扁簧式起落架柔性变形的实时状态空间描述

根据无人机地面动力学分析对扁簧式起落架动力学模型的要求,提出了该起落架柔性变形的建模方法。首先,基于模态分析相关理论,通过调整刚度矩阵等效边界约束条件,获得扁簧式起落架的约束模态数据,并采用模态缩减简化模型;然后,采用模态坐标变换解耦振动微分方程,建立状态空间模型描述扁簧式起落架的动力学特性;最后,设计了静力学、动力学仿真测试以及扁簧落震实验对所建扁簧状态空间柔性模型进行验证。结果表明:静力条件下,状态空间模型与有限元软件静力分析结果仅有0.07%的误差,验证了柔性模型计算的准确性;另外,包含柔性状态空间模型的落震仿真模型的仿真步长为1ms,与落震实验结果的误差小于5%,满足飞行仿真的要求。实验显示,提出的柔性建模方法可为多体动力学刚柔混合模型中柔性模型的建立提供参考。     

基于摄动法的多股簧冲击载荷改进模型

在多股簧冲击载荷原有模型的基础上引入非线性刚度,建立冲击载荷改进模型;基于强非线性振动求解原理提出一种改进多尺度法,并推导了该模型的非线性响应摄动解;结合冲击试验数据对两种模型进行比较。结果表明,改进模型体现了多股簧刚度非线性及振动频率非线性特性,提高了试验数据拟合精度,对描述多股簧动态运动规律更精确,尤其对受冲击载荷及大振幅工况下的多股簧非线性特性研究具有重要意义。该研究也为课题组正在研究的多股簧动态响应特性提供理论基础。     

集中载荷假设下三片变截面簧刚度分析

采用集中载荷假设,利用单位载荷法模型建立3片变截面钢板弹簧变形与力学传递模型,并依据主片分析法推导出主簧与合成簧刚度计算公式。利用变截面簧样件截面参数,计算样件主簧与合成簧理论刚度结果;在ANSYS Workbench中建立变截面簧样件有限元模型,分析变截面簧在加载过程中的变形-载荷情况与主簧、合成簧刚度;进行变截面簧样件静刚度实验,获得样件钢板弹簧在实际加载卸载过程中变形-载荷情况与实际主簧与合成簧刚度。对比分析理论计算刚度、ANSYS Workbench有限元计算刚度与实验刚度,三者偏差不超过5%,证明集中载荷假设下的3片簧变形与力学传递模型正确。     

无人机前起落架结构设计与有限元分析

为提升某型无人机前起落架抗弯和抗扭性能,减轻结构重量,设计了一种摇臂支柱式起落架结构。采用液压阻尼器+弹簧缓冲器结构形式,与机体连接采用对称支柱式限位连接结构,以起落架实际使用载荷为基础,分析仿真模型的载荷工况及边界条件,并运用ABAQUS软件对其进行有限元分析。计算结果表明,前起落架最大变形位于轮叉根部与机轮轮轴连接处,最大应力位于前起落架根部固支处,满足静强度要求。     

四轮并列式起落架焊接主起轮轴受载模型及分析

针对大飞机上常用的四轮并列式起落架,给出了飞机在着陆准稳态阶段,其起落架焊接主起轮轴的受载数学模型。以伊尔-76飞机为研究对象,采用有限元分析软件ANSYS,模拟了其机轮着陆过程中焊接主起轮轴受力状况。结果表明,主起轮轴上两道焊缝处应力最大,断裂几率最高,最先着陆机轮的轴颈处由于受到循环载荷作用,易发生疲劳断裂。     

基于应变法飞机起落架舱门载荷实测研究

飞机起落架舱门能否正常收放及其收放能力的大小直接影响飞机飞行安全。利用理论计算和风洞试验来计算无法得到舱门真实载荷,必须通过飞行试验来对理论计算和风洞试验结果进行修正,从而优化舱门设计。以某型飞机起落架舱门载荷测量为例,基于应变法对舱门载荷进行了飞行实测,并对舱门受载进行了分析,对起落架舱门及其收放机构优化设计提供数据支持。试验证明,该方法可有效用于舱门拉杆载荷实测。     

