1740_飛機(jī)起落架機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)及安全性分析
1740_飛機(jī)起落架機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)及安全性分析,飛機(jī),起落架,機(jī)構(gòu),設(shè)計(jì),安全性,分析
南昌航空大學(xué)科技學(xué)院學(xué)士學(xué)位論文1符合尾隨邊緣形態(tài)變化的優(yōu)化設(shè)計(jì)劉詩禮 葛文杰 李樹軍摘要：自適應(yīng)機(jī)翼一直使用柔和的技術(shù)指導(dǎo)變形的后緣，以改善他們的氣動(dòng)性能，本文介紹了一種在分布?jí)毫ο?，符合形狀變化的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)的系統(tǒng)化方法。為了使需要的形狀與目標(biāo)形狀偏差盡量最小，這種方法使用 MATLAB 和 ANSYS 的方式來優(yōu)化標(biāo)準(zhǔn)分布機(jī)制。這種方式通過局部?jī)?yōu)化和遺傳算法來獲得。在優(yōu)化過程中， 許多因素應(yīng)該考慮在內(nèi)，例如：空氣載荷、 輸出位移量和幾何非線性。直接搜索法適用于局部 優(yōu)化和 GA 優(yōu)化后的輸入位移量。由此產(chǎn)生的結(jié)構(gòu)可以做出他們?cè)?0 到 90。 .之間變化，模型試驗(yàn)已經(jīng)確認(rèn)了這種方法的可行性。關(guān)鍵詞：自適應(yīng)機(jī)翼，伺服順從機(jī)構(gòu)， 遺傳算法，拓?fù)渥顑?yōu)化，分布?jí)毫d荷，幾何非線性1．說明由于傳統(tǒng)的機(jī)翼輪廓通常是按照特定的上升系數(shù)和馬赫數(shù)設(shè)計(jì)的。他們不能隨著環(huán)境的變化而變化。Siclar 和 Austin 指出可變的后緣曲面將會(huì)產(chǎn)生比傳統(tǒng)的固定傾角機(jī)翼少 60%左右的阻力。有三種去設(shè)計(jì)可變的曲面機(jī)翼的方法。他們中的一種是傳統(tǒng)的鉸鏈機(jī)構(gòu)，然而，他會(huì)導(dǎo)致機(jī)翼表面的不連續(xù)性和早期氣流分流與阻力的增加。其它的則是智能材料和順從機(jī)構(gòu)，他們能實(shí)現(xiàn)平穩(wěn)的形狀變化。盡管如此，與順從機(jī)構(gòu)相比較，由智能材料制成的傳動(dòng)裝置有許多不足之處。例如：能量不足；反應(yīng)緩慢；強(qiáng)烈的滯后性；受溫度的限制；控制太多裝置的難度大。由來自柏林工業(yè)大學(xué)的用鎳鈦記憶合金作出的自適應(yīng)可變拱形的機(jī)翼可以快速改變他的形狀，但他不能執(zhí)行高頻繁的變化，因?yàn)樗膹椥砸蕾囉谂c外部環(huán)境進(jìn)行的熱量交換。順從機(jī)構(gòu)是一種單件靈活的機(jī)構(gòu)。他可以通過彈性變形傳送運(yùn)動(dòng)和能量。他不僅具有足夠的變形性，而且具有足夠的剛度來抵御外部的載荷。由于他的連接自由性，他沒有傳統(tǒng)所面臨的棘手問題，例如：摩擦、潤滑、噪聲、反沖。因此可以獲得平穩(wěn)的形狀變化。1994 年，一位來自密歇根大學(xué)的名叫 kota 教授首先提出順從機(jī)構(gòu)能夠使用在一項(xiàng)由美國空軍科學(xué)研究院辦公室提供贊助的控制靜態(tài)形狀的科學(xué)研究之中。Saggere南昌航空大學(xué)科技學(xué)院學(xué)士學(xué)位論文2和 Kota 提出了一種設(shè)計(jì)順從機(jī)構(gòu)的新方法，他們能夠使優(yōu)化目標(biāo)函數(shù)曲線中的形狀變化和目標(biāo)曲線的形狀誤差最小，基于他們的研究成果，Lu 提出了一種載荷路徑代表方法。然而，他的研究?jī)H限于節(jié)點(diǎn)情況下的線性分析。來自于福尼亞州立學(xué)院的Good 使用順從機(jī)構(gòu)和運(yùn)動(dòng)漸近法來設(shè)計(jì)機(jī)翼的尾部，保證誤差在尖端最大偏差范圍之內(nèi)?；?F16 的數(shù)據(jù)， Kota 和 Hetrick 在 2004 年時(shí)間設(shè)計(jì)順從軌跡邊緣，他能在0。 到 15。 之間變化并且獲得了專利證書。來自德國航空航天中心的 Companaile 提出了模擬靜態(tài)程序設(shè)計(jì)機(jī)翼形狀控制合成靈活機(jī)構(gòu)，并指出今后的研究應(yīng)將空氣載荷和幾何非線性考慮在內(nèi)。來自工業(yè)能源部實(shí)驗(yàn)室的 Buhl 使用 SIMP 法和幾何非線性有限元法來設(shè)計(jì)順從軌跡邊緣。Flxsys Inc 在 2006 年生產(chǎn)的自適應(yīng)兼容機(jī)翼。經(jīng)過了在懷特騎士飛機(jī)上的實(shí)驗(yàn)。結(jié)果表明，風(fēng)和標(biāo)準(zhǔn)的能在（-10 。 —10。 ）變化。在中國，適應(yīng)性機(jī)翼研究一直集中在智能材料和常規(guī)機(jī)構(gòu)上，幾乎沒有人在從事帶有順從機(jī)構(gòu)的機(jī)翼研究上。楊是個(gè)例外，他分析了基于伺服彈性技術(shù)的活躍航空彈性機(jī)翼，陳和黃分別調(diào)查了兼容的離散和連續(xù)性的前沿變化。本文介紹了一種基于局部?jī)?yōu)化和遺傳算法形狀可變機(jī)構(gòu)的設(shè)計(jì)方法，通過使用MATLAB 和 ANSYS 設(shè)計(jì)，同時(shí)將外部載荷和幾何非線性考慮在內(nèi)。2．優(yōu)化步驟2.1 確定后緣模型和目標(biāo)函數(shù)如圖一所示，兩條曲線代表不同飛行狀態(tài)的軌跡邊緣。其中一邊（A 點(diǎn)）的結(jié)構(gòu)形狀是固定的，另一邊（B 點(diǎn)）將水平滑動(dòng)。圖一 圖二 首先設(shè)計(jì)領(lǐng)域應(yīng)該由最初曲線形狀所定義，包括輸出位置和邊界狀態(tài)，然后如圖二所示的被光線分成的微量網(wǎng)格模仿鳥的羽毛部分，這就是被稱為局部表面結(jié)構(gòu)方法。南昌航空大學(xué)科技學(xué)院學(xué)士學(xué)位論文3最簡(jiǎn)單也是最有效的方法制造出平面兼容機(jī)是使用線切割技術(shù)。在優(yōu)化過程中，所有的元素使用同樣的寬度等于其厚度的梁。其中每個(gè)梁的高度是一個(gè)設(shè)計(jì)變量。為了使結(jié)構(gòu)的變形接近于目標(biāo)曲線形狀，在變形曲線和目標(biāo)曲線間的最小平方差是被定義的客觀職能。LSE 的定義是沿曲線上各個(gè)點(diǎn)位置數(shù)字的平方和，他的表達(dá)式是 其中 i（i=1,2,… ，p）是沿曲線上點(diǎn)的數(shù)量，p 是點(diǎn)的總數(shù)。 和是目標(biāo)和邊界曲線變形坐標(biāo)的第 i 個(gè)節(jié)點(diǎn)。約束條件是：其中 j（j=1,2,… ，m）是元素的數(shù)量的總和， hi 是尺寸變量， hmin 和 hmax 是所有元素的下界與上界，h b 是邊界元素的極點(diǎn)，d max 是黨邊界曲線上輸入無效節(jié)點(diǎn)時(shí)的最大彎曲，必須小于 [d] 以保證結(jié)構(gòu)的剛度，[d]是當(dāng)輸入處于無效時(shí)所允許的最大彎曲變形，拓?fù)淞?Tj 等于 1，否則當(dāng)元素被淘汰時(shí)為 0。2.2 GA 優(yōu)化遺傳算法是一種在自然界上模擬選擇的優(yōu)化方法。合適的生物能最大可能性存活下來，但是劣質(zhì)品種也有機(jī)會(huì)存在。不同于連續(xù)的優(yōu)化方法，他不要求梯度的目標(biāo)函數(shù)信息。每一個(gè)元素可以表示為一個(gè)拓?fù)淞亢鸵粋€(gè)尺寸變量。因此，每個(gè)個(gè)體科編碼如下： 其中 n 是除邊界元素之外元素的數(shù)量。有著同樣的高度，在整個(gè)優(yōu)化過程中的邊界元素只有一個(gè)變量代表 hb。適應(yīng)性是遺傳算法優(yōu)化的評(píng)價(jià)標(biāo)準(zhǔn)。他可以從目標(biāo)函數(shù)轉(zhuǎn)化為： 南昌航空大學(xué)科技學(xué)院學(xué)士學(xué)位論文4其中 β 是一個(gè)只包括雙方較差的個(gè)體參數(shù)。他的數(shù)值越小越有價(jià)值，兩個(gè)個(gè)體的適應(yīng)性會(huì)有更多的不同，因此增加了雙方選擇的高度適應(yīng)性。選擇控制參數(shù)在遺傳算法的收斂中扮演一個(gè)重要的角色?？偟膩碇v，交叉概率的范圍為 0.40-0.99；突變的概率為 0.00001-0.01，個(gè)體的數(shù)量為 10-200。該變量將會(huì)通過交叉和變異發(fā)生更新，因此，這個(gè)設(shè)計(jì)可能產(chǎn)生遺傳過程。2.3 適應(yīng)性元素的分析由于設(shè)計(jì)變量和目標(biāo)函數(shù)是有限元的，有限元分析法優(yōu)化模型是不能被用于設(shè)計(jì)符合變形的機(jī)構(gòu)中，因此，本文在 MATLAB 中的遺傳算法和在 ANSYS 中的有限元分析法。在有限元分析法中，僅只考慮幾何非線性和材料的彈性，ANSYS 能解決節(jié)點(diǎn)位移和元素壓力，通過刪去低應(yīng)力的元素，良好的結(jié)果能被推算出來。圖三顯示了詳細(xì)的過程。南昌航空大學(xué)科技學(xué)院學(xué)士學(xué)位論文5圖三 整個(gè)的優(yōu)化過程2.4 二次優(yōu)化盡管遺傳算法可以優(yōu)化大型解空間和拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)尺寸。尺寸通常不能直接集中于優(yōu)化中，為了解決這個(gè)問題，遺傳算法優(yōu)化后，直接搜索法應(yīng)該被用來在遺傳算法結(jié)果中去尋找。3.優(yōu)化的結(jié)果通過參考文獻(xiàn)[5]可以得出，最初的小徑邊緣尺寸減少 36%，表一列出了設(shè)計(jì)參數(shù)的大小。表一 設(shè)計(jì)參數(shù)的大小 由于位移作為輸入的使用，非線性分析難以解決和廚師壓力非常大，但他必須在三十代以后考慮。南昌航空大學(xué)科技學(xué)院學(xué)士學(xué)位論文6圖四 遺傳優(yōu)化的結(jié)果 圖五 二次優(yōu)化的結(jié)果圖四和圖五說明了遺傳算法優(yōu)化結(jié)果和二次優(yōu)化結(jié)果。表二 兩次優(yōu)化的比較從表格中可以發(fā)現(xiàn)，通過輸入位移和尺寸優(yōu)化，LSE 減少了 1.3528mm 和改善了 3.13%，變更角度增加 1.0493。 。圖六 外部載荷的分布南昌航空大學(xué)科技學(xué)院學(xué)士學(xué)位論文7圖六表示的是外部分布?jí)毫?到10N/mm，改變輸入位移量在最初結(jié)構(gòu)上保持11.3897mm上的參數(shù)影響結(jié)果。如果載荷保持在0-5N/mm范圍內(nèi)，優(yōu)化結(jié)構(gòu)看起來有良好的穩(wěn)定性。當(dāng)外部載荷超過5N/mm時(shí)，最大壓力可能超過屈服壓力，因?yàn)檫@個(gè)優(yōu)化方法是基于MATLAB和ANSYS的，為了證明結(jié)果，嘗試去通過將分析結(jié)果分別輸入到ANSYS和PATRAN中，然后是他們之間的比較。如圖七和圖八所示，二者的變更有很大的共同點(diǎn)；在ANSYS 中是54097mm ，在PATRAN 中是54.50mm，他們的不同之處來自個(gè)體上。圖七 在ANSYS上的結(jié)果 圖八 在PATRAN上的結(jié)果另一方面，一個(gè)使用線切割技術(shù)的模型來證實(shí)分析法的結(jié)果。模型的材料同設(shè)計(jì)的一樣，都為5mm后。在試驗(yàn)中，假設(shè)分布?jí)毫d荷為零，輸入146N 的情況下，輸入位移量為11.3897mm，圖九表示的是模型和測(cè)量的結(jié)果。變更的溫度為9.3 。 。尖端為一位53mm，變更的形狀符合設(shè)計(jì)的結(jié)果。如果11.3897mm的位移量強(qiáng)加在模型上，理論的尖端位移量為54.796mm。因?yàn)槟Ｐ秃驮囼?yàn)臺(tái)之間存在摩擦力，測(cè)量材料和適合的結(jié)果之間會(huì)有少許的差異。