【正文】 ]油 氣式緩沖器不僅在各種緩沖器中效率最高，而且從能量耗散的觀點(diǎn)來看，它也是最好的。 [2][3]起落架緩沖系統(tǒng)經(jīng)歷了鋼盤彈簧、鋼片彈簧、空氣和油液緩沖支柱的發(fā)展歷程。 [1]大型客機(jī)具有起飛重量大、結(jié)構(gòu)尺寸大、對(duì)安全性、可靠性、舒適性、經(jīng)濟(jì)性和使用壽命要求高的特點(diǎn)。前起落架和主起落架的緩沖性能均得到了明顯的提高。以起落架緩沖系統(tǒng)傳統(tǒng)的設(shè)計(jì)方法為基礎(chǔ)，結(jié)合上述的優(yōu)化流程建立了飛機(jī)起落架緩沖系統(tǒng)設(shè)計(jì)、仿真和優(yōu)化一體化流程，并對(duì)某大型客機(jī)的前起落架和主起落架進(jìn)行了設(shè)計(jì)優(yōu)化。以某型飛機(jī)主起落架的落震虛擬樣機(jī)為例，以油針幾何形狀為設(shè)計(jì)變量，基于 iSIGHT 集成 ADAMS/Aircraft 建立了飛機(jī)起落架緩沖系統(tǒng)多目標(biāo)優(yōu)化流程。通過與試驗(yàn)數(shù)據(jù)的對(duì)比發(fā)現(xiàn)，該起落架虛擬樣機(jī)的落震仿真能夠很好的模擬起落架的著陸緩沖性能。并給出了一種由飛機(jī)運(yùn)動(dòng)學(xué)參數(shù)、輪胎幾何參數(shù)和跑道物理參數(shù)等共同確定摩擦系數(shù)的經(jīng)驗(yàn)公式，用于計(jì)算地面水平反力。涉密論文按學(xué)校規(guī)定處理。作者簽名： 日期： 年 月 日學(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。對(duì)本文的研究做出重要貢獻(xiàn)的個(gè)人和集體，均已在文中以明確方式標(biāo)明。作者簽名：　　 　 　　 日　 期：　　 　 　　 學(xué)位論文原創(chuàng)性聲明本人鄭重聲明：所呈交的論文是本人在導(dǎo)師的指導(dǎo)下獨(dú)立進(jìn)行研究所取得的研究成果。對(duì)本研究提供過幫助和做出過貢獻(xiàn)的個(gè)人或集體，均已在文中作了明確的說明并表示了謝意。(保密的學(xué)位論文在解密后適用本承諾書)作者簽名： 日 期： 南京航空航天大學(xué)碩士學(xué)位論文I畢業(yè)設(shè)計(jì)（論文）原創(chuàng)性聲明和使用授權(quán)說明原創(chuàng)性聲明本人鄭重承諾：所呈交的畢業(yè)設(shè)計(jì)（論文） ，是我個(gè)人在指導(dǎo)教師的指導(dǎo)下進(jìn)行的研究工作及取得的成果。對(duì)本論文所涉及的研究工作做出貢獻(xiàn)的其他個(gè)人和集體，均已在文中以明確方式標(biāo)明。中圖分類號(hào)： 論文編號(hào)：學(xué)科分類號(hào)： 碩士學(xué)位論文大型客機(jī)起落架緩沖系統(tǒng)優(yōu)化設(shè)計(jì)技術(shù)研究研究生姓名學(xué)科、專業(yè) 飛行器設(shè)計(jì)研 究 方 向 飛機(jī)起落裝置設(shè)計(jì)指 導(dǎo) 教 師南京航空航天大學(xué)研究生院 航空宇航學(xué)院二 О一 О年三月Nanjing University of Aeronautics and AstronauticsThe Graduate SchoolCollege of Aeronautics and AstronauticsStudy on Optimization Design Technology for Landing Gear ShockAbsorbing System of Large Civil AircraftA Thesis inScience and Technology of Aeronautics and AstronauticsbyAdvised bySubmitted in Partial Fulfillmentof the Requirementsfor the Degree ofMastor of EngineeringDecember, 2022承諾書本人鄭重聲明：所呈交的學(xué)位論文，是本人在導(dǎo)師指導(dǎo)下，獨(dú)立進(jìn)行研究工作所取得的成果。盡我所知，除文中已經(jīng)注明引用的內(nèi)容外，本學(xué)位論文的研究成果不包含任何他人享有著作權(quán)的內(nèi)容。本人授權(quán)南京航空航天大學(xué)可以有權(quán)保留送交論文的復(fù)印件，允許論文被查閱和借閱,可以將學(xué)位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、縮印或其他復(fù)制手段保存論文。盡我所知，除文中特別加以標(biāo)注和致謝的地方外，不包含其他人或組織已經(jīng)發(fā)表或公布過的研究成果，也不包含我為獲得 及其它教育機(jī)構(gòu)的學(xué)位或?qū)W歷而使用過的材料。作 者 簽 名：　　 　 　　 日　 期：　　 　 　　 指導(dǎo)教師簽名：　　 　 　　 日 　　期：　　 　 　　 使用授權(quán)說明本人完全了解 大學(xué)關(guān)于收集、保存、使用畢業(yè)設(shè)計(jì)（論文）的規(guī)定，即：按照學(xué)校要求提交畢業(yè)設(shè)計(jì)（論文）的印刷本和電子版本；學(xué)校有權(quán)保存畢業(yè)設(shè)計(jì)（論文）的印刷本和電子版，并提供目錄檢索與閱覽服務(wù)；學(xué)校可以采用影印、縮印、數(shù)字化或其它復(fù)制手段保存論文；在不以贏利為目的前提下，學(xué)?？梢怨颊撐牡牟糠只蛉績?nèi)容。除了文中特別加以標(biāo)注引用的內(nèi)容外，本論文不包含任何其他個(gè)人或集體已經(jīng)發(fā)表或撰寫的成果作品。本人完全意識(shí)到本聲明的法律后果由本人承擔(dān)。本人授權(quán)　　 　 　大學(xué)可以將本學(xué)位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： 年 月 日導(dǎo)師簽名： 日期： 年 月 日南京航空航天大學(xué)碩士學(xué)位論文III摘 要以支柱式起落架為背景，在傳統(tǒng)二質(zhì)量模型的基礎(chǔ)上，考慮油液不可壓和可壓兩種情況，分別推導(dǎo)了空氣彈簧力的計(jì)算公式。以某型飛機(jī)主起落架為例, 實(shí)現(xiàn)了其基于 ADAMS/Aircraft 的落震虛擬樣機(jī)，并進(jìn)行了落震仿真。提出了變油孔緩沖器油針幾何形狀的優(yōu)化模型。使用功落震工況下，優(yōu)化后的緩沖器軸向力減小了 7%左右，而緩沖器效率可同時(shí)提高 6%以上。與傳統(tǒng)方法設(shè)計(jì)相比較，經(jīng)過變油孔優(yōu)化設(shè)計(jì)后，前起落架使用功落震的緩沖器效率提高了 %，支柱軸向力降低了 %，主起落架使用功落震的緩沖器效率提高了 %，支柱軸向力降低了 %。