大利DAUTI公司70年代就已建立了起落架CAD/CAE系統(tǒng)，并應用于各種起落架產(chǎn)品研制中。從檢索到的文獻來看，在起落架仿真方面的研究主要都是集中在某一個機構或部件上的。比如緩沖器的緩沖性能分析、滑落擺振分析、防滑剎車的研究，但是在起落架一體化的運動特性仿真研究中，各個分布質(zhì)量所受到的力、速度、加速度的大小等等動力學特性仿真研究卻涉及的很少，而這些也是起落架整體特性的關鍵。有的雖然在起落架一體化仿真方面做過研究，但都僅限于結構布局設計，機構運動分析。1.4 本文研究的主要內(nèi)容本文的研究目的是通過現(xiàn)代CAD/CAE 技術，建立一個適用于大型飛機起落架收放運動的運動學與動力學模型和虛擬樣機；并利用LMS仿真軟件對其進行動力學仿真分析。其主要內(nèi)容有:1.總結了起落架的各種結構形式及收放方式，針對A320飛機起落架的收放機構進行了功能原理和收放運動分析。2.飛機前起落架的整體約束和受力分析及起落架的計算情況。3.以虛擬樣機技術的相關理論和功能虛擬樣機的實現(xiàn)過程為基礎，運用LMS軟件的Motion模塊對該飛機的起落架進行了動力學仿真。2.飛機起落架的分布及收放系統(tǒng)設計2.1起落架的收放飛行速度大十250km/h時的飛機在飛行中起落架要收起，這樣可以大大降低飛機的迎風阻力，改善氣動性能以及飛行性能?？墒辗牌鹇浼鼙M管增加了重量，使飛機的結構設計和使用復雜化了，但提高了飛行時的總效率。起落架的收放運動方式和起落架本身及其收放結構越簡單，機翼、機身和起落架艙的承力型式也越簡單，起落架要求的收放空間就越小，收放起落架就能得到更多的效益。2.1.1主起落架的收放方式當主起落架固定在機翼上時，它可以沿展向或弦向收放。沿展向收起有以下幾種方式：(1)機輪往機身方向運動，這種方式常用于機翼根部結構高度可以容納機輪的情況。(2)機輪遠離機身方向運動，這種方式適合小機輪起落架。當處于收上位置時，質(zhì)量外移，使飛機的機動性能變壞。這種方式的收放機構也比其他方式要復雜，因此較少使用。(3)機輪往機身方向運動并將機輪收入機身中，這種方式多用于下單翼飛機，更適合于帶小車式的主起落架的收放。(4)機輪往機身方向運動，將機輪收入機身中并使機輪轉向，這種方式用在高速薄機翼飛機上，因為機輪放不進機翼中。由于帶了機輪轉向機構，其結構較為復雜。沿弦向方向收起方式有兩種:機輪向后運動和機輪向前運動。2.1.2前后起落架的收放方式前、后起落架支柱通過機輪的向前和向后運動收入機身中，后支柱經(jīng)常向后運動收入機身尾部整流罩中。在選擇前起落架支柱收放方向時除了要考慮總體布局外，還必須考慮盡量減小飛機重心位置改變的要求。2.2 A320飛機起落架分析2.2.1 A320飛機起落架的概述空客A320起落架，該起落架為常規(guī)前三點可收放式，由一個前起落架和兩個主起落架組成。起落架可起降60000次。生命周期的耐久性設計參照于FAR和JAR(不考慮損傷容限)，主起落架的檢修相隔時間是20000次著陸或者10年。起落架的操控由傳感器和兩套獨立的起落架控制單元電腦(LGCIU)電傳操縱。前起落架裝有油液氮氣式緩沖支柱和一對機輪。機輪為雙輪連鎖形式。為了改善飛機滑行時的靈活性，前起落架機輪是可操縱的。當起落架離開地面時，機輪在糾偏機構的作用下回到中立位置。每個主起落架裝有油液氮氣式緩沖支柱和一對機輪，其中每個機輪有一個液壓剎車裝置。前、主起落架的正常收放用液壓系統(tǒng)進行，在飛行中均收到機身內(nèi)。如圖2-1。 圖 2-1 A320飛機起落架總體布局外形空客A320飛機飛機起落架具有如下特點：（1）常規(guī)前三點式起落架，直接作用式油氣緩沖器。（2）主起落架側向收起，前起落架前向收起。（3）兩套起落架交互式控制單元（LGCIU）的電傳操縱。（4）具有自由放下液壓驅(qū)動應急彈下兩種模式。（5）對起落架的回收釋放進行交互式使用。（6）一套LGCIU系統(tǒng)失靈，另一套系統(tǒng)可切換控制。