南昌航空大學(xué)科技學(xué)院學(xué)士學(xué)位論文8圖九 模型和實(shí)驗(yàn)的結(jié)果4.結(jié)論通過方針和實(shí)驗(yàn)證明，該方法符合設(shè)計(jì)變形機(jī)制，探索出具有所需的變性效應(yīng)和承受外部載荷的結(jié)果和能力的機(jī)構(gòu)。在優(yōu)化過程中，MATLAB 和 ANSYS 的聯(lián)合呈現(xiàn)程序的簡(jiǎn)單和普遍性。堅(jiān)硬的字模沒有必要頻繁的改變，同時(shí)避免有限元法編程的復(fù)雜性和使分布載荷變成節(jié)點(diǎn)載荷，拓?fù)涑叽缈梢酝瑫r(shí)由 GA 進(jìn)行優(yōu)化，出去再 FEA之后的自由元素能加快優(yōu)化，二次優(yōu)化可以提高 GA 優(yōu)化的結(jié)果。學(xué)士學(xué)位論文原創(chuàng)性聲明本人聲明，所呈交的論文是本人在導(dǎo)師的指導(dǎo)下獨(dú)立完成的研究成果。除了文中特別加以標(biāo)注引用的內(nèi)容外，本論文不包含法律意義上已屬于他人的任何形式的研究成果,也不包含本人已用于其他學(xué)位申請(qǐng)的論文或成果。對(duì)本文的研究作出重要貢獻(xiàn)的個(gè)人和集體，均已在文中以明確方式表明。本人完全意識(shí)到本聲明的法律后果由本人承擔(dān)。作者簽名： 日期：學(xué)位論文版權(quán)使用授權(quán)書本學(xué)位論文作者完全了解學(xué)校有關(guān)保留、使用學(xué)位論文的規(guī)定，同意學(xué)校保留并向國家有關(guān)部門或機(jī)構(gòu)送交論文的復(fù)印件和電子版，允許論文被查閱和借閱。本人授權(quán)南昌航空大學(xué)科技學(xué)院可以將本論文的全部或部分內(nèi)容編入有關(guān)數(shù)據(jù)庫進(jìn)行檢索，可以采用影印、縮印或掃描等復(fù)制手段保存和匯編本學(xué)位論文。作者簽名： 日期：導(dǎo)師簽名： 日期：畢業(yè)設(shè)計(jì)（論文）開題報(bào)告題目 飛機(jī)起落架機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)及安全性分析專 業(yè) 名 稱 機(jī)械設(shè)計(jì)制造及其自動(dòng)化班 級(jí) 學(xué) 號(hào) 078105123學(xué) 生 姓 名 肖 鳴指 導(dǎo) 教 師 許 瑛填 表 日 期 2011 年 3 月 1 日1一、畢業(yè)設(shè)計(jì)（論文）依據(jù)及研究意義：飛機(jī)的起落架是飛機(jī)起飛和著陸的重要裝置，它在工作過程中承受著極大的沖擊載荷，所以采用高強(qiáng)度鋼或超高強(qiáng)度鋼制作。起落架在長期使用的過程中，受到外界各種因素的影響，它的堅(jiān)固程度會(huì)變差，甚至產(chǎn)生裂紋。本文針對(duì)起落架的焊接進(jìn)行了深入的分析與研究，并在此基礎(chǔ)上研究了完善和加強(qiáng)飛機(jī)起落架的焊接工藝與材料的焊接性，從而大大的降低了飛機(jī)起落架焊接時(shí)出現(xiàn)的問題并提高了其焊接質(zhì)量。起落架是飛機(jī)起飛、著陸系統(tǒng)，對(duì)飛機(jī)的性能和安全起著十分重要的作用起落架是飛機(jī)在地面停放、滑行、起飛著陸滑跑時(shí)用于支撐飛機(jī)重力，承受相應(yīng)載荷的裝置。簡(jiǎn)單地說，起落架有一點(diǎn)象汽車的車輪，但比汽車的車輪復(fù)雜的多，而且強(qiáng)度也大的多，它能夠消耗和吸收飛機(jī)在著陸時(shí)的撞擊能量。概括起來，起落架的主要作用有以下四個(gè)：①承受飛機(jī)在地面停放、滑行、起飛著陸滑跑時(shí)的重力。②承受、消耗和吸收飛機(jī)在著陸與地面運(yùn)動(dòng)時(shí)的撞擊和顛簸能量。③滑跑與滑行時(shí)的制動(dòng)。④滑跑與滑行時(shí)操縱飛機(jī)。二、國內(nèi)外研究概況及發(fā)展趨勢(shì)起落架的收放機(jī)構(gòu)運(yùn)動(dòng)復(fù)雜，起落架的收放，上、下位鎖開鎖和上鎖，艙門的打開和關(guān)閉等均要正確匹配和協(xié)調(diào)，否則將會(huì)發(fā)生飛行事故。我國開展了與起落架現(xiàn)代設(shè)計(jì)技術(shù)密切相關(guān)的專題研究，并取得了一大批研究成果，其中有些達(dá)到世界先進(jìn)水平，如變油孔雙腔緩沖器設(shè)計(jì)技術(shù)，飛機(jī)前輪防擺技術(shù)，飛機(jī)地面運(yùn)動(dòng)動(dòng)力學(xué)分析技術(shù)，長壽命、高可靠性起落架設(shè)計(jì)及壽命評(píng)估技術(shù)，起落架結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計(jì)技術(shù)，起落架收放系統(tǒng)仿真分析技術(shù)，起落架主動(dòng)控制技術(shù)等，這些成果部分地應(yīng)用于型號(hào)研制中，并取得了一定效果。許多學(xué)者與研究生在理論方面也開展了一系列研究工作。 《起落架設(shè)計(jì)與評(píng)定技術(shù)指南》集中反應(yīng)了我國近年來在起落架現(xiàn)代設(shè)計(jì)理論與方法方面的進(jìn)展情況。但與國外相比，我國的大量研究成果是分散的，孤立的，沒有作為模型、算法或程序模塊集成于一套系統(tǒng)中，成為設(shè)計(jì)師的實(shí)用工具，更沒有在高水平的硬件與軟件平臺(tái)上形成一套先進(jìn)、實(shí)用、高效的起落架專業(yè) CAD/CAE 軟件系統(tǒng)，因而我國型號(hào)研制基本上仍是完全采用傳統(tǒng)模式，費(fèi)時(shí)、費(fèi)力、耗資。2國內(nèi)起落架的研究軟件主要有南京航空航天大學(xué)和西北工業(yè)大學(xué)共同開發(fā)的起落架設(shè)計(jì)分析軟件系統(tǒng) LCAE，功能比較強(qiáng)大，能進(jìn)行結(jié)構(gòu)布局設(shè)計(jì)、起落架機(jī)構(gòu)運(yùn)動(dòng)分析或應(yīng)力分析、有限元總體應(yīng)力分析、變形及載荷分析、緩沖性能分析、損傷絨線分析、及破壞危險(xiǎn)性分析。可以實(shí)現(xiàn)圖形及文本的前處理功能、后處理功能、分析程序的過程處理功能。另外還有南京理工大學(xué)和沈陽飛機(jī)研究所的起落架設(shè)計(jì)專家系統(tǒng) ALGDES，它能進(jìn)行結(jié)構(gòu)布局設(shè)計(jì)和強(qiáng)度分析、系統(tǒng)空間位置造型仿真機(jī)干涉分析，它建立了起落架設(shè)計(jì)的知識(shí)表示形式和組織形式，即專家系統(tǒng)。北京航空航天大學(xué)和西北工業(yè)大學(xué)都做過起落架防滑剎車系統(tǒng)的機(jī)械裝置和仿真軟件。有人研究了飛機(jī)接地時(shí)所受到的加速度的計(jì)算方法[6]，介紹了最大過載對(duì)飛行、起落架和氣動(dòng)力參數(shù)的敏感性。從國外文獻(xiàn)上來看，有的從動(dòng)能的角度研究了起落架擺振，還有的對(duì)在各種條件下的起落架性能進(jìn)行了仿真，主要是在載荷及變形方面給予仿真。在起落架行業(yè)，國外在大力開展起落架理論與專題研究的基礎(chǔ)上，發(fā)展和推廣應(yīng)用起落架現(xiàn)代設(shè)計(jì)技術(shù)。在與現(xiàn)代設(shè)計(jì)技術(shù)密切相關(guān)的起落架專業(yè)理論研究方面，國外從六十年代開始，己做了大量專題研究工作。如 DAUTI 等公司從六、七十年代起對(duì)起落架結(jié)構(gòu)進(jìn)行了大量實(shí)驗(yàn)與理論研究，在此基礎(chǔ)上形成了一套行之有效的規(guī)范和方法。美國國家研究委員會(huì)(NRC) 、朗利(Langly) 研究所在七、八十代就已把有限元、模態(tài)分析技術(shù)、多體動(dòng)力學(xué)和主動(dòng)控制技術(shù)引入起落架問題研制中，提出了一系列新理論與分析方法。在可靠性方面，美、英、德等國的主要起落架生產(chǎn)廠商已分別擁有了自己的起落架可靠性設(shè)計(jì)體系，并應(yīng)用于產(chǎn)品研制、生產(chǎn)中。這些起落架專題研究提供的先進(jìn)理論成果，為國外起落架現(xiàn)代設(shè)計(jì)技術(shù)的開發(fā)與應(yīng)用提供了專業(yè)理論支撐。在綜合運(yùn)用起落架先進(jìn)理論研究成果與一般現(xiàn)代設(shè)計(jì)技術(shù)研究成果的基礎(chǔ)上，國外早己開發(fā)出了一整套成熟的起落架現(xiàn)代設(shè)計(jì)技術(shù)及相應(yīng)的起落架專業(yè) CAD/CAE 一體化軟件工具，并已推廣應(yīng)用于起落架產(chǎn)品研制中，取得巨大效益。德國航空宇航研究院在研制起落架中就開發(fā)與運(yùn)用了起落架動(dòng)態(tài)仿真與優(yōu)化 CAD/CAE 集成軟件系統(tǒng) SIMPACK。在研制的初步階段，根據(jù)起落架的設(shè)計(jì)要求，由起落架的模型庫滑跑、剎車、牽引、轉(zhuǎn)彎等方面的動(dòng)態(tài)力學(xué)數(shù)學(xué)模型，用計(jì)算機(jī)精確地模擬起落架的上述性能(以往都是大量的試驗(yàn)來確定研制中的起落架的性能)，然后再對(duì)一些主要部件進(jìn)行最優(yōu)設(shè)計(jì)。由于開發(fā)與應(yīng)用了起落架現(xiàn)代設(shè)計(jì)技術(shù)，研制樣品的費(fèi)用與周期大為降低。意大利 DAUTI 公司 70 年代就已建立了起落架3CAD/CAE 系統(tǒng)，并應(yīng)用于各種起落架產(chǎn)品研制中。從檢索到的文獻(xiàn)來看，在起落架仿真方面的研究主要都是集中在某一個(gè)機(jī)構(gòu)或部件上的。比如緩沖器的緩沖性能分析、滑落擺振分析、防滑剎車的研究，但是在起落架一體化的運(yùn)動(dòng)特性仿真研究中，各個(gè)分布質(zhì)量所受到的力、速度、加速度的大小等等動(dòng)力學(xué)特性仿真研究卻涉及的很少，而這些也是起落架整體特性的關(guān)鍵。有的雖然在起落架一體化仿真方面做過研究，但都僅限于結(jié)構(gòu)布局設(shè)計(jì)，機(jī)構(gòu)運(yùn)動(dòng)分析。隨著裝備的導(dǎo)航、制導(dǎo)和控制精度的提高，要求制造出材料特殊(如高硬脆性、高強(qiáng)度、高彈性、高熔點(diǎn)等)、結(jié)構(gòu)復(fù)雜、體積小、尺寸和形狀精度高于0.1μm、表面粗糙度小于 0.01-0.02μm的機(jī)載設(shè)備零件。為了適應(yīng)上述要求，美、英、日等到發(fā)達(dá)國家在高速數(shù)控加工技術(shù)，亞微米級(jí)超精密加工和復(fù)合超精密加工技術(shù)，納米級(jí)超精密加工技術(shù)和高強(qiáng)度、高硬度、高脆性材料加工技術(shù)等方面進(jìn)行了大量的研究工作，很多研究成果已用于生產(chǎn)。微米級(jí)坐標(biāo)鏜床已進(jìn)入生產(chǎn)線，0.1μm 超精密加工機(jī)床和各種超精密加工方法已廣泛應(yīng)用于機(jī)載關(guān)鍵零件的批生產(chǎn)。單刃金剛石車削技術(shù)已用于激光晶體材料的加工，表面粗糙度可達(dá) 0.001μm。用金剛石和立方氮化硼砂輪的高速緩進(jìn)強(qiáng)力磨削，可對(duì)難加工功能材料進(jìn)行高精密(微米級(jí)精度、0.1μm 級(jí)表面粗糙度)無毛刺加工，能獲得復(fù)雜幾何形狀和極佳的表面完整性。此工藝在美國已成為批生產(chǎn)加工技術(shù)，成批制造出各種功能材料的機(jī)載設(shè)備零件，如紅外線或紫外光學(xué)系統(tǒng)、激光陀螺系統(tǒng)、微波管、光纖器件中的零件。近年美國又研制出激光微細(xì)加工中心，該加工中心的視覺系統(tǒng)能提供加工過程的連續(xù)影像，并自動(dòng)尋找、對(duì)準(zhǔn)、測(cè)量和修正加工對(duì)象，加工精度可達(dá)百分之幾微米以內(nèi)。該激光微細(xì)加工中心還適用于硬脆材料(如氧化鋁、碳化硅)加工，蝕刻線寬度 0.25μm，打孔直徑小于 75μm，還可對(duì)各種材料的裸芯多芯電纜和光纖進(jìn)行焊接，標(biāo)志著功能材料的加工技術(shù)達(dá)到了新的水平。