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多支柱起落架着陆载荷仿真分析 |
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摘 要：应用LMS_motion 软件对伊尔-76 飞机5 支柱起落架进行结构建模，结合伊尔-76 飞机测绘数据及相关资料，定义出较为精确的缓冲器模型，在考虑飞机升阻力下，计算出各种重心和着陆姿态下起落架的着陆载荷。以及不同缓冲器充填情况对各支柱载荷的影响。通过对计算结果进行整理和分析，总结出多支柱起落架着陆载荷的特点和规律。
关键词：多支柱起落架；着陆载荷；缓冲性能
对于大型飞机，必须增加机轮及支柱数量来保证道面应力在允许的范围内，为使飞机漂浮性良好，着陆载荷分配合理，广泛采用多支柱起落架。多支柱起落架在着陆滑跑及停机过程中，为超静定结构，不能按传统的三点式起落架的方法来分析计算，因此一直是大型飞机在设计阶段的技术瓶颈。这里应用LMS_motion 软件对这一超静定结构进行仿真，探讨多支柱起落架着陆载荷的特点和规律。
1 仿真过程描述
根据伊尔-76《飞行使用手册》提供的有关数据，结合《飞行原理》等对着陆过程的描述，给出了伊尔-76 飞机着陆时的姿态与操纵动作等，其着陆航迹见图1。
图1 伊尔-76 着陆航迹简图
表1 详细的给出了在着陆过程中飞机姿态和驾驶员操纵动作等，根据其着陆过程，可得出如下结论：
a. 飞机接地前，已经通过升降舵调整至配平状态；
b. 从主轮接地到扰流板和阻力板完全放出之前（即主起着陆过程），驾驶员带住杆着陆，此时飞机的升阻力可用风洞的吹风数据表示；
c. 放出扰流板和阻力板后，机翼升力迅速减小，作用在跑道上的压力增大，机轮摩擦力相应增加，当速度减到一定程度，驾驶员推杆使前轮接地，进行三点式滑跑。
这个过程为驾驶员主动控制过程，飞机的俯仰姿态不仅受扰流板和阻力板影响，也受驾驶员的升降舵控制，此时飞机姿态和升阻力无法用风洞数据来表示。
综合以上，在全机仿真过程中，可以定义飞机的升阻力来完成全机仿真中的主起着陆仿真部分，而对于前起，由于无法定义出扰流板和阻力板对气动的影响，以及驾驶员在着陆时是如何推杆，所以无法进行前起的全机着陆仿真。因此仿真的区间应定在飞机配平状态至主轮接地吸收功量这一段区间。
2 全机着陆边界条件定义
2.1 飞机着陆前的运动方程
着陆冲击计算必须考虑飞机的气动力作用。总气动力包括升力、阻力和俯仰力矩，可以将气动力加在力矩参考点坐标上。发动机推力取慢车工作状态的推力，不考虑着陆撞击过程推力的变化，发动机推力的作用位置与发动机轴线一致。飞机重力加到重心位置，其受力简图如图2 所示：
图2 机身动力学模型
着陆前的飞机全机运动方程如下：
式中：M——飞机质量（kg）；
 ——飞机重心沿水平构造面方向运动加速度；
。。
Z ——飞机重心沿垂直方向运动加速度；
θ——机身仰角；
α——来流方向与水平面夹角；
β——机翼下反角；
YY I ——飞机俯仰惯性矩；
。。
θ ——飞机俯仰角加速度；
A M ——俯仰力矩；
G——飞机重力；
L——飞机升力；
D——飞机阻力；
T——发动机推力；
H——气动力力矩参考点与重心间距。
2.2 着陆构性的气动升阻力
在这里，气动力的计算是基于着陆构型的风洞试验数据，图3 所示为起落架放下，襟翼43°、缝翼25°，考虑地面效应时的气动力数据。
空气动力学计算公式：
式中：q——飞机速压；
S——飞机机翼面积；
Cz——升力系数；
Cx——阻力系数；
My——俯仰力矩系数；
l ——平均气动弦长；
ρ ——大气密度；
V——飞机速度。
图3 伊尔-76 飞机着陆构型风洞试验气动力数据
2.3 着陆仿真前的配平
飞机在着陆前受到气动阻力，速度不断减小，驾驶员通过拉杆，调整飞机的俯仰姿态，增加升力，使得飞机重新处于配平状态；在仿真计算中，在着陆重量重心以及倾角不变的情况下，调整飞机航向速度和发动机推力来配平飞机，使得（1）、（2）、（3）式中 为0。
3 仿真模型的建立