（7）在速度高于260節(jié)時通過液壓來自動使起落架降壓以防止變速桿卡在中性位置。（8）利用新型探測器來代替微型開關來進行位置傳感。左右輪距：7.59m，如圖2-2。 圖2-2 主起落架左右輪距前后輪距：11.04m，如圖2-3。 圖2-3 A320飛機前后輪距A320飛機起落架系統(tǒng)包括：(1)兩個主起落架和它們相應的艙門。(2)一個前起落架和它相應的艙門。(3)兩個與起落架和它們的艙門相對應的收放系統(tǒng)。(4)起落架機輪和它們相應的剎車系統(tǒng)。(5)一個前起落架轉向系統(tǒng)。(6)一個指示和警告系統(tǒng)。飛機在地面上時由起落架支撐，由減震器吸收飛機的著陸和滑行相關載荷。在飛行過程中，起落架收入飛機腹部的起落架艙內(nèi)。當起落架放下或者收入的時候其相關的艙門會關上以便使飛機保持較好的氣動外形。A.主起落架和艙門主起落架的主作動筒由高強度鋼(300M)鍛造而成，側撐桿和連桿鎖的材質(zhì)是輕鋁(7010)，輪軸直接與拉桿相連，整體材料為300M，作防腐蝕處理。由兩部分組成的側撐桿使主起落架保持在放下的位置。連桿鎖使側撐桿穩(wěn)定在下位鎖的位置。每個主起落架包含一個裝有減震器的主起落架支柱支柱內(nèi)裝有油氣式減震器，采用雙缸獨立活塞，兩個動態(tài)密封器(一個備用)安裝在主作動筒下方,緩沖液用的是MIL-H5606-B(空氣3520)。一個緩沖器安裝在扭矩桿中間，以減緩與吸收橫向振動。起落架收入起落架艙內(nèi)的可用空間。三個艙門關閉各自的主起落架艙空間（圖2-4）。包括：(1)一個液壓操縱的主門。(2)一個機械操縱的鉸接門。(3)一個主起落架支柱上的整流罩。 圖2-4 主起落架及艙門B.前起落架和艙門前起落架主作動筒和側支柱上部的材質(zhì)是輕鋁(7010)，側支柱下部和減震器使用的是高強度鋼(300M)。輪軸直接與拉桿相連，整體材料為300M，防腐蝕處理。側支柱和一個鎖支柱將起落架支柱固定在放下的位置。支柱內(nèi)裝有單腔油氣式減震器，沒有油氮分離活塞。減擺緩沖器由液壓單獨驅(qū)動，同時該液壓作動器提供前輪轉向時的驅(qū)動力，是起落架支柱內(nèi)液壓轉向機構。前起落架向前收入機身的空間內(nèi)。四個艙門和一個整流罩封閉前起落架艙空間（圖2-5）。包括：(1)兩個液壓操縱的前門。(2)兩個機械操縱的后門。(3)一個固定在前起落架上的整流罩。 圖2-5 前起落架及艙門C.轉向系統(tǒng)轉向系統(tǒng)由剎車/轉彎控制組件控制。當飛機在地面移動時，通過轉向系統(tǒng)改變移動方向。轉向系統(tǒng)使用液壓操縱改變前起落架機輪方向的轉向機構。此外，A320飛機起落架系統(tǒng)還包括收放系統(tǒng)、剎車機輪系統(tǒng)以及指示和報警系統(tǒng)。2.2.2 A320飛機起落架的收放分析A.主起落架收放運動：在起飛過程中主起落架上的載荷逐漸減少。飛機起飛過程中，減震器會逐漸伸長，使得支柱軸向的長度增加。這使飛機在起飛過程中以大迎角滑行。當起落架要向上收起的時候，液壓操縱門會打開，以便起落架收入起落架艙。下位鎖作動筒將鎖支柱解鎖，主起落架作動筒將主起落架收入起落架艙。在起落架收回過程中，剎車/轉向控制組件會自動地進行短時間的剎車,這樣可以阻止剎車機輪在收入起落架艙前的旋轉。在主起落架鎖入主起落架艙之后，液壓操縱門會關閉。當起落架要放下的的時候，液壓操縱門會先打開。收回的作動筒會伸展使起落架支柱放下伸出。側邊支柱和鎖支柱會移到正中位置上面使起落架在放下位置鎖住。在起落架放下之后門會關上。起落架放下之后減震器吸收著陸載荷。如圖2-6所示： 圖2-6主起落架收放示意圖B.前起落架收放運動：當起飛時前起落架機輪離開地面，減震器會伸長。支柱內(nèi)的凸輪會確保機輪在正中位置。當減震器完全伸長，剎車/轉向控制組件會防止轉向機構的轉向輸出。當起落架要向上收起時，液壓操縱門會先打開。前起落架下位鎖作動筒使鎖支柱解鎖。