20 世紀(jì) 90 年代末，面臨裝備研制周期短、產(chǎn)品更新快、品種增多、批量減少和動(dòng)態(tài)多變的市場(chǎng)，裝備的質(zhì)量、價(jià)格和交貨期已成為增強(qiáng)飛機(jī)制造企業(yè)競(jìng)爭(zhēng)力的 3 個(gè)決定性因素。4三、研究?jī)?nèi)容及實(shí)驗(yàn)方案研究?jī)?nèi)容：①飛機(jī)起落架的布置形式；②起落架的收放系統(tǒng)設(shè)計(jì)；③起落架零組件強(qiáng)度計(jì)算；④飛機(jī)前起落架的運(yùn)動(dòng)仿真實(shí)驗(yàn)方案：①收集有關(guān)資料，編寫開題報(bào)告；②翻譯外文資料③ 熟悉 LMS Virtual.lab 軟件的應(yīng)用④學(xué)會(huì)飛機(jī)起落的運(yùn)動(dòng)學(xué)仿真⑤編寫畢業(yè)生論文四、目標(biāo)及工作進(jìn)度①目標(biāo)：熟悉起落架的各種結(jié)構(gòu)形式及收放方式，尤其是 A320 飛機(jī)起落架的收放機(jī)構(gòu)的功能原理和收放運(yùn)動(dòng)過程；掌握軟件 CATIA 和 LMS 的應(yīng)用，熟悉結(jié)合多個(gè)設(shè)計(jì)平臺(tái)的設(shè)計(jì)方法；根據(jù)模型參數(shù)，對(duì) A320 飛機(jī)起落架系統(tǒng)進(jìn)行運(yùn)動(dòng)學(xué)仿真，并對(duì)仿真結(jié)果進(jìn)行分析；②工作進(jìn)度：開題報(bào)告 第 1 周——第 2 周 飛機(jī)起落架的布置形式 第 3 周——第 5 周飛機(jī)起落架的收放系統(tǒng) 第 6 周——第 7 周起落架零件組強(qiáng)度計(jì)算 第 8 周——第 9 周A320 前起落架運(yùn)動(dòng)仿真 第 10 周——第 11 周資料翻譯（不少于 6000 字） 第 12 周——第 13 周畢業(yè)論文整理及答辯準(zhǔn)備 第 14 周——第 15 周5五、參考文獻(xiàn)[1]、孫桓等主編。機(jī)械原理。高等教育出版社，2001[2]、孫靖民主編.機(jī)械優(yōu)化設(shè)計(jì).第三版.北京：機(jī)械工業(yè)出版社，2005[3]、方世杰，綦耀光主編.機(jī)械優(yōu)化設(shè)計(jì).北京：機(jī)械工業(yè)出版社，1997.2[4]、王昆等主編. 機(jī)械設(shè)計(jì)課程設(shè)計(jì)手冊(cè).北京：機(jī)械工業(yè)出版社，2004[5]、曹維慶等主編。機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)。機(jī)械工業(yè)出版社，2000[6]、馮遠(yuǎn)生主編。飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)。國防工業(yè)出版社，1985[7]、麗正能主編。飛機(jī)部件與系統(tǒng)設(shè)計(jì)。北京航空大學(xué)出版社，2003[8]、王志瑾主 編。飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)。國防工業(yè)出版社，2007[9]、Shigley JE,Uicher JJ.Theory of machines and mechanisms.NewYork:McGaw-Hill Book Comepany,1980 飛機(jī)起落架機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)及安全性分析學(xué)生姓名：肖鳴 班級(jí)：0781051指導(dǎo)老師：許瑛摘要：起落架系統(tǒng)是飛機(jī)的關(guān)鍵部件之一，其工作性能直接影響到飛機(jī)起飛、著陸性能與飛行安全。因此，開展起落架收放系統(tǒng)的研究具有重大意義。運(yùn)用仿真技術(shù)分析飛機(jī)起落架的運(yùn)動(dòng)學(xué)和動(dòng)力學(xué)特性，對(duì)于降低飛機(jī)研發(fā)成本，提高飛機(jī)性能具有十分重要的工程意義。本文以空客 A320 飛機(jī)起落架為對(duì)象，分析了 A320 飛機(jī)起落架的功能原理及收放運(yùn)動(dòng)；通過對(duì)其部件的強(qiáng)度計(jì)算，誤差分析，確定強(qiáng)度是否滿足要求。 應(yīng)用 CATIA 建立了 A320 飛機(jī)起落架的收放運(yùn)動(dòng)學(xué)分析模型，基于 CATIA 和LMS 軟件，以 A320 飛機(jī)起落架 為對(duì)象進(jìn)行了動(dòng)力學(xué)仿真分析。關(guān)鍵詞：起落架，A320，收放系統(tǒng)，LMS，仿真分析指導(dǎo)老師簽名:Aircraft landing gear mechanism design and safety analysisStudent name：XiaoMing Class：0781051Supervisor：XuYingAbstract：The landing gear system is the key components of aircraft, whose working performance directly affects the flying security and the performance of aircraft’s take off. Thus, it’s meaningful to study the retraction system. It is very significative in the project for reducing costs of aircraft research and development and improving the performance of the aircraft to analyze the kinematics and dynamics characteristics of aircraft landing gear retraction system by using simulation technology.This paper took the landing gear system of A320 aircraft as the object to analyze the principle of function and retractable movement; Through the strength calculation of its components, error analysis, to determine the strength whether meet the requirements. Application CATIA established the A320 landing gear for kinematics analysis model based on put CATIA and LMS software, to A320 landing gear for targets dynamics simulation. Keywords: landing gear, A320, retraction system, LMS, simulation analysisSignatuer of Supervisor： 畢業(yè)設(shè)計(jì)（論文）題目： 飛機(jī)起落架機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)及安全性分析系 別 航空工程系專業(yè)名稱 機(jī)械設(shè)計(jì)制造及其自動(dòng)化班級(jí)學(xué)號(hào) 078105123學(xué)生姓名 肖 鳴指導(dǎo)教師 許 瑛二 O 一一 年 六月 目 錄1 緒論……………………………………………………………11.1 起落架的概述…………………………………………………………11.2 飛機(jī)起落架的布置形式………………………………………………21.3 國內(nèi)外研究現(xiàn)狀………………………………………………………51.4 本文研究的主要內(nèi)容…………………………………………………72 飛機(jī)起落架的分布及收放系統(tǒng)設(shè)計(jì)…………………………72.1 起落架的收放…………………………………………………………72.1.1 主起落架的收放方式………………………………………………72.1.2 前后起落架的收放方式……………………………………………82.2 A320 飛機(jī)起落架分析………………………………………………82.2.1 A320 飛機(jī)起落架的概述……………………………………………82.2.2 A320 飛機(jī)起落架的收放分析………………………………………112.3 小結(jié)…………………………………………………………………133 起落架零件組的強(qiáng)度計(jì)算……………………………………133.1 飛機(jī)前起落架的材料屬性……………………………………………133.2 飛機(jī)前起落架的整體約束和受力分析………………………………133.3 起落架的計(jì)算情況……………………………………………………153.4 計(jì)算結(jié)果的分析與驗(yàn)證………………………………………………163.4.1 理論計(jì)算驗(yàn)證………………………………………………………164.運(yùn)動(dòng)模擬………………………………………………………244.1 A320 起落架運(yùn)動(dòng)學(xué)仿真 ………………………………………………244.1.1 LMS Virtual.lab 簡(jiǎn)介………………………………………………244.2 A320 起落架多體運(yùn)動(dòng)學(xué)仿真…………………………………………264.2.1.A320 前起落架運(yùn)動(dòng)仿真……………………………………………264.2.2 A320 主起落架運(yùn)動(dòng)仿真……………………………………………314.3 小結(jié)……………………………………………………………………34參考文獻(xiàn)…………………………………………………………35致謝………………………………………………………………36畢業(yè)設(shè)計(jì)（論文）外文翻譯題目 符合尾隨邊緣形態(tài)變化的優(yōu)化設(shè)計(jì)專 業(yè) 名 稱 機(jī)械設(shè)計(jì)制造及其自動(dòng)化班 級(jí) 學(xué) 號(hào) 078105123學(xué) 生 姓 名 肖 鳴指 導(dǎo) 教 師 許 瑛填 表 日 期 2011 年 6 月 1 日南昌航空大學(xué)科技學(xué)院學(xué)士學(xué)位論文01.緒論1.1 起落架的概述起落架的結(jié)構(gòu)形式一般有以下幾種：有尾部旋轉(zhuǎn)支點(diǎn)的后二點(diǎn)起落架，其主要載荷位于飛機(jī)重心前面的兩個(gè)主輪上；有前旋轉(zhuǎn)支點(diǎn)的前二點(diǎn)起落架，其主要載荷位于飛機(jī)重心后面的兩個(gè)主輪上；左右翼尖下有護(hù)翼輪的自行車式起落架，在飛機(jī)對(duì)稱面內(nèi)重心前后各有一副主起落架。有尾輪的后三點(diǎn)起落架，在螺旋槳飛機(jī)上易于配置，便于利用氣動(dòng)阻力使飛機(jī)著陸減速，構(gòu)造簡(jiǎn)單、重量較輕，其主要缺點(diǎn)是飛機(jī)在地面滑跑的穩(wěn)定性較差，如果操縱不當(dāng)飛機(jī)容易打轉(zhuǎn)。此外，要求飛機(jī)三點(diǎn)接地著陸時(shí)，操縱比較困難。有前輪的前三點(diǎn)起落架，飛機(jī)縱軸線接近水平位置，駕駛員視界好，滑跑阻力小，起飛加速快。此外地面運(yùn)動(dòng)的方向穩(wěn)定性好，滑行中即使重剎車也不容易翻轉(zhuǎn)和倒立，著陸時(shí)兩主輪先接地也易于操縱，其主要缺點(diǎn)是容易發(fā)生前輪擺振。自行車式起落架主要依靠?jī)蓚€(gè)主起落架承載和滑行，輔助用的護(hù)翼輪可以使飛機(jī)在停放時(shí)保持穩(wěn)定。此種形式的起落架是為了解決機(jī)翼厚弦比不斷減小，尺寸較大的主起落架難于收入機(jī)翼內(nèi)這一困難而發(fā)展起來的，由于前面主輪承載較大，起飛離地比較困難。