两栖飞机全机着陆仿真分析及结构优化设计

以某两栖飞机为原型,首先基于CATIA建立了起落架的数字化样机,其次通过SimDesigner导入到Adams/Aircraft中建立了全机着陆性能仿真模型,进行全机着陆性能仿真并计算出主起落架的最大轴向力,然后基于Patran建立关键结构的有限元分析和优化模型,提交到Nastran中进行优化设计分析,最后依据优化结果对结构进行了瞬态分析。仿真和优化的结果对设计两栖飞机起落架有一定的工程参考价值。     

起落架活塞杆刚度对缓冲器吸能特性影响分析

针对活塞杆刚度对起落架缓冲器吸能特性的影响,以某型民机支柱型起落架油气式缓冲器为研究对象,基于多体动力学理论,采用经典的二质量块等效模型,在Adams/Aircraft中建立了考虑缓冲器活塞杆刚度的几何模型,并进行了落震仿真分析。将仿真结果与刚性仿真结果进行对比,结果表明,活塞杆柔性使得缓冲器外筒与活塞杆间的工作环境有恶化的趋势,当活塞杆刚度下降到 之间时,缓冲器吸能效率下降明显,此时需考虑活塞杆刚度使得建模更符合真实情况,并能为起落架结构优化设计提供参考。     

起落架活塞杆刚度对缓冲器吸能特性的影响

针对活塞杆刚度对起落架缓冲器吸能特性的影响,以某型民机支柱型起落架油气式缓冲器为研究对象,基于多体动力学理论,采用经典的二质量块等效模型,在Adams/Aircraft中建立了考虑缓冲器活塞杆刚度的几何模型;并进行了落震仿真分析。将仿真结果与刚性仿真结果进行对比。结果表明,活塞杆柔性使得缓冲器外筒与活塞杆间的工作环境有恶化的趋势,当活塞杆刚度下降到3.31×10~(12)~3.02×10~(12)N·mm~2之间时,缓冲器吸能效率下降明显,此时需考虑活塞杆刚度使得建模更符合真实情况,并能为起落架结构优化设计提供参考。     

柔性飞机起落架设计探析

以弹性飞机的三质量块等效模型、油气缓冲器多方指数气体弹力模型、油气缓冲器速率平方油孔阻力模型、幂函数轮胎力模型进行弹性飞机着陆动力学模拟,采用柔性飞机起落架优化设计方法,研究了机体结构振动对起落架设计参数优化的影响,探讨了改进柔性飞机起落架设计的被动控制方法。     

双气腔油气式缓冲器缓冲性能优化分析

通过对双气腔油气式缓冲器结构参数的合理设计,可以大大提高缓冲器的缓冲性能.针对某型双气腔油气式缓冲器起落架,首先建立其数学模型,利用动力学仿真软件ADAMS中的Aircraft分析模块对缓冲器性能进行仿真分析,得到一系列试验样本点;基于非线性响应面法,利用所抽取样本点,建立了设计变量和优化目标间的数学关系;以缓冲器缓冲效率为优化目标,支柱最大垂直载荷和最大行程为约束条件,对设计变量进行优化;对优化后结构参数进行模拟仿真分析,结果表明优化后结果与仿真结果偏离误差在1.2%以内,拟合函数可信度较高;优化后缓冲器效率较优化前增大4.6%,优化方法切实有效.在对缓冲器仿真分析的基础上,为起落架缓冲器的设计和改进提供一种优化方法,有一定的实用价值.     

摇臂式起落架初始设计方法研究及性能仿真

建立摇臂式起落架的动力学方程。分别利用压缩比和气体状态方程对缓冲器填充参数进行预估。利用LMS V irtu-al.Lab Motion和LMS Im agine.Lab AMES im的联合仿真技术,对缓冲器性能进行虚拟落震试验。结果表明:采用气体状态方程预估的缓冲器参数,比采用压缩比预估的缓冲器参数更有效;对缓冲器油针截面尺寸优化,缩短了缓冲器行程,提高了缓冲器效率,降低了缓冲器重量。     