前起落架收回的時候阻力撐桿會折疊起來。當起落架支柱收回的時候，支柱上的軸聯(lián)器會切斷轉向系統(tǒng)的液壓源。當前起落架進入起落架艙的時候，反旋制動閥會阻止機輪的旋轉。在起落架在艙內(nèi)鎖住后，液壓操縱門會關上。如圖2-7所示： 如圖2-7 前起落架收放示意圖2.3 小結本章首先總結了起落架的各種結構形式，分別概括了主起落架和前起落架的收放方式。然后具體介紹了A320飛機起落架的組成，并針對A320飛機起落架的收放機構進行了功能原理和運動分析。3.起落架零件組的強度計算3.1飛機前起落架的材料屬性前起落架減震支柱結構為復雜的三維結構（材料為 300M），其安全工作許用力為 9471050MPa。材料的彈性模量為210e3MPa，泊松比為 0.28。3.2飛機前起落架的整體約束和受力分析任何實際的結構都必須設置和支承于某一基礎或者其它結構上，才能承受外載荷，正常和可靠地工作。相應的有限元計算模型必須根據(jù)工程實際施加約束，才能保證計算順利進行，并能使計算結果與實際情況吻合。在傳力過程中，約束部分將承受反力，同時也阻止結構在約束方向的位移。根據(jù)圖3.1可以看出，前起落架結構復雜，在實際工作中，地面載荷通過機輪輪胎傳遞給輪軸，輪軸再傳給內(nèi)筒，然后由內(nèi)筒將地面載荷傳遞到外筒上，內(nèi)、外筒之間的腔內(nèi)充滿高壓油氣，用來吸收地面沖擊能量，外部還有扭力臂相連。整個前起落架的減震支柱外筒是通過圓柱形撐桿與飛機機身相連的。因此，如何才能真實模擬實際約束和受載情況就十分重要了。3.1 前起落架結構圖收放撐桿為二力桿，主要承受拉壓力的作用，不承受彎矩由于收放撐桿不是我們要考慮的部位，只對其制作了簡單的模型，采用圓柱結構。但由于收放撐桿是與坐標軸不平行的斜支撐，不能簡單的用坐標軸方向的約束替代，同時還要實現(xiàn)它是二力桿的功能，我們采用了等效桿單元來模擬。等效桿單元法即所謂的“代替桿法”。它是在斜支座作用點處用一根與斜支座軸線重合的桿件來代替實際約束（圖 3.2），代替桿的截面面積與實際桿件截面面積相當，代替桿的另一端用鉸支座約束。具有這樣橫截面面積的桿件，其軸向剛度與被代替的約束的軸向剛度相等，其產(chǎn)生的效果同斜支座是等效的。代替桿的軸力也就是斜支座的支反力，這樣處理的優(yōu)點是只需要增加幾個額外的桿件和節(jié)點，無需對程序等作任何的改變。3.3 起落架的計算情況圖 3.2 前起落架減震支柱受力簡圖 圖 3.3 緩沖器壓縮量h示意圖前起落架的設計載荷有三種較危險的工況。對于以懸掛點 O 為原點的機身加載坐標系 oxyz，載荷情況如表 1 所列。表 1 中， h為緩沖器壓縮量（如圖 3.3 所示）， 為輪胎壓縮量。坐標系的選擇為建立與建模坐標系不同的另一局部坐標系作為模型的加載坐標系，x 軸的正向沿順航向方向，y 軸垂直于地面，向上為正向。作用于機輪軸上的載荷與坐標軸正向一致時，取正值，反之取負值。在這三種工況下，沒有 Z 向力作用，故地面載荷表 1 前起落架著陸載荷工況項目Px.max（N）Px.max（N）h (m)最大回彈載荷40787494390.0480.036最大垂直載荷-15449.561798.50.1200.046最大起轉載荷-34298.5463490.0480.0363.4計算結果的分析與驗證3.4.1 理論計算驗證1 內(nèi)筒截面應力計算 圖 3.4計算簡圖 圖 3.5 內(nèi)筒截面示意圖以工況1 為例，取內(nèi)筒筒身的若干個截面為觀察點，各截面中心在建模 坐標系下的坐標依次分別為：O1 （0，743.575，0），O2（0，812.717，0）， O3 （0，828.252，0），O4（0，836.770，0），O5 （0，847.756，0），= 10 , O0（0，1215.5，62.02）。 計算方程組：Py=Pycos10Pxsin10 Px=Pysin 10-Pxcos10 M=60.02Py-PxY (3.1.1) 其中，Y 為加載點Y 向坐標與各截面Y 坐標的差值，d=70mm,D=82mm。 