起落架是飛機(jī)的起飛著陸裝置，主要用于飛機(jī)的起飛、著陸、地面滑跑和地面停放。飛機(jī)在起飛滑跑、著陸接地和地面運(yùn)動(dòng)時(shí)會(huì)相對(duì)于地面產(chǎn)生不同程度的撞擊，起落架應(yīng)能承受并減緩這種撞擊，從而減輕飛機(jī)受載。起落架還應(yīng)使飛機(jī)在地面運(yùn)動(dòng)時(shí)具有良好的操縱性和穩(wěn)定性。為了降低飛機(jī)在飛行時(shí)的阻力，起落架通常是可折疊收放的。起落架的基本功能可歸納如下：（1)支撐飛機(jī)機(jī)體，使之便于停放和運(yùn)動(dòng)。（2)通過緩沖器吸收撞擊能量。（3)通過機(jī)輪剎車裝置吸收水平方向能量。（4)通過轉(zhuǎn)彎操縱機(jī)構(gòu)或者差動(dòng)剎車控制飛機(jī)轉(zhuǎn)彎和地面運(yùn)動(dòng)。（5)減緩飛機(jī)滑跑時(shí)由于跑道不平導(dǎo)致的振動(dòng)。（6)為地面操縱(牽引、頂?shù)?提供附件。其它功能有：通過起落架測(cè)量飛機(jī)重量與重心，對(duì)飛機(jī)裝載量提供目測(cè)指示，通過折疊收放減低氣動(dòng)阻力，在起落架支柱上安裝著陸燈，為駕駛員提供收放信號(hào)，為艙門機(jī)構(gòu)提供連接凸耳等。南昌航空大學(xué)科技學(xué)院學(xué)士學(xué)位論文1總之，起落架的作用是在飛機(jī)著陸運(yùn)動(dòng)狀態(tài)時(shí)吸收著陸能量、減緩滑行振動(dòng)以便使乘員不感到不適。起落架減震系統(tǒng)可減少飛機(jī)著陸時(shí)和在跑道上滑行時(shí)機(jī)輪所承受的沖擊載荷和顛簸載荷。這個(gè)系統(tǒng)包括起落架的緩沖器和機(jī)輪輪胎。緩沖器可以是油液的、氣體的、橡皮的或彈簧的?，F(xiàn)在廣泛采用的緩沖器是油氣式的，因?yàn)樗鼙ＷC沖擊能充分的變換成熱能，而且還具有結(jié)構(gòu)緊湊和使用可靠的特點(diǎn)。1.2 飛機(jī)起落架的布置形式起落架的布置形式是指飛機(jī)起落架支柱(支點(diǎn))的數(shù)目和其相對(duì)于飛機(jī)重心的布置特點(diǎn)。目前，飛機(jī)上通常采用四種起落架形式：圖 1.1 后三點(diǎn)式起落架后三點(diǎn)式起落架：這種起落架有一個(gè)尾支柱和兩個(gè)主起落架。并且飛機(jī)的重心在主起落架之后。后三點(diǎn)式起落架多用于低速飛機(jī)上，因此在四十年代中葉以前曾得到廣泛的應(yīng)用。目前這種形式的起落架主要應(yīng)用于裝有活塞式發(fā)動(dòng)機(jī)的輕型、超輕型低速飛機(jī)上。優(yōu)點(diǎn)： ①在飛機(jī)上易于裝置尾輪。與前輪相比，尾輪結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單，尺寸、質(zhì)量都較小。②正常著陸時(shí)，三個(gè)機(jī)輪同時(shí)觸地，這就意味著飛機(jī)在飄落(著陸過程的第四階段)時(shí)的姿態(tài)與地面滑跑、停機(jī)時(shí)的姿態(tài)相同。也就是說，地面滑跑時(shí)具有較大的迎角，因此，可以利用較大的飛機(jī)阻力來進(jìn)行減速，從而可以減小著陸時(shí)和滑跑距離。因此，早期的飛機(jī)大部分都是后三點(diǎn)式起落架布置形式。缺點(diǎn)：①大速度滑跑時(shí)，遇到前方撞擊或強(qiáng)烈制動(dòng)，容易發(fā)生倒立現(xiàn)象(俗稱拿大頂)。因此為了防止倒立，后三點(diǎn)式起落架不允許強(qiáng)烈制動(dòng)，因而使著陸后的滑跑距離有所增加。南昌航空大學(xué)科技學(xué)院學(xué)士學(xué)位論文2②如著陸時(shí)的實(shí)際速度大于規(guī)定值，則容易發(fā)生“跳躍”現(xiàn)象。因?yàn)樵谶@種情況下，飛機(jī)接地時(shí)的實(shí)際迎角將小于規(guī)定值，使機(jī)尾抬起，只是主輪接地。接地瞬間，作用在主輪的撞擊力將產(chǎn)生抬頭力矩，使迎角增大，由于此時(shí)飛機(jī)的實(shí)際速度大于規(guī)定值，導(dǎo)致升力大于飛機(jī)重力而使飛機(jī)重新升起。以后由丁速度很快地減小而使飛機(jī)再次飄落。這種飛機(jī)不斷升起飄落的現(xiàn)象，就稱為“跳躍” 。如果飛機(jī)著陸時(shí)的實(shí)際速度遠(yuǎn)大于規(guī)定值，則跳躍高度可能很高，飛機(jī)從該高度下落，就有可能使飛機(jī)損壞。③在起飛、降落滑跑時(shí)是不穩(wěn)定的。如過在滑跑過程中，某些干擾(側(cè)風(fēng)或由于路面不平，使兩邊機(jī)輪的阻力不相等)使飛機(jī)相對(duì)其軸線轉(zhuǎn)過一定角度，這時(shí)在支柱上形成的摩擦力將產(chǎn)生相對(duì)于飛機(jī)質(zhì)心的力矩，它使飛機(jī)轉(zhuǎn)向更大的角度。④在停機(jī)、起、落滑跑時(shí)，前機(jī)身仰起，因而向下的視界不佳?；谝陨先秉c(diǎn)，后三點(diǎn)式起落架的主導(dǎo)地位便逐漸被前三點(diǎn)式起落架所替代，目前只有一小部分小型和低速飛機(jī)仍然采用后三點(diǎn)式起落架。圖 1.2 前三點(diǎn)式起落架前三點(diǎn)式起落架：這種起落架有一個(gè)前支柱和兩個(gè)主起落架。并且飛機(jī)的重心在主起落架之前。前三點(diǎn)式起落架是目前大多數(shù)飛機(jī)所采用的起落架布置形式，與后三點(diǎn)式起落架相比較，前三點(diǎn)式起落架更加適合與高速飛機(jī)的起飛降落。優(yōu)點(diǎn)：①著陸簡(jiǎn)單，安全可靠。若著陸時(shí)的實(shí)際速度大于規(guī)定值，則在主輪接地時(shí)，作用在主輪的撞擊力使迎角急劇減小，因而不可能產(chǎn)生象后前三點(diǎn)式起落架那樣的“跳躍”現(xiàn)象。②具有良好的方向穩(wěn)定性，側(cè)風(fēng)著陸時(shí)較安全。地面滑行時(shí)，操縱轉(zhuǎn)彎較靈活。③無倒立危險(xiǎn)，因而允許強(qiáng)烈制動(dòng)，因此，可以減小著陸后的滑跑距離。④因在停機(jī)、起、落滑跑時(shí)，飛機(jī)機(jī)身處于水平或接近水平的狀態(tài)，因而向下的視南昌航空大學(xué)科技學(xué)院學(xué)士學(xué)位論文3界較好，同時(shí)噴氣式飛機(jī)上的發(fā)動(dòng)機(jī)排出的燃?xì)獠粫?huì)直接噴向跑道，因而對(duì)跑道的影響較小。缺點(diǎn)：①前起落架的安排較困難，尤其是對(duì)單發(fā)動(dòng)機(jī)的飛機(jī)，機(jī)身前部剩余的空間很小。②前起落架承受的載荷大、尺寸大、構(gòu)造復(fù)雜，因而質(zhì)量大。③著陸滑跑時(shí)處于小迎角狀態(tài)，因而不能充分利用空氣阻力進(jìn)行制動(dòng)。在不平坦的跑道上滑行時(shí)，超越障礙(溝渠、土堆等)的能力也比較差。④前輪會(huì)產(chǎn)生擺振現(xiàn)象，因此需要有防止擺震的設(shè)備和措施，這又增加了前輪的復(fù)雜程度和重量。盡管如此，由于現(xiàn)代飛機(jī)的著陸速度較大，并且保證著陸時(shí)的安全成為考慮確定起落架形式的首要決定因素，而前三點(diǎn)式在這方面與后三點(diǎn)式相比有著明顯的優(yōu)勢(shì)，因而得到最廣泛的應(yīng)用。圖 1.3 自行車式起落架自行車式起落架：這種起落架除了在飛機(jī)重心前后各有一個(gè)主起落架外，還具有翼下支柱，即在飛機(jī)的左、右機(jī)翼下各有一個(gè)輔助輪。優(yōu)點(diǎn)：①解決了部分飛機(jī)主起落架的收放問題②無論是前三點(diǎn)式起落架還是后三點(diǎn)式起落架，其主輪都是布置在機(jī)翼下方，因此飛行時(shí)都將主輪收入機(jī)翼內(nèi)。但有一些飛機(jī)的機(jī)翼非常薄，或者是布置了其它結(jié)構(gòu)設(shè)備，因此難于將主起落架收入機(jī)翼內(nèi)，這種飛機(jī)（特別是采用上單翼的轟炸機(jī)）往往采用自行車式起落架，如美國的“同溫層堡壘”B-52 等。由于自行車式起落架的兩個(gè)主輪都在機(jī)身軸線上，飛行時(shí)直接收入機(jī)身內(nèi)，而只在左右機(jī)翼下各裝一個(gè)較小的輔助輪。缺點(diǎn)：①前起落架承受的載荷較大，而使尺寸、質(zhì)量增大。②起飛滑跑時(shí)不易離地而使起飛滑跑距離增大。為使飛機(jī)達(dá)到起飛迎角，需要依靠南昌航空大學(xué)科技學(xué)院學(xué)士學(xué)位論文4專門措施，例如在起飛滑跑時(shí)伸長前起落架支柱長度或縮短后起落架支柱長度。③不能采用主輪剎車的方法，而必須采用轉(zhuǎn)向操縱機(jī)構(gòu)實(shí)現(xiàn)地面轉(zhuǎn)彎等。由于以上的不利因素，除非是不得以，一般不采用自行車起落架。目前僅有少數(shù)飛機(jī)采用這種起落架布局形式，如美國的“海鷂”AV-8 垂直起降戰(zhàn)斗機(jī)等。多支柱式起落架圖 1.4 多支柱式起落架多支柱式起落架：這種起落架的布置形式與前三點(diǎn)式起落架類似，飛機(jī)的重心在主起落架之前，但其有多個(gè)主起落架支柱，一般用于大型飛機(jī)上。如波音 747 客機(jī)、C-5A(軍用運(yùn)輸機(jī)（起飛質(zhì)量均在 350 噸以上)以及蘇聯(lián)的伊爾 86 旅客機(jī)(起飛質(zhì)量 206 噸)。顯然，采用多支柱、多機(jī)輪可以減小起落架對(duì)跑道的壓力，增加起飛著陸的安全性。在這四種布置形式中，前三種是最基本的起落架形式，多支柱式可以看作是前三點(diǎn)式的改進(jìn)形式。目前，在現(xiàn)代飛機(jī)中應(yīng)用最為廣泛的起落架布置形式就是前三點(diǎn)式。1.3 國內(nèi)外研究現(xiàn)狀起落架的收放機(jī)構(gòu)運(yùn)動(dòng)復(fù)雜，起落架的收放，上、下位鎖開鎖和上鎖，艙門的打開和關(guān)閉等均要正確匹配和協(xié)調(diào)，否則將會(huì)發(fā)生飛行事故。我國開展了與起落架現(xiàn)代設(shè)計(jì)技術(shù)密切相關(guān)的專題研究，并取得了一大批研究成果，其中有些達(dá)到世界先進(jìn)水平，如變油孔雙腔緩沖器設(shè)計(jì)技術(shù)，飛機(jī)前輪防擺技術(shù)，飛機(jī)地面運(yùn)動(dòng)動(dòng)力學(xué)分析技術(shù)，長壽命、高可靠性起落架設(shè)計(jì)及壽命評(píng)估技術(shù)，起落架結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計(jì)技術(shù)，起落架收放系統(tǒng)仿真分析技術(shù)，起落架主動(dòng)控制技術(shù)等，這些成果部分地應(yīng)用于型號(hào)研制中，并取得了一定效果。許多學(xué)者與研究生在理論方面也開展了一系列研究工作。 《起落架設(shè)計(jì)與評(píng)定技術(shù)指南》集中反應(yīng)了我南昌航空大學(xué)科技學(xué)院學(xué)士學(xué)位論文5國近年來在起落架現(xiàn)代設(shè)計(jì)理論與方法方面的進(jìn)展情況。但與國外相比，我國的大量研究成果是分散的，孤立的，沒有作為模型、算法或程序模塊集成于一套系統(tǒng)中，成為設(shè)計(jì)師的實(shí)用工具，更沒有在高水平的硬件與軟件平臺(tái)上形成一套先進(jìn)、實(shí)用、高效的起落架專業(yè) CAD/CAE 軟件系統(tǒng)，因而我國型號(hào)研制基本上仍是完全采用傳統(tǒng)模式，費(fèi)時(shí)、費(fèi)力、耗資。國內(nèi)起落架的研究軟件主要有南京航空航天大學(xué)和西北工業(yè)大學(xué)共同開發(fā)的起落架設(shè)計(jì)分析軟件系統(tǒng) LCAE，功能比較強(qiáng)大，能進(jìn)行結(jié)構(gòu)布局設(shè)計(jì)、起落架機(jī)構(gòu)運(yùn)動(dòng)分析或應(yīng)力分析、有限元總體應(yīng)力分析、變形及載荷分析、緩沖性能分析、損傷絨線分析、及破壞危險(xiǎn)性分析。可以實(shí)現(xiàn)圖形及文本的前處理功能、后處理功能、分析程序的過程處理功能。