CN106295061A - 一种全机动力学模型主起落架设计方法及简化结构 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及一种全机动力学模型主起落架设计方法，包括步骤一：根据真实主起落架的尺寸并按预定缩比得到全机动力学模型主起落架的设计尺寸；步骤二：根据真实主起落架的传力结构得到模型主起落架的传力结构，并仿真计算简化后的主起落架传力结构的力学性能；步骤三：根据真实主起落架中的液压缓冲器及轮胎性能参数进行拟合，得到主起落架简化结构中弹簧刚度系数及轮胎性能参数；步骤四：根据步骤二得到的力学性能及步骤三得到的弹簧刚度系数及轮胎性能参数重新计算弹簧及轮胎尺寸；步骤五：迭代优化得到全机动力学模型主起落架的最优尺寸。本发明的全机动力学模型主起落架设计方法完整保证传力结构和传力特性能够设计满足动力学试验要求。
Description
技术领域
本发明属于飞机结构强度试验技术领域，尤其涉及一种全机动力学模型主起落架设计方法及简化结构。
背景技术
主起落架是飞机与地面作用的媒介，在以往的动力学模型设计中，主起落架缓冲器设计有以下几种方法：
(1)模型主起落架设计与真实飞机完全一致，这种主起落架缓冲器成本高昂、结构复杂；同时，由于模型主起落架尺寸空间有限，加工要求极高；
(2)模型主起落架为单杆与轮胎组合，无缓冲器部分，试验中主起落架仅提供支持作用，不能满足试验中力学性能曲线要求。
发明内容
本发明的目的是提供一种全机动力学模型主起落架设计方法，解决目前动力学模型中主起落架设计的缺陷问题。
为达到上述目的，本发明采用的技术方案是：一种全机动力学模型主起落架设计方法，包括
步骤一：根据真实主起落架的尺寸并按预定缩比得到全机动力学模型主起落架的设计尺寸；
步骤二：根据真实主起落架的传力结构得到全机动力学模型主起落架的传力结构，并仿真计算简化后的全机动力学模型主起落架传力结构的力学性能；
其中，传力结构更改为：
“主传力路线由机身—外筒—液压缓冲器—内筒—轮胎”更改为“机身—外筒—弹簧缓冲器—内筒—轮胎”；
取消原结构“撑杆—机身—外筒”的传力路径，机身与外筒连接形式由铰接转化为固定连接；
步骤三：根据真实主起落架中的液压缓冲器及轮胎性能参数进行拟合，得到全机动力学模型主起落架简化结构中弹簧刚度系数及轮胎性能参数；
步骤四：根据步骤二得到的力学性能及步骤三得到的弹簧刚度系数及轮胎性能参数重新计算弹簧及轮胎尺寸；
步骤五：迭代优化，得到全机动力学模型主起落架的最优尺寸。
进一步地，所述预定缩比为真实主起落架尺寸与全机动力学模型尺寸的比值。
本发明还提供了一种全机动力学模型主起落架简化结构，包括外筒、弹簧、内筒、上反扭臂、下反扭臂、轮胎、端头、卡箍及衬套，轮胎安装于轮轴上，衬套套在内筒外，内筒一端固定在轮轴上、内筒的另一端伸入外筒内部且内筒与端头固定，外筒与机身固定，与内筒连接的外筒一端安装有卡箍(8)，弹簧套在内筒外且至于卡箍与轮轴之间，上反扭臂一端与外筒铰接、另一端与下反扭臂的一端铰接，下反扭臂的另一端铰接于轮轴。
本发明的全机动力学模型主起落架设计方法及简化结构完整保证传力结构和传力特性；在给定参数下，最优简化主起落架结构，结构简明，零件间约束要求清晰，易于满足试验参数要求；制造成本及工艺要求低；经试验验证，起落架结构设计满足动力学试验要求。
附图说明
此处的附图被并入说明书中并构成本说明书的一部分，示出了符合本发明的实施例，并与说明书一起用于解释本发明的原理。
图1为本发明一实施例的真实主起落架结构传力示意图。
图2为本发明一实施例的全机动力学模型主起落架简化结构传力示意图。
图3为本发明一实施例的弹簧刚度系数拟合示意图。
图4为本发明一实施例的全机动力学模型示意图。
图5-1至图5-3均为本发明一实施例的全机动力学模型主起落架简化结构示意图。
具体实施方式
为使本发明实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例型的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造型劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。下面结合附图对本发明的实施例进行详细说明。