工況 1：Py=49439N，Px=40787N對比結果: 表 3.1 工況 1 內(nèi)筒應力對比 截面 12345理論計算 m （MPa） 788.22672.43642.17 625.8604.71仿真計算（MPa） 778.03670.33631.85621.42604.54 2 外筒筒身截面應力計算 圖3.6外筒截面示意 圖 3.7計算簡圖 2工況 1：Py=49439N，Px=40787N工況 1中，在建模坐標系下，外筒截面6、7的圓心O6（0，375，0）,O7（O，510，0） ，同樣地， = 10 。計算方程組：Py=Pycos10Pxsin10 Px=Pysin 10-Pxcos10 M=60.02Py-PxY (3.1.2) 結果對比：其中，Y 為加載點 Y 向坐標與各截面 Y 坐標的差值，d=98mm,D=110mm 工況 1：Py=49439N，Px=40787N表 3.2 工況 1 外筒應力對比截面67理論計算 max （MPa）794.15658.03 仿真計算 （MPa） 790.26651.89 3 斜撐桿的內(nèi)力計算整個前起落架減震支柱受載情況為：左右支臂處的約束反力，斜撐桿內(nèi)力和外載荷Px，Py其運動規(guī)律是繞加載坐標系中的 X 軸轉動，故對 Z 軸取矩，列出力矩平衡方程： (3.1.3)式中，F(xiàn)x、Fy為斜撐桿內(nèi)力F在X、Y方向的分力，L1,L2,L3,L4如圖3.8，3.9所示圖3.8 Y-Z 面內(nèi)受力圖 圖 3.9桿內(nèi)力 F 的分解 圖 3.10 X-Y 面內(nèi)受力圖 圖3.11 Lo計算簡圖在0GH中，a=cos10，b=shi10，L1=a（L0-h） (3.1.4)L0=L01+L02=505+758.5=1363.5mm (圖3.8所示) (3.1.5)h為緩沖器壓縮量，具體數(shù)值見表一在OCF和CDE中，c=shi7，CD=211.78mmL2=EF=CF-CE=L0b-CDc (3.1.6)L0=L01+556-h=505+556-h=1061-h (3.1.7)在OAB中，A為空間點，坐標為（-75，-440，105）所以L3=440mm,L4=75mm.圖3.11所示為斜撐桿內(nèi)力F在三維空間坐標系中的分量形式，立方體中m=505mm,n=504mm,p=542mm(3.1.8)（1）第一種工況為：Px=40487N,Py=49439N,h為48mmL1=(1263.5-48)cos10L2=(1061-48)shi10-211.78shi7L3=440，L4=75帶入方程（3.1.3） PxL1+PyL2=FxL3+PyL4 可得：407871215.5cos10+4943997.64=F369.35，F(xiàn)=145254.12(N)方向余弦為：結合圖3.12所示的應力分解圖可得：Fx=105250.98(N)Fy=102970(N)Fz=20389.95(N)計算機仿真得到的斜撐桿內(nèi)力結果為：圖3.12 工況 1 桿內(nèi)力 F 分解圖計算機仿真得到的斜撐桿內(nèi)力結果為： Fy=102970(N)Fz=-21579(N)合力大小: 方向余弦為:誤差分析：此時由有限元仿真分析所得的斜撐桿內(nèi)力大小為 153008.8N，而根據(jù)受力分析進行理論計算所得內(nèi)力結果為 145254.12N，兩者的誤差為 5%，三個分力的大小和方向也基本吻合，說明仿真分析和理論計算得出的結果在大小和方向上均符合，驗證了仿真分析結果的正確性。