1740_飛機(jī)起落架機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)及安全性分析

1740_飛機(jī)起落架機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)及安全性分析,飛機(jī),起落架,機(jī)構(gòu),設(shè)計(jì),安全性,分析 南昌航空大學(xué)科技學(xué)院學(xué)士學(xué)位論文01.緒論1.1 起落架的概述起落架的結(jié)構(gòu)形式一般有以下幾種：有尾部旋轉(zhuǎn)支點(diǎn)的后二點(diǎn)起落架，其主要載荷位于飛機(jī)重心前面的兩個(gè)主輪上；有前旋轉(zhuǎn)支點(diǎn)的前二點(diǎn)起落架，其主要載荷位于飛機(jī)重心后面的兩個(gè)主輪上；左右翼尖下有護(hù)翼輪的自行車式起落架，在飛機(jī)對(duì)稱面內(nèi)重心前后各有一副主起落架。有尾輪的后三點(diǎn)起落架，在螺旋槳飛機(jī)上易于配置，便于利用氣動(dòng)阻力使飛機(jī)著陸減速，構(gòu)造簡(jiǎn)單、重量較輕，其主要缺點(diǎn)是飛機(jī)在地面滑跑的穩(wěn)定性較差，如果操縱不當(dāng)飛機(jī)容易打轉(zhuǎn)。此外，要求飛機(jī)三點(diǎn)接地著陸時(shí)，操縱比較困難。有前輪的前三點(diǎn)起落架，飛機(jī)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(yùn)動(dòng)的方向穩(wěn)定性好，滑行中即使重剎車也不容易翻轉(zhuǎn)和倒立，著陸時(shí)兩主輪先接地也易于操縱，其主要缺點(diǎn)是容易發(fā)生前輪擺振。自行車式起落架主要依靠?jī)蓚€(gè)主起落架承載和滑行，輔助用的護(hù)翼輪可以使飛機(jī)在停放時(shí)保持穩(wěn)定。此種形式的起落架是為了解決機(jī)翼厚弦比不斷減小，尺寸較大的主起落架難于收入機(jī)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(jī)的起飛著陸裝置，主要用于飛機(jī)的起飛、著陸、地面滑跑和地面停放。飛機(jī)在起飛滑跑、著陸接地和地面運(yùn)動(dòng)時(shí)會(huì)相對(duì)于地面產(chǎn)生不同程度的撞擊，起落架應(yīng)能承受并減緩這種撞擊，從而減輕飛機(jī)受載。起落架還應(yīng)使飛機(jī)在地面運(yùn)動(dòng)時(shí)具有良好的操縱性和穩(wěn)定性。為了降低飛機(jī)在飛行時(shí)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(jī)機(jī)體，使之便于停放和運(yùn)動(dòng)。（2)通過緩沖器吸收撞擊能量。（3)通過機(jī)輪剎車裝置吸收水平方向能量。（4)通過轉(zhuǎn)彎操縱機(jī)構(gòu)或者差動(dòng)剎車控制飛機(jī)轉(zhuǎn)彎和地面運(yùn)動(dòng)。（5)減緩飛機(jī)滑跑時(shí)由于跑道不平導(dǎo)致的振動(dòng)。（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(cè)量飛機(jī)重量與重心，對(duì)飛機(jī)裝載量提供目測(cè)指示，通過折疊收放減低氣動(dòng)阻力，在起落架支柱上安裝著陸燈，為駕駛員提供收放信號(hào)，為艙門機(jī)構(gòu)提供連接凸耳等。南昌航空大學(xué)科技學(xué)院學(xué)士學(xué)位論文1總之，起落架的作用是在飛機(jī)著陸運(yùn)動(dòng)狀態(tài)時(shí)吸收著陸能量、減緩滑行振動(dòng)以便使乘員不感到不適。起落架減震系統(tǒng)可減少飛機(jī)著陸時(shí)和在跑道上滑行時(shí)機(jī)輪所承受的沖擊載荷和顛簸載荷。這個(gè)系統(tǒng)包括起落架的緩沖器和機(jī)輪輪胎。緩沖器可以是油液的、氣體的、橡皮的或彈簧的。現(xiàn)在廣泛采用的緩沖器是油氣式的，因?yàn)樗鼙ＷC沖擊能充分的變換成熱能，而且還具有結(jié)構(gòu)緊湊和使用可靠的特點(diǎn)。1.2 飛機(jī)起落架的布置形式起落架的布置形式是指飛機(jī)起落架支柱(支點(diǎn))的數(shù)目和其相對(duì)于飛機(jī)重心的布置特點(diǎn)。目前，飛機(jī)上通常采用四種起落架形式：圖 1.1 后三點(diǎn)式起落架后三點(diǎn)式起落架：這種起落架有一個(gè)尾支柱和兩個(gè)主起落架。并且飛機(jī)的重心在主起落架之后。后三點(diǎn)式起落架多用于低速飛機(jī)上，因此在四十年代中葉以前曾得到廣泛的應(yīng)用。目前這種形式的起落架主要應(yīng)用于裝有活塞式發(fā)動(dòng)機(jī)的輕型、超輕型低速飛機(jī)上。優(yōu)點(diǎn)： ①在飛機(jī)上易于裝置尾輪。與前輪相比，尾輪結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單，尺寸、質(zhì)量都較小。②正常著陸時(shí)，三個(gè)機(jī)輪同時(shí)觸地，這就意味著飛機(jī)在飄落(著陸過程的第四階段)時(shí)的姿態(tài)與地面滑跑、停機(jī)時(shí)的姿態(tài)相同。也就是說，地面滑跑時(shí)具有較大的迎角，因此，可以利用較大的飛機(jī)阻力來進(jìn)行減速，從而可以減小著陸時(shí)和滑跑距離。因此，早期的飛機(jī)大部分都是后三點(diǎn)式起落架布置形式。缺點(diǎn)：①大速度滑跑時(shí)，遇到前方撞擊或強(qiáng)烈制動(dòng)，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(diǎn)式起落架不允許強(qiáng)烈制動(dòng)，因而使著陸后的滑跑距離有所增加。南昌航空大學(xué)科技學(xué)院學(xué)士學(xué)位論文2②如著陸時(shí)的實(shí)際速度大于規(guī)定值，則容易發(fā)生“跳躍”現(xiàn)象。因?yàn)樵谶@種情況下，飛機(jī)接地時(shí)的實(shí)際迎角將小于規(guī)定值，使機(jī)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(shí)飛機(jī)的實(shí)際速度大于規(guī)定值，導(dǎo)致升力大于飛機(jī)重力而使飛機(jī)重新升起。以后由丁速度很快地減小而使飛機(jī)再次飄落。這種飛機(jī)不斷升起飄落的現(xiàn)象，就稱為“跳躍” 。如果飛機(jī)著陸時(shí)的實(shí)際速度遠(yuǎn)大于規(guī)定值，則跳躍高度可能很高，飛機(jī)從該高度下落，就有可能使飛機(jī)損壞。③在起飛、降落滑跑時(shí)是不穩(wěn)定的。如過在滑跑過程中，某些干擾(側(cè)風(fēng)或由于路面不平，使兩邊機(jī)輪的阻力不相等)使飛機(jī)相對(duì)其軸線轉(zhuǎn)過一定角度，這時(shí)在支柱上形成的摩擦力將產(chǎn)生相對(duì)于飛機(jī)質(zhì)心的力矩，它使飛機(jī)轉(zhuǎn)向更大的角度。④在停機(jī)、起、落滑跑時(shí)，前機(jī)身仰起，因而向下的視界不佳?；谝陨先秉c(diǎn)，后三點(diǎn)式起落架的主導(dǎo)地位便逐漸被前三點(diǎn)式起落架所替代，目前只有一小部分小型和低速飛機(jī)仍然采用后三點(diǎn)式起落架。圖 1.2 前三點(diǎn)式起落架前三點(diǎn)式起落架：這種起落架有一個(gè)前支柱和兩個(gè)主起落架。并且飛機(jī)的重心在主起落架之前。前三點(diǎn)式起落架是目前大多數(shù)飛機(jī)所采用的起落架布置形式，與后三點(diǎn)式起落架相比較，前三點(diǎn)式起落架更加適合與高速飛機(jī)的起飛降落。優(yōu)點(diǎn)：①著陸簡(jiǎn)單，安全可靠。若著陸時(shí)的實(shí)際速度大于規(guī)定值，則在主輪接地時(shí)，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(diǎn)式起落架那樣的“跳躍”現(xiàn)象。