基于磁流变减震器的弹性机体起落架着陆仿真分析

该文针对自行设计的多环形槽结构磁流变减震器,建立了减震器力学模型。以某支柱式起落架飞机为原型,在MSC ADAMS/Aircraft平台上建立起落架及全机虚拟样机模型,分别进行弹性和刚性机身全机着陆动力学仿真试验。仿真结果表明,考虑机身弹性的落震试验结果更准确,而所设计的磁流变减震器在合适的励磁电流作用下减震效果理想,能够满足飞机着陆性能的要求。     

基于ADAMS软件的飞机滑行动力响应仿真分析

建立了飞机地面滑行动力响应分析模型,并基于ADAMS/Aircraft模块创建了飞机地面滑行仿真模型,仔细考虑了多种性能参数如轮胎刚度特性、轮胎与地面摩擦系数、跑道不平度等对起落架性能的影响。仿真结果表明,利用ADAMS/Aircraft进行起落架或全机仿真分析,可信度高,可节省大量的人力与时间,精度可靠,便于全机优化分析与改进设计。     

舰载机多体动力学建模与弹射起飞模拟

考虑航母扰动以航母为参考系,建立了考虑机体弹性以及支柱弹性的舰载机弹射起飞多体动力学模型,将舰载机动力学方程推广到非惯性参考系下;通过增加自由停机和张紧停机过程,构建了弹射起飞全过程的数值模拟能力,并通过算例对建模可靠性进行了验证。算例结果准确模拟了牵制杆拉断后前起落架垂向的不稳定振荡现象、弹射力卸载后前起落架的快速突伸现象,以及起落架离舰效应等物理过程。算例结果表明:借助于起落架的突伸,飞机离舰前的升降舵偏角产生的抬头力矩能有效增加离舰的俯仰角和俯仰速度,提高弹射起飞性能;离舰后升降舵偏转控制律在提高飞机迎角建立速度的同时,还能控制最大飞行迎角,有利于离舰飞行安全;飞机离舰时航母舰艏的垂直速度、俯仰速度以及抛射角对飞机的离舰飞行性能有影响,航母运动会危及舰载机弹射起飞安全,且以纵摇和横摇运动的影响最为显著。     

基于ADAMS的磁流变减震器起落架仿真模块开发

建立基于ADAMS的磁流变减震器起落架仿真模块,可以更加方便的进行飞机起落架的动力学仿真。通过ADAMS/View的二次开发功能,在ADAMS/View里建立基于磁流变减震器的起落架参数化模型,进行界面设计并完成模型与界面的数据链接,建立一个针对磁流变减震器的起落架落震仿真的专用分析模块。     

飞行器柔性起落架落震性能分析

以某型飞行器为原型,对该型飞行器进行了起落架缓冲器参数设计,并建立适用于ADAMS/Aircraft软件的起落架着陆性能仿真三维数字模型。进行了全刚性起落架全机落震仿真,验证起落架缓冲器初步设计结果基本满足落震缓冲性能要求。运用有限元软件对刚体起落架模型进行了柔性化处理,把起落架柔性因素考虑到缓冲性能分析中,建立简化数学模型对仿真结果加以分析验证。得出起落架柔性对缓冲器性能有一定影响的结论,并指出其影响的原因。对缓冲器参数设计具有指导意义。     

大下沉速度下全尺寸飞机着陆(舰)的动态仿真分析

大下沉速度下全尺寸飞机着陆(舰)的动态性能计算是复杂多体动力学问题.文中结合多体系统动力学理论,利用ADAMS软件的二次开发功能,进行全尺寸飞机着陆( 舰)的动态仿真分析,建立全尺寸动态仿真分析模型,模型中考虑多种因素的影响,得出较好的仿真结果,特别是得到飞机重心处的过载系数变化历程.为进一步应用ADAMS软件进行全机动态数值分析提供依据.     

