1、某型起落架收放機構運動學和動力學仿真分析趙世春1,2,喻天翔1,孫海青1,宋筆鋒11、西北工業大學航空學院2、成都飛機設計研究所611所摘 要:起落架系統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。在現代飛機起落架的各個工作部件中,收放機構在使用中發生失效的概率高達34.4%,因此,開展起落架收放系統的研究具有重大意義。本文基于CATIA和LMS軟件,考慮起落架在收放運動過程中所受的各項載荷,并根據各載荷影響的大小和仿真的條件對其進行了簡化,通過建立某飛機起落架收放機構多體系統運動學和動力學模型,分析了氣動阻力對收放運動的影響,研究結果對飛機起落架的運動學和動力學分

2、析和設計具有實際意義和工程參考價值,對于降低飛機研發成本,提高飛機性能具有十分重要的工程意義。關鍵詞:起落架,運動機構,運動學,動力學1、概述為了減小飛行中的阻力,現代飛機的起落架通常是可收放的。即在起飛后,將起落架收入飛機內部(機翼或機身內并關閉起落架艙;著陸前,再放下起落架,將之固定在一定的位置并可靠地鎖住。主起落架收放的基本形式有沿翼展方向收放和沿翼弦方向收放兩種1,而前起落架一般沿機身方向順風收起。收放任務由收放執行機構完成,它的作用是按指定的運動形式,將起落架準確地收或放到飛機上的指定部位,收放機構一般采用四連桿機構。在我國,飛機結構的合理性、安全性一直受到包括飛機行業政府部門、飛機

3、生產企業和普通乘客在內的共同關注。一方面,政府部門制定了強制性的飛機設計安全法規;另一方面,廣大乘客在乘坐飛機時,將其安全性作為重點考慮的內容。現代飛機起落架系統在飛機的所有工作部件中起著至關重要的作用,其工作狀態直接影響到飛機起飛、著陸性能的實現與飛行安全。由于現代飛機空地循環周期縮短,壽命期內地面運動距離增長,因而致使起落架結構所承受的動載荷較大,造成系統工作環境復雜,出現故障較多。在現代飛機起落架的各個工作部件中,收放機構在使用中發生失效的概率是比較高的。現代飛機起落架收放機構常見故障有:收放機構(特別是連接部位出現疲勞裂紋;減震裝置密封損壞而漏油泄氣,使減震性能下降而載荷增大;收放機構

4、變形過大導致卡阻;位置鎖失效而無法上鎖等等。例如:1998年9月10日。中國東方航空公司MD-11型2173號飛機在前起落架無法放下的情況下,在上海虹橋機場噴灑泡沫滅火劑的跑道上實施迫降,飛機損壞。經調查研究發現:因為收放機構中的構件損傷而導致起落架放不到位,致使飛機迫降事故發生的概率為34.4%24。另據資料統計,1993-2003年十年間,各類飛機因起落架系統故障引起的飛行不正常事件占不正常飛行事件總數的15%,而其中因起落架收放系統故障引起的事故就占到了23%3。基于上述現狀,進一步加深對起落架收放系統的研究顯迫切而重要。2、起落架收放機構多體系統仿真模型建立LMS Virtual.La

5、b Motion是專門為模擬機械系統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階段利用靈活可調的模型進行概念上的運動學研究。并在后續階段中結合試驗數據進行更具體的評估。因此本研究選擇應用LMS公司Virtual Lab軟件作為多體仿真平臺。首先導入已經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

6、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,所以這里選擇在創建運動副時再重新生成約束,而不進行單獨的裝配。根據某飛機起落架收放系統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

7、后,其自由度應等于2(DOF=2,裝配過程中的各零件之間的約束也同時生成。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。完成了運動副的創建和起落架各構件位置確定工作后,定義驅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,所以定義兩個驅動:一是使起落架收放的液壓作動筒的驅動。因為起落架的收放是一個加速-

