飞机起落架落震试验数值模拟

飞机起落架落震试验数值模拟 第27卷第4期 2007年08月 飞机设计 A?tCRAFrDESIGN VOl_27N4 Aug2007 文章编号:1673—4599(2007)04—0021—05 飞机起落架落震试验数值模拟 赵志明,庄茁,王成波 (1.清华大学航天航空学院,北京100084) (2.沈阳飞机设计研究所,辽宁沈阳110035) 摘要:利用大型商用有限元软件ABAQUS对某机起落架建模,并进行落震试验数 值模拟.通过计算结果与 试验结果的比较,验证了模型的有效性,为落震试验数值模拟提供了一种新的手 段. 关键词:起落架;ABAQUS;落震试验 中图分类号:V226文献标识码:A NumericalSimulationofAircraftLandingGearDropTest ZHAOZhi—ming,ZHUANGZhuo,WANGCheng—bo (1.CollegeofAstronautics&Aeronautics,TsinghuaUniversity,Beijing100084,China ) (2.ShenyangAircraftDesign&ResearchInstitute,Shenyang110035,China) Abstract:FEMsoftware,ABAQUS,isusedtomodelthelandinggearforanaircraft,andcarry out thenumericalsimulationfordroptest.Bycomparingthesimulationresultswiththetestresults ,this modelisprovedinvalidity.ThisFEMmodelprovidesanewtoolforthesimulationofdroptest. Keywords:landinggear;ABAQUS;droptest 飞机在着陆过程中,由于冲击地面,会产生 较大的撞击载荷.由缓冲器和轮胎组成的起落架 缓冲系统通过吸能,耗能来避免过大的载荷产 生….起落架在装机前需要进行落震试验来检验 起落架是否满足强度,行程,耗能效率等着陆撞 击设计要求.根据文献调查,目前国内大体有两 种方法来模拟飞机起落架着陆撞击过程,一种是 建立模型的垂直地面运动微分和水平运动微分方 程,利用Fortran,VB等高级编程语言编程求 解;另一种是利用多体动力学软件如ADAMS做 仿真计算.本文尝试利用有限元建模模拟起落 架着陆撞击过程.相对于上面提到的两种方法, 利用有限元建模模拟落震过程的缺点在于,模拟 落震过程所需盼计算时间较长,但考虑的因素较 收稿日期:2005…1211;修订日期:2007—04—26 为全面,得到符合实际的模拟结果,此外还可以 得到起落架部件应力,应变等强度结果.虽然软 件模拟不能代替真实试验,但耗费,耗时少,修 改参数容易,计算结果可以给试验提供有价值的 参考. 1起落架建模 建立的是某机半摇臂式前起落架模型.模型 是参照起落架节点图和支柱结构图建立的.建模 过程在ABAQUS软件环境中完成.对于冲击动力 学问题,在ABAQUS软件中使用显式求解.为了 提高积分时间步长,将刚度大,形状复杂的部件 作为刚体处理,模型包括外筒,活塞杆,扭力臂 和轮又等主要构件.图1是建成的起落架模型. 飞机设计第27卷 起落架最主要的部分是缓冲系统,它在冲击 过程中起到吸能,耗能并减小起落架受载的作用. 缓冲系统由缓冲器和轮胎组成.缓冲器和轮胎的 模拟是建模中的难点. 图1前起落架模型 1.1缓冲器模型 1.1.1缓冲器受力 着陆过程中,起落架缓冲支柱主要受到3种 力:气体载荷P,油液阻尼力P和库仑力P,. 下面是气体载荷和油液阻尼力计算. 单腔气体载荷: ()(1) 双腔气体载荷: ()(S~Sc ().s 等拳+等鑫s (S<0正行程)(3) 号磊22卫2鑫22? 式(I)一(3)中:为单气腔初始充气压力;为 单气腔压气面积;S为行程;P,为低压气腔初始充 气压力;为低压气腔压气面积;为低压气腔 初始体积;P2为高压气腔初始充气压力;S是高压 气腔开始工作时的行程,可按式P= ,T,,/t, P()计算;是气体指数;,,为主 油腔回油腔有效压油面积;是主油腔油孑L面积; ,厶是回油腔正行程反行程油孑L面积;吖,是 主油腔回油腔油孑L流量系数;S是内外筒相对轴向 速度. 