另外還有南京理工大學(xué)和沈陽飛機(jī)研究所的起落架設(shè)計(jì)專家系統(tǒng) ALGDES[5]，它能進(jìn)行結(jié)構(gòu)布局設(shè)計(jì)和強(qiáng)度分析、系統(tǒng)空間位置造型仿真機(jī)干涉分析，它建立了起落架設(shè)計(jì)的知識(shí)表示形式和組織形式，即專家系統(tǒng)。北京航空航天大學(xué)和西北工業(yè)大學(xué)都做過起落架防滑剎車系統(tǒng)的機(jī)械裝置和仿真軟件。有人研究了飛機(jī)接地時(shí)所受到的加速度的計(jì)算方法，介紹了最大過載對(duì)飛行、起落架和氣動(dòng)力參數(shù)的敏感性。從國外文獻(xiàn)上來看，有的從動(dòng)能的角度研究了起落架擺振，還有的對(duì)在各種條件下的起落架性能進(jìn)行了仿真，主要是在載荷及變形方面給予仿真。在起落架行業(yè)，國外在大力開展起落架理論與專題研究的基礎(chǔ)上，發(fā)展和推廣應(yīng)用起落架現(xiàn)代設(shè)計(jì)技術(shù)。在與現(xiàn)代設(shè)計(jì)技術(shù)密切相關(guān)的起落架專業(yè)理論研究方面，國外從六十年代開始，己做了大量專題研究工作。如 DAUTI 等公司從六、七十年代起對(duì)起落架結(jié)構(gòu)進(jìn)行了大量實(shí)驗(yàn)與理論研究，在此基礎(chǔ)上形成了一套行之有效的規(guī)范和方法。美國國家研究委員會(huì)(NRC)、朗利(Langly)研究所在七、八十代就已把有限元、模態(tài)分析技術(shù)、多體動(dòng)力學(xué)和主動(dòng)控制技術(shù)引入起落架問題研制中，提出了一系列新理論與分析方法。在可靠性方面，美、英、德等國的主要起落架生產(chǎn)廠商已分別擁有了自己的起落架可靠性設(shè)計(jì)體系，并應(yīng)用于產(chǎn)品研制、生產(chǎn)中。這些起落架專題研究提供的先進(jìn)理論成果，為國外起落架現(xiàn)代設(shè)計(jì)技術(shù)的開發(fā)與應(yīng)用提供了專業(yè)理論支撐。在綜合運(yùn)用起落架先進(jìn)理論研究成果與一般現(xiàn)代設(shè)計(jì)技術(shù)研究成果的基礎(chǔ)上，國外早己開發(fā)出了一整套成熟的起落架現(xiàn)代設(shè)計(jì)技術(shù)及相應(yīng)的起落架專業(yè) CAD/CAE 一體化軟件工具，并已推廣應(yīng)用于起落架產(chǎn)品研制中，取得巨大效益。德國航空宇航研究院在研制起落架中就開發(fā)與運(yùn)用了起落架動(dòng)態(tài)仿真與優(yōu)化CAD/CAE 集成軟件系統(tǒng) SIMPACK。在研制的初步階段，根據(jù)起落架的設(shè)計(jì)要求，由起南昌航空大學(xué)科技學(xué)院學(xué)士學(xué)位論文6落架的模型庫滑跑、剎車、牽引、轉(zhuǎn)彎等方面的動(dòng)態(tài)力學(xué)數(shù)學(xué)模型，用計(jì)算機(jī)精確地模擬起落架的上述性能(以往都是大量的試驗(yàn)來確定研制中的起落架的性能)，然后再對(duì)一些主要部件進(jìn)行最優(yōu)設(shè)計(jì)。由于開發(fā)與應(yīng)用了起落架現(xiàn)代設(shè)計(jì)技術(shù)，研制樣品的費(fèi)用與周期大為降低。意大利 DAUTI 公司 70 年代就已建立了起落架 CAD/CAE系統(tǒng)，并應(yīng)用于各種起落架產(chǎn)品研制中。從檢索到的文獻(xiàn)來看，在起落架仿真方面的研究主要都是集中在某一個(gè)機(jī)構(gòu)或部件上的。比如緩沖器的緩沖性能分析、滑落擺振分析、防滑剎車的研究，但是在起落架一體化的運(yùn)動(dòng)特性仿真研究中，各個(gè)分布質(zhì)量所受到的力、速度、加速度的大小等等動(dòng)力學(xué)特性仿真研究卻涉及的很少，而這些也是起落架整體特性的關(guān)鍵。有的雖然在起落架一體化仿真方面做過研究，但都僅限于結(jié)構(gòu)布局設(shè)計(jì)，機(jī)構(gòu)運(yùn)動(dòng)分析。1.4 本文研究的主要內(nèi)容本文的研究目的是通過現(xiàn)代 CAD/CAE 技術(shù)，建立一個(gè)適用于大型飛機(jī)起落架收放運(yùn)動(dòng)的運(yùn)動(dòng)學(xué)與動(dòng)力學(xué)模型和虛擬樣機(jī)；并利用 LMS 仿真軟件對(duì)其進(jìn)行動(dòng)力學(xué)仿真分析。其主要內(nèi)容有:1.總結(jié)了起落架的各種結(jié)構(gòu)形式及收放方式，針對(duì) A320 飛機(jī)起落架的收放機(jī)構(gòu)進(jìn)行了功能原理和收放運(yùn)動(dòng)分析。2.飛機(jī)前起落架的整體約束和受力分析及起落架的計(jì)算情況。3.以虛擬樣機(jī)技術(shù)的相關(guān)理論和功能虛擬樣機(jī)的實(shí)現(xiàn)過程為基礎(chǔ)，運(yùn)用 LMS 軟件的 Motion 模塊對(duì)該飛機(jī)的起落架進(jìn)行了動(dòng)力學(xué)仿真。2.飛機(jī)起落架的分布及收放系統(tǒng)設(shè)計(jì)2.1 起落架的收放飛行速度大十 250km/h 時(shí)的飛機(jī)在飛行中起落架要收起，這樣可以大大降低飛機(jī)的迎風(fēng)阻力，改善氣動(dòng)性能以及飛行性能?？墒辗牌鹇浼鼙M管增加了重量，使飛機(jī)的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)和使用復(fù)雜化了，但提高了飛行時(shí)的總效率。起落架的收放運(yùn)動(dòng)方式和起落架本身及其收放結(jié)構(gòu)越簡(jiǎn)單，機(jī)翼、機(jī)身和起落架艙的承力型式也越簡(jiǎn)單，起落架要求的收放空間就越小，收放起落架就能得到更多的效益。2.1.1 主起落架的收放方式當(dāng)主起落架固定在機(jī)翼上時(shí)，它可以沿展向或弦向收放。南昌航空大學(xué)科技學(xué)院學(xué)士學(xué)位論文7沿展向收起有以下幾種方式：(1)機(jī)輪往機(jī)身方向運(yùn)動(dòng)，這種方式常用于機(jī)翼根部結(jié)構(gòu)高度可以容納機(jī)輪的情況。(2)機(jī)輪遠(yuǎn)離機(jī)身方向運(yùn)動(dòng)，這種方式適合小機(jī)輪起落架。當(dāng)處于收上位置時(shí)，質(zhì)量外移，使飛機(jī)的機(jī)動(dòng)性能變壞。這種方式的收放機(jī)構(gòu)也比其他方式要復(fù)雜，因此較少使用。(3)機(jī)輪往機(jī)身方向運(yùn)動(dòng)并將機(jī)輪收入機(jī)身中，這種方式多用于下單翼飛機(jī)，更適合于帶小車式的主起落架的收放。(4)機(jī)輪往機(jī)身方向運(yùn)動(dòng)，將機(jī)輪收入機(jī)身中并使機(jī)輪轉(zhuǎn)向，這種方式用在高速薄機(jī)翼飛機(jī)上，因?yàn)闄C(jī)輪放不進(jìn)機(jī)翼中。由于帶了機(jī)輪轉(zhuǎn)向機(jī)構(gòu)，其結(jié)構(gòu)較為復(fù)雜。沿弦向方向收起方式有兩種:機(jī)輪向后運(yùn)動(dòng)和機(jī)輪向前運(yùn)動(dòng)。2.1.2 前后起落架的收放方式前、后起落架支柱通過機(jī)輪的向前和向后運(yùn)動(dòng)收入機(jī)身中，后支柱經(jīng)常向后運(yùn)動(dòng)收入機(jī)身尾部整流罩中。在選擇前起落架支柱收放方向時(shí)除了要考慮總體布局外，還必須考慮盡量減小飛機(jī)重心位置改變的要求。2.2 A320 飛機(jī)起落架分析2.2.1 A320 飛機(jī)起落架的概述空客 A320 起落架，該起落架為常規(guī)前三點(diǎn)可收放式，由一個(gè)前起落架和兩個(gè)主起落架組成。起落架可起降 60000 次。生命周期的耐久性設(shè)計(jì)參照于 FAR 和 JAR(不考慮損傷容限)，主起落架的檢修相隔時(shí)間是 20000 次著陸或者 10 年。起落架的操控由傳感器和兩套獨(dú)立的起落架控制單元電腦(LGCIU)電傳操縱。前起落架裝有油液氮?dú)馐骄彌_支柱和一對(duì)機(jī)輪。機(jī)輪為雙輪連鎖形式。為了改善飛機(jī)滑行時(shí)的靈活性，前起落架機(jī)輪是可操縱的。當(dāng)起落架離開地面時(shí)，機(jī)輪在糾偏機(jī)構(gòu)的作用下回到中立位置。每個(gè)主起落架裝有油液氮?dú)馐骄彌_支柱和一對(duì)機(jī)輪，其中每個(gè)機(jī)輪有一個(gè)液壓剎車裝置。前、主起落架的正常收放用液壓系統(tǒng)進(jìn)行，在飛行中均收到機(jī)身內(nèi)。如圖 2-1。南昌航空大學(xué)科技學(xué)院學(xué)士學(xué)位論文8圖 2-1 A320 飛機(jī)起落架總體布局外形空客 A320 飛機(jī)飛機(jī)起落架具有如下特點(diǎn)：（1）常規(guī)前三點(diǎn)式起落架，直接作用式油氣緩沖器。（2）主起落架側(cè)向收起，前起落架前向收起。（3）兩套起落架交互式控制單元（LGCIU）的電傳操縱。（4）具有自由放下／液壓驅(qū)動(dòng)應(yīng)急彈下兩種模式。（5）對(duì)起落架的回收釋放進(jìn)行交互式使用。（6）一套 LGCIU 系統(tǒng)失靈，另一套系統(tǒng)可切換控制。（7）在速度高于 260 節(jié)時(shí)通過液壓來自動(dòng)使起落架降壓以防止變速桿卡在中性位置。（8）利用新型探測(cè)器來代替微型開關(guān)來進(jìn)行位置傳感。左右輪距：7.59m，如圖 2-2。圖 2-2 主起落架左右輪距前后輪距：11.04m，如圖 2-3。南昌航空大學(xué)科技學(xué)院學(xué)士學(xué)位論文9圖 2-3 A320 飛機(jī)前后輪距A320 飛機(jī)起落架系統(tǒng)包括：(1)兩個(gè)主起落架和它們相應(yīng)的艙門。(2)一個(gè)前起落架和它相應(yīng)的艙門。(3)兩個(gè)與起落架和它們的艙門相對(duì)應(yīng)的收放系統(tǒng)。(4)起落架機(jī)輪和它們相應(yīng)的剎車系統(tǒng)。(5)一個(gè)前起落架轉(zhuǎn)向系統(tǒng)。(6)一個(gè)指示和警告系統(tǒng)。飛機(jī)在地面上時(shí)由起落架支撐，由減震器吸收飛機(jī)的著陸和滑行相關(guān)載荷。在飛行過程中，起落架收入飛機(jī)腹部的起落架艙內(nèi)。當(dāng)起落架放下或者收入的時(shí)候其相關(guān)的艙門會(huì)關(guān)上以便使飛機(jī)保持較好的氣動(dòng)外形。A.主起落架和艙門主起落架的主作動(dòng)筒由高強(qiáng)度鋼(300M)鍛造而成，側(cè)撐桿和連桿鎖的材質(zhì)是輕鋁(7010)，輪軸直接與拉桿相連，整體材料為 300M，作防腐蝕處理。由兩部分組成的側(cè)撐桿使主起落架保持在放下的位置。連桿鎖使側(cè)撐桿穩(wěn)定在下位鎖的位置。每個(gè)主起落架包含一個(gè)裝有減震器的主起落架支柱支柱內(nèi)裝有油氣式減震器，采用雙缸獨(dú)立活塞，兩個(gè)動(dòng)態(tài)密封器(一個(gè)備用)安裝在主作動(dòng)筒下方,緩沖液用的是MIL-H5606-B(空氣 3520)。一個(gè)緩沖器安裝在扭矩桿中間，以減緩與吸收橫向振動(dòng)。起落架收入起落架艙內(nèi)的可用空間。三個(gè)艙門關(guān)閉各自的主起落架艙空間（圖 2-4） 。包括：(1)一個(gè)液壓操縱的主門。(2)一個(gè)機(jī)械操縱的鉸接門。(3)一個(gè)主起落架支柱上的整流罩。南昌航空大學(xué)科技學(xué)院學(xué)士學(xué)位論文10圖 2-4 主起落架及艙門B.前起落架和艙門前起落架主作動(dòng)筒和側(cè)支柱上部的材質(zhì)是輕鋁(7010)，側(cè)支柱下部和減震器使用的是高強(qiáng)度鋼(300M)。輪軸直接與拉桿相連，整體材料為 300M，防腐蝕處理。側(cè)支柱和一個(gè)鎖支柱將起落架支柱固定在放下的位置。支柱內(nèi)裝有單腔油氣式減震器，沒有油氮分離活塞。減擺緩沖器由液壓?jiǎn)为?dú)驅(qū)動(dòng)，同時(shí)該液壓作動(dòng)器提供前輪轉(zhuǎn)向時(shí)的驅(qū)動(dòng)力，是起落架支柱內(nèi)液壓轉(zhuǎn)向機(jī)構(gòu)。前起落架向前收入機(jī)身的空間內(nèi)。四個(gè)艙門和一個(gè)整流罩封閉前起落架艙空間（圖 2-5） 。