【正文】 如果以有仿升力落震，并且仿升力值等于設(shè)計(jì)規(guī)定的升力值，則投放重量 為tM (32)dltM?式中， 為起落架當(dāng)量重量，主起落架的當(dāng)量重量為dlM (33)2/zlmdl前起落架的當(dāng)量重量為 (34)baHzlndl???如果以無仿升力落震，投放重量推導(dǎo)如下：飛機(jī)著陸時(shí)起落架需要吸收的能量包括動能和勢能 (35))(2/LgMyVdlczdl ?落震試驗(yàn)中起落架需要吸收的能量只有重力勢能 (36))(ctH?要求 (37))()(2/ ctdlczdl y。落震試驗(yàn)投放高度 H 指機(jī)輪下緣到模擬平臺表面的距離，根據(jù)規(guī)范規(guī)定的下沉速度值進(jìn)行計(jì)算 (31))2/(gVHz?式中： ——起落架接地下沉速度，m/s ；zV g ——重力加速度，m/s 2 。在設(shè)計(jì)階段，起落架落震試驗(yàn)用于驗(yàn)證緩沖系統(tǒng)吸收設(shè)計(jì)著陸功量和功量儲備能力。為了使飛機(jī)在著陸撞擊過程中結(jié)構(gòu)元件不超載，起落架必須有效地吸收著陸撞擊產(chǎn)生的能量，落震試驗(yàn)就是要驗(yàn)證起落架緩沖系統(tǒng)在滿足吸收設(shè)計(jì)功量的同時(shí)，起落架過載，支柱、輪胎使用行程是否滿足設(shè)計(jì)要求，結(jié)構(gòu)是否達(dá)到預(yù)期的強(qiáng)度和剛度。起落架子系統(tǒng)和輪胎子系統(tǒng)分別由起落架模板和輪胎子模板建立，與 ADAMS/Aircraft 環(huán)境中的起落架動力學(xué)分析試驗(yàn)臺（_MDI_LG_DYN_TESTRIG）裝配后就可以進(jìn)行虛擬落震試驗(yàn)。本章主要是基于 ADAMS/Aircraft 建立某型飛機(jī)主起落架的數(shù)字化虛擬樣機(jī)，并進(jìn)行虛擬落震試驗(yàn)，對所建立的數(shù)字化虛擬起落架進(jìn)行測試和驗(yàn)證。與實(shí)際飛機(jī)試驗(yàn)相比，數(shù)字化飛機(jī)的虛擬試驗(yàn)花費(fèi)少而且可以在計(jì)算機(jī)上重復(fù)多次的分析和試驗(yàn)。然后使用這些組件南京航空航天大學(xué)碩士學(xué)位論文15來組建一個(gè)子系統(tǒng)（例如起落架） ，并對這個(gè)子系統(tǒng)的性能進(jìn)行測試和驗(yàn)證。圖 3. 1 數(shù)字化虛擬飛機(jī)組件原理示意圖與實(shí)際的飛機(jī)一樣，研究者應(yīng)當(dāng)從組件開始進(jìn)行研究而不是直接進(jìn)行全機(jī)的研究。214。191。209。193。182。209。210。182。213。208。200。208。190。196。231。198。232。233。212。213。249。195。217。214。191。193。182。198。191。201。187。214。246。214。245。185。176。253。221。226。220。208。225。211。180。165。242。228。170。179。201。204。194。198。214。186。198。199。198。206。207。211。206。187。191。 179。/179。204。209。202。181。197。217。177。208。198。180。206。/208。212。 187。201。187。187。182。188。194。198。187。 200。例如研究者可以通過柔性結(jié)構(gòu)、數(shù)字化飛行控制系統(tǒng)、液壓環(huán)流等來增加所建模型的精確度。與實(shí)際的物理飛機(jī)相似，數(shù)字化虛擬飛機(jī)也是由許多獨(dú)一無二的子系統(tǒng)裝配起來的。ADAMS/Aircraft 可以在各種測試條件下建立起落架系統(tǒng)和全機(jī)系統(tǒng)的虛擬樣機(jī)模型，然后像分析和測試物理樣機(jī)那樣分析虛擬樣機(jī)，從而得到需要的結(jié)果。