②具有良好的方向穩(wěn)定性，側(cè)風(fēng)著陸時(shí)較安全。地面滑行時(shí)，操縱轉(zhuǎn)彎較靈活。③無倒立危險(xiǎn)，因而允許強(qiáng)烈制動(dòng)，因此，可以減小著陸后的滑跑距離。④因在停機(jī)、起、落滑跑時(shí)，飛機(jī)機(jī)身處于水平或接近水平的狀態(tài)，因而向下的視南昌航空大學(xué)科技學(xué)院學(xué)士學(xué)位論文3界較好，同時(shí)噴氣式飛機(jī)上的發(fā)動(dòng)機(jī)排出的燃?xì)獠粫?huì)直接噴向跑道，因而對(duì)跑道的影響較小。缺點(diǎn)：①前起落架的安排較困難，尤其是對(duì)單發(fā)動(dòng)機(jī)的飛機(jī)，機(jī)身前部剩余的空間很小。②前起落架承受的載荷大、尺寸大、構(gòu)造復(fù)雜，因而質(zhì)量大。③著陸滑跑時(shí)處于小迎角狀態(tài)，因而不能充分利用空氣阻力進(jìn)行制動(dòng)。在不平坦的跑道上滑行時(shí)，超越障礙(溝渠、土堆等)的能力也比較差。④前輪會(huì)產(chǎn)生擺振現(xiàn)象，因此需要有防止擺震的設(shè)備和措施，這又增加了前輪的復(fù)雜程度和重量。盡管如此，由于現(xiàn)代飛機(jī)的著陸速度較大，并且保證著陸時(shí)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(diǎn)式在這方面與后三點(diǎn)式相比有著明顯的優(yōu)勢(shì)，因而得到最廣泛的應(yīng)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(jī)重心前后各有一個(gè)主起落架外，還具有翼下支柱，即在飛機(jī)的左、右機(jī)翼下各有一個(gè)輔助輪。優(yōu)點(diǎn)：①解決了部分飛機(jī)主起落架的收放問題②無論是前三點(diǎn)式起落架還是后三點(diǎn)式起落架，其主輪都是布置在機(jī)翼下方，因此飛行時(shí)都將主輪收入機(jī)翼內(nèi)。但有一些飛機(jī)的機(jī)翼非常薄，或者是布置了其它結(jié)構(gòu)設(shè)備，因此難于將主起落架收入機(jī)翼內(nèi)，這種飛機(jī)（特別是采用上單翼的轟炸機(jī)）往往采用自行車式起落架，如美國(guó)的“同溫層堡壘”B-52 等。由于自行車式起落架的兩個(gè)主輪都在機(jī)身軸線上，飛行時(shí)直接收入機(jī)身內(nèi)，而只在左右機(jī)翼下各裝一個(gè)較小的輔助輪。缺點(diǎn)：①前起落架承受的載荷較大，而使尺寸、質(zhì)量增大。②起飛滑跑時(shí)不易離地而使起飛滑跑距離增大。為使飛機(jī)達(dá)到起飛迎角，需要依靠南昌航空大學(xué)科技學(xué)院學(xué)士學(xué)位論文4專門措施，例如在起飛滑跑時(shí)伸長(zhǎng)前起落架支柱長(zhǎng)度或縮短后起落架支柱長(zhǎng)度。③不能采用主輪剎車的方法，而必須采用轉(zhuǎn)向操縱機(jī)構(gòu)實(shí)現(xiàn)地面轉(zhuǎn)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(jī)采用這種起落架布局形式，如美國(guó)的“海鷂”AV-8 垂直起降戰(zhàn)斗機(jī)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(diǎn)式起落架類似，飛機(jī)的重心在主起落架之前，但其有多個(gè)主起落架支柱，一般用于大型飛機(jī)上。如波音 747 客機(jī)、C-5A(軍用運(yùn)輸機(jī)（起飛質(zhì)量均在 350 噸以上)以及蘇聯(lián)的伊爾 86 旅客機(jī)(起飛質(zhì)量 206 噸)。顯然，采用多支柱、多機(jī)輪可以減小起落架對(duì)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(diǎn)式的改進(jìn)形式。目前，在現(xiàn)代飛機(jī)中應(yīng)用最為廣泛的起落架布置形式就是前三點(diǎn)式。1.3 國(guó)內(nèi)外研究現(xiàn)狀起落架的收放機(jī)構(gòu)運(yùn)動(dòng)復(fù)雜，起落架的收放，上、下位鎖開鎖和上鎖，艙門的打開和關(guān)閉等均要正確匹配和協(xié)調(diào)，否則將會(huì)發(fā)生飛行事故。我國(guó)開展了與起落架現(xiàn)代設(shè)計(jì)技術(shù)密切相關(guān)的專題研究，并取得了一大批研究成果，其中有些達(dá)到世界先進(jìn)水平，如變油孔雙腔緩沖器設(shè)計(jì)技術(shù)，飛機(jī)前輪防擺技術(shù)，飛機(jī)地面運(yùn)動(dòng)動(dòng)力學(xué)分析技術(shù)，長(zhǎng)壽命、高可靠性起落架設(shè)計(jì)及壽命評(píng)估技術(shù)，起落架結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計(jì)技術(shù)，起落架收放系統(tǒng)仿真分析技術(shù)，起落架主動(dòng)控制技術(shù)等，這些成果部分地應(yīng)用于型號(hào)研制中，并取得了一定效果。許多學(xué)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(shè)計(jì)與評(píng)定技術(shù)指南》集中反應(yīng)了我南昌航空大學(xué)科技學(xué)院學(xué)士學(xué)位論文5國(guó)近年來在起落架現(xiàn)代設(shè)計(jì)理論與方法方面的進(jìn)展情況。但與國(guó)外相比，我國(guó)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(shè)計(jì)師的實(shí)用工具，更沒有在高水平的硬件與軟件平臺(tái)上形成一套先進(jìn)、實(shí)用、高效的起落架專業(yè) CAD/CAE 軟件系統(tǒng)，因而我國(guó)型號(hào)研制基本上仍是完全采用傳統(tǒng)模式，費(fèi)時(shí)、費(fèi)力、耗資。國(guó)內(nèi)起落架的研究軟件主要有南京航空航天大學(xué)和西北工業(yè)大學(xué)共同開發(fā)的起落架設(shè)計(jì)分析軟件系統(tǒng) LCAE，功能比較強(qiáng)大，能進(jìn)行結(jié)構(gòu)布局設(shè)計(jì)、起落架機(jī)構(gòu)運(yùn)動(dòng)分析或應(yīng)力分析、有限元總體應(yīng)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(xiǎn)性分析?？梢詫?shí)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(xué)和沈陽飛機(jī)研究所的起落架設(shè)計(jì)專家系統(tǒng) ALGDES[5]，它能進(jìn)行結(jié)構(gòu)布局設(shè)計(jì)和強(qiáng)度分析、系統(tǒng)空間位置造型仿真機(jī)干涉分析，它建立了起落架設(shè)計(jì)的知識(shí)表示形式和組織形式，即專家系統(tǒng)。北京航空航天大學(xué)和西北工業(yè)大學(xué)都做過起落架防滑剎車系統(tǒng)的機(jī)械裝置和仿真軟件。有人研究了飛機(jī)接地時(shí)所受到的加速度的計(jì)算方法，介紹了最大過載對(duì)飛行、起落架和氣動(dòng)力參數(shù)的敏感性。從國(guó)外文獻(xiàn)上來看，有的從動(dòng)能的角度研究了起落架擺振，還有的對(duì)在各種條件下的起落架性能進(jìn)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(guó)外在大力開展起落架理論與專題研究的基礎(chǔ)上，發(fā)展和推廣應(yīng)用起落架現(xiàn)代設(shè)計(jì)技術(shù)。