飞机起落架着陆仿真研究

本研究首先建立飞机机身有限元模型,此模型的模态和全机地面共振试验测得模态相吻合。然后研究起落架缓冲器受力,并编制程序,计算出相关的曲线,LMS仿真平台调用上述曲线对单个起落架进行仿真,在单个起落架仿真结果和落震试验结果吻合的基础上,对某型飞机进行刚性机身全机落震仿真研究。最后调用机身有限元模型进行柔性机身全机落震仿真研究,对刚性机身、柔性机身全机落震仿真结果进行对比,结果表明柔性机身全机着陆起落架载荷峰值比刚性机身载荷峰值降低,起落架功量图更为平缓。     

基于机构动力学特性仿真的高压断路器优化设计

基于多体动力学原理,利用多体系统仿真软件包建立了VS1型高压断路器的机构动力学模型,并通过试验测试了该型号断路器的机械特性,结果表明所建模型的输出特性跟试验结果吻合得很好,证明了模型的正确性.该模型的建立对于研究断路器的瞬态特性具有重要意义,从而为优化设计提供了良好的平台.基于所建立的模型,对断路器中的部分关键部件,如凸轮连杆机构和油缓冲器进行了优化设计.优化结果表明:对于凸轮连杆机构,若滚轮半径为12 5mm,该机构将有较好的动力传递特性;对于油缓冲器,要想得到较好的缓冲特性,阻力系数的合理范围应为0 05～0 5.     

基于机构动力学特笥仿真的高压断路器优化设计

基于多体动力学原理，利用多体系统仿真软件包建立了VS1型高压断路器的机构动力学模型，并通过试验测试了该型号断路器的机械特性，结果表明所建模型的输出特性跟试验结果吻合得很好，证明了模型的正确性。该模型的建立对于研究断路器的瞬态特性具有重要意义，从而为优化设计提供了良好的平台。基于所建立的模型，对断路器中的部分关键部件，如凸轮连杆机构和油缓冲器进行了优化设计。优化结果表明：对于凸轮连杆机构，若滚轮半径为12．5mm，该机构将有较好的动力传递特性；对于油缓冲器，要想得到较好的缓冲特性，阻力系数的合理范围应为0．05－0．5。     

基于数字化工程的大型客机起落架缓冲器快速设计

为了实现大型客机起落架缓冲器的快速设计,缩短设计周期,开发了大型客机起落架缓冲器快速设计程序。首先明确了程序的总体框架,然后进行子程序的功能实现,通过公式封装、建模编程、数据存储、二次开发等数字化工程方法使设计人员快速完成起落架总体布局、缓冲形式的选择、缓冲参数的设计、缓冲性能的分析、缓冲器零件的建模和库存管理等工作。最后,结合具体算例表明：程序运行良好,缓冲性能分析得当。可见本程序能够有效地帮助设计人员提升效率。     

非圆摆线针轮传动的原理与设计

提出一种用于平行轴间变传动比传动的新型齿轮副——非圆摆线针轮传动.建立非圆摆线针轮传动的啮合坐标系,阐述了非圆摆线针轮共轭齿廓的形成原理.建立非圆针轮齿廓方程,利用坐标变换和齿廓共轭原理,根据圆柱针轮刀具的齿廓方程,结合非圆齿轮加工走刀轨迹及啮合方程,推导出非圆摆线轮的齿廓方程.基于上述理论,运用Matlab软件的数值计算实现了非圆摆线针轮副的参数化设计,得到非圆摆线针轮副的设计实例,并实现SolidWorks环境下的实体建模.运用Adams软件分析该齿轮副实例的运动特性,通过仿真实验结果与理论计算结果的对比,验证了该齿轮传动原理与设计的正确性.     

基于磁流变原理的飞机起落架半主动最优控制?

分析了飞机起落架半主动控制原理,建立了半主动控制起落架力学模型,比较了半主动控制中磁流变和电流变减震器优缺点,采用常规状态反馈控制方法和线性二次型最优控制方法,对起落架系统进行设计,得到了半主动控制器,通过仿真软件分别对半主动状态反馈和最优控制起落架模型进行了数值.结果表明,半主动控制起落架能够有效降低飞机冲击载荷和振动响应,使飞机很快达到稳定,采用线性二次型半主动最优控制方法效果较好.     