库仑力是通过定义内外筒接触面之间的摩擦 系数实现的. 1…12缓冲器模型在ABAQUS中的实现 实际上缓冲器模拟涉及到流固耦合,这个问 题较难解决.ABAQUS是公认的功能强大的固体 力学软件,也可以处理简单的流体力学问题,但 要将固体流体真正耦合起来作强度分析目前还无 法实现.在ABAQUS软件中模拟缓冲器的一个简 单有效方法是使用Axial连接件单元,它是专门 用来模拟缓冲器的.在模型中,利用沿轴向的一 对节点来建立Axial单元,如图2所示.通过在 ABAQUSCAE或inp文件中设定输出要求,在后 处理结果中可以得到气体载荷一时间曲线,油液 阻尼力一时间曲线以及行程一时间曲线. 可以这样认为,当外筒,活塞杆之间有轴向 位移时,气腔体积就会变化,气体载荷大小也会 随之变化,它是轴向位移的;当外筒,活塞 杆沿轴向有相对速度时,就会产生油液阻尼力, 它是轴向速度的函数.只需将各个.s,.s及其对应 的非线性气体载荷和非线性油液阻尼力加人到 Axial单元的Elasticity和Damping属性的数据表 中. 外筒,活塞杆之间存在接触,通过给出外筒, 活塞杆接触面间的摩擦系数来模拟库仑力. 图2Axial单兀 1.2轮胎模型 真实的轮胎结构复杂,它的作用就是像弹簧 那样吸收能量再释放能量,起到缓冲的作用.考 虑到计算成本,将轮胎实体模型简化成同一种材 料组成,具有超弹性本构.从计算结果与试验结 潞穗潞淄缨==:日=== 第4期赵志明等:飞机起落架落震试验数值模拟23 果对比可以看出,这种简化是可以接受的. 2计算结果分析 起落架为半摇臂式双腔缓冲器结构.计算工 况分3种:设计着陆使用功,设计着陆最大功和 极限着陆使用功.对应的下沉速度为3.28, 3.96,2.98.对于3种工况,采用相同的气体指 数,油孔流量系数,外筒,活塞杆摩擦系数和地 面摩擦系数等.计算过程中考虑带转,带仿升, 带转是考虑到实际中飞机降落时有水平速度,模 拟时间为0.48,升力系数为1.0. 考虑到模型中使用了刚体代替弹性体,结构 会较刚硬,垂直冲击载荷回零会较早,所以带转 带仿升计算分两种考虑,计算1是在机体质点上 加一向下的力厂=Mg(1一e),t?[0,0.48], 初始下沉速度取所给值的95%,如设计着陆使用 功速度取3.28x0.95=3.116;计算2是不加任 何力,初始下沉速度取的值3.28,其他参数 不变. 图3图5分别是设计功,最大功和极限功 按计算l,计算2两种情况得到的垂直冲击载荷 P曲线和试验曲线对比图.从图中可以看出,计 算1和计算2曲线在开始一段时间内变化剧烈, 斜率大,说明包含刚体的模型结构偏硬,在载荷 下降的后半段,计算1的结果要好于计算2的结 果,有效地防止了载荷过早回零. 设计着陆使jfJ功 图3{殳计功P 图6一图8分别是设计功,最大功和极限功 按计算1,计算2两种情况得到的缓冲器行程曲 线和试验曲线对比图.可见两种结果都能较好地 吻合试验曲线,计算2的结果略好于计算l. 图9图11分别是设计功,最大功和极限功 按计算1得到的功量曲线和试验曲线对比图.计 算1结果包括整个过程,试验曲线给出的是起落 架重心位移最大时对应的一段曲线.计算曲线与 试验曲线总的变化趋势一致. 160 l40 12o 1oo Z 80 60 4O 2O o 没计'着陆最人功 O.14 o.12 o.1o {0.08 0.06 0.04 0.02 0 00.10.2030.4 f/s 图4最大功 设汁卉陆使用功 _,'r二1'一-_— … ' . 1'1l--II--试验. {一汁算l——l一 ?一计钎:2 . 00.10.20.30.4 f,s 图5极限功P 极I袄荇陆设汁功 图6使用功行程S 24飞机设计第27卷 Il?I6 0.14 o.12 0?lO 0?08 0.06 0.o4 0.02 O 0.14 0.12 0.1O 0.08 o.06 ?fl Ij.I)2 0 窆 鱼 设计着陆最大功 IIII iL'ii , 厂,一 l 1..I}.一-一试验 l一一计算l一?一计算2 /.f l 二, 000.20.30-4 ,,s 隆I7最大f程S 极限着陆使f}]功 JJ 一 ?-,'一-一' , . 1 】,r.I一-一试验I/一一f一-..