无人机滑跑起飞过程及其数学模型研究

无人机地面滑跑起飞时的运动特性与空中飞行时的有所不同。以某型无人机为背景,描述了无人机地面滑跑起飞的全过程,分析了无人机在滑跑起飞各个阶段的受力情况,并逐一建立了各个阶段的运动方程（数学模型）,在飞机地面运动模型中采用了弹性的轮胎和起落架模型。仿真结果表明,建立的模型比较准确地反映该无人机地面滑跑起飞的运动特性。     

小型无人机滑跑航向纠偏及增稳控制设计

为解决小型无人机地面滑跑纠偏过程中易发生的侧翻问题,建立了无人机地面滑跑数学模型,分析了无人机滑跑侧翻的原因,设计模糊增稳控制器,模糊协同控制前轮转向、升降舵和副翼偏转,增加无人机的滑跑稳定性.提出只纠正无人机航向角偏差的纠偏控制方案,降低无人机侧翻风险.设计基于蚁群算法的模糊PID纠偏控制,应用蚁群算法对PID参数离线寻优,用模糊控制对PID参数进行在线调整.仿真和试验结果表明,本文设计的航向纠偏及增稳控制系统能有效纠正无人机航向角偏差,增加无人机在滑跑纠偏过程中的稳定性,防止无人机发生侧翻.      

太阳能无人机空中起飞设计

通常情况下,太阳能无人机从地面起飞需要消耗大量能量,必须携带质量较大的电池组,很大程度上降低了无人机的续航能力。基于此设计了无人机空中起飞系统,该系统由地面控制台、升空动力模块、传感器模块、空中定位及位置保持模块、起飞弹射系统和空中滑跑辅助系统组成。通过理论推导构建物理模型,对比了空中起飞和地面起飞的能量消耗,从而得出无人机空中起飞的方案。     

基于VC＋＋的起落架的三维仿真系统实现

在建立起落架数学模型的基础上,利用Visual c++和3DMAX工具,采用模块化结构的设计思想开发起落架仿真系统,研究了飞机在地面上运动时起落架的力和力矩,主要由6个结构化模块组成:数据库模块、事件管理模块、起落架状态模块、起落架参数模块、起落架解算模块和3D模块.应用此软件模拟了真实飞机起飞和着陆时起落架的工作情况,进行了飞机起落架落震仿真及着陆仿真,分别得到了主起落架和前起落架的动态响应曲线.     

Cessna172R飞机前轮摆振故障浅析及措施

Cessna172R飞机自引进以来，飞机前轮在滑跑过程中多次出现前路摆振，而前轮摆振对飞行安全及飞机结构件均会构成较为严重的威胁。文章通过介绍Cessna172R飞机前起落架系统结构和工作原理、分析引起前轮摆振的因素及原因，提出有效的解决措施，提高前轮摆振故障排除效率，同时能提高前起落架系统维护的可靠性，保证飞机运行安全。     

飞机起落架结构振动的非线性动力学研究现状及展望

飞机起落架是飞机地面停放、跑道滑跑、降落的过程中用于承受飞机重量、吸收撞击能量的一个关键受力部件,是为飞机提供滑行操纵和制动力的起飞着陆装置。飞机在路面滑跑时,由于跑道的不平整导致机身振动,飞机在着陆时,机身承受了来自地面的巨大冲击力,这些振动都会严重影响飞机的稳定性和安全性,降低飞行员和乘客的舒适度,甚至导致飞行事故。对飞机起落架振动的非线性动力学研究现状进行了总结,包括飞机起落架结构振动的非线性动力学行为机理、起落架冲击和垂向振动及控制、起落架摆振及控制等方面。对起落架结构振动的非线性动力学、主动及半主动控制的研究前景进行了展望。     

飞机起飞着陆性能仿真与分析

为真实反映飞机起飞着陆的滑跑过程，记录了某型飞机的速度、加速度传感器现场数据，建立了飞机起飞着陆滑跑过程的微分方程并进行了解算；基于飞机滑跑过程的微分方程采用Simulink对飞机起降性能进行建模和仿真，记录数据、理论结果和仿真结果三者对比验证了所建立的仿真模型是有效的。基于该模型对该飞机滑跑过程进行仿真分析，结果表明起飞和不放阻力伞着陆过程可近似为匀加速直线运动过程，放阻力伞着陆过程则比较复杂。最后，研究3个主要参数对滑跑距离的影响，结果表明滑跑距离与机场海拔和风速呈近似线性关系，与迎角呈非线性关系且在迎角为8°时存在极小值点。     

考虑机翼柔性的磁流变减振起落架落振动力学分析

为研究飞机着陆过程中机翼柔性对磁流变起落架落振全过程动力学特性的影响,建立了集成单出杆磁流变减振器的飞机起落架落振动力学模型,并通过台架试验进行验证,进一步探究了柔性机翼飞机的磁流变起落架落振特性。考虑磁流变减振支柱内部尺寸、压力和流量变化、磁流变液特征,推导了磁流变减振起落架的磁流变阻尼力、压缩气体弹簧力、小孔阻尼力等集总参数动力学模型,并在Adams/View环境中建立磁流变起落架虛拟样机,模拟起落架落振台架试验工况进行仿真研究,仿真与试验对比结果表明,起落架总载荷峰值、垂直过载、动行程及轮胎压缩量相对误差均在10%左右。进一步地,将某型无人机的机翼简化为等截面悬臂梁,建立了考虑机翼柔性的磁流变减振起落架刚柔耦合动力学模型并进行落振动力学仿真分析,结果表明：机翼柔性会降低磁流变起落架减振系统载荷峰值和减振器最大行程;当磁流变减振器的输入电流分别为0、1.2 A时,减振前期机翼产生变形载荷的峰值分别为起落架系统总载荷峰值的0.40%、0.41%,减振后期分别为1.96%、4.16%,落振时柔性机翼弯曲变形所吸收的冲击动能大部分是在减振后期释放;通过改变输入电流实现磁流变减振器输出阻尼...     