大型客機(jī)起落架緩沖系統(tǒng)優(yōu)化設(shè)計(jì)技術(shù)研究14第三章 基于 ADAMS/Aircraft 起落架落震動力學(xué)仿真ADAMS/Aircraft 模塊是 ADAMS 軟件的一個(gè)擴(kuò)展模塊，是 MSC 公司在 ADAMS 軟件的三個(gè)基本模塊 ADAMS/View、ADAMS/Solver 和 ADAMS/PostProcessor 的基礎(chǔ)上開發(fā)的專用于飛機(jī)動態(tài)性能分析的模塊，可以創(chuàng)建、裝配和分析懸架系統(tǒng)、起落架系統(tǒng)和全機(jī)模型。frrt在時(shí)刻 ， ，公式（231）可以寫成rt?S （245）?KNFSfr?其中 luluLK???)(假設(shè)緩沖支柱為剛體，則緩沖器開始壓縮之前非彈性支撐質(zhì)量在水平方向上沒有位移，即 ，則（232）式可寫成0?mX （246）Φcossin)(DZmFgNVSr ????將（241） 、 （245）和（246）代入（244 ）得 （247）)csi( )sin(])[Φcosin(0 ??????????KMKgKFZLar?緩沖器開始壓縮后彈性支撐質(zhì)量的運(yùn)動微分方程表示為南京航空航天大學(xué)碩士學(xué)位論文13 （248）0Φsin)( co})()(2{023??????????LluluS aandhMNgmKSLNSAVPACZ???????非彈性支撐質(zhì)量的運(yùn)動微分方程表示為 （249）0Φsincos})( )(2{023???????????v luluS aandhmNgFSLAVPACZ??????? 本章小結(jié)本章在起落架傳統(tǒng)落震二質(zhì)量動力學(xué)模型的基礎(chǔ)上，考慮了油液不可壓和可壓兩種情況，并分別推導(dǎo)了空氣彈簧力的計(jì)算公式。 （237）???????? ????????)()()( )//2/)()()( 76543 2a trfstrtrtr tttrttxagCZVwPdh???式中 α、κ、ζ、ε、ξ、η 和常數(shù) 通過試驗(yàn)數(shù)據(jù)獲得。 [27]由以上參數(shù)決定的摩擦系數(shù)為s? （236）),( stxtrtirfg hdDPVF??? 令 ，)(1g??， ， ， ，/2trtxDd)/(3trtd)/(4trh?wtr2/)(5???， 。垂直反力為VF （234）mVZNCK?????式中： ——輪胎數(shù)量；N ——輪胎垂直變形系數(shù)；?K ——輪胎垂直阻尼系數(shù)。油液阻尼力可以通過體積流量公式推導(dǎo)出來，流過小孔的體積流量為 （29）)(2ahndPACQ???根據(jù)流體的連續(xù)性特性，體積流量可以通過壓縮速度和液壓流的橫截面積表示 （210）Sh?由公式（29）和（210）得 （211）2)(ndhahACP????油液阻尼力的表達(dá)式 （212）23)()(SFndhhah?將公式（212）做如下修改，以便油液阻尼力有正負(fù)值之分，同時(shí)適用于壓縮和伸展行程 （213）SACndhh?23)(?? 空氣彈簧力空氣彈簧力由初始壓力、壓氣面積和氣體的瞬時(shí)壓縮比決定，氣體的瞬時(shí)壓縮比根據(jù)氣體壓縮的多變法則得到，即 常數(shù)，或者??VPa （214）?)(0VPa瞬時(shí)氣體體積等于初始體積減去氣體變化量 ，則SA （215）?)(0aa??則空氣彈簧力為 (216)?)(0SAVPFaa南京航空航天大學(xué)碩士學(xué)位論文9上述的推導(dǎo)過程沒考慮油液的可壓縮性，若考慮油液的可壓縮性 [26]，則空氣和液壓油的狀態(tài)方程分別表示如下 空氣 (217)?/10)(aPV?油液 (218)]/[00βoilil ?下標(biāo)“0”表示初始值。油孔的面積相對于支柱的直徑來說要小得多，因而噴射速度和雷諾數(shù)很大，液壓流完全紊亂。aout和 我們分別稱之為油液阻尼力 和空氣彈簧力 。181。如圖 所示為輪胎、內(nèi)筒和外筒的受力情況，可以看出緩沖支柱和輪胎相互影響，在進(jìn)行系統(tǒng)的動力學(xué)分析時(shí)要同時(shí)考慮支柱和輪胎的作用。