第二種工況為：Px=-15449.5N,Py=61798.5N,h為120mmL1=(1263.5-120)cos10，L2=(1061-120)shi10-211.78shi7，L3=440mm,L4=75mm，帶入方程（3.1.3），可得：-15449.51143.5cos10+61798.5137.6=F369.35,F=-24081.32(N)，因此 F 的分解圖如圖 3.13所示 圖3.13工況2桿內(nèi)力 F 分解圖計算機仿真得到斜撐桿內(nèi)力結果為：Fx=-17761(N),SFy=-16570N,Fz=3431.8N合力大小方向余弦為：誤差分析：(3)第三種工況為：Px=-34298.5N,Py=49349N,h為48mm，L1=(1263.5-120)cos10，L2=(1061-120)shi10-211.78shi7，L3=440mm,L4=75mm，帶入方程（3.1.3） ，可得：-34298.51215.5cos10+4634997.64=F369.35F=-98903.38（N）結合圖3.14所示的該工況下的內(nèi)力F的示意圖可得：Fx=-71665.28(N)Fy=-66640.78(N)Fz=13883.5(N)計算機仿真得到斜撐桿內(nèi)力結果為：Fx=-67518(N),Fy=-62990N,Fz=13045N合力大小: 圖 3.14工況 3 桿內(nèi)力 F 的分解示意圖方向余弦：誤差分析：三種工況下根據(jù)受力分析進行理論計算所得的斜撐桿內(nèi)力和計算機仿真分析所得斜撐桿內(nèi)力結果基本相同，誤差較小，說明模型所作的簡化和用等效桿單元法代替實際約束是可行的。4.運動模擬4.1 A320起落架運動學仿真 4.1.1 LMS Virtual.lab簡介LMS Virtual.Lab是世界上第一個功能品質(zhì)工程集成解決方案，用于振動、噪聲、平順性與操縱穩(wěn)定性、舒適性、安全性、碰撞、耐久性以及其它關鍵屬性的分析17。是LMS公司推出的全球第一個集結構完整性、振動噪聲、耐久性、多體動力學、優(yōu)化為一體的多功能品質(zhì)仿真平臺，真正實現(xiàn)了多屬性仿真設計的流程化、一體化。包括所有關健過程步驟及所需的技術，可以早在實物樣機出現(xiàn)之前對每個關健屬性進行從始至終的評價。同時LMS Virutal.Lab作為一個開放的平臺，可以與CAD模型無縫連接，如CATIA,I-DEAS、UniGraphics、 ProENGINEER，消除了CAD，CAE和試驗數(shù)據(jù)的轉換瓶頸，為多學科設計分析團隊提供一切所需的工具，從而更快地為市場提供更好的產(chǎn)品，同時具備設計流程自動捕捉和管理功能，并完全實現(xiàn)參數(shù)驅(qū)動。它能成倍提高增值設計時間（Value-Added Time），并且將總體開發(fā)周期縮短3050，大大提升了設計效率。本課題所用的LMS virtual.lab，主要模塊如表4.1所示：表4.1 LMS virtual.lab功能模塊序號模塊名稱序號模塊名稱1Motion多體動力學2Acoustics聲學3NVH振動噪聲分析4Durability耐久性分析5Correlation相關性分析6Structures結構分析7Optimization優(yōu)化在本文中，起落架運動分析是在LMS virtual.lab Motion多體動力學模塊中實現(xiàn)的。下面簡單介紹Motion模塊:LMS Virtual.Lab Motion基于LMS Virtual.Lab這一全球第一個多學科功能品質(zhì)工程平臺，很好地解決了以上現(xiàn)今多體仿真中所遇到的疑難。其優(yōu)異的性能、廣泛深入的行業(yè)解決方案、開放的平臺，不斷對最新技術的拓展，使其成為新一代多體動力學軟件的代表。LMS Virtual.Lab Motion是專門為模擬機械系統(tǒng)的真實運動和載荷而設計的。它提供了有效的方法可以快速創(chuàng)建和改進多體模型，有效地重復使用CAD和有限元模型，并能快速反復模擬評價多種設計選擇的性能。工程師可以在早期的開發(fā)階段利用靈活可調(diào)的模型進行概念上的運動學研究。