在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明保护范围的限制。
本发明的全机动力学模型主起落架设计方法，具体步骤包括：
步骤一：根据真实主起落架的尺寸并按预定缩比得到全机动力学模型主起落架的设计尺寸(或称缩比尺寸)，其中，预定缩比即为真实前起落架尺寸与全机动力学模型尺寸的比值，如表1和表2所示为前起落架中涉及的结构参数尺寸、结构参数与缩比因子的关系式以及某前起落架具体结构参数的实施例；
表1缩比参数
表2缩比参数实例
步骤二：根据真实前起落架的传力结构简化并更改得到全机动力学模型前起落架的传力结构，并仿真计算更改后的全机动力学模型前起落架传力结构的力学性能；
不过简化之前需首先研究真实主起落架传力结构，如图1所示，传力路线如以下阐述：
(1)机身与外筒铰接，与撑杆铰接，向下传力，机身、撑杆和外筒构成的三角稳定机构将6个空间力素通过外筒传递；
(2)机身力通过外筒下端传递给液压缓冲器，经过液压缓冲器作用后，传递给内筒，最后传递给轮胎；
(3)反扭臂防止内外筒发生扭转运动，不参与力的传递。
之后简化并更改真实的主起落架传力结构，并仿真计算力学性能，具体为
(1)“主传力路线由机身—外筒(撑杆)—液压缓冲器—内筒—轮胎”简化并更改为“机身—外筒—弹簧缓冲器—内筒—轮胎”；
(2)机身与外筒连接形式由铰接转化为固连，机身可通过外筒接头传递六个空间力素；
(3)由于本实施例中的模型重量在60kg左右，材料属性足以满足地面载荷，取消原结构中的“撑杆连接机身—外筒(起落架上部)”这一传力路径，也就是将机身与外筒铰接，与撑杆铰接的三角稳定机构转化为机身—外筒的单一传力路径；
(4)缓冲器部分由液压缸转换为弹簧缓冲，大大减小了结构尺寸及加工成本；
(5)端头上下贯穿孔，防止内外筒相对运动时，密闭空间内，产生空气弹簧力，影响力学性能。
步骤三：根据真实前起落架中的液压缓冲器及轮胎性能参数进行拟合，得到全机动力学模型前起落架简化结构中弹簧刚度系数及轮胎性能参数(即计算缓冲器、轮胎性能参数)。
由于真实主起落架缓冲器为液压缓冲器，将其简化为弹簧缓冲器。液压缓冲器力学特性是曲线，弹簧力学特性是直线，因此，需要拟合缓冲器力学特性曲线，得到弹簧刚度系数K。
轮胎性能参数一般根据试验任务要求得到最大载荷F和拟合真实轮胎曲线得到的k。
步骤四：根据步骤二得到的力学性能及步骤三得到的弹簧刚度系数及轮胎性能参数重新计算弹簧及轮胎尺寸参数。
在缓冲器设计尺寸及弹簧力学性能框架下，按照弹簧设计要求，对弹簧缓冲器进行设计。
缩比模型起落架按真实主起落架1：6.5缩比得来，因此包括弹簧内径、自由长度、刚度已经确定。以弹簧加工厂现有条件，选择弹簧材料60SiMn。因此，得到弹簧设计的初始限制约束条件。
以最大许用载荷为工作载荷150％为设计目标，根据航标《HB 3-51-2008碳素、合金钢丝制圆柱螺旋压缩弹簧》，设计出弹簧参数。
根据最大载荷F和拟合真实轮胎曲线得到的k，可得到轮胎半径d>F/k，再根据起落架布局尺寸得到轮胎尺寸参数。
步骤五：迭代优化，得到全机动力学模型前起落架的最优尺寸。
按照确定的起落架传力结构初始参数，建立动力学模型，优化目标：模型重心垂向加速度最小。多此迭代优化，得到起落架如下表3所示。
表3迭代优化后参数
| 序号 | 参数 | 数值 |
| 1 | 主起弹簧自由伸长量 | 117.5111mm |
| 2 | 主起内筒尺寸 | 195mm |
| 3 | 主起外筒尺寸 | 181.5mm |
| 4 | 主起轮胎半径 | 90mm |
| 5 | 主起轮胎垂直刚度 | 32000N/m |
| 6 | 主起轮胎阻尼系数 | 100kg/s |
| 7 | 主起弹簧刚度系数100％ | 12050N/m |
| 8 | 主起弹簧阻尼系数 | 400kg/s |