一个完整的飞机着陆仿真模型，由机身模型、起落架模型以及路面模型等组成，LMS_motion 环境下的全机着陆仿真模型见图1。按照飞机着陆过程中各部分的运动特点，飞机质量划分为两个质量，一是弹性支撑质量，即缓冲器空气弹簧的上部质量，包括机身、机翼、缓冲外筒等质量；二是非弹性支撑质量，即空气弹簧下部的质量，包括缓冲器活塞杆、摇臂、机轮、刹车装置等。
图4 LMS_motion 环境中的全机着陆仿真模型
3.1 机身模型
机身模型为一刚性体，简化为一集中质量，包含了飞机的重量、重心以及惯性距等信息，并包含上下、前后和俯仰等自由度。
3.2 起落架模型
前、后主起落架模型由支柱、活塞杆、轮轴、机轮及轮胎等组成，为支柱式起落架， 前起落架模型由支柱、活塞杆、摇臂、轮轴、机轮及轮胎组成，为半摇臂式起落架。在支柱和活塞杆之间定义了缓冲器的四个轴向力，分别为空气弹簧力、油液阻尼力、结构限制力和摩擦力。其中，起落架的空气弹簧力由各缓冲器的静压曲线表示，油液阻尼力是在测绘油孔面积的基础上通过方程计算得到的，结构限制力根据缓冲器行程施加，而摩擦力大小取空气弹簧力的0.1 倍，方向和油液阻尼力一致；在轮胎和路面间定义了轮胎的垂直压缩力（由轮胎的静负荷试验曲线计算取得）及航向的滑动摩擦力；并且对非弹性质量（及空气弹簧下部质量）定义了质量和惯性距。
缓冲器轴向力Fs可表示为：
式中： Fl——缓冲器结构限制力；
Fa——缓冲器空气弹簧力；
Fh——缓冲器油液阻尼力；
Ff——缓冲器内部摩擦力。
a. 缓冲器结构限制力：
式中： Kstrut——缓冲器轴向拉压刚度；
S——缓冲器行程；
S0——缓冲器初始行程；
Smax——缓冲器最大行程。
b. 缓冲器空气弹簧力：
图5 为各缓冲器的静压曲线，分别为：前主起(a)、前起(b)、后主起(c)。
图5 缓冲器空气弹簧力
c． 缓冲器油液阻尼力：
式中：ρ ——油液密度；
Ah--活塞杆的内部净截面积；
Ad——油孔净截面积；
Cd——油液缩流系数。
d． 缓冲器内部摩擦力：
对于支柱式起落架，内部摩擦力为：
式中：Km——缓冲器摩擦系数。
3.3 轮胎力学模型
a) 垂直反力V
图 6 为伊尔-76 轮胎拟合曲线，在LMS_motion 中用样条函数进行模拟轮胎曲线，来实现轮胎垂直反力, 分别为：前起轮胎(a)、主起轮胎(b)。
图6 轮胎拟合曲线
b) 水平摩擦力
水平摩擦力是根据地面摩擦系数与地面垂直反力来计算的，地面摩擦系数是轮胎和地面间瞬态滑移速度的函数，轮胎与地面间的摩擦系数，随滑动比而变化。当起转过程接近结束时，μ 值迅速减小，到完全起转时（即机轮的线速度与飞机前进的速度相等时），为滚动摩擦（滚动摩擦系数其值很小），可略去不计。在起转过程中，根据滑动比来确定的μ 值大小，见图7，滑动比公式如下：
Sk--机轮滑动比；
Xk—— 机轮中心的水平速度；
θ—— 机轮接地角速度；
D—— 机轮半径；
δ —— 轮胎下沉量。
图7 滑动比与摩擦系数之间的关系曲线
3.4 路面模型
在LMS_motion 中，路面模型其实是由一组数据定义的路面位置，而路面的属性则是在轮胎模型中定义的，在这里道面简化为一刚性道面。道面与轮胎的摩擦系数在轮胎模型中已定义。
3.5 全机模型的装配
在以上各个子模型创建完成后，即可在LMS_motion 中先调入机身模型，然后将起落架模型分别调入，同机身装配；机身和地面间定义一个平面副，保证机身有航向、垂向和俯仰三个自由度；同时定义出轮胎和地面间的相对关系，模型定义完后，接下来定义全机仿真的边界条件和工况。
3.6 模型的基本假设
（1） 飞机的几何图形形成一个垂直平面，所有的作用力都平行于此平面，也即这是一个对称的着陆过程；
（2） 飞机机身以及起落架支柱等简化为刚体；
（3） 机体与起落架之间的运动，限于垂直地面的运动。
4 全机着陆仿真
4.1 全机着陆仿真工况
飞机着陆时的工况包括飞机重量重心、航向着陆速度、下沉速度、倾角、惯性距等，这里飞机的重量为飞机的最大着陆重量，着陆速度和下沉速度按规范取得，惯性距为一定值，重心取22%MAC、25% MAC、28% MAC、31% MAC、34% MAC、37% MAC、40%MAC 共7 个位置，着陆倾角取0°～10°之间11 个值。共77 个工况（见表2）。表2 全机着陆仿真工况