并在后續(xù)階段中結合試驗數(shù)據(jù)進行更具體的評估。LMS Virtual.Lab Motion多體動力學作為先進的MBS解決方案，結合了具有自動化程序的集成仿真環(huán)境和廣泛的應用領域，包括：LMS Virtual.Lab Standard Motion 標準動力學LMS Virtual.Lab Powertrain Motion 動力總成動力學LMS Virtual.Lab Suspension Motion 懸架動力學LMS Virtual.Lab Full Vehicle Motion 整車動力學LMS Virtual.Lab Gear Motion 齒輪動力學LMS Virtual.Lab Track Motion 履帶動力學LMS Virtual.Lab Motion多體動力學能夠讓設計師和工程師真實地仿真整車設計中駕駛的平順性及操縱的穩(wěn)定性，新型挖掘機的運轉，或者機械開關的可靠性等。此外，仿真結果還可以用于后續(xù)的與耐久性或者噪聲振動分析相關的研究，例如高精度求解器預測的覆蓋整個頻率范圍的動態(tài)內(nèi)部載荷。4.2 A320起落架多體運動學仿真下面介紹如何運用LMS軟件的Motion模塊的來模擬起落架收放系統(tǒng)的運動。圖4-1為LMS Motion模塊啟動后界面圖。LMS與CATIA V5 R18無縫集成，整個界面分兩部分，上面的Links Manager部分,連接著CATIA模塊部分，激活此模塊，可以進行CATIA里面的一切操作，如零件設計、草圖編輯，裝配等。下面的Analysis Model是LMS的模塊部分，切換到此模塊可以進行運動學仿真的一切操作，如添加運動副，加載驅(qū)動，生成曲線等。圖4-1 LMS Motion模塊界面圖在LMS的Motion模塊中按照 導入模型/裝配體定義體添加運動副添加驅(qū)動求解結果仿真的步驟來模擬起落架收放系統(tǒng)的運動。4.2.1.A320前起落架運動仿真首先導入已經(jīng)建好的起落架零部件模型。不要一次性全部導入，否則可能由于零部件過多造成整個界面的混亂。將插入的零部件再定義成Motion里面的體。定義體的時候最好最好按由上自下的方法插入部件，部件最好是跟前面插入的部件存在裝配關系，這樣可以邊插入邊裝配，避免所有部件插入之后再裝配造成的混亂。這里并不在CATIA模塊進行裝配，因為在CATIA模塊裝配的話可能造成約束關系重復，收放運動時應具備的自由度可能就被約束住了。這些約束在裝配時可以隨意調(diào)整各個零件在裝配件中的位置，使裝配圖能夠充分反映各個零件的位置和作用。但在運動模擬時，這些“多余”的約束則會影響起落架收放系統(tǒng)運動過程的模擬，使得模擬過程出錯。由于裝配過程中的約束凌亂而繁多，所以這里選擇在創(chuàng)建運動副時再重新生成約束，而不進行單獨的裝配。根據(jù)A320前起落架收放系統(tǒng)的運動形式和各零件的之間的關系，定義合適的運動副，其中有旋轉副、圓柱副、固定副、平移副等21個運動副。所有的運動副都加好后，其自由度應等于2（DOF2），裝配過程中的各零件之間的約束也同時生成。約束加載完成后的界面如圖4-2所示。 圖4-2 前起體全部定義完成及約束加載完成后的界面由于添加運動副形成的約束關系不能完全反映各個零件的位置和約束約束。比如活塞桿和支柱之間是平移副的關系，但是僅添加平移副不能確定活塞桿頂端在支柱內(nèi)的位置，這時可以使用CATIA里面的操作按鈕進行平移、旋轉等操作來調(diào)整各個構件的位置，為了精確控制某些構件的精確的位置關系，還可以使用CATIA裝配約束里面的偏移、角度等約束進行控制。完成了運動副的創(chuàng)建和起落架各構件位置確定工作后，定義驅(qū)動使前起落架完成收放運動。由于前起在收起過程中，減震器會伸長，所以定義兩個驅(qū)動：一是使起落架收放的液壓作動筒的驅(qū)動。