包括：(1)兩個(gè)液壓操縱的前門。(2)兩個(gè)機(jī)械操縱的后門。(3)一個(gè)固定在前起落架上的整流罩。圖 2-5 前起落架及艙門C.轉(zhuǎn)向系統(tǒng)南昌航空大學(xué)科技學(xué)院學(xué)士學(xué)位論文11轉(zhuǎn)向系統(tǒng)由剎車/轉(zhuǎn)彎控制組件控制。當(dāng)飛機(jī)在地面移動(dòng)時(shí)，通過轉(zhuǎn)向系統(tǒng)改變移動(dòng)方向。轉(zhuǎn)向系統(tǒng)使用液壓操縱改變前起落架機(jī)輪方向的轉(zhuǎn)向機(jī)構(gòu)。此外，A320 飛機(jī)起落架系統(tǒng)還包括收放系統(tǒng)、剎車機(jī)輪系統(tǒng)以及指示和報(bào)警系統(tǒng)。2.2.2 A320 飛機(jī)起落架的收放分析A.主起落架收放運(yùn)動(dòng)：在起飛過程中主起落架上的載荷逐漸減少。飛機(jī)起飛過程中，減震器會(huì)逐漸伸長，使得支柱軸向的長度增加。這使飛機(jī)在起飛過程中以大迎角滑行。當(dāng)起落架要向上收起的時(shí)候，液壓操縱門會(huì)打開，以便起落架收入起落架艙。下位鎖作動(dòng)筒將鎖支柱解鎖，主起落架作動(dòng)筒將主起落架收入起落架艙。在起落架收回過程中，剎車/轉(zhuǎn)向控制組件會(huì)自動(dòng)地進(jìn)行短時(shí)間的剎車,這樣可以阻止剎車機(jī)輪在收入起落架艙前的旋轉(zhuǎn)。在主起落架鎖入主起落架艙之后，液壓操縱門會(huì)關(guān)閉。當(dāng)起落架要放下的的時(shí)候，液壓操縱門會(huì)先打開。收回的作動(dòng)筒會(huì)伸展使起落架支柱放下伸出。側(cè)邊支柱和鎖支柱會(huì)移到正中位置上面使起落架在放下位置鎖住。在起落架放下之后門會(huì)關(guān)上。起落架放下之后減震器吸收著陸載荷。如圖 2-6 所示：圖 2-6 主起落架收放示意圖B.前起落架收放運(yùn)動(dòng)：當(dāng)起飛時(shí)前起落架機(jī)輪離開地面，減震器會(huì)伸長。支柱內(nèi)的凸輪會(huì)確保機(jī)輪在正中位置。當(dāng)減震器完全伸長，剎車/轉(zhuǎn)向控制組件會(huì)防止轉(zhuǎn)向機(jī)構(gòu)的轉(zhuǎn)向輸出。當(dāng)起落架要向上收起時(shí)，液壓操縱門會(huì)先打開。前起落架下位鎖作動(dòng)筒使鎖支柱解鎖。前起落架收回的時(shí)候阻力撐桿會(huì)折疊起來。當(dāng)起落架支柱收回的時(shí)候，支柱上的軸聯(lián)器會(huì)切斷轉(zhuǎn)向系統(tǒng)的液壓源。當(dāng)前起落架進(jìn)入起落架艙的時(shí)候，反旋制南昌航空大學(xué)科技學(xué)院學(xué)士學(xué)位論文12動(dòng)閥會(huì)阻止機(jī)輪的旋轉(zhuǎn)。在起落架在艙內(nèi)鎖住后，液壓操縱門會(huì)關(guān)上。如圖 2-7 所示：如圖 2-7 前起落架收放示意圖2.3 小結(jié)本章首先總結(jié)了起落架的各種結(jié)構(gòu)形式，分別概括了主起落架和前起落架的收放方式。然后具體介紹了 A320 飛機(jī)起落架的組成，并針對(duì) A320 飛機(jī)起落架的收放機(jī)構(gòu)進(jìn)行了功能原理和運(yùn)動(dòng)分析。3.起落架零件組的強(qiáng)度計(jì)算3.1 飛機(jī)前起落架的材料屬性前起落架減震支柱結(jié)構(gòu)為復(fù)雜的三維結(jié)構(gòu)（材料為 300M） ，其安全工作許用力為 947~1050MPa。材料的彈性模量為 210e3MPa，泊松比為 0.28。3.2 飛機(jī)前起落架的整體約束和受力分析任何實(shí)際的結(jié)構(gòu)都必須設(shè)置和支承于某一基礎(chǔ)或者其它結(jié)構(gòu)上，才能承受外載荷，正常和可靠地工作。相應(yīng)的有限元計(jì)算模型必須根據(jù)工程實(shí)際施加約束，才能保證計(jì)算順利進(jìn)行，并能使計(jì)算結(jié)果與實(shí)際情況吻合。在傳力過程中，約束部分將承受反力，同時(shí)也阻止結(jié)構(gòu)在約束方向的位移。南昌航空大學(xué)科技學(xué)院學(xué)士學(xué)位論文13根據(jù)圖 3.1 可以看出，前起落架結(jié)構(gòu)復(fù)雜，在實(shí)際工作中，地面載荷通過機(jī)輪輪胎傳遞給輪軸，輪軸再傳給內(nèi)筒，然后由內(nèi)筒將地面載荷傳遞到外筒上，內(nèi)、外筒之間的腔內(nèi)充滿高壓油氣，用來吸收地面沖擊能量，外部還有扭力臂相連。整個(gè)前起落架的減震支柱外筒是通過圓柱形撐桿與飛機(jī)機(jī)身相連的。因此，如何才能真實(shí)模擬實(shí)際約束和受載情況就十分重要了。3.1 前起落架結(jié)構(gòu)圖收放撐桿為二力桿，主要承受拉壓力的作用，不承受彎矩．由于收放撐桿不是我們要考慮的部位，只對(duì)其制作了簡(jiǎn)單的模型，采用圓柱結(jié)構(gòu)。但由于收放撐桿是與坐標(biāo)軸不平行的斜支撐，不能簡(jiǎn)單的用坐標(biāo)軸方向的約束替代，同時(shí)還要實(shí)現(xiàn)它是二力桿的功能，我們采用了等效桿單元來模擬。等效桿單元法即所謂的“代替桿法” 。它是在斜支座作用點(diǎn)處用一根與斜南昌航空大學(xué)科技學(xué)院學(xué)士學(xué)位論文14支座軸線重合的桿件來代替實(shí)際約束（圖 3.2） ，代替桿的截面面積與實(shí)際桿件截面面積相當(dāng)，代替桿的另一端用鉸支座約束。具有這樣橫截面面積的桿件，其軸向剛度與被代替的約束的軸向剛度相等，其產(chǎn)生的效果同斜支座是等效的。代替桿的軸力也就是斜支座的支反力，這樣處理的優(yōu)點(diǎn)是只需要增加幾個(gè)額外的桿件和節(jié)點(diǎn)，無需對(duì)程序等作任何的改變。3.3 起落架的計(jì)算情況圖 3.2 前起落架減震支柱受力簡(jiǎn)圖 圖 3.3 緩沖器壓縮量△h 示意圖前起落架的設(shè)計(jì)載荷有三種較危險(xiǎn)的工況。對(duì)于以懸掛點(diǎn) O 為原點(diǎn)的機(jī)南昌航空大學(xué)科技學(xué)院學(xué)士學(xué)位論文15身加載坐標(biāo)系 oxyz，載荷情況如表 1 所列。表 1 中， h 為緩沖器壓縮量（如圖 3.3 所示） ，δ 為輪胎壓縮量。坐標(biāo)系的選擇為建立與建模坐標(biāo)系不同的另一局部坐標(biāo)系作為模型的加載坐標(biāo)系，x 軸的正向沿順航向方向，y 軸垂直于地面，向上為正向。作用于機(jī)輪軸上的載荷與坐標(biāo)軸正向一致時(shí)，取正值，反之取負(fù)值。在這三種工況下，沒有 Z 向力作用，故地面載荷表 1 前起落架著陸載荷工況項(xiàng)目Px.max（N） Px.max（N） △h Δ(m)最大回彈載荷 40787 49439 0.048 0.036最大垂直載荷 -15449.5 61798.5 0.120 0.046最大起轉(zhuǎn)載荷 -34298.5 46349 0.048 0.0363.4 計(jì)算結(jié)果的分析與驗(yàn)證3.4.1 理論計(jì)算驗(yàn)證1 內(nèi)筒截面應(yīng)力計(jì)算圖 3.4 計(jì)算簡(jiǎn)圖 圖 3.5 內(nèi)筒截面示意圖南昌航空大學(xué)科技學(xué)院學(xué)士學(xué)位論文16以工況 1 為例，取內(nèi)筒筒身的若干個(gè)截面為觀察點(diǎn)，各截面中心在建模 坐標(biāo)系下的坐標(biāo)依次分別為：O1 （0，743.575，0） ，O2（0，812.717，0） ， O3 （0，828.252，0） ，O4（0，836.770，0） ，O5 （0，847.756，0） ，φ= 10 , O0（0，1215.5，62.02） 。 計(jì)算方程組：Py`=Pycos10?Pxsin10Px`=Pysin 10-Pxcos10M=60.02Py`-Px`△Y` (3.1.1)43max12dWDM????????????????其中，?Y 為加載點(diǎn) Y 向坐標(biāo)與各截面 Y 坐標(biāo)的差值， d=70mm,D=82mm。 工況 1：Py=49439N，Px=40787N對(duì)比結(jié)果:表 3.1 工況 1 內(nèi)筒應(yīng)力對(duì)比 截面 1 2 3 4 5理論計(jì)算 m σ（MPa） 788.22 672.43 642.17 625.8 604.71仿真計(jì)算σ（MPa） 778.03 670.33 631.85 621.42 604.54 2 外筒筒身截面應(yīng)力計(jì)算南昌航空大學(xué)科技學(xué)院學(xué)士學(xué)位論文17圖 3.6 外筒截面示意 圖 3.7 計(jì)算簡(jiǎn)圖 2工況 1：Py=49439N，Px=40787N工況 1 中，在建模坐標(biāo)系下，外筒截面 6、7 的圓心 O6（0，375，0）,O7（O，510，0） ，同樣地，φ = 10 。計(jì)算方程組：Py`=Pycos10?Pxsin10Px`=Pysin 10-Pxcos10M=60.02Py`-Px`△Y` (3.1.2)43max12dWDM????????????????結(jié)果對(duì)比：其中，△Y 為加載點(diǎn) Y 向坐標(biāo)與各截面 Y 坐標(biāo)的差值，d=98mm,D=110mm 工況 1：Py=49439N，Px=40787N表 3.2 工況 1 外筒應(yīng)力對(duì)比截面 6 7理論計(jì)算 794.15 658.03 南昌航空大學(xué)科技學(xué)院學(xué)士學(xué)位論文18max σ （MPa）仿真計(jì)算 σ （MPa） 790.26 651.89 3 斜撐桿的內(nèi)力計(jì)算整個(gè)前起落架減震支柱受載情況為：左右支臂處的約束反力，斜撐桿內(nèi)力和外載荷 Px，Py 其運(yùn)動(dòng)規(guī)律是繞加載坐標(biāo)系中的 X 軸轉(zhuǎn)動(dòng)，故對(duì) Z 軸取矩，列出力矩平衡方程：1234YXYPLFLP????? (3.1.3)式中，F(xiàn)x、Fy 為斜撐桿內(nèi)力 F 在 X、Y 方向的分力，L1,L2,L3,L4如圖 3.8，3.9 所示圖 3.8 Y-Z 面內(nèi)受力圖 圖 3.9 桿內(nèi)力 F 的分解南昌航空大學(xué)科技學(xué)院學(xué)士學(xué)位論文19圖 3.10 X-Y 面內(nèi)受力圖 圖 3.11 Lo 計(jì)算簡(jiǎn)圖在△0GH 中，a=cos10，b=shi10，L1=a×（L0-△h） (3.1.4)L0=L01+L02=505+758.5=1363.5mm (圖 3.8 所示) (3.1.5)△h 為緩沖器壓縮量，具體數(shù)值見表一在△OCF 和△CDE 中，c=shi7，CD=211.78mmL2=EF=CF-CE=L0×b-CD×c (3.1.6)L0=L01+556-△h=505+556-△h=1061-△h (3.1.7)在△OAB 中，A 為空間點(diǎn)，坐標(biāo)為（-75，-440，105）所以 L3=440mm,L4=75mm.圖 3.11 所示為斜撐桿內(nèi)力 F 在三維空間坐標(biāo)系中的分量形式，立方體中m=505mm,n=504mm,p=542mm22210545748,XYqmpmtnnFFtqt??????(3.1.8)（1）第一種工況為：Px=40487N,Py=49439N,△h 為 48mmL1=(1263.5-48)×cos10L2=(1061-48)×shi10-211.78×shi7L3=440，L4=75 帶入方程（3.1.3） Px×L1+Py×L2=Fx×L3+Py×L4 可得：40787×1215.5×cos10+49439×97.64=F×369.35，F(xiàn)=145254.12(N)方向余弦為：南昌航空大學(xué)科技學(xué)院學(xué)士學(xué)位論文20542cos0.7681.54cos0.6738ptmnyt???5241.1052.98842.97.6521.0389.548XYZqpF Nntqm????