+-t}f~算iflI ? OO.1O-2O.3O.4 f,s 瞄8极限功行程S 设汁着陆使用功 ,~./rll 9砹汁功功量 图l2是3种工况计算得出的航向载荷P曲 线,没有与试验值对比.可见,在带转情况下, 的确会出现起转,回弹载荷.起转,回弹载荷与 起落架的航向刚度有关,由于模型结构偏硬,计 算结果曲线较试验曲线变化频率快,幅值大. I40 I20 loo 80 60 4O 20 () 设汁着陆最大功 I —————一— l 一 圜一————————_上———————— l I +8L:一一. j一 一,一 r一一 00.10.20.30. 40.5 /m 终.i0最人一:i ,/m 图11做限功功图 三一'^重一一j』I厢矗哩-j鼍V k』r; __豳一一一I_]一一一一]J Il 0.10.20.30.40.5 ,/s 图123种工况航向载荷图 表l是计算结果总结. 表I计算I部分结果总结 符号名称单位设计功最大功极限功 垂直载荷kN109.8(1.6)128.7(-7.8)112.1(1.2) S行mQ129(3.2)0.147(0.7)0.132(3.1) 第4期赵志明等:飞机起落架落震试验数值模拟 续表1 注:括号外数字是计算值,括号内数字为与试验值的相对误 差百分数% 3总结 为提高计算速度,节约计算成本,模型的多 个部件用刚体建模,弹性体参数自己设定, 但建立的模型能够保证节点位置是准确的.从计 算曲线与试验曲线的对比来看,计算结果是令人 满意的. 但计算曲线与试验曲线仍存在差异,分析其 原因为: (1)由于多个部件用刚体模拟,使得模型结 构偏硬,影响了P,Py的计算结果; (2)缓冲器用ABAQUS的Axial连接件单元 模拟,没有考虑流固耦合,模拟过程中的气体多 变指数,液体流量系数,摩擦系数假设不变,而 实际是变化的; (3)轮胎的模拟没有考虑复杂的组成结构, 只使用具有超弹性本构的实体来模拟; (4)建模时,地面的模拟采用的是一块平板 刚体,但落震试验台面为模拟摩擦系数刻有花纹. 对于模拟起落架落震的冲击载荷,行程等参 数,建立的模型是有效的,如果关心起落架结构 在冲击过程中的应力,应变情况,则需建复杂弹 性体模型. 参考文献 [1]陶梅贞.现代飞机结构设计[M].西安:西北工业大学出版 社,1997.354--390. [2]贾玉红.起落架着陆冲击载荷及缓冲性能分析[A].北京力 学会第11届学术年会论文摘要集.北京:北京航天航空大 学,2005.124—126. [3]张志林,苏开鑫.飞机起落架着陆撞击动力分析[J].上海 力学,1999,20(4):41O14. [4]晋萍,聂宏.起落架着陆动态仿真分析模型及参数优化设计 [J].南京航空航天大学,2003,35(5):498—_5O2. 作者简介 赵志明(1982一),男,江苏南京人,硕士研究生,研究方向为固 体力学. 庄茁(1952一),男,辽宁沈阳人,1995年于爱尔兰都柏林大学 获博士!学位,清华大学航天航空学院博士研究生导师,研究方向 为计算固体力学和断裂力学. 王成波(1977一),男,黑龙江安达人,工程师,主要从事飞机系 统强度研究工作. (上接第9页) 露距离或对控制对方预警时间的要求,可以确定 飞行器要在什么仰角范围将其RCS控制在什么样 的水平才能满足此要求.这将为飞行器制定其隐 身的RCS指标提供一定的依据. 参考文献 [1]张考,张云飞,马东立,等.飞行器对雷达隐身性能计算与 分析[M].北京:国防工业出版社,1997. [2]BlakeLV.Radarrange,performanceanalysis[M].D.C: HeathandCompany,1980. [3]MeyerDP,MayerHA.RadertargetDetection[M].New— York:AcademicPress,1973. [4]张云飞,武哲,马东立,等.两种隐身飞机模型的雷达散射 特性测试与分析[J].北京航空航天大学,2003,29 (2):147—15O. 作者简介 刘德力(1981一).男,河南南阳人,硕士研究生.主要从事飞行 器总体设计,隐身技术. 张云飞(1964一),男,湖南长沙人,教授,硕士生导师.主要从 事飞行器总体设计,隐身技术,无人机设计. 高瑜忠(1983一),男,山西人,硕士研究生.主要从事飞行器总 体设计,隐身技术.