關(guān) 鍵 詞：起落架，ADAMS，虛擬樣機(jī)，油針，iSIGHT，多目標(biāo)優(yōu)化大型客機(jī)起落架緩沖系統(tǒng)優(yōu)化設(shè)計(jì)技術(shù)研究 IVABSTRACTUnder the background of aircraft post landing gears, airspring force formula has been derived based on traditional twomass model, by considering oil inpressible and pressible. Furthermore, an empirical formula about friction coefficient which is determined by the parameters of aircraft motion, tire geometry and runway has been established to obtain ground horizontal reaction force.Taking Y8 main landing gear as an example, drop virtual prototyping based on ADAMS/Aircraft has been achieved, and drop simulation has been conducted. There is a good corespondence between the simulation result and the experimental data.The optimization model of variableorifice is expressed. That is, the metering pin area of section is the design variable. Combined with Adams/Aircraft, the multiobjective optimization of landing gear shockabsorbing system is established in iSIGHT. Under use work drop case, shock strut axial force decreases about 7%, and shock strut effectiveness can increase 6% more at the same time after optimization.Based on conventional design methods, the design optimization of nose and main landing gears of large civil aircraft capability is preceded integrated by the procedure above. As a result, the shock strut efficiency of nose landing gear is improved %. However, the strut axis force is reduced %. In corresponds, the shock strut efficiency of main landing gear is enhanced %.However, the strut axis force is lessened %. The shockabsorbing characteristics of nose and main landing gears are significantly evaluated.Keywords：landing gear, ADAMS, virtual prototyping, metering pin, iSIGHT, multiobjective optimization南京航空航天大學(xué)碩士學(xué)位論文V目 錄第一章 緒論 ...........................................................................................................................................1 工程背景與意義 ...........................................................................................................................1 國內(nèi)外研究現(xiàn)狀 ...........................................................................................................................2 研究目的與研究內(nèi)容 ...................................................................................................................4第二章 起落架著陸動(dòng)態(tài)性能分析模型 ...............................................................................................5 緩沖支柱受力分析 .......................................................................................................................6 油液阻尼力 ...........................................................................................................................8 空氣彈簧力 ...........................................................................................................................8 內(nèi)部摩擦力 ...........................................................................................................................8 輪胎受力分析 ...............................................................................................................................8 運(yùn)動(dòng)微分方程 ...............................................................................................................................8 本章小結(jié) .......................................................................................................................................8第三章 基于 ADAMS/AIRCRAFT 起落架落震動(dòng)力學(xué)仿真 ..............................................................8 起落架落震試驗(yàn) ............................................................