結(jié)合圖 3.12 所示的應(yīng)力分解圖可得：Fx=105250.98(N)Fy=102970(N)Fz=20389.95(N)計(jì)算機(jī)仿真得到的斜撐桿內(nèi)力結(jié)果為：圖 3.12 工況 1 桿內(nèi)力 F 分解圖計(jì)算機(jī)仿真得到的斜撐桿內(nèi)力結(jié)果為： Fy=102970(N)Fz=-21579(N)合力大小: 南昌航空大學(xué)科技學(xué)院學(xué)士學(xué)位論文2122`1508.XYZFFN???方向余弦為: 222222cos .726131590.487cos .633XYZzYXZF??????誤差分析：`10%5F?????此時(shí)由有限元仿真分析所得的斜撐桿內(nèi)力大小為 153008.8N，而根據(jù)受力分析進(jìn)行理論計(jì)算所得內(nèi)力結(jié)果為 145254.12N，兩者的誤差為 5%，三個(gè)分力的大小和方向也基本吻合，說明仿真分析和理論計(jì)算得出的結(jié)果在大小和方向上均符合，驗(yàn)證了仿真分析結(jié)果的正確性。第二種工況為：Px=-15449.5N,Py=61798.5N,△h 為 120mmL1=(1263.5-120)×cos10，L2=(1061-120)×shi10-211.78×shi7，L3=440mm,L4=75mm，帶入方程（3.1.3） 1234XYXYPLFLP?????，可得：-15449.5×1143.5×cos10+61798.5×137.6=F×369.35,F=-24081.32(N)，因此 F 的分解圖如圖 3.13 所示圖 3.13 工況 2 桿內(nèi)力 F 分解圖52424081.3179.37.6.52024081.338.47XYZqpF Ntntqm????南昌航空大學(xué)科技學(xué)院學(xué)士學(xué)位論文22計(jì)算機(jī)仿真得到斜撐桿內(nèi)力結(jié)果為：Fx=-17761(N),SFy=-16570N,Fz=3431.8N合力大小 22`4531.XYZFFN???方向余弦為： 22222276cos=0.24318.45670cos=.XYZXYZF?????誤差分析：`1%.8F?????????(3)第三種工況為：Px=-34298.5N,Py=49349N,△h 為 48mm，L1=(1263.5-120)×cos10，L2=(1061-120)×shi10-211.78×shi7，L3=440mm,L4=75mm，帶入方程（3.1.3） 1234XYXYPLFLP?????，可得：-34298.5×1215.5×cos10+46349×97.64=F×369.35F=-98903.38（N） 549803.7165.28.0.7529803.138.54XYZqpF Ntnqmt????結(jié)合圖 3.14 所示的該工況下的內(nèi)力 F 的示意圖可得：Fx=-71665.28(N)Fy=-66640.78(N)Fz=13883.5(N)計(jì)算機(jī)仿真得到斜撐桿內(nèi)力結(jié)果為：Fx=-67518(N),南昌航空大學(xué)科技學(xué)院學(xué)士學(xué)位論文23Fy=-62990N,Fz=13045N合力大小:22`XYZFF??圖 3.14 工況 3 桿內(nèi)力 F 的分解示意圖方向余弦： 2222227165.8cos 0.793.4960.78cos .1593XYZXYZFF?????????誤差分析：`1%???????三種工況下根據(jù)受力分析進(jìn)行理論計(jì)算所得的斜撐桿內(nèi)力和計(jì)算機(jī)仿真分析所得斜撐桿內(nèi)力結(jié)果基本相同，誤差較小，說明模型所作的簡(jiǎn)化和用等效桿單元法代替實(shí)際約束是可行的。4.運(yùn)動(dòng)模擬4.1 A320 起落架運(yùn)動(dòng)學(xué)仿真 4.1.1 LMS Virtual.lab 簡(jiǎn)介LMS Virtual.Lab 是世界上第一個(gè)功能品質(zhì)工程集成解決方案，用于振動(dòng)、噪聲、平順性與操縱穩(wěn)定性、舒適性、安全性、碰撞、耐久性以及其它關(guān)鍵屬性的分析[17]。是 LMS 公司推出的全球第一個(gè)集結(jié)構(gòu)完整性、振動(dòng)噪聲、耐久性、多體動(dòng)力學(xué)、優(yōu)化為一體的多功能品質(zhì)仿真平臺(tái)，真正實(shí)現(xiàn)了多屬性仿真設(shè)計(jì)的流程化、一體化。包括所有關(guān)健過程步驟及所需的技術(shù)，可以早在實(shí)物樣機(jī)出現(xiàn)之前對(duì)每個(gè)關(guān)健屬性進(jìn)行從始至終的評(píng)價(jià)。同時(shí) LMS Virutal.Lab 作為一個(gè)開放的平臺(tái)，可以與 CAD 模型無縫連接，如 CATIA,I-DEAS、UniGraphics、 ProENGINEER，消除了南昌航空大學(xué)科技學(xué)院學(xué)士學(xué)位論文24CAD，CAE 和試驗(yàn)數(shù)據(jù)的轉(zhuǎn)換瓶頸，為多學(xué)科設(shè)計(jì)分析團(tuán)隊(duì)提供一切所需的工具，從而更快地為市場(chǎng)提供更好的產(chǎn)品，同時(shí)具備設(shè)計(jì)流程自動(dòng)捕捉和管理功能，并完全實(shí)現(xiàn)參數(shù)驅(qū)動(dòng)。它能成倍提高增值設(shè)計(jì)時(shí)間（Value-Added Time） ，并且將總體開發(fā)周期縮短 30－50％，大大提升了設(shè)計(jì)效率。本課題所用的 LMS virtual.lab，主要模塊如表 4.1 所示：表 4.1 LMS virtual.lab 功能模塊序號(hào) 模塊名稱 序號(hào) 模塊名稱1 Motion 多體動(dòng)力學(xué) 2 Acoustics 聲學(xué)3 NVH 振動(dòng)噪聲分析 4 Durability 耐久性分析5 Correlation 相關(guān)性分析 6 Structures 結(jié)構(gòu)分析7 Optimization 優(yōu)化在本文中，起落架運(yùn)動(dòng)分析是在 LMS virtual.lab Motion 多體動(dòng)力學(xué)模塊中實(shí)現(xiàn)的。下面簡(jiǎn)單介紹 Motion 模塊:LMS Virtual.Lab Motion 基于 LMS Virtual.Lab 這一全球第一個(gè)多學(xué)科功能品質(zhì)工程平臺(tái)，很好地解決了以上現(xiàn)今多體仿真中所遇到的疑難。其優(yōu)異的性能、廣泛深入的行業(yè)解決方案、開放的平臺(tái)，不斷對(duì)最新技術(shù)的拓展，使其成為新一代多體動(dòng)力學(xué)軟件的代表。LMS Virtual.Lab Motion 是專門為模擬機(jī)械系統(tǒng)的真實(shí)運(yùn)動(dòng)和載荷而設(shè)計(jì)的。它提供了有效的方法可以快速創(chuàng)建和改進(jìn)多體模型，有效地重復(fù)使用 CAD 和有限元模型，并能快速反復(fù)模擬評(píng)價(jià)多種設(shè)計(jì)選擇的性能。工程師可以在早期的開發(fā)階段利用靈活可調(diào)的模型進(jìn)行概念上的運(yùn)動(dòng)學(xué)研究。并在后續(xù)階段中結(jié)合試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行更具體的評(píng)估。LMS Virtual.Lab Motion 多體動(dòng)力學(xué)作為先進(jìn)的 MBS 解決方案，結(jié)合了具有自動(dòng)化程序的集成仿真環(huán)境和廣泛的應(yīng)用領(lǐng)域，包括：·LMS Virtual.Lab Standard Motion 標(biāo)準(zhǔn)動(dòng)力學(xué)南昌航空大學(xué)科技學(xué)院學(xué)士學(xué)位論文25·LMS Virtual.Lab Powertrain Motion 動(dòng)力總成動(dòng)力學(xué)·LMS Virtual.Lab Suspension Motion 懸架動(dòng)力學(xué)·LMS Virtual.Lab Full Vehicle Motion 整車動(dòng)力學(xué)·LMS Virtual.Lab Gear Motion 齒輪動(dòng)力學(xué)·LMS Virtual.Lab Track Motion 履帶動(dòng)力學(xué)LMS Virtual.Lab Motion 多體動(dòng)力學(xué)能夠讓設(shè)計(jì)師和工程師真實(shí)地仿真整車設(shè)計(jì)中駕駛的平順性及操縱的穩(wěn)定性，新型挖掘機(jī)的運(yùn)轉(zhuǎn)，或者機(jī)械開關(guān)的可靠性等。此外，仿真結(jié)果還可以用于后續(xù)的與耐久性或者噪聲振動(dòng)分析相關(guān)的研究，例如高精度求解器預(yù)測(cè)的覆蓋整個(gè)頻率范圍的動(dòng)態(tài)內(nèi)部載荷。4.2 A320 起落架多體運(yùn)動(dòng)學(xué)仿真下面介紹如何運(yùn)用 LMS 軟件的 Motion 模塊的來模擬起落架收放系統(tǒng)的運(yùn)動(dòng)。圖 4-1 為 LMS Motion 模塊啟動(dòng)后界面圖。LMS 與 CATIA V5 R18 無縫集成，整個(gè)界面分兩部分，上面的 Links Manager 部分,連接著 CATIA 模塊部分，激活此模塊，可以進(jìn)行 CATIA 里面的一切操作，如零件設(shè)計(jì)、草圖編輯，裝配等。下面的Analysis Model 是 LMS 的模塊部分，切換到此模塊可以進(jìn)行運(yùn)動(dòng)學(xué)仿真的一切操作，如添加運(yùn)動(dòng)副，加載驅(qū)動(dòng)，生成曲線等。南昌航空大學(xué)科技學(xué)院學(xué)士學(xué)位論文26圖 4-1 LMS Motion 模塊界面圖在 LMS 的 Motion 模塊中按照 導(dǎo)入模型/裝配體→定義體→添加運(yùn)動(dòng)副→添加驅(qū)動(dòng)→求解→結(jié)果仿真的步驟來模擬起落架收放系統(tǒng)的運(yùn)動(dòng)。4.2.1.A320 前起落架運(yùn)動(dòng)仿真首先導(dǎo)入已經(jīng)建好的起落架零部件模型。不要一次性全部導(dǎo)入，否則可能由于零部件過多造成整個(gè)界面的混亂。將插入的零部件再定義成 Motion 里面的體。定義體的時(shí)候最好最好按由上自下的方法插入部件，部件最好是跟前面插入的部件存在裝配關(guān)系，這樣可以邊插入邊裝配，避免所有部件插入之后再裝配造成的混亂。這里并不在 CATIA 模塊進(jìn)行裝配，因?yàn)樵?CATIA 模塊裝配的話可能造成約束關(guān)系重復(fù)，收放運(yùn)動(dòng)時(shí)應(yīng)具備的自由度可能就被約束住了。這些約束在裝配時(shí)可以隨意調(diào)整各個(gè)零件在裝配件中的位置，使裝配圖能夠充分反映各個(gè)零件的位置和作用。但在運(yùn)動(dòng)模擬時(shí)，這些“多余”的約束則會(huì)影響起落架收放系統(tǒng)運(yùn)動(dòng)過程的模擬，使得模擬過程出錯(cuò)。由于裝配過程中的約束凌亂而繁多，所以這里選擇在創(chuàng)建運(yùn)動(dòng)副時(shí)再重新生成約束，而不進(jìn)行單獨(dú)的裝配。根據(jù) A320 前起落架收放系統(tǒng)的運(yùn)動(dòng)形式和各零件的之間的關(guān)系，定義合適的運(yùn)動(dòng)副，其中有旋轉(zhuǎn)副、圓柱副、固定副、平移副等 21 個(gè)運(yùn)動(dòng)副。所有的運(yùn)動(dòng)副都加好后，其自由度應(yīng)等于 2（DOF＝2） ，裝配過程中的各零件之間的約束也同時(shí)生成。約束加載完成后的界面如圖 4-2 所示。南昌航空大學(xué)科技學(xué)院學(xué)士學(xué)位論文27圖 4-2 前起體全部定義完成及約束加載完成后的界面由于添加運(yùn)動(dòng)副形成的約束關(guān)系不能完全反映各個(gè)零件的位置和約束約束。比如活塞桿和支柱之間是平移副的關(guān)系，但是僅添加平移副不能確定活塞桿頂端在支柱內(nèi)的位置，這時(shí)可以使用 CATIA 里面的操作按鈕 進(jìn)行平移、旋轉(zhuǎn)等操作來調(diào)整各個(gè)構(gòu)件的位置，為了精確控制某些構(gòu)件的精確的位置關(guān)系，還可以使用 CATIA 裝配約束里面的偏移、角度等約束進(jìn)行控制。