在與現(xiàn)代設(shè)計(jì)技術(shù)密切相關(guān)的起落架專業(yè)理論研究方面，國(guó)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(duì)起落架結(jié)構(gòu)進(jìn)行了大量實(shí)驗(yàn)與理論研究，在此基礎(chǔ)上形成了一套行之有效的規(guī)范和方法。美國(guó)國(guó)家研究委員會(huì)(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(shù)、多體動(dòng)力學(xué)和主動(dòng)控制技術(shù)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(guó)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(shè)計(jì)體系，并應(yīng)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(jìn)理論成果，為國(guó)外起落架現(xiàn)代設(shè)計(jì)技術(shù)的開發(fā)與應(yīng)用提供了專業(yè)理論支撐。在綜合運(yùn)用起落架先進(jìn)理論研究成果與一般現(xiàn)代設(shè)計(jì)技術(shù)研究成果的基礎(chǔ)上，國(guó)外早己開發(fā)出了一整套成熟的起落架現(xiàn)代設(shè)計(jì)技術(shù)及相應(yīng)的起落架專業(yè) CAD/CAE 一體化軟件工具，并已推廣應(yīng)用于起落架產(chǎn)品研制中，取得巨大效益。德國(guó)航空宇航研究院在研制起落架中就開發(fā)與運(yùn)用了起落架動(dòng)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(shè)計(jì)要求，由起南昌航空大學(xué)科技學(xué)院學(xué)士學(xué)位論文6落架的模型庫滑跑、剎車、牽引、轉(zhuǎn)彎等方面的動(dòng)態(tài)力學(xué)數(shù)學(xué)模型，用計(jì)算機(jī)精確地模擬起落架的上述性能(以往都是大量的試驗(yàn)來確定研制中的起落架的性能)，然后再對(duì)一些主要部件進(jìn)行最優(yōu)設(shè)計(jì)。由于開發(fā)與應(yīng)用了起落架現(xiàn)代設(shè)計(jì)技術(shù)，研制樣品的費(fèi)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(yīng)用于各種起落架產(chǎn)品研制中。從檢索到的文獻(xiàn)來看，在起落架仿真方面的研究主要都是集中在某一個(gè)機(jī)構(gòu)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(yùn)動(dòng)特性仿真研究中，各個(gè)分布質(zhì)量所受到的力、速度、加速度的大小等等動(dòng)力學(xué)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(guān)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(jié)構(gòu)布局設(shè)計(jì)，機(jī)構(gòu)運(yùn)動(dòng)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(shù)，建立一個(gè)適用于大型飛機(jī)起落架收放運(yùn)動(dòng)的運(yùn)動(dòng)學(xué)與動(dòng)力學(xué)模型和虛擬樣機(jī)；并利用 LMS 仿真軟件對(duì)其進(jìn)行動(dòng)力學(xué)仿真分析。其主要內(nèi)容有:1.總結(jié)了起落架的各種結(jié)構(gòu)形式及收放方式，針對(duì) A320 飛機(jī)起落架的收放機(jī)構(gòu)進(jìn)行了功能原理和收放運(yùn)動(dòng)分析。2.飛機(jī)前起落架的整體約束和受力分析及起落架的計(jì)算情況。3.以虛擬樣機(jī)技術(shù)的相關(guān)理論和功能虛擬樣機(jī)的實(shí)現(xiàn)過程為基礎(chǔ)，運(yùn)用 LMS 軟件的 Motion 模塊對(duì)該飛機(jī)的起落架進(jìn)行了動(dòng)力學(xué)仿真。2.飛機(jī)起落架的分布及收放系統(tǒng)設(shè)計(jì)2.1 起落架的收放飛行速度大十 250km/h 時(shí)的飛機(jī)在飛行中起落架要收起，這樣可以大大降低飛機(jī)的迎風(fēng)阻力，改善氣動(dòng)性能以及飛行性能?？墒辗牌鹇浼鼙M管增加了重量，使飛機(jī)的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)和使用復(fù)雜化了，但提高了飛行時(shí)的總效率。起落架的收放運(yùn)動(dòng)方式和起落架本身及其收放結(jié)構(gòu)越簡(jiǎn)單，機(jī)翼、機(jī)身和起落架艙的承力型式也越簡(jiǎn)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(dāng)主起落架固定在機(jī)翼上時(shí)，它可以沿展向或弦向收放。南昌航空大學(xué)科技學(xué)院學(xué)士學(xué)位論文7沿展向收起有以下幾種方式：(1)機(jī)輪往機(jī)身方向運(yùn)動(dòng)，這種方式常用于機(jī)翼根部結(jié)構(gòu)高度可以容納機(jī)輪的情況。(2)機(jī)輪遠(yuǎn)離機(jī)身方向運(yùn)動(dòng)，這種方式適合小機(jī)輪起落架。當(dāng)處于收上位置時(shí)，質(zhì)量外移，使飛機(jī)的機(jī)動(dòng)性能變壞。這種方式的收放機(jī)構(gòu)也比其他方式要復(fù)雜，因此較少使用。(3)機(jī)輪往機(jī)身方向運(yùn)動(dòng)并將機(jī)輪收入機(jī)身中，這種方式多用于下單翼飛機(jī)，更適合于帶小車式的主起落架的收放。(4)機(jī)輪往機(jī)身方向運(yùn)動(dòng)，將機(jī)輪收入機(jī)身中并使機(jī)輪轉(zhuǎn)向，這種方式用在高速薄機(jī)翼飛機(jī)上，因?yàn)闄C(jī)輪放不進(jìn)機(jī)翼中。由于帶了機(jī)輪轉(zhuǎn)向機(jī)構(gòu)，其結(jié)構(gòu)較為復(fù)雜。沿弦向方向收起方式有兩種:機(jī)輪向后運(yùn)動(dòng)和機(jī)輪向前運(yùn)動(dòng)。2.1.2 前后起落架的收放方式前、后起落架支柱通過機(jī)輪的向前和向后運(yùn)動(dòng)收入機(jī)身中，后支柱經(jīng)常向后運(yùn)動(dòng)收入機(jī)身尾部整流罩中。在選擇前起落架支柱收放方向時(shí)除了要考慮總體布局外，還必須考慮盡量減小飛機(jī)重心位置改變的要求。2.2 A320 飛機(jī)起落架分析2.2.1 A320 飛機(jī)起落架的概述空客 A320 起落架，該起落架為常規(guī)前三點(diǎn)可收放式，由一個(gè)前起落架和兩個(gè)主起落架組成。起落架可起降 60000 次。生命周期的耐久性設(shè)計(jì)參照于 FAR 和 JAR(不考慮損傷容限)，主起落架的檢修相隔時(shí)間是 20000 次著陸或者 10 年。起落架的操控由傳感器和兩套獨(dú)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?dú)馐骄彌_支柱和一對(duì)機(jī)輪。機(jī)輪為雙輪連鎖形式。為了改善飛機(jī)滑行時(shí)的靈活性，前起落架機(jī)輪是可操縱的。當(dāng)起落架離開地面時(shí)，機(jī)輪在糾偏機(jī)構(gòu)的作用下回到中立位置。每個(gè)主起落架裝有油液氮?dú)馐骄彌_支柱和一對(duì)機(jī)輪，其中每個(gè)機(jī)輪有一個(gè)液壓剎車裝置。前、主起落架的正常收放用液壓系統(tǒng)進(jìn)行，在飛行中均收到機(jī)身內(nèi)。如圖 2-1。