某机起落架双腔缓冲器设计及突伸动力学研究

以某机前起落架为研究对象,为满足突伸要求将单腔缓冲器改为双腔缓冲器,并建立了该机前起落架的突伸动力学模型.首先进行突伸动力学性能分析,进而对双腔缓冲器高压腔充气压力以及回油孔面积进行参数影响分析.研究发现:采用双腔缓冲器设计方案在弹射起飞过程中可以快速增大舰载机飞行迎角,无明显航迹下沉现象;双腔缓冲器高压腔充气压力越大,突伸力越大,舰载机离舰后飞行迎角增大得越快;增加缓冲器回油孔面积有利于舰载机弹射起飞半抛物飞行阶段飞行迎角的建立,并且可以提高爬升率.     

某型飞机起落架高能筒检测装置及试验分析

高能筒作为舰载机弹射起飞的关键部件,其性能是否稳定对舰载机弹射起飞具有较大的影响,因此,对飞机起落架高能筒进行检测是非常有必要的。为了解决某型飞机起落架高能筒检测问题,文中开发了高能筒检测装置样机与试验数据采集处理系统,搭建了一种新型飞机起落架高能筒检测装置,对高能筒进行了试验分析。试验结果表明:该检测装置具有较好的检测精度,高能筒产品达到了设计时的性能要求,能对飞机起落架弹射系统提供足够的转矩。研究结果可为其他飞机高能筒检测装置的结构设计提供一定的理论和工程参考,为弹射系统的研制提供了数据支持。     

磁流变半主动起落架的落震仿真分析

建立了冲击载荷下磁流变减震器力学模型,并用试验数据验证了该模型有较高的准确性与可信度。在ADAMS/Aircraft中建立了基于磁流变减震器的飞机主起落架虚拟样机模型,并在MATLAB/Simulink中搭建了磁流变半主动起落架的模糊控制系统。应用ADAMS和MATLAB软件,对飞机两点着陆情况下的磁流变半主动起落架的落震过程进行联合仿真分析,并对比被动控制和半主动控制起落架的仿真结果。研究结果表明,磁流变半主动控制起落架能够有效地降低飞机落震冲击载荷和振动响应。     

基于虚拟样机技术的飞机地面转弯特性研究

建立飞机地面转弯运动的数学模型,然后在ADAMS/Aircraft模块中建立前轮可偏转的全机虚拟样机模型,并进行地面转弯仿真.通过仿真结果分析飞机滑行速度和前轮操纵角对飞机轮胎侧滑的影响.研究结果表明,应用ADAMS/Aircraft可以方便有效地进行飞机地面转弯的仿真,并预测轮胎侧滑.     

起落架收放系统动力学仿真

飞机起落架收放系统是以液压控制系统驱动起落架机构运动的综合复杂系统,涉及运动学、多体系统动力学、液压控制等方面内容。为研究起落架收放系统特性,以某型机工作原理和数字样机为例,采用Simcenter 3D Motion和AMESim建立了基于全机的起落架机构和液压控制系统的联合仿真模型。将起落架收放机构的负载仿真结果与某型飞机实测数据进行对比,两者基本吻合,说明该仿真可作为起落架收放系统设计及深入研究的依据。根据仿真结果,对起落架收放机构负载、收放速度以及液压控制系统的压力、流量响应特性进行了深入研究,同时对飞机各起落架相互作用的影响进行分析。     

基于前起落架突伸技术的新型缓冲器仿真设计分析

针对舰载机的前轮拖曳弹射起飞方式,结合前起落架突伸技术对缓冲器构型进行了研究,确定了缓冲器的组合突伸模式。基于常规型双腔油气式缓冲器提出了改进的缓冲器构型,并通过适当减小缓冲器的反弹阻尼来缩短突伸时间。应用动力学仿真软件LMS Virtual.Lab与机械/液压仿真软件AMESim实现了舰载机前起落架弹射-突伸动力学联合仿真。仿真结果表明:缓冲器各关键参数的变化与理论计算结果一致;增加高压充气的突伸模式比单纯释放储存势能的突伸模式能够获得更好的突伸效果,改进设计型缓冲器可有效缩短突伸时间。     

某型飞机起落架收放系统建模及动力学仿真研究

基于建模与联合仿真技术,对某型飞机起落架收放系统的收放机构和上、下位置锁进行了动力学建模,并以ADAMS和EASY5为仿真平台,实现了机械系统与冷气系统耦合的动力学建模及求解。仿真计算了反压力法收、放起落架过程中收放机构、位置锁及冷气系统耦合的动力学特性。结果表明：所建耦合动力学模型能够准确反映起落架收放系统整体的动力学性能,可以为进一步分析起落架收放系统故障及相关部件疲劳寿命提供依据,同时也可为地勤维护精细化提供理论依据。     