最后，对本发明中的全机动力学模型主起落架简化结构做进一步阐述，如图5-1至图5-3所示，其中图5-2为主视图，图5-1和图5-3分别为右视图和剖视图，其包括外筒、弹簧、内筒、上反扭臂、下反扭臂、轮胎、端头、卡箍及衬套，轮胎安装于轮轴上，内筒一端固定在轮轴、其另一端套有衬套并固定有端头，之后从外筒的一端伸入其内部，外筒的另一端与机身固定，与内筒连接的外筒一端安装有卡箍，弹簧套在内筒外且至于卡箍与轮轴之间，上反扭臂一端与外筒铰接、其另一端与下反扭臂的一端铰接，下反扭臂的另一端铰接于轮轴。
本发明的全机动力学模型主起落架设计方法及简化结构以真实主起落架作为参照，最大程度保留主起落架传力结构；轮胎性能按照真实主起落架性能参数进行缩比；液压缓冲器简化为弹簧机构，拟合液压缓冲器力学曲线进行设计。在保证主起落架的力学性能和模型尺寸前提下，对其进行最大程度简化。对飞机动力学模型起落架给予最真实设计，降低了设计及加工成本，满足了动力学要求和相似性要求。
以上所述，仅为本发明的最优具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。
Claims (3)
1.一种全机动力学模型主起落架设计方法，其特征在于，包括
步骤一：根据真实主起落架的尺寸并按预定缩比得到全机动力学模型主起落架的设计尺寸；
步骤二：根据真实主起落架的传力结构得到全机动力学模型主起落架的传力结构，并仿真计算简化后的全机动力学模型主起落架传力结构的力学性能；
其中，传力结构更改为：
“主传力路线由机身—外筒—液压缓冲器—内筒—轮胎”简化为“机身—外筒—弹簧缓冲器—内筒—轮胎”；
取消原结构“撑杆—机身—外筒”的传力路径，机身与外筒连接形式由铰接转化为固定连接；
步骤三：根据真实主起落架中的液压缓冲器及轮胎性能参数分别进行拟合，得到全机动力学模型主起落架简化结构中弹簧刚度系数及轮胎性能参数；
步骤四：根据步骤二得到的力学性能及步骤三得到的弹簧刚度系数及轮胎性能参数重新计算弹簧及轮胎尺寸；
步骤五：迭代优化，得到全机动力学模型主起落架的最优尺寸。
2.根据权利要求1所述的全机动力学模型主起落架设计方法，其特征在于，所述预定缩比为真实主起落架尺寸与全机动力学模型尺寸的比值。
3.一种全机动力学模型主起落架简化结构，其特征在于，包括外筒(1)、弹簧(2)、内筒(3)、上反扭臂(4)、下反扭臂(5)、轮胎(6)、端头(7)、卡箍(8)及衬套(9)，轮胎(6)安装于轮轴上，衬套(9)套在内筒(3)外，内筒(3)一端固定在轮轴上，内筒(3)的另一端伸入外筒(1)内部且内筒(3)与端头(7)固定，外筒(1)且与机身固定，与内筒(3)连接的外筒(1)一端安装有卡箍(8)，弹簧(2)套在内筒(3)外且置于卡箍(1)与轮轴之间，上反扭臂(4)一端与外筒(1)铰接、另一端与下反扭臂(5)的一端铰接，下反扭臂(5)的另一端铰接于轮轴。
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| CN109522636A (zh) * | 2018-11-09 | 2019-03-26 | 中国直升机设计研究所 | 一种用于直升机抗坠毁分析的轮式起落架简化方法 |
| CN112069712A (zh) * | 2020-09-07 | 2020-12-11 | 中国航空工业集团公司成都飞机设计研究所 | 一种支臂式起落架着陆载荷快速分析方法 |
| CN112793805A (zh) * | 2020-12-29 | 2021-05-14 | 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 | 全机落震缩比模型试验方法 |
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| 王细洋: "《航空概论》", 31 August 2006 * |
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