南昌航空大學(xué)科技學(xué)院學(xué)士學(xué)位論文8圖 2-1 A320 飛機(jī)起落架總體布局外形空客 A320 飛機(jī)飛機(jī)起落架具有如下特點(diǎn)：（1）常規(guī)前三點(diǎn)式起落架，直接作用式油氣緩沖器。（2）主起落架側(cè)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(dòng)應(yīng)急彈下兩種模式。（5）對(duì)起落架的回收釋放進(jìn)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(shí)通過液壓來自動(dòng)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(cè)器來代替微型開關(guān)來進(jìn)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。南昌航空大學(xué)科技學(xué)院學(xué)士學(xué)位論文9圖 2-3 A320 飛機(jī)前后輪距A320 飛機(jī)起落架系統(tǒng)包括：(1)兩個(gè)主起落架和它們相應(yīng)的艙門。(2)一個(gè)前起落架和它相應(yīng)的艙門。(3)兩個(gè)與起落架和它們的艙門相對(duì)應(yīng)的收放系統(tǒng)。(4)起落架機(jī)輪和它們相應(yīng)的剎車系統(tǒng)。(5)一個(gè)前起落架轉(zhuǎn)向系統(tǒng)。(6)一個(gè)指示和警告系統(tǒng)。飛機(jī)在地面上時(shí)由起落架支撐，由減震器吸收飛機(jī)的著陸和滑行相關(guān)載荷。在飛行過程中，起落架收入飛機(jī)腹部的起落架艙內(nèi)。當(dāng)起落架放下或者收入的時(shí)候其相關(guān)的艙門會(huì)關(guān)上以便使飛機(jī)保持較好的氣動(dòng)外形。A.主起落架和艙門主起落架的主作動(dòng)筒由高強(qiáng)度鋼(300M)鍛造而成，側(cè)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(cè)撐桿使主起落架保持在放下的位置。連桿鎖使側(cè)撐桿穩(wěn)定在下位鎖的位置。每個(gè)主起落架包含一個(gè)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(dú)立活塞，兩個(gè)動(dòng)態(tài)密封器(一個(gè)備用)安裝在主作動(dòng)筒下方,緩沖液用的是MIL-H5606-B(空氣 3520)。一個(gè)緩沖器安裝在扭矩桿中間，以減緩與吸收橫向振動(dòng)。起落架收入起落架艙內(nèi)的可用空間。三個(gè)艙門關(guān)閉各自的主起落架艙空間（圖 2-4） 。包括：(1)一個(gè)液壓操縱的主門。(2)一個(gè)機(jī)械操縱的鉸接門。(3)一個(gè)主起落架支柱上的整流罩。南昌航空大學(xué)科技學(xué)院學(xué)士學(xué)位論文10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(dòng)筒和側(cè)支柱上部的材質(zhì)是輕鋁(7010)，側(cè)支柱下部和減震器使用的是高強(qiáng)度鋼(300M)。輪軸直接與拉桿相連，整體材料為 300M，防腐蝕處理。側(cè)支柱和一個(gè)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?jiǎn)为?dú)驅(qū)動(dòng)，同時(shí)該液壓作動(dòng)器提供前輪轉(zhuǎn)向時(shí)的驅(qū)動(dòng)力，是起落架支柱內(nèi)液壓轉(zhuǎn)向機(jī)構(gòu)。前起落架向前收入機(jī)身的空間內(nèi)。四個(gè)艙門和一個(gè)整流罩封閉前起落架艙空間（圖 2-5） 。包括：(1)兩個(gè)液壓操縱的前門。(2)兩個(gè)機(jī)械操縱的后門。(3)一個(gè)固定在前起落架上的整流罩。圖 2-5 前起落架及艙門C.轉(zhuǎn)向系統(tǒng)南昌航空大學(xué)科技學(xué)院學(xué)士學(xué)位論文11轉(zhuǎn)向系統(tǒng)由剎車/轉(zhuǎn)彎控制組件控制。當(dāng)飛機(jī)在地面移動(dòng)時(shí)，通過轉(zhuǎn)向系統(tǒng)改變移動(dòng)方向。轉(zhuǎn)向系統(tǒng)使用液壓操縱改變前起落架機(jī)輪方向的轉(zhuǎn)向機(jī)構(gòu)。此外，A320 飛機(jī)起落架系統(tǒng)還包括收放系統(tǒng)、剎車機(jī)輪系統(tǒng)以及指示和報(bào)警系統(tǒng)。2.2.2 A320 飛機(jī)起落架的收放分析A.主起落架收放運(yùn)動(dòng)：在起飛過程中主起落架上的載荷逐漸減少。飛機(jī)起飛過程中，減震器會(huì)逐漸伸長(zhǎng)，使得支柱軸向的長(zhǎng)度增加。這使飛機(jī)在起飛過程中以大迎角滑行。當(dāng)起落架要向上收起的時(shí)候，液壓操縱門會(huì)打開，以便起落架收入起落架艙。下位鎖作動(dòng)筒將鎖支柱解鎖，主起落架作動(dòng)筒將主起落架收入起落架艙。在起落架收回過程中，剎車/轉(zhuǎn)向控制組件會(huì)自動(dòng)地進(jìn)行短時(shí)間的剎車,這樣可以阻止剎車機(jī)輪在收入起落架艙前的旋轉(zhuǎn)。在主起落架鎖入主起落架艙之后，液壓操縱門會(huì)關(guān)閉。當(dāng)起落架要放下的的時(shí)候，液壓操縱門會(huì)先打開。收回的作動(dòng)筒會(huì)伸展使起落架支柱放下伸出。側(cè)邊支柱和鎖支柱會(huì)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(huì)關(guān)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(yùn)動(dòng)：當(dāng)起飛時(shí)前起落架機(jī)輪離開地面，減震器會(huì)伸長(zhǎng)。支柱內(nèi)的凸輪會(huì)確保機(jī)輪在正中位置。當(dāng)減震器完全伸長(zhǎng)，剎車/轉(zhuǎn)向控制組件會(huì)防止轉(zhuǎn)向機(jī)構(gòu)的轉(zhuǎn)向輸出。當(dāng)起落架要向上收起時(shí)，液壓操縱門會(huì)先打開。前起落架下位鎖作動(dòng)筒使鎖支柱解鎖。前起落架收回的時(shí)候阻力撐桿會(huì)折疊起來。當(dāng)起落架支柱收回的時(shí)候，支柱上的軸聯(lián)器會(huì)切斷轉(zhuǎn)向系統(tǒng)的液壓源。當(dāng)前起落架進(jìn)入起落架艙的時(shí)候，反旋制南昌航空大學(xué)科技學(xué)院學(xué)士學(xué)位論文12動(dòng)閥會(huì)阻止機(jī)輪的旋轉(zhuǎn)。在起落架在艙內(nèi)鎖住后，液壓操縱門會(huì)關(guān)上。如圖 2-7 所示：如圖 2-7 前起落架收放示意圖2.3 小結(jié)本章首先總結(jié)了起落架的各種結(jié)構(gòu)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(jī)起落架的組成，并針對(duì) A320 飛機(jī)起落架的收放機(jī)構(gòu)進(jìn)行了功能原理和運(yùn)動(dòng)分析。3.起落架零件組的強(qiáng)度計(jì)算3.1 飛機(jī)前起落架的材料屬性前起落架減震支柱結(jié)構(gòu)為復(fù)雜的三維結(jié)構(gòu)（材料為 300M） ，其安全工作許用力為 947~1050MPa。材料的彈性模量為 210e3MPa，泊松比為 0.28。3.2 飛機(jī)前起落架的整體約束和受力分析任何實(shí)際的結(jié)構(gòu)都必須設(shè)置和支承于某一基礎(chǔ)或者其它結(jié)構(gòu)上，才能承受外載荷，正常和可靠地工作。相應(yīng)的有限元計(jì)算模型必須根據(jù)工程實(shí)際施加約束，才能保證計(jì)算順利進(jìn)行，并能使計(jì)算結(jié)果與實(shí)際情況吻合。