不同缓冲参数下平面六杆起落架落震性能研究

针对一种平面六杆旋翼无人机起落架结构,为正确设置起落架缓冲器参数、提高无人机着陆稳定性、增强起落架缓冲性能,对平面六杆起落架缓冲器进行了参数研究。建立了平面六杆起落架虚拟样机落震仿真模型,给出了起落架与地面的接触模型,并对起落架进行了落震仿真。通过改变缓冲器刚度与阻尼,对比分析了起落架落震时接触力、加速度、位移的变化规律,为自适应起落架缓冲器参数设计提供了重要参考。     

模态方法下的悬臂梁/类悬臂梁弹性构件的动力学建模

针对扁簧式起落架这一类悬臂梁弹性结构的弹性变形,提出了一种克服传统模态方法计算精度受限的模态旋转方法。首先,基于有限元理论中的小变形运动学分析推导出变形中旋转部分的表述方法。然后,总结了传统线性模态理论,提出了一种将旋转变形引入到模态坐标下动力学方程的方法,从而在结构动力学分析中引入旋转变形的影响,使模态方法适用于旋转变形较大的情况。最后,进行了扁簧式起落架静力学仿真及实验的对比验证。结果显示:在设计载荷100kg范围内,两种模态方法都能保证5%以内的计算精度;但在极限载荷180kg情况下,线性模态方法产生了超过35%的计算误差,而模态旋转方法仍能够保证10%以内的计算精度。仿真过程中两种模态方法的计算步长均为1ms。结果表明:与传统的模态方法相比,提出的模态旋转方法在相对旋转变形较大的情况下有更高的计算精度,同时保留了传统模态方法计算效率高的优点。     

麦弗逊式悬架与车身安装点动载荷研究

车辆是一个非常复杂的振动系统,开展车身动载荷研究的困难大.通过简化的多自由度振动系统理论解析方法和虚拟样机随机道路模拟方法研究了麦弗逊式悬架与车身连接安装点载荷谱影响规律.开展了悬架弹簧刚度、减振器阻尼、簧上质量变化对车身载荷的影响分析,验证了车身载荷主要簧上质量等参数的影响.研究成果既可以为整车疲劳开发提供较好的经验借鉴,也从影响车身疲劳性能的角度对整车参数和悬架参数定义提出一定的要求.     

拉杆转子轮盘结合面法向接触刚度试验

用功率谱法分析了拉杆转子轮盘接触面表面粗糙度与分形参数之间的关系,结合分形接触理论,建立了轮盘结合面法向接触刚度模型,通过轮盘表面材料参数、法向载荷及轮盘表面的分形参数来计算轮盘结合面的法向接触刚度,并通过试验进行验证。研究表明:轮盘结合面理论计算刚度与试验测试刚度趋势一致;分形接触理论在定性上是正确的,但分形理论适用范围有限,仅适用于粗糙度较小、法向接触载荷较大的场合,与试验刚度测试结果存在一定的偏差。     

直升机起落架机轮轴载荷分析与强度校核

根据某型起落架的设计需求,通过探讨研究起落架机轮轴的载荷及强度,采用物理学中机械能守恒原理与材料力学的理论等研究方法来进行数学理论分析,达到对该型起落架机轮轴的强度校核的目的;直升机起落架机轮轴是着陆系统的关键部位,对保证直升机的降落安全有着极其重要的意义。     

拉杆转子轮盘结合面切向接触刚度试验研究

运用分形接触理论,分析得到了轮盘结合面切向刚度模型,通过轮盘表面材料性能参数、拉杆转子法向载荷、切向载荷及轮盘表面的分形参数来得到轮盘结合面的切向接触刚度,对其变化规律进行数值仿真,并通过试验进行验证.研究结果表明:在定性理论模型上,分形接触理论是正确的,但分形理论有其适用范围,适用于粗糙度较小、拉杆转子法向载荷较大的...     

起落架载荷脱机校准试验技术研究

应变法是起落架载荷实测的主要方法,载荷校准试验是应变法测载的关键环节,直接决定了载荷实测结果的准确性。随着航空技术不断发展,常规的起落架联机校准方法已经无法满足校准试验要求。针对目前起落架载荷校准实际需求,提出了一套起落架脱机载荷校准试验方法,并将该方法用于某型飞机起落架载荷校准试验。通过与常规方法对比显示,该方法有效提升了试验加载能力、安全性、试验效率,更加精准的模拟了起落架的真实受载,提升了试验精度。     

仿竹设计在无人机起落架结构中的应用

应用于无人机的滑撬式起落架多使用弓形梁结构,几何特征上梁是一种细长弹性体,与竹子结构(具有较大细长比)相似.为了提高滑撬式起落架的结构性能,首先参考竹子的微观结构,设计了三种类维管束的仿生圆管,采用有限元法对仿生管轴向与径向碰撞吸能进行了仿真与计算;其次通过有限元静力学与动力学分析,对比了原结构与仿竹结构在相同载荷下的力学性能.仿真结果表明:静力学分析中,仿竹结构的最大应力相较于原结构降低约44％,并改善了弓形梁与滑筒连接处应力集中现象;动力学分析通过多工况模拟了起落架可能出现的平稳着陆与非平稳着陆,采用仿竹结构多工况的最大应力平均降低约22％,有效地提升了着陆性能.     