因為起落架的收放是一個加速-恒速-減速的過程，為了真實地模擬起落架的收起的過程，這里選擇給液壓作動筒施加一個作動筒活塞桿沿軸向方向的One-body Velocity Drive，F(xiàn)uction選擇New Spline Curve，Spline Curve參數(shù)選擇如圖4-3，采用線性（linear）插值，這樣使作動筒活塞桿的運動同樣為一個加速-恒速-減速的過程，顯然要比添加作動筒的平移副的恒速驅(qū)動要合理。作動筒活塞桿沿軸向方向速度曲線圖如圖4-4，經(jīng)過線性插值后，0s和9.5s時刻速度均為0，達到設計要求。 圖4-3 前起作動筒Spline Curve Curve Data設置 圖4-4 前起作動筒活塞桿沿軸向方向速度曲線圖二是使減震器伸長的驅(qū)動，前起減震器的整個行程為0.43米，起落架收起時伸展行程取為0.14米，驅(qū)動添加類型取為Two-Body Position Drive，可以對減震器的伸展行程進行精確地控制，F(xiàn)uction選擇New Spline Curve，Spline Curve參數(shù)選擇如圖4-5。采用CIBIC三次插值，這樣減震器初始運動速度為0，完全伸展后速度也為0，較為合理。減震器活塞桿沿軸向位移曲線圖如圖4-6，經(jīng)過線性插值后，0s和9 s時刻速度均為0，達到設計要求。 圖4-5 前起減震器Spline Curve Curve Data設置 圖4-6 前起作動筒活塞桿沿軸向位移曲線圖驅(qū)動定義好后，進行求解，設置仿真時間（Ending Time）為10s，Print Interval為0.05s，點擊Compute Solution 按鈕進行求解。 沒有彈出Error錯誤對話框則求解完畢，可以進行結果仿真了。點擊Animate 按鈕，彈出仿真對話框。點擊Parameters 按鈕，在采樣步長Sampling Step填0.05s，關閉player parameters設置對話框，點擊Play Forward 按鈕。通過仿真我們可以看到前起向前收起，同時活塞桿沿主支柱軸向伸展運動。前起落架系統(tǒng)完全收上界面如圖4-7所示。 圖4-7 前起落架系統(tǒng)完全收上界面圖最后進行仿真結果分析。LMS里面可以顯示任何一個部件相對于笛卡爾坐標系或者歐拉坐標系的加速度、速度、角度、角速度、角加速度等各種運動學參數(shù)。圖4-8為作動筒活塞桿相對于全球坐標系中相對于各坐標軸和原點的速度。 圖4-8前起作動筒活塞桿相對于全球坐標系的速度顯然，Y軸方向是沒有速度的?；钊麠U在作動筒軸向運動的時候還要繞著作動筒與機身連接的軸做旋轉運動，所以X軸方向是有速度的，如圖中長虛線所示。由于活塞桿繞軸旋轉地速度并不大，對Z軸方向的速度影響不大，所以Z軸方向的速度曲線與之前給出的活塞桿沿軸向的速度曲線差別不大。從相對于原點的速度曲線可以看出，活塞桿0-2.5秒有一個速度從0到一個速度峰值的過程，運動結束前7-9.5秒有一個從一個速度峰值到速度降為0的過程，中間一段曲線較為平緩，速度變化很小。這是與我們設置的仿真參數(shù)是符合的，因為加在作動筒活塞桿上的速度驅(qū)動是沿作動筒軸向方向，且速度設置為0- 加速-恒速-減速-0，故得到作動筒活塞桿相對于全球坐標的的速度曲線。還可以得到作動筒活塞桿的加速度曲線，如圖4-9，這與上面得到的速度曲線是相符合的。 圖4-9 前起作動筒活塞桿的加速度曲線4.2.2 A320主起落架運動仿真導入模型、創(chuàng)建運動體步驟同前起落架。由于主起落架機構和空間關系比較復雜，這里做運動學仿真的時候略去鎖撐桿和鎖作動筒的機構。共有21個運動副，所有運動副都加好后約束也同時生成，約束加載完成后的界面如圖4-10所示。 圖4-10 主起體全部體定義完成及約束加載完成后的界面完成了運動副的創(chuàng)建和起落架各構件位置確定工作后，定義驅(qū)動使前主落架完成收放運動。由于主起在收起過程中，減震器同樣會伸長，所以同樣定義兩個驅(qū)動：一是使起落架收放的液壓作動筒的驅(qū)動。