多连杆混联仿生腿式起落架设计与着陆实验研究

针对垂直起降飞行器对着陆场地的硬度及平整性要求高、传统起落架智能化程度低的问题,设计了一种基于多连杆混联机构的仿生腿式地形自适应起落架。本文首先针对单腿的设计构型进行驱动力矩分析与机构优化,在此基础上完成结构设计。其次基于设计构型提出了相应的驱动与运动控制算法,建立控制系统,并针对四腿机构进行着陆仿真。最后以多旋翼无人机为对象,设计了一套仿生起落架系统,与多旋翼无人机形成了整体的验证平台,实现地形识别-飞控-多腿控制融合设计,完成了搭建结构化地形的自适应着陆实验。研究结果表明,多连杆混联式仿生起落架设计方法可应用于垂直起降飞行器起落架的设计中,可完成设计载重的斜坡、台阶、凹凸地面等复杂地形的着陆,具备自适应着陆的能力。     

重复使用火箭着陆缓冲的机构冲击动力学分析及实验验证

为描述运载火箭着陆引起的着陆缓冲机构横向振动, 提出一种等效模型, 将着陆引起的激励等效为冲击激励和稳态激励的叠加。采用假设模态法求解着陆缓冲机构的横向振动模态, 并考虑轴向力与横向振动的耦合, 进一步通过模态叠加法求解振动响应, 得到由着陆冲击引起的着陆缓冲机构横向振动的半解析解。基于真实产品进行的垂直着陆冲击实验结果表明, 该模型可较精确地描述着陆缓冲机构横向振动的响应和最大弯矩。基于该模型, 分析着陆缓冲机构的构型参数和材料强度对着陆缓冲机构的影响, 研究结果可为实际工程相关着陆缓冲机构的参数设计提供指导。     

基于微分进化算法的销齿传动多目标优化设计

为缩短销齿传动的设计周期,降低产品成本,依据弹性流体动力润滑理论和齿轮啮合原理建立销齿传动的冷胶合强度条件。以齿间最小油膜厚度最大(倒数最小)和销齿传动中心距最小作为设计的追求目标,摈弃传统的多目标优化设计方法,利用修正的微分进化多目标优化算法对范例进行分析计算。优化过程及结果表明,修正的微分进化多目标优化算法能够有效地提高产品的综合经济技术指标。     

在I型模式下异型截面Z-pin增强效果的数值分析

摘要： 针对单根Z-pin拔出试验以及未增强/Z-pin增强的双悬臂梁（DCB）试验建立了三维有限元仿真模型.在拔出试验的模拟过程中,以静-动摩擦系数模拟Z-pin在基体中的脱胶 拔出过程,以计算所得桥联力作为输入参数,通过连接器模拟Z-pin在层合板中的桥联作用,得到了DCB试验的载荷-位移曲线.同时,将所建模型用于计算异型截面Z-pin的桥联力,以及异型截面Z-pin增强DCB试件的载荷,以定量分析Z-pin截面周长对其增强效果的影响.结果表明,所建立的有限元模型的模拟结果与实验值较吻合.     

Reliability Design for the Landing Gear of Chang'E-3 Probe

Landing gear is one of the important components of Chang'E-3 Probe.The device was used to absorb the impact energy of Chang'E-3 Probe during the landing process.After landing on the moon,it can support the lander steadily for a long time.In order to assure the reliability of the landing gear and deal with the extremely severe landing conditions,many reliability measures were adopted in the design procedure,such as selection of cushion materials,optimization of mechanism configuration,design of deployment mode,allocation of buffer force and control of its variation.The successful landing on the moon of Chang'E-3 Probe has completely verified the high reliability of the landing gear.     

大柔性飞机着陆响应弹性机体模型

对大展弦比、小弦长差、细窄机身结构特征的飞机,建立了着陆撞击分析时的自由-自由梁弹性机体模型,给出了自由-自由梁弯曲振动的一个近似解,并与实测值进行了对比,结果表明这个近似解具有较大的适用性.介绍了飞机机体刚体模态和一阶弯曲振动模态的飞机机体二质量块等效模型,研究了最大起飞质量及最小飞行质量2种情形下着陆时的机体弹性特征,探讨了弹性飞机起落架设计与刚性飞机相比在技术上的重大变化,为起落架设计中考虑飞机弹性影响提供了简化模型、直观概念和可靠依据.