 4.2 飞机着陆仿真结果数据分析
装配完全机模型后，输入每个工况的初始条件，进行全机着陆仿真。共77 次，仿真输出77 组数据。图8 为34%MAC 重心仿真输出，分别为前主起、后主起随时间的载荷曲线。
图8 34%MAC 重心、5°迎角姿态下各支柱载荷随时间曲线
4.3 着陆载荷随倾
将仿真结果数据进行整理，分别绘制出在每个重心位置各支柱载荷峰值随倾角的变化曲线（见图9）。
图9 着陆载荷随倾角变化曲线
从以上数据可以看出，多支柱起落架载荷随倾角变化的特点如下：
a. 前主起载荷在 1°倾角时出现峰值，随后随倾角的增加而变小；
b. 后主起载荷随倾角的增加而变大；
c. 对比前后主起载荷变化情况，可以看出在 0°着陆时，前后主起载荷基本相当，随着倾角的增加，前主起载荷变小，后主起载荷变大，而两者之和的大小基本不变。
4.4 起落架载荷随重心变化
各起落架载荷不仅随着陆倾角变化，而且在相同的倾角下，随重心位置不同，载荷也不同。图10 给出了0°、4°、6°、10°4 种着陆倾角下，各起落架载荷随重心位置变化的曲线。
图10 着陆载荷随重心变化曲线
从上图表可以看出，多支柱起落架载荷随重心变化的特点如下：
（1）在各个倾角姿态，前、后主起载荷随重心位置变化不大，两条曲线基本上比较平。但一些细微的变化，前、后主起载荷基本上随重心后移而增大；
（2）在0°倾角时候，前主起载荷大于后主起载荷，这是因为前主起比后主起偏硬，在相同着陆时间下，前主起承担载荷大；
5 充填参数的对各支柱载荷的影响
按照各起落架的设计状态重新优化各起落架缓冲器的油孔阻尼，使各起落架缓冲系统达到一个更优的状态；并调整各起落架缓冲器的空气弹簧力系数，来分析31%MAC 重心0°倾角、31%MAC 重心5°倾角、31%MAC重心10°倾角三个典型姿态下，充填对各起落架载荷的影响。其中以前起缓冲器初始充填压力为1a,前主起缓冲器初始充填压力为1b。共81 各工况，按表3 工况仿真。表3 不同充填状态的仿真工况
 图11 为31%MAC 重心、5°倾角时，各支柱载荷随充填参数的变化曲线，从图中可以看出，后主支柱与前主支柱的充填压力比对整个飞机架载荷随后主充填系数的减小而减小，前主支柱载荷有一定增加；在前主充填系数变大时，前主支柱载荷减小，而后主支柱载荷都显著增加。从以上分析可以看出，前后主起的充填对整个飞机着陆载荷影响很大，在后主起充填系数比前主充填系数小的情况下，特别是在比值0.6～0.7 附近，能获得较好的效果。
图11 31%MAC 重心、5°倾角时着陆载荷随充填参数变化曲线
6 前起落架缓冲系统全机仿真
对于前起，由于无法定义扰流板和阻力板对气动的影响，以及驾驶员每次着陆时是如何推杆，所以无法进行全机仿真中的前起着陆仿真，由于驾驶员轻柔推杆，使前起缓慢接地，前起的实际过载不大，因此，按前重心位置0°倾角三点式着陆作为前起的设计载荷之一；按25部规范规定的主轮接地后，前轮以8°/s的俯仰角速度接地作为前起设计载荷之二；取其中较大者作为前起的最终设计载荷，见图12。
图12 前起落架两种设计状态地面载荷
7 仿真总结
由分析结果可知，对于多支柱起落架，前主起载荷随着陆倾角的增加而变小，后主起载荷随着陆倾角的增加而变大，前、后主起载荷随重心位置变化都不明显。可以总结出如下结论：按后重心把1°倾角着陆作为前主起落架的设计载荷状态；按后重心最大倾角着陆作为后主起落架的设计载荷状态；按前重心位置的0°倾角和8°/s 俯仰角速度着陆作为前起的两个设计设计载荷。
8 结束语
通过LMS_motion 平台，建立全机动力学仿真模型，分析多支柱起落架的着陆载荷随时间的历程曲线。总结出多支柱起落架着陆载荷随重心位置、着陆倾角、充填参数变化的一些规律，提炼出一种以仿真为基础的多支柱起落架缓冲系统设计方法，对大型飞机多轮多支柱起落架缓冲性能设计具有指导和借鉴意义。(end)
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(4/15/2011) |
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