彈性支撐質(zhì)量是緩沖器中空氣彈簧的上部質(zhì)量，包括機(jī)身、機(jī)翼、緩沖器外筒等質(zhì)量；非彈性支撐質(zhì)量是空氣彈簧下部的質(zhì)量，包括活塞筒、剎車裝置、輪胎等。 彈 性 支 撐 質(zhì) 量油 孔 支 撐 管上 支 撐外 筒下 支 撐油 孔內(nèi) 筒調(diào) 節(jié) 油 針 RMgmgZXZXFVDL彈 性 支 撐 質(zhì) 量水 平 方 向 彎 曲 剛 度摩 擦 阻 尼油 液 阻 尼非 彈 性支 撐 質(zhì) 量 輪 胎 垂 直 彈 簧 和 阻 尼輪 胎 水 平 彈 簧 和 阻 尼地 面 摩 擦 力氣 壓 腔（ 上 腔 ）液 壓 腔（ 下 腔 ） 空 氣 彈 簧(a)(b)圖 2. 1 起落架結(jié)構(gòu)模型和力學(xué)模型起落架力學(xué)模型如圖 所示。緩沖支柱壓縮時(shí)上腔中氣體的壓力會增加，也會產(chǎn)生阻止緩沖器壓縮的抵抗作用。液壓油流過小孔形成的壓力差會產(chǎn)生阻止緩沖支柱壓縮的抵抗作用，同時(shí)液壓油高速流過小孔并與上腔的氣體發(fā)生紊亂能夠吸收和消散掉大部分的著陸撞擊能量。緩沖支柱的外筒與上部質(zhì)量連接，并連有油孔支撐管。其主要內(nèi)容有：第二章，建立支柱式起落架著陸動態(tài)力學(xué)模型；第三章，利用 ADAMS 建立支柱式起落架的虛擬樣機(jī)模型，進(jìn)行落震仿真分析：第四章，以 iSIGHT 為平臺，基于第三章的虛擬樣機(jī)模型建立起落架緩沖系統(tǒng)多目標(biāo)優(yōu)化流程；第五章，根據(jù)大型客機(jī)總體設(shè)計(jì)人員提供的相關(guān)參數(shù)，設(shè)計(jì)一套相應(yīng)的起落架緩沖系統(tǒng)，并利用第四章建立的優(yōu)化流程進(jìn)行起落架緩沖性能優(yōu)化設(shè)計(jì)；第六章，總結(jié)本文的工作要點(diǎn)和主要貢獻(xiàn)，提出進(jìn)一步的研究方向。然而在設(shè)計(jì)變量的取值方法上面，仍然沿用的是傳統(tǒng)設(shè)計(jì)中試湊到方法。隨著計(jì)算機(jī)技術(shù)的快速發(fā)展，設(shè)計(jì)變量取值上的瓶頸得到解決，優(yōu)化結(jié)果的全局最優(yōu)性有了保證，多目標(biāo)優(yōu)化也漸漸進(jìn)入人們的視野，并成為當(dāng)今研究的熱點(diǎn)之一。國內(nèi)早期受到計(jì)算機(jī)軟硬件的限制，設(shè)計(jì)變量的取值區(qū)間往往很窄，并且取值數(shù)量也很有大型客機(jī)起落架緩沖系統(tǒng)優(yōu)化設(shè)計(jì)技術(shù)研究4限，在很大程度上影響了優(yōu)化結(jié)果的最優(yōu)性。2022 年，西北工業(yè)大學(xué)的李霞 [22]利用復(fù)合形優(yōu)化算法對充填參數(shù)和油孔面積的優(yōu)化設(shè)計(jì)進(jìn)行了詳細(xì)的敘述，在對油孔面積的優(yōu)化設(shè)計(jì)中取得了較好的結(jié)果，但對內(nèi)部充填參數(shù)的優(yōu)化方面仍然采用了傳統(tǒng)設(shè)計(jì)中試湊的方法。同年，北京理工大學(xué)的劉莉 [20]和北京航空航天大學(xué)的楊國柱、何慶芝以機(jī)體的過載統(tǒng)計(jì)特性為目標(biāo)函數(shù)，以初始壓力、初始容積和油液阻尼系數(shù)為設(shè)計(jì)變量進(jìn)行了優(yōu)化設(shè)計(jì)，取得了一定的成果。這些都為進(jìn)一步的研究奠定了一定的理論基礎(chǔ)。他們對半主動控制和主動控制起落架的優(yōu)化設(shè)計(jì)也進(jìn)行了大量的研究。國外在起落架優(yōu)化設(shè)計(jì)方面起步較早，已經(jīng)把 CAD 技術(shù)和多目標(biāo)參數(shù)優(yōu)化方法應(yīng)用到了設(shè)計(jì)過程當(dāng)中并進(jìn)行了深入的發(fā)展。并把仿真結(jié)果與被動式的試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行了對比分析。