完成了運(yùn)動(dòng)副的創(chuàng)建和起落架各構(gòu)件位置確定工作后，定義驅(qū)動(dòng)使前起落架完成收放運(yùn)動(dòng)。由于前起在收起過程中，減震器會(huì)伸長，所以定義兩個(gè)驅(qū)動(dòng)：一是使起落架收放的液壓作動(dòng)筒的驅(qū)動(dòng)。因?yàn)槠鹇浼艿氖辗攀且粋€(gè)加速-恒速-減速的過程，為了真實(shí)地模擬起落架的收起的過程，這里選擇給液壓作動(dòng)筒施加一個(gè)作動(dòng)筒活塞桿沿軸向方向的 One-body Velocity Drive，F(xiàn)uction 選擇 New Spline Curve，Spline Curve 參數(shù)選擇如圖 4-3，采用線性（linear）插值，這樣使作動(dòng)筒活塞桿的運(yùn)動(dòng)同樣為一個(gè)加速-恒速-減速的過程，顯然要比添加作動(dòng)筒的平移副的恒速驅(qū)動(dòng)要合理。作動(dòng)筒活塞桿沿軸向方向速度曲線圖如圖 4-4，經(jīng)過線性插值后，0s 和 9.5s 時(shí)刻速度均為 0，達(dá)到設(shè)計(jì)要求。南昌航空大學(xué)科技學(xué)院學(xué)士學(xué)位論文28圖 4-3 前起作動(dòng)筒 Spline Curve Curve Data 設(shè)置圖 4-4 前起作動(dòng)筒活塞桿沿軸向方向速度曲線圖二是使減震器伸長的驅(qū)動(dòng)，前起減震器的整個(gè)行程為 0.43 米，起落架收起時(shí)伸展行程取為 0.14 米，驅(qū)動(dòng)添加類型取為 Two-Body Position Drive，可以對(duì)減震器的伸展行程進(jìn)行精確地控制，F(xiàn)uction 選擇 New Spline Curve，Spline Curve 參數(shù)選擇如圖 4-5。采用 CIBIC 三次插值，這樣減震器初始運(yùn)動(dòng)速度為 0，完全伸展后速度也為 0，較為合理。減震器活塞桿沿軸向位移曲線圖如圖 4-6，經(jīng)過線性插值后，0s 和 9 s 時(shí)刻速度均為 0，達(dá)到設(shè)計(jì)要求。圖 4-5 前起減震器 Spline Curve Curve Data 設(shè)置南昌航空大學(xué)科技學(xué)院學(xué)士學(xué)位論文29圖 4-6 前起作動(dòng)筒活塞桿沿軸向位移曲線圖驅(qū)動(dòng)定義好后，進(jìn)行求解，設(shè)置仿真時(shí)間（Ending Time）為 10s，Print Interval 為 0.05s，點(diǎn)擊 Compute Solution 按鈕進(jìn)行求解。沒有彈出 Error 錯(cuò)誤對(duì)話框則求解完畢，可以進(jìn)行結(jié)果仿真了。點(diǎn)擊Animate 按鈕，彈出仿真對(duì)話框。點(diǎn)擊 Parameters 按鈕，在采樣步長Sampling Step 填 0.05s，關(guān)閉 player parameters 設(shè)置對(duì)話框，點(diǎn)擊 Play Forward 按鈕。通過仿真我們可以看到前起向前收起，同時(shí)活塞桿沿主支柱軸向伸展運(yùn)動(dòng)。前起落架系統(tǒng)完全收上界面如圖 4-7 所示。圖 4-7 前起落架系統(tǒng)完全收上界面圖最后進(jìn)行仿真結(jié)果分析。LMS 里面可以顯示任何一個(gè)部件相對(duì)于笛卡爾坐標(biāo)系或者歐拉坐標(biāo)系的加速度、速度、角度、角速度、角加速度等各種運(yùn)動(dòng)學(xué)參數(shù)。圖4-8 為作動(dòng)筒活塞桿相對(duì)于全球坐標(biāo)系中相對(duì)于各坐標(biāo)軸和原點(diǎn)的速度。南昌航空大學(xué)科技學(xué)院學(xué)士學(xué)位論文30圖 4-8 前起作動(dòng)筒活塞桿相對(duì)于全球坐標(biāo)系的速度顯然，Y 軸方向是沒有速度的?；钊麠U在作動(dòng)筒軸向運(yùn)動(dòng)的時(shí)候還要繞著作動(dòng)筒與機(jī)身連接的軸做旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)，所以 X 軸方向是有速度的，如圖中長虛線所示。由于活塞桿繞軸旋轉(zhuǎn)地速度并不大，對(duì) Z 軸方向的速度影響不大，所以 Z 軸方向的速度曲線與之前給出的活塞桿沿軸向的速度曲線差別不大。從相對(duì)于原點(diǎn)的速度曲線可以看出，活塞桿 0-2.5 秒有一個(gè)速度從 0 到一個(gè)速度峰值的過程，運(yùn)動(dòng)結(jié)束前 7-9.5 秒有一個(gè)從一個(gè)速度峰值到速度降為 0 的過程，中間一段曲線較為平緩，速度變化很小。這是與我們?cè)O(shè)置的仿真參數(shù)是符合的，因?yàn)榧釉谧鲃?dòng)筒活塞桿上的速度驅(qū)動(dòng)是沿作動(dòng)筒軸向方向，且速度設(shè)置為 0- 加速-恒速-減速-0，故得到作動(dòng)筒活塞桿相對(duì)于全球坐標(biāo)的的速度曲線。還可以得到作動(dòng)筒活塞桿的加速度曲線，如圖 4-9，這與上面得到的速度曲線是相符合的。圖 4-9 前起作動(dòng)筒活塞桿的加速度曲線南昌航空大學(xué)科技學(xué)院學(xué)士學(xué)位論文314.2.2 A320 主起落架運(yùn)動(dòng)仿真導(dǎo)入模型、創(chuàng)建運(yùn)動(dòng)體步驟同前起落架。由于主起落架機(jī)構(gòu)和空間關(guān)系比較復(fù)雜，這里做運(yùn)動(dòng)學(xué)仿真的時(shí)候略去鎖撐桿和鎖作動(dòng)筒的機(jī)構(gòu)。共有 21 個(gè)運(yùn)動(dòng)副，所有運(yùn)動(dòng)副都加好后約束也同時(shí)生成，約束加載完成后的界面如圖 4-10 所示。圖 4-10 主起體全部體定義完成及約束加載完成后的界面完成了運(yùn)動(dòng)副的創(chuàng)建和起落架各構(gòu)件位置確定工作后，定義驅(qū)動(dòng)使前主落架完成收放運(yùn)動(dòng)。由于主起在收起過程中，減震器同樣會(huì)伸長，所以同樣定義兩個(gè)驅(qū)動(dòng)：一是使起落架收放的液壓作動(dòng)筒的驅(qū)動(dòng)。添加驅(qū)動(dòng)類型選擇 Two-Body Position Drive，F(xiàn)uction 選擇 New Spline Curve，Spline Curve 參數(shù)選擇如圖 4-11。采用 CIBIC 三次插值。圖 4-11 主起作動(dòng)筒 Spline Curve Curve Data 參數(shù)設(shè)置南昌航空大學(xué)科技學(xué)院學(xué)士學(xué)位論文32二是使減震器伸長的驅(qū)動(dòng)，主起減震器的整個(gè)行程為 0.47 米，起落架收起時(shí)伸展行程取為 0.12 米。所以驅(qū)動(dòng)添加類型同樣取為 Two-Body Position Drive，F(xiàn)uction 選擇 New Spline Curve，Spline Curve 參數(shù)選擇如圖 4-12。同樣采用 CIBIC 三次插值。圖 4-12 主起減震器 Spline Curve Curve Data 參數(shù)設(shè)置圖 4-13 為作動(dòng)筒和減震器沿軸向的位移曲線。實(shí)線代表作動(dòng)筒，虛線代表減震器?？梢钥吹剑跏己徒K了時(shí)刻切線斜率均為 0，即初始終了時(shí)刻速度均為 0，符合我們的設(shè)計(jì)要求。圖 4-13 主起作動(dòng)筒和減震器沿軸向的位移曲線主起落架的求解及結(jié)果仿真過程同前起落架。設(shè)置 Ending Time 為 10s，Print Interval 為 0.05s，主起落架系統(tǒng)完全收上界面如圖 4-14 所示。南昌航空大學(xué)科技學(xué)院學(xué)士學(xué)位論文33圖 4-14 主起落架系統(tǒng)完全收上界面圖最后針對(duì)主起落架的仿真結(jié)果進(jìn)行分析。主起落架作動(dòng)筒的分析方法與前起一樣，速度曲線圖如圖 4-15：圖 4-15 主起落架作動(dòng)筒活塞桿速度曲線顯然 X 軸方向速度為 0，由于活塞在沿軸向運(yùn)動(dòng)時(shí)要繞著作動(dòng)筒與機(jī)身的轉(zhuǎn)軸旋轉(zhuǎn)，故 Y 軸和 Z 州方向均有旋轉(zhuǎn)。由仿真動(dòng)畫可以看到，活塞桿先向斜上運(yùn)動(dòng)，再向斜下方向運(yùn)動(dòng)，所以 Z 軸方向速度曲線有一個(gè)有正到負(fù)的過程（圖 4-15 中虛線所示） 。圖 4-16 主起支柱角速度曲線南昌航空大學(xué)科技學(xué)院學(xué)士學(xué)位論文34圖 4-16 為主起支柱角速度曲線， ，顯然，僅有繞 X 軸方向（即轉(zhuǎn)軸方向）的角速度，速度變化由作動(dòng)筒速度決定。圖 4-17 主起支柱速度曲線圖 4-17 顯示了主起支柱繞 X 軸旋轉(zhuǎn)，在 Y 軸方向和 Z 軸方向的速度變化趨勢(shì)。4.3 小結(jié)本章結(jié)合多體動(dòng)力學(xué)基本理論，應(yīng)用 LMS 軟件，導(dǎo)入第三章建好的 A320 飛機(jī)起落架的數(shù)字樣機(jī)模型，分別對(duì)該飛機(jī)前起落架和主起落架進(jìn)行了運(yùn)動(dòng)學(xué)仿真，并針對(duì)仿真結(jié)果進(jìn)行了分析。參考文獻(xiàn)[1]、孫桓等主編。機(jī)械原理。高等教育出版社，2001[2]、孫靖民主編.機(jī)械優(yōu)化設(shè)計(jì).第三版.北京：機(jī)械工業(yè)出版社，2005[3]、方世杰，綦耀光主編.機(jī)械優(yōu)化設(shè)計(jì).北京：機(jī)械工業(yè)出版社，1997.2[4]、王昆等主編. 機(jī)械設(shè)計(jì)課程設(shè)計(jì)手冊(cè).北京：機(jī)械工業(yè)出版社，2004[5]、曹維慶等主編。機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)。機(jī)械工業(yè)出版社，2000南昌航空大學(xué)科技學(xué)院學(xué)士學(xué)位論文35[6]、馮遠(yuǎn)生主編。飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)。國防工業(yè)出版社，1985[7]、麗正能主編。飛機(jī)部件與系統(tǒng)設(shè)計(jì)。北京航空大學(xué)出版社，2003[8]、王志瑾主編。飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)。國防工業(yè)出版社，2007[9]、Shigley JE,Uicher JJ.Theory of machines and mechanisms.NewYork:McGaw-Hill Book Comepany,1980 致謝首先要感謝我的導(dǎo)師---許瑛，在她的關(guān)懷和熱心指導(dǎo)下，我順利的完成了畢業(yè)設(shè)計(jì)。她認(rèn)真負(fù)責(zé)的工作態(tài)度、嚴(yán)謹(jǐn)?shù)慕虒W(xué)作風(fēng)深深的感染了我，同時(shí)在設(shè)計(jì)的過程中給我提出了設(shè)計(jì)的不足和改進(jìn)辦法，使我認(rèn)識(shí)到了自己需要提高的地方，也是自己在從事專業(yè)方面有個(gè)更好的定位。南昌航空大學(xué)科技學(xué)院學(xué)士學(xué)位論文36其次，在設(shè)計(jì)的過程中，通過與同學(xué)的互相討論和鼓勵(lì)，使我對(duì)大學(xué)里所學(xué)的一些專業(yè)課程有了更進(jìn)一步的了解和鞏固，本次設(shè)計(jì)中，在老師和同學(xué)的身上學(xué)到了很多可貴的東西，讓我認(rèn)識(shí)到了交流的重要性。在這四年的大生學(xué)習(xí)生涯中，還得到了其它許多老師、同學(xué)和朋友支持和幫助，在這里我深表謝意，我將永遠(yuǎn)銘記于心。 最后，再次感謝曾經(jīng)給予我?guī)椭母魑焕蠋?、同學(xué)和朋友們！謝謝你們！
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