齿轮增速式液压弹射器弹射过程的仿真分析

以齿轮增速式液压弹射器的弹射过程为研究对象,运用功率键合图法建立了弹射过程的数学模型,利用MATLAB软件建立仿真模型并进行了详细的仿真分析,得到了弹射过程中关键参数对弹射性能的影响,为中重型无人机弹射起飞的研究提供了理论依据。     

舰载机弹射起飞动力学虚拟试验研究

基于多体动力软件LMS Virtual.lab建立了某型飞机弹射起飞的刚柔耦合虚拟样机模型,使用一对点和柔性曲线约束副来模拟活塞杆和外筒的运动,分析了目标飞机的弹射起飞安全性及弹射过程中飞机的动力学响应。仿真表明：目标飞机的舰首下沉量能够满求,可以安全起飞。纵摇和垂荡的耦合会使飞机舰首下沉量
增大;分离时的动态响应情况与分离载荷的大小和衰减速度有关。
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民用飞机重着陆响应及诊断研究

分析了飞机着陆阶段起落架受力原理,探讨了重着陆的成因及响应,并以此为理论依据,综合现行的民用飞机重着陆判别方法,对飞机重着陆事件的诊断进行了研究.针对以往根据单一参数判别重着陆事故,提出多元参数诊断重着陆事件的方法,确立用于判别重着陆事故的多飞行参数.工程实例的诊断效果证明了该方法具有较高的精度,能够更为科学地诊断重着陆事件及其响应.     

舰载机蒸汽弹射器热力学仿真分析

舰载机依靠蒸汽弹射器输出的弹射力推动其达到起飞速度,因此控制弹射力的输出尤为重要,为了分析研究蒸汽弹射器对弹射力输出的控制,本文阐明了蒸汽弹射器中控制蒸汽流量的发射阀结构和基本工作原理,提出发射阀中测量杆的位移与流通面积的计算方法,从而求解蒸汽流量,并结合蒸汽弹射器的热力学变化过程进行数学建模。以C13型弹射器为例进行仿真,通过实验数据的对比分析,说明了本文所建模型的可行性和正确性,其仿真结果可为蒸汽弹射器的设计与试验提供有益参考。     

新型无人机液压弹射装置的设计与研究#br#

随着无人机技术的迅速发展,中、重型无人机的弹射越来越受到人们的重视。详细介绍了一种新型无人机液压弹射装置的整体设计思路及新型齿轮齿条增速系统设计原理,该系统结构紧凑,性能稳定,并且通过新型齿轮齿条增速系统可弹射质量为300~400 kg的中、重型无人机。研究成果将应用于实际生产,并为其他种类弹射系统的设计奠定理论依据。     

飞机液压系统能源转换装置故障分析

针对飞机液压系统能源转换装置(PTU)失效问题,通过故障数据分析及理论分析,确认了失效的直接原因和根本原因。直接原因是PTU发生超速,根本原因是起落架收起过程中流量需求较大,导致PTU泵出口压力无法维持在13.7 MPa以上。据此提出了解决方案,并使用AMESim软件进行建模仿真,最后进行试验验证。结果表明,在起落架系统上游增加优先阀,能够有效避免PTU过速损坏,验证了理论分析和仿真分析结果。所采用的研究方法能够为飞机液压系统设计及布局提供重要的理论依据。     

一种用于折叠翼飞机的行星齿轮机构动力学分析

针对折叠翼飞机的折叠机构,在齿轮啮合机构基础上提出一种行星齿轮传动机构实现机翼折叠,利用ADAMS软件对两种机构进行了动力学仿真分析.通过对两种机构的对比分析,证明针对折叠翼飞机设计的行星齿轮机构较原齿轮啮合机构能够有效减小齿轮间的接触力,改善机构的运动平稳特性,降低对驱动电机转矩的要求,有利于提高机构的效率.经仿真分析,证明所设计的行星齿轮传动机构可作为折叠翼飞机的折叠传动机构方案.