摩擦力对钢板弹簧动态特性影响试验及仿真

针对多片簧车型普遍存在的簧上共振问题,研究了钢板弹簧摩擦力与动刚度、摩擦阻尼系数之间的关系,通过实车道路试验测量了悬架共振问题频率与振幅,在板簧试验机上模拟实际受力变形并测定了等效摩擦力、动刚度和阻尼系数,得知摩擦力导致动刚度数倍于设计刚度是使平顺性恶化的主要原因。基于板簧台架试验的轴荷、振幅、频率等变量研究表明：动、静摩擦力均会使钢板弹簧动刚度增大,但阻尼仅与动摩擦力做功有关。轴荷与动刚度、阻尼正相关,振幅与动刚度负相关,所研究频率对动刚度与摩擦力影响不大。将台架试验的载荷数据施加于钢板弹簧多体动力学模型中模拟悬架共振工况,仿真与试验数据对比所得动刚度、摩擦力、阻尼系数平均误差满足工程要求。本方法有助于建立整车高精度动力学模型,以准确预测整车操纵稳定性和平顺性。     

安全阀弹簧压力级分档与性能关系的研究

通过理论分析得出了弹簧载荷式安全阀簧压力级分档的数学模型，分析了影响弹簧压力分档的因素，并通过试验验证了理论的正确性。     

有起落架布置的双三角翼载荷测试技术研究

针对起落架布置在机翼上从而很难实现对机翼根部切面载荷测试的问题,结合某型飞机全机载荷测试项目,分析研究了该型机翼的结构特点,并设计机翼根部弯矩、剪力、扭矩测试应变电桥。考虑到外场无承力结构可作为约束载荷点的试验条件,提出全机自平衡多点协调加载标定模型,得到了较准确的载荷标定数据。同时对标定试验数据进行多元回归分析,建立了载荷标定方程,并通过校验工况对载荷标定方程进行了误差分析,大载荷下的误差均不超过5%,可满足一般的工程要求。最后经飞行实测验证,得到了该类机翼根部切面准确的载荷-时间历程。该技术可以运用到有起落架布置的机翼载荷外场测试上,对起落架以内的切面载荷测试可作为通用方法使用。     

落震试验中摩擦力的标定方法研究

落震试验是起落架的主要力学特性试验之一,其参数测量和分析的准确与否直接影响起落架的力学分析与设计,对优化起落架缓冲参数、改变结构缓冲形式有理论指导作用。文中结合落震试验中力学参数测量的现状,对测力平台的三向力标定方法进行了研究,重点对摩擦力的影响因素进行了分析,提出一套摩擦力载荷标定方法。通过试验结果的对比验证,表明摩擦力对参数测量的影响是显而易见的,也从载荷分析上充分验证了摩擦力标定方法的正确性和可行性。     

多股簧冲击载荷特性试验研究

以多股簧应用于复进簧时的工况为例,按照质量-弹簧-阻尼模型,建立了多股簧和各个簧圈的冲击响应动力学模型;对多股簧进行了冲击载荷试验,分析了弹簧内部运动规律,并识别出弹簧的等效刚度、等效阻尼等模态参数。试验结果表明：受冲击载荷时,多股簧的结构呈非线性特性,更能体现其减振的优势;弹簧内部运动规律也为非线性,各簧圈的运动速度沿轴向不再是线性分布。     

四轮小车架式起落架动力学方程研究

起落架缓冲性能优化设计是现代飞机起落架设计中最关键的一个环节,设计中难点之一就是简化起落架分析模型,建立基于分析模型的动力学微分方程,求出飞机着陆过程中起落架所受的垂直载荷和起转-回弹载荷随时间历程曲线,并对缓冲性能进行优化.以Y8F600飞机四轮小车架式主起落架为例,将其简化成具有8个自由度的运动系统,给该起落架模型...