后來，Shi, Fenghui 和 Tomomori[16]等也以飛機(jī)最大垂直加速度為目標(biāo)函數(shù)，但以油孔面積、磁流變阻尼力和活塞桿的安裝位置（磁流變阻尼力為零的位置）為設(shè)計(jì)變量對一種磁流變緩沖器進(jìn)行了優(yōu)化設(shè)計(jì)。他們認(rèn)為優(yōu)化設(shè)計(jì)中目標(biāo)函數(shù)的設(shè)立在很大程度上是一個(gè)復(fù)雜的過程，包括了大量的各領(lǐng)域的專門知識。第二個(gè)實(shí)例是對降低民用飛機(jī)前起落架顫振的優(yōu)化設(shè)計(jì)。Kortum, W 和 Schwartz, W[13]等人在 1996 年指出了多體系統(tǒng)仿真（ MBS）和多目標(biāo)參數(shù)優(yōu)化的關(guān)系，多目標(biāo)參數(shù)優(yōu)化軟件作為一個(gè)設(shè)計(jì)和仿真平臺，對參數(shù)進(jìn)行優(yōu)化時(shí)調(diào)用多體系統(tǒng)仿真軟件進(jìn)行性能分析。對這樣一個(gè)不同學(xué)科間經(jīng)常充滿矛盾的復(fù)雜的設(shè)計(jì)過程，他們?yōu)榇艘肓艘环N現(xiàn)代設(shè)計(jì)工具，即計(jì)算機(jī)輔助設(shè)計(jì)（CAD）方法，令設(shè)計(jì)過程變得更加簡單。優(yōu)化的結(jié)果揭示了各種參數(shù)的相對重要性，為起落架參數(shù)的最優(yōu)選擇提供了指導(dǎo)原則。通過本文的研究工作，為我國發(fā)展大型客機(jī)起落架緩沖系統(tǒng)優(yōu)化設(shè)計(jì)技術(shù)提供理論指導(dǎo)和技術(shù)支持。通過 iSIGHT 集成 ADAMS 建立一套起落架緩沖系統(tǒng)設(shè)計(jì)、優(yōu)化方法，優(yōu)化和提高起落架的緩沖性能，對于提高起落架的承載能力、減輕重量、延長壽命、增加地面操縱安全性和乘員舒適性等都有著重要的意義。iSIGHT 軟件將大量需要人工完成的工作由軟件實(shí)現(xiàn)自動化處理，從而替代工程設(shè)計(jì)者進(jìn)行重復(fù)性、易出錯的數(shù)字和設(shè)計(jì)處理工作，因此 ISIGHT 被雅稱為“軟件機(jī)器人 ”。 [6]在國內(nèi)，研究者們利用 ADAMS 虛擬樣機(jī)技術(shù)對飛機(jī)起落架緩沖性能動態(tài)仿真分析已經(jīng)做了較深入的研究和探索，虛擬樣機(jī)的建模也逐漸準(zhǔn)確、精確和完善。伴隨著現(xiàn)代信息技術(shù)特別是計(jì)算機(jī)技術(shù)的飛速發(fā)展，虛擬樣機(jī)技術(shù)（Virtual Prototyping, VP）和多學(xué)科設(shè)計(jì)優(yōu)化技術(shù)（Multidisciplinary Design Optimization,MDO）應(yīng)運(yùn)而生，這種現(xiàn)代產(chǎn)品開發(fā)技術(shù)的廣泛應(yīng)用，給飛機(jī)起落架設(shè)計(jì)和緩沖系統(tǒng)優(yōu)化設(shè)計(jì)帶來了強(qiáng)烈的沖擊和巨大大型客機(jī)起落架緩沖系統(tǒng)優(yōu)化設(shè)計(jì)技術(shù)研究2的機(jī)遇。這種利用工程算法對緩沖系統(tǒng)進(jìn)行估算的設(shè)計(jì)技術(shù)，已發(fā)展成較為成熟的起落架緩沖系統(tǒng)設(shè)計(jì)技術(shù)，并得到了廣泛的應(yīng)用。 [5]隨著對于起落架緩沖器結(jié)構(gòu)形式和內(nèi)部構(gòu)造的改進(jìn)空間越來越小，而可用于起落架緩沖器優(yōu)化的設(shè)計(jì)方法和設(shè)計(jì)工具不斷發(fā)展進(jìn)步，使得如何通過緩沖器內(nèi)部參數(shù)（單腔或雙腔的充填參數(shù)、縮流孔面積和油針形狀等）的優(yōu)化設(shè)計(jì)提高緩沖性能，則逐漸進(jìn)入人們的視線并成為研究的重點(diǎn)和熱點(diǎn)之一。 [4