在傳力過程中，約束部分將承受反力，同時(shí)也阻止結(jié)構(gòu)在約束方向的位移。南昌航空大學(xué)科技學(xué)院學(xué)士學(xué)位論文13根據(jù)圖 3.1 可以看出，前起落架結(jié)構(gòu)復(fù)雜，在實(shí)際工作中，地面載荷通過機(jī)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(gè)前起落架的減震支柱外筒是通過圓柱形撐桿與飛機(jī)機(jī)身相連的。因此，如何才能真實(shí)模擬實(shí)際約束和受載情況就十分重要了。3.1 前起落架結(jié)構(gòu)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(duì)其制作了簡(jiǎn)單的模型，采用圓柱結(jié)構(gòu)。但由于收放撐桿是與坐標(biāo)軸不平行的斜支撐，不能簡(jiǎn)單的用坐標(biāo)軸方向的約束替代，同時(shí)還要實(shí)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(diǎn)處用一根與斜南昌航空大學(xué)科技學(xué)院學(xué)士學(xué)位論文14支座軸線重合的桿件來代替實(shí)際約束（圖 3.2） ，代替桿的截面面積與實(shí)際桿件截面面積相當(dāng)，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(diǎn)是只需要增加幾個(gè)額外的桿件和節(jié)點(diǎn)，無需對(duì)程序等作任何的改變。3.3 起落架的計(jì)算情況圖 3.2 前起落架減震支柱受力簡(jiǎn)圖 圖 3.3 緩沖器壓縮量△h 示意圖前起落架的設(shè)計(jì)載荷有三種較危險(xiǎn)的工況。對(duì)于以懸掛點(diǎn) O 為原點(diǎn)的機(jī)南昌航空大學(xué)科技學(xué)院學(xué)士學(xué)位論文15身加載坐標(biāo)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） ，δ 為輪胎壓縮量。坐標(biāo)系的選擇為建立與建模坐標(biāo)系不同的另一局部坐標(biāo)系作為模型的加載坐標(biāo)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(jī)輪軸上的載荷與坐標(biāo)軸正向一致時(shí)，取正值，反之取負(fù)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(xiàng)目Px.max（N） Px.max（N） △h Δ(m)最大回彈載荷 40787 49439 0.048 0.036最大垂直載荷 -15449.5 61798.5 0.120 0.046最大起轉(zhuǎn)載荷 -34298.5 46349 0.048 0.0363.4 計(jì)算結(jié)果的分析與驗(yàn)證3.4.1 理論計(jì)算驗(yàn)證1 內(nèi)筒截面應(yīng)力計(jì)算圖 3.4 計(jì)算簡(jiǎn)圖 圖 3.5 內(nèi)筒截面示意圖南昌航空大學(xué)科技學(xué)院學(xué)士學(xué)位論文16以工況 1 為例，取內(nèi)筒筒身的若干個(gè)截面為觀察點(diǎn)，各截面中心在建模 坐標(biāo)系下的坐標(biāo)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） ，φ= 10 , O0（0，1215.5，62.02） 。 計(jì)算方程組：Py`=Pycos10?Pxsin10Px`=Pysin 10-Pxcos10M=60.02Py`-Px`△Y` (3.1.1)43max12dWDM????????????????其中，?Y 為加載點(diǎn) Y 向坐標(biāo)與各截面 Y 坐標(biāo)的差值， d=70mm,D=82mm。 工況 1：Py=49439N，Px=40787N對(duì)比結(jié)果:表 3.1 工況 1 內(nèi)筒應(yīng)力對(duì)比 截面 1 2 3 4 5理論計(jì)算 m σ（MPa） 788.22 672.43 642.17 625.8 604.71仿真計(jì)算σ（MPa） 778.03 670.33 631.85 621.42 604.54 2 外筒筒身截面應(yīng)力計(jì)算南昌航空大學(xué)科技學(xué)院學(xué)士學(xué)位論文17圖 3.6 外筒截面示意 圖 3.7 計(jì)算簡(jiǎn)圖 2工況 1：Py=49439N，Px=40787N工況 1 中，在建模坐標(biāo)系下，外筒截面 6、7 的圓心 O6（0，375，0）,O7（O，510，0） ，同樣地，φ = 10 。計(jì)算方程組：Py`=Pycos10?Pxsin10Px`=Pysin 10-Pxcos10M=60.02Py`-Px`△Y` (3.1.2)43max12dWDM????????????????結(jié)果對(duì)比：其中，△Y 為加載點(diǎn) Y 向坐標(biāo)與各截面 Y 坐標(biāo)的差值，d=98mm,D=110mm 工況 1：Py=49439N，Px=40787N表 3.2 工況 1 外筒應(yīng)力對(duì)比截面 6 7理論計(jì)算 794.15 658.03 南昌航空大學(xué)科技學(xué)院學(xué)士學(xué)位論文18max σ （MPa）仿真計(jì)算 σ （MPa） 790.26 651.89 3 斜撐桿的內(nèi)力計(jì)算整個(gè)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(yùn)動(dòng)規(guī)律是繞加載坐標(biāo)系中的 X 軸轉(zhuǎn)動(dòng)，故對(duì) Z 軸取矩，列出力矩平衡方程：1234YXYPLFLP????? (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 的分解南昌航空大學(xué)科技學(xué)院學(xué)士學(xué)位論文19圖 3.10 X-Y 面內(nèi)受力圖 圖 3.11 Lo 計(jì)算簡(jiǎn)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=L0×b-CD×c (3.1.6)L0=L01+556-△h=505+556-△h=1061-△h (3.1.7)在△OAB 中，A 為空間點(diǎn)，坐標(biāo)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(biāo)系中的分量形式，立方體中m=505mm,n=504mm,p=542mm22210545748,XYqmpmtnnFFtqt??????(3.1.8)（1）第一種工況為：Px=40487N,Py=49439N,△h 為 48mmL1=(1263.5-48)×cos10L2=(1061-48)×shi10-211.78×shi7L3=440，L4=75 帶入方程（3.1.3） Px×L1+Py×L2=Fx×L3+Py×L4 可得：40787×1215.5×cos10+49439×97.64=F×369.35，F(xiàn)=145254.12(N)方向余弦為：南昌航空大學(xué)科技學(xué)院學(xué)士學(xué)位論文20542cos0.7681.54cos0.6738ptmnyt???5241.1052.98842.97.6521.0389.548XYZqpF Nntqm????結(jié)合圖 3.12 所示的應(yīng)力分解圖可得：Fx=105250.98(N)Fy=102970(N)Fz=20389.95(N)計(jì)算機(jī)仿真得到的斜撐桿內(nèi)力結(jié)果為：圖 3.12 工況 1 桿內(nèi)力 F 分解圖計(jì)算機(jī)仿真得到的斜撐桿內(nèi)力結(jié)果為： Fy=102970(N)Fz=-21579(N)合力大小: 南昌航空大學(xué)科技學(xué)院學(xué)士學(xué)位論文2122`1508.XYZFFN???