8、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,Fuction選擇New Spline Curve,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動要合理。二是使減震器伸長的驅動,根據起落架收起時伸展行程,驅動添加類型取為Two-Body Position Drive,可以對減震器的伸展行程進行精確地控制,Fuction選擇New Spline Curve。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

9、速度也為0,較為合理。3、某起落架多體系統運動學和動力學仿真分析3.1 某起落架收放機構運動學仿真分析基于仿真模型,可以顯示仿真結果。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。圖1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。(實線為相對于原點的曲線,虛線為X軸方向的曲線,點劃線為Y軸方向的曲線,雙點劃線為Z軸方向的曲線,下同顯然,Y軸方向是沒有速度的。活塞桿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

10、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是符合的,因為加在作動筒活塞桿上的速度驅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速度曲線。還可以得到作動筒活塞桿的加速度曲線,如圖2,這與上面得到的速度曲線是相符合的。 圖1 前起作動筒活塞桿相對于全球坐標系的速度 圖2 前起作動筒活塞桿的加速度曲線3.2

11、 某起落架收放機構動力學仿真分析根據經驗公式,可以計算得到起落架上氣動力大小,在仿真模型上給起落架加載上了氣動阻力,下面著重分析一下氣動阻力對起落架收起運動的影響。下面的圖表示了起落架收放運動過程的各部件的狀態。下圖中,虛線代表未加氣動阻力的狀態,實線代表加載氣動阻力之后的狀態。下面僅就前起落架的收放過程中,其動力學仿真結果進行分析。1支柱與活塞桿連接處載荷在收起過程中變化 A.X方向載荷變化情況B.全球坐標系下變化情況圖3 前起支柱與活塞桿連接處載荷在收起過程中的變化情況由圖3A可知,當存在氣動阻力時,支柱與作動筒活塞桿連接處的X方向載荷會變大,對此處的連接副強度要求也更高。因而高速飛機需要

12、在起落架和作動筒活塞桿連接處設置加強措施,且需要經常檢查其工作狀態,防止因氣動力太大而導致連接失效或損壞,起落架無法收放而發生事故。隨著起落架向上收起,支柱上的氣動阻力減小,X方向載荷也隨之變小,這與實際情況相符合。由圖3B可見,其全球坐標系下載荷變化趨勢與X方向載荷變化趨勢基本一致,這是因為添加的驅動力被定義為沿X方向不變,所以整個變化趨勢由X方向的變化趨勢引起。 A.Y方向載荷變化情況B.Z方向變化情況圖4 前起支柱與活塞桿連接處載荷在收起過程中的變化情況由圖4A可見,Y軸方向力非常小,最大僅為4.2e-006 N,可以認為不受力,實際情況就是這樣,可見仿真結果是正確的。由圖4B可見,盡管

13、氣動力加在了X方向上,但是Z方向上力手氣動阻力影響,同樣增大了。2作動筒與機身連接處載荷在收起過程中變化 A.X方向載荷變化情況B.全球坐標系下變化情況圖5 作動筒與機身連接處載荷在收起過程中的變化情況由圖5可知,加載氣動阻力時,作動筒與機身連接處的X方向載荷會變大(圖中Y坐標值為負值,對此處的連接副強度要求也更高。因而高速飛機需要在作動筒與機身連接處設置加強措施,且需要經常檢查其工作狀態,防止因氣動力太大而導致連接失效或損壞,而發生事故。全球坐標系下載荷變化趨勢與X 方向載荷變化趨勢基本一致,原因如前所述。 A.Y方向載荷變化情況B.Z方向變化情況圖6 支柱與活塞桿連接處載荷在收起過程中的變化情況圖6分析結論與圖4分析結論相同,Y方向最大力為-6.9e-10 N,不受力,Z方向受氣動阻力影響,載荷變大。4、結論由于國內自主設計起落架的研究還處在起步階段,運用仿真軟件進行起落架收放動態性能分析與國外相比還存在較