添加驅(qū)動類型選擇Two-Body Position Drive，F(xiàn)uction選擇New Spline Curve，Spline Curve參數(shù)選擇如圖4-11。采用CIBIC三次插值。 圖4-11 主起作動筒Spline Curve Curve Data參數(shù)設置二是使減震器伸長的驅(qū)動，主起減震器的整個行程為0.47米，起落架收起時伸展行程取為0.12米。所以驅(qū)動添加類型同樣取為Two-Body Position Drive，F(xiàn)uction選擇New Spline Curve，Spline Curve參數(shù)選擇如圖4-12。同樣采用CIBIC三次插值。 圖4-12 主起減震器Spline Curve Curve Data參數(shù)設置圖4-13為作動筒和減震器沿軸向的位移曲線。實線代表作動筒，虛線代表減震器?？梢钥吹?，初始和終了時刻切線斜率均為0，即初始終了時刻速度均為0，符合我們的設計要求。 圖4-13主起作動筒和減震器沿軸向的位移曲線主起落架的求解及結果仿真過程同前起落架。設置Ending Time為10s，Print Interval為0.05s，主起落架系統(tǒng)完全收上界面如圖4-14所示。 圖4-14主起落架系統(tǒng)完全收上界面圖最后針對主起落架的仿真結果進行分析。主起落架作動筒的分析方法與前起一樣，速度曲線圖如圖4-15： 圖4-15主起落架作動筒活塞桿速度曲線顯然X軸方向速度為0，由于活塞在沿軸向運動時要繞著作動筒與機身的轉軸旋轉，故Y軸和Z州方向均有旋轉。由仿真動畫可以看到，活塞桿先向斜上運動，再向斜下方向運動，所以Z軸方向速度曲線有一個有正到負的過程（圖4-15中虛線所示）。 圖4-16 主起支柱角速度曲線圖4-16為主起支柱角速度曲線，顯然，僅有繞X軸方向（即轉軸方向）的角速度，速度變化由作動筒速度決定。 圖4-17 主起支柱速度曲線 圖4-17顯示了主起支柱繞X軸旋轉，在Y軸方向和Z軸方向的速度變化趨勢。4.3小結本章結合多體動力學基本理論，應用LMS軟件，導入第三章建好的A320飛機起落架的數(shù)字樣機模型，分別對該飛機前起落架和主起落架進行了運動學仿真，并針對仿真結果進行了分析。參考文獻1、孫桓等主編。機械原理。高等教育出版社，20012、孫靖民主編.機械優(yōu)化設計.第三版.北京：機械工業(yè)出版社，20053、方世杰，綦耀光主編.機械優(yōu)化設計.北京：機械工業(yè)出版社，1997.24、王昆等主編. 機械設計課程設計手冊.北京：機械工業(yè)出版社，20045、曹維慶等主編。機構設計。機械工業(yè)出版社，20006、馮遠生主編。飛機結構設計。國防工業(yè)出版社，19857、麗正能主編。飛機部件與系統(tǒng)設計。北京航空大學出版社，20038、王志瑾主編。飛機結構設計。國防工業(yè)出版社，20079、Shigley JE,Uicher JJ.Theory of machines and mechanisms.NewYork:McGaw-Hill Book Comepany,1980 致謝首先要感謝我的導師-許瑛，在她的關懷和熱心指導下，我順利的完成了畢業(yè)設計。她認真負責的工作態(tài)度、嚴謹?shù)慕虒W作風深深的感染了我，同時在設計的過程中給我提出了設計的不足和改進辦法，使我認識到了自己需要提高的地方，也是自己在從事專業(yè)方面有個更好的定位。 其次，在設計的過程中，通過與同學的互相討論和鼓勵，使我對大學里所學的一些專業(yè)課程有了更進一步的了解和鞏固，本次設計中，在老師和同學的身上學到了很多可貴的東西，讓我認識到了交流的重要性。在這四年的大生學習生涯中，還得到了其它許多老師、同學和朋友支持和幫助，在這里我深表謝意，我將永遠銘記于心。 最后，再次感謝曾經(jīng)給予我?guī)椭母魑焕蠋?、同學和朋友們！謝謝你們！ 36