方向余弦為: 222222cos .726131590.487cos .633XYZzYXZF??????誤差分析：`10%5F?????此時(shí)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(jìn)行理論計(jì)算所得內(nèi)力結(jié)果為 145254.12N，兩者的誤差為 5%，三個(gè)分力的大小和方向也基本吻合，說明仿真分析和理論計(jì)算得出的結(jié)果在大小和方向上均符合，驗(yàn)證了仿真分析結(jié)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)×shi10-211.78×shi7，L3=440mm,L4=75mm，帶入方程（3.1.3） 1234XYXYPLFLP?????，可得：-15449.5×1143.5×cos10+61798.5×137.6=F×369.35,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52424081.3179.37.6.52024081.338.47XYZqpF Ntntqm????南昌航空大學(xué)科技學(xué)院學(xué)士學(xué)位論文22計(jì)算機(jī)仿真得到斜撐桿內(nèi)力結(jié)果為：Fx=-17761(N),SFy=-16570N,Fz=3431.8N合力大小 22`4531.XYZFFN???方向余弦為： 22222276cos=0.24318.45670cos=.XYZXYZF?????誤差分析：`1%.8F?????????(3)第三種工況為：Px=-34298.5N,Py=49349N,△h 為 48mm，L1=(1263.5-120)×cos10，L2=(1061-120)×shi10-211.78×shi7，L3=440mm,L4=75mm，帶入方程（3.1.3） 1234XYXYPLFLP?????，可得：-34298.5×1215.5×cos10+46349×97.64=F×369.35F=-98903.38（N） 549803.7165.28.0.7529803.138.54XYZqpF Ntnqmt????結(jié)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(jì)算機(jī)仿真得到斜撐桿內(nèi)力結(jié)果為：Fx=-67518(N),南昌航空大學(xué)科技學(xué)院學(xué)士學(xué)位論文23Fy=-62990N,Fz=13045N合力大小:22`XYZFF??圖 3.14 工況 3 桿內(nèi)力 F 的分解示意圖方向余弦： 2222227165.8cos 0.793.4960.78cos .1593XYZXYZFF?????????誤差分析：`1%???????三種工況下根據(jù)受力分析進(jìn)行理論計(jì)算所得的斜撐桿內(nèi)力和計(jì)算機(jī)仿真分析所得斜撐桿內(nèi)力結(jié)果基本相同，誤差較小，說明模型所作的簡(jiǎn)化和用等效桿單元法代替實(shí)際約束是可行的。4.運(yùn)動(dòng)模擬4.1 A320 起落架運(yùn)動(dòng)學(xué)仿真 4.1.1 LMS Virtual.lab 簡(jiǎn)介L(zhǎng)MS Virtual.Lab 是世界上第一個(gè)功能品質(zhì)工程集成解決方案，用于振動(dòng)、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(guān)鍵屬性的分析[17]。是 LMS 公司推出的全球第一個(gè)集結(jié)構(gòu)完整性、振動(dòng)噪聲、耐久性、多體動(dòng)力學(xué)、優(yōu)化為一體的多功能品質(zhì)仿真平臺(tái)，真正實(shí)現(xiàn)了多屬性仿真設(shè)計(jì)的流程化、一體化。包括所有關(guān)健過程步驟及所需的技術(shù)，可以早在實(shí)物樣機(jī)出現(xiàn)之前對(duì)每個(gè)關(guān)健屬性進(jìn)行從始至終的評(píng)價(jià)。同時(shí) LMS Virutal.Lab 作為一個(gè)開放的平臺(tái)，可以與 CAD 模型無縫連接，如 CATIA,I-DEAS、UniGraphics、 ProENGINEER，消除了南昌航空大學(xué)科技學(xué)院學(xué)士學(xué)位論文24CAD，CAE 和試驗(yàn)數(shù)據(jù)的轉(zhuǎn)換瓶頸，為多學(xué)科設(shè)計(jì)分析團(tuán)隊(duì)提供一切所需的工具，從而更快地為市場(chǎng)提供更好的產(chǎn)品，同時(shí)具備設(shè)計(jì)流程自動(dòng)捕捉和管理功能，并完全實(shí)現(xiàn)參數(shù)驅(qū)動(dòng)。它能成倍提高增值設(shè)計(jì)時(shí)間（Value-Added Time） ，并且將總體開發(fā)周期縮短 30－50％，大大提升了設(shè)計(jì)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(hào) 模塊名稱 序號(hào) 模塊名稱1 Motion 多體動(dòng)力學(xué) 2 Acoustics 聲學(xué)3 NVH 振動(dòng)噪聲分析 4 Durability 耐久性分析5 Correlation 相關(guān)性分析 6 Structures 結(jié)構(gòu)分析7 Optimization 優(yōu)化在本文中，起落架運(yùn)動(dòng)分析是在 LMS virtual.lab Motion 多體動(dòng)力學(xué)模塊中實(shí)現(xiàn)的。下面簡(jiǎn)單介紹 Motion 模塊:LMS Virtual.Lab Motion 基于 LMS Virtual.Lab 這一全球第一個(gè)多學(xué)科功能品質(zhì)工程平臺(tái)，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(tái)，不斷對(duì)最新技術(shù)的拓展，使其成為新一代多體動(dòng)力學(xué)軟件的代表。LMS Virtual.Lab Motion 是專門為模擬機(jī)械系統(tǒng)的真實(shí)運(yùn)動(dòng)和載荷而設(shè)計(jì)的。它提供了有效的方法可以快速創(chuàng)建和改進(jìn)多體模型，有效地重復(fù)使用 CAD 和有限元模型，并能快速反復(fù)模擬評(píng)價(jià)多種設(shè)計(jì)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(jìn)行概念上的運(yùn)動(dòng)學(xué)研究。并在后續(xù)階段中結(jié)合試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行更具體的評(píng)估。LMS Virtual.Lab Motion 多體動(dòng)力學(xué)作為先進(jìn)的 MBS 解決方案，結(jié)合了具有自動(dòng)化程序的集成仿真環(huán)境和廣泛的應(yīng)用領(lǐng)域，包括：·LMS Virtual.Lab Standard Motion 標(biāo)準(zhǔn)動(dòng)力學(xué)南昌航空大學(xué)科技學(xué)院學(xué)士學(xué)位論文25·LMS Virtual.Lab Powertrain Motion 動(dòng)力總成動(dòng)力學(xué)·LMS Virtual.Lab Suspension Motion 懸架動(dòng)力學(xué)·LMS Virtual.Lab Full Vehicle Motion 整車動(dòng)力學(xué)·LMS Virtual.Lab Gear Motion 齒輪動(dòng)力學(xué)·LMS Virtual.Lab Track Motion 履帶動(dòng)力學(xué)LMS Virtual.Lab Motion 多體動(dòng)力學(xué)能夠讓設(shè)計(jì)師和工程師真實(shí)地仿真整車設(shè)計(jì)中駕駛的平順性及操縱的穩(wěn)定性，新型挖掘機(jī)的運(yùn)轉(zhuǎn)，或者機(jī)械開關(guān)的可靠性等。此外，仿真結(jié)果還可以用于后續(xù)的與耐久性或者噪聲振動(dòng)分析相關(guān)的研究，例如高精度求解器預(yù)測(cè)的覆蓋整個(gè)頻率范圍的動(dòng)態(tài)內(nèi)部載荷。4.2 A320 起落架多體運(yùn)動(dòng)學(xué)仿真下面介紹如何運(yùn)用 LMS 軟件的 Motion 模塊的來模擬起落架收放系統(tǒng)的運(yùn)動(dòng)。圖 4-1 為 LMS Motion 模塊啟動(dòng)后界面圖。LMS 與 CATIA V5 R18 無縫集成，整個(gè)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(jìn)行 CATIA 里面的一切操作，如零件設(shè)計(jì)、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(jìn)行運(yùn)動(dòng)學(xué)仿真的一切操作，如添加運(yùn)動(dòng)副，加載驅(qū)動(dòng)，生成曲線等。南昌航空大學(xué)科技學(xué)院學(xué)士學(xué)位論文26圖 4-1 LMS Motion 模塊界面圖在 LMS 的 Motion 模塊中按照 導(dǎo)入模型/裝配體→定義體→添加運(yùn)動(dòng)副→添加驅(qū)動(dòng)→求解→結(jié)果仿真的步驟來模擬起落架收放系統(tǒng)的運(yùn)動(dòng)。4.2.1.A320 前起落架運(yùn)動(dòng)仿真首先導(dǎo)入已經(jīng)建好的起落架零部件模型。不要一次性全部導(dǎo)入，否則可能由于零部件過多造成整個(gè)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(shí)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(guān)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(jìn)行裝配，因?yàn)樵?CATIA 模塊裝配的話可能造成約束關(guān)系重復(fù)，收放運(yùn)動(dòng)時(shí)應(yīng)具備的自由度可能就被約束住了。這些約束在裝配時(shí)可以隨意調(diào)整各個(gè)零件在裝配件中的位置，使裝配圖能夠充分反映各個(gè)零件的位置和作用。但在運(yùn)動(dòng)模擬時(shí)，這些“多余”的約束則會(huì)影響起落架收放系統(tǒng)運(yùn)動(dòng)過程的模擬，使得模擬過程出錯(cuò)。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(yùn)動(dòng)副時(shí)再重新生成約束，而不進(jìn)行單獨(dú)的裝配。根據(jù) A320 前起落架收放系統(tǒng)的運(yùn)動(dòng)形式和各零件的之間的關(guān)系，定義合適的運(yùn)動(dòng)副，其中有旋轉(zhuǎn)副、圓柱副、固定副、平移副等 21 個(gè)運(yùn)動(dòng)副。所有的運(yùn)動(dòng)副都加好后，其自由度應(yīng)等于 2（DOF＝2） ，裝配過程中的各零件之間的約束也同時(shí)生成。約束加載完成后的界面如圖 4-2 所示。南昌航空大學(xué)科技學(xué)院學(xué)士學(xué)位論文27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(yùn)動(dòng)副形成的約束關(guān)系不能完全反映各個(gè)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(guān)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(shí)可以使用 CATIA 里面的操作按鈕 進(jìn)行平移、旋轉(zhuǎn)等操作來調(diào)整各個(gè)構(gòu)件的位置，為了精確控制某些構(gòu)件的精確的位置關(guān)系，還可以使用 CATIA 裝配約束里面的偏移、角度等約束進(jìn)行控制。完成了運(yùn)動(dòng)副的創(chuàng)建和起落架各構(gòu)件位置確定工作后，定義驅(qū)動(dòng)使前起落架完成收放運(yùn)動(dòng)。由于前起在收起過程中，減震器會(huì)伸長(zhǎng)，所以定義兩個(gè)驅(qū)動(dòng)：一是使起落架收放的液壓作動(dòng)筒的驅(qū)動(dòng)。因?yàn)槠鹇浼艿氖辗攀且粋€(gè)加速-恒速-減速的過程，為了真實(shí)地模擬起落架的收起的過程，這里選擇給液壓作動(dòng)筒施加一個(gè)作動(dòng)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(dòng)筒活塞桿的運(yùn)動(dòng)同樣為一個(gè)加速-恒速-減速的過程，顯然要比添加作動(dòng)筒的平移副的恒速驅(qū)動(dòng)要合理。作動(dòng)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(shí)刻速度均為 0，達(dá)到設(shè)計(jì)要求。南昌航空大學(xué)科技學(xué)院學(xué)士學(xué)位論文28圖 4-3 前起作動(dòng)筒 Spline Curve Curve Data 設(shè)置圖 4-4 前起作動(dòng)筒活塞桿沿軸向方向速度曲線圖二是使減震器伸長(zhǎng)的驅(qū)動(dòng)，前起減震器的整個(gè)行程為 0.43 米，起落架收起時(shí)伸展行程取為 0.14 米，驅(qū)動(dòng)添加類型取為 Two-Body Position Drive，可以對(duì)減震器的伸展行程進(jìn)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(yùn)動(dòng)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(shí)刻速度均為 0，達(dá)到設(shè)計(jì)要求。圖 4-5 前起減震器 Spline Curve Curve Data 設(shè)置南昌航空大學(xué)科技學(xué)院學(xué)士學(xué)位論文29圖 4-6 前起作動(dòng)筒活塞桿沿軸向位移曲線圖驅(qū)動(dòng)定義好后，進(jìn)行求解，設(shè)置仿真時(shí)間（Ending Time）為 10s，Print Interval 為 0.05s，點(diǎn)擊 Compute Solution 按鈕進(jìn)行求解。沒有彈出 Error 錯(cuò)誤對(duì)話框則求解完畢，可以進(jìn)行結(jié)果仿真了。點(diǎn)擊Animate 按鈕，彈出仿真對(duì)話框。點(diǎn)擊 Parameters 按鈕，在采樣步長(zhǎng)Sampling Step 填 0.05s，關(guān)閉 player parameters 設(shè)置對(duì)話框，點(diǎn)擊 Play Forward 按鈕。通過仿真我們可以看到前起向前收起，同時(shí)活塞桿沿主支柱軸向伸展運(yùn)動(dòng)。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(jìn)行仿真結(jié)果分析。LMS 里面可以顯示任何一個(gè)部件相對(duì)于笛卡爾坐標(biāo)系或者歐拉坐標(biāo)系的加速度、速度、角度、角速度、角加速度等各種運(yùn)動(dòng)學(xué)參數(shù)。圖4-8 為作動(dòng)筒活塞桿相對(duì)于全球坐標(biāo)系中相對(duì)于各坐標(biāo)軸和原點(diǎn)的速度。南昌航空大學(xué)科技學(xué)院學(xué)士學(xué)位論文30圖 4-8 前起作動(dòng)筒活塞桿相對(duì)于全球坐標(biāo)系的速度顯然，Y 軸方向是沒有速度的?；钊麠U在作動(dòng)筒軸向運(yùn)動(dòng)的時(shí)候還要繞著作動(dòng)筒與機(jī)身連接的軸做旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)，所以 X 軸方向是有速度的，如圖中長(zhǎng)虛線所示。由于活塞桿繞軸旋轉(zhuǎn)地速度并不大，對(duì) 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(duì)于原點(diǎn)的速度曲線可以看出，活塞桿 0-2.5 秒有一個(gè)速度從 0 到一個(gè)速度峰值的過程，運(yùn)動(dòng)結(jié)束前 7-9.5 秒有一個(gè)從一個(gè)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?cè)O(shè)置的仿真參數(shù)是符合的，因?yàn)榧釉谧鲃?dòng)筒活塞桿上的速度驅(qū)動(dòng)是沿作動(dòng)筒軸向方向，且速度設(shè)置為 0- 加速-恒速-減速-0，故得到作動(dòng)筒活塞桿相對(duì)于全球坐標(biāo)的的速度曲線。還可以得到作動(dòng)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(dòng)筒活塞桿的加速度曲線南昌航空大學(xué)科技學(xué)院學(xué)士學(xué)位論文314.2.2 A320 主起落架運(yùn)動(dòng)仿真導(dǎo)入模型、創(chuàng)建運(yùn)動(dòng)體步驟同前起落架。由于主起落架機(jī)構(gòu)和空間關(guān)系比較復(fù)雜，這里做運(yùn)動(dòng)學(xué)仿真的時(shí)候略去鎖撐桿和鎖作動(dòng)筒的機(jī)構(gòu)。共有 21 個(gè)運(yùn)動(dòng)副，所有運(yùn)動(dòng)副都加好后約束也同時(shí)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(yùn)動(dòng)副的創(chuàng)建和起落架各構(gòu)件位置確定工作后，定義驅(qū)動(dòng)使前主落架完成收放運(yùn)動(dòng)。由于主起在收起過程中，減震器同樣會(huì)伸長(zhǎng)，所以同樣定義兩個(gè)驅(qū)動(dòng)：一是使起落架收放的液壓作動(dòng)筒的驅(qū)動(dòng)。添加驅(qū)動(dòng)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(dòng)筒 Spline Curve Curve Data 參數(shù)設(shè)置南昌航空大學(xué)科技學(xué)院學(xué)士學(xué)位論文32二是使減震器伸長(zhǎng)的驅(qū)動(dòng)，主起減震器的整個(gè)行程為 0.47 米，起落架收起時(shí)伸展行程取為 0.12 米。所以驅(qū)動(dòng)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(shè)置圖 4-13 為作動(dòng)筒和減震器沿軸向的位移曲線。實(shí)線代表作動(dòng)筒，虛線代表減震器?？梢钥吹?，初始和終了時(shí)刻切線斜率均為 0，即初始終了時(shí)刻速度均為 0，符合我們的設(shè)計(jì)要求。圖 4-13 主起作動(dòng)筒和減震器沿軸向的位移曲線主起落架的求解及結(jié)果仿真過程同前起落架。設(shè)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。南昌航空大學(xué)科技學(xué)院學(xué)士學(xué)位論文33圖 4-14 主起落架系統(tǒng)完全收上界面圖最后針對(duì)主起落架的仿真結(jié)果進(jìn)行分析。主起落架作動(dòng)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(dòng)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(yùn)動(dòng)時(shí)要繞著作動(dòng)筒與機(jī)身的轉(zhuǎn)軸旋轉(zhuǎn)，故 Y 軸和 Z 州方向均有旋轉(zhuǎn)。由仿真動(dòng)畫可以看到，活塞桿先向斜上運(yùn)動(dòng)，再向斜下方向運(yùn)動(dòng)，所以 Z 軸方向速度曲線有一個(gè)有正到負(fù)的過程（圖 4-15 中虛線所示） 。圖 4-16 主起支柱角速度曲線南昌航空大學(xué)科技學(xué)院學(xué)士學(xué)位論文34圖 4-16 為主起支柱角速度曲線， ，顯然，僅有繞 X 軸方向（即轉(zhuǎn)軸方向）的角速度，速度變化由作動(dòng)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(zhuǎn)，在 Y 軸方向和 Z 軸方向的速度變化趨勢(shì)。4.3 小結(jié)本章結(jié)合多體動(dòng)力學(xué)基本理論，應(yīng)用 LMS 軟件，導(dǎo)入第三章建好的 A320 飛機(jī)起落架的數(shù)字樣機(jī)模型，分別對(duì)該飛機(jī)前起落架和主起落架進(jìn)行了運(yùn)動(dòng)學(xué)仿真，并針對(duì)仿真結(jié)果進(jìn)行了分析。參考文獻(xiàn)[1]、孫桓等主編。機(jī)械原理。高等教育出版社，2001[2]、孫靖民主編.機(jī)械優(yōu)化設(shè)計(jì).第三版.北京：機(jī)械工業(yè)出版社，2005[3]、方世杰，綦耀光主編.機(jī)械優(yōu)化設(shè)計(jì).北京：機(jī)械工業(yè)出版社，1997.2[4]、王昆等主編. 機(jī)械設(shè)計(jì)課程設(shè)計(jì)手冊(cè).北京：機(jī)械工業(yè)出版社，2004[5]、曹維慶等主編。機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)。機(jī)械工業(yè)出版社，2000南昌航空大學(xué)科技學(xué)院學(xué)士學(xué)位論文35[6]、馮遠(yuǎn)生主編。飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)。國(guó)防工業(yè)出版社，1985[7]、麗正能主編。飛機(jī)部件與系統(tǒng)設(shè)計(jì)。北京航空大學(xué)出版社，2003[8]、王志瑾主編。飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)。國(guó)防工業(yè)出版社，2007[9]、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(dǎo)師---許瑛，在她的關(guān)懷和熱心指導(dǎo)下，我順利的完成了畢業(yè)設(shè)計(jì)。她認(rèn)真負(fù)責(zé)的工作態(tài)度、嚴(yán)謹(jǐn)?shù)慕虒W(xué)作風(fēng)深深的感染了我，同時(shí)在設(shè)計(jì)的過程中給我提出了設(shè)計(jì)的不足和改進(jìn)辦法，使我認(rèn)識(shí)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(gè)更好的定位。南昌航空大學(xué)科技學(xué)院學(xué)士學(xué)位論文36其次，在設(shè)計(jì)的過程中，通過與同學(xué)的互相討論和鼓勵(lì)，使我對(duì)大學(xué)里所學(xué)的一些專業(yè)課程有了更進(jìn)一步的了解和鞏固，本次設(shè)計(jì)中，在老師和同學(xué)的身上學(xué)到了很多可貴的東西，讓我認(rèn)識(shí)到了交流的重要性。在這四年的大生學(xué)習(xí)生涯中，還得到了其它許多老師、同學(xué)和朋友支持和幫助，在這里我深表謝意，我將永遠(yuǎn)銘記于心。 最后，再次感謝曾經(jīng)給予我?guī)椭母魑焕蠋?、同學(xué)和朋友們！謝謝你們！