飞机起落架动力学建模及地面运动仿真

为足够真实地仿真飞机的地面运动,在不简化起落架结构形式和受力方式的基础上提出了一种适用于高时效性、高逼真度的起落架动力学建模方法.本文模型通过计算每个起落架的机轮触地点、缓冲器压缩行程和压缩速率、缓冲器受力及地面摩擦力,能得到所有起落架相对于飞机的力和力矩.将其与气动、发动机集成后,可模拟飞机任意状态下的地面运动.仿真结果表明:该起落架动力学模型可实现落震、转向、刹车等起落架基本功能,能有效反映飞机地面运动的真实特性.本文模型加载到带运动平台的飞行模拟器后,飞行模拟器可提供给飞行员逼真的起降感受.     

基于ADAMS的舰载机起落架摆阵稳定性仿真分析

针对航母舰载机着陆过程中的一定振动问题,首先研究了支柱的耦合角度、结构扭转和侧摆的柔性,并结合刚柔耦合理论研究了轮胎的耦合系数和地面作用特性。然后根据动力学原理,建立了航母舰载机前起落架的摆振动力学方程。此外,运用CATIA 3D建模和ADAMS动力学仿真分析建立舰载机起落架数字样机仿真模型。以起落架轮胎的刚度和阻尼材料参数为研究对象,得到了不同阻尼模式和不同承载条件下的扭转、侧坡自由度、应力变化的时间响应曲线。比较了各种吸振阻尼材料在刚柔耦合作用下的影响,以及相互组合后的材料对阻尼吸振器的影响。研究结果显示,航母舰载机飞行器的仿真效果平稳,无振动。线性吸振阻尼和方形吸振阻尼具有更好的阻尼吸振效果,可以更快地吸收和耗散摆振的振动能量,从而不会产生过大的阻尼扭矩。     

滑跑无人机前起落架收放系统仿真及安全特性分析

为了给装备试验考核提供技术参考,研究前起落架收放系统在飞机起降过程中的动态特性,本文以某型飞机前起落架收放系统为研究对象,建立了起落架虚拟样机三维仿真模型;通过多体动力学和有限元仿真分析方法,研究了收放系统在气动载荷、重力以及作动筒载荷耦合作用下的可靠性和安全性。结果表明起落架收放系统的各个铰接点受力合理,其强度、刚度、模态频率以及稳定性满足相关指标。通过对起落架的仿真分析,为后续武器装备的考核提供了切入点和重点关注点,也为起落架收放系统性能评估及参数鉴定和优化提供了技术参考。     

柔性起落架间隙型摆振动力学分析

针对某型飞机在服役过程中出现的起落架间隙型摆振问题,基于起落架柔性多体动力学模型,采用L-N(Lankarani-Nikravesh)接触理论建立了含间隙旋转副、球副动力学子模型,并采用起落架动力试验的结果对模型进行效验;定义了间隙位置对起落架间隙型摆振的影响分类;然后研究了运动副副元素刚度、运动副间隙大小以及飞机滑跑速度对起落架间隙型摆振的影响.结果表明:转环与上扭力臂处和支柱与下扭力臂处间隙对机轮低频摆振影响要比扭力臂间间隙影响大,但对起落架摆振影响都属于第一类.轮毂轮轴间间隙影响机轮高频摆振,对起落架摆振的影响属于第二类;在设计范围内,运动副副元素弹性模量越小,机轮摆角、运动副间碰撞接触力越小;运动副间隙越大,摆角越大.飞机滑跑速度越大,机轮摆角越小.研究结论可为间隙型摆振的发生机理和防摆设计提供研究途径.     

无杆飞机牵引车牵引力检测方法

为了获得无杆飞机牵引车牵引飞机前起落架时牵引力大小值,提出了在飞机前起落架受力形变处粘贴应变片的检测方法,根据A320飞机前起落架结构及受载特点建立有限元模型,针对无杆飞机牵引车牵引、顶推飞机直线运动工况进行静力学仿真,选出对弯矩敏感且受力集中的阻力前撑杆为应变测量部位,并采用特定全桥组桥方式进行优化布置,提高响应输出量且温度补偿,在载荷校准试验中,使用已标定过的传统牵引杆牵引、顶推飞机,试验结果表明:应变输出响应特性良好,通过对校准数据的分析,建立前起落架阻力前撑杆载荷与牵引力大小的函数关系,在无杆飞机牵引车实测试验中,利用校准系数换算间接得到符合直线运动工况变化规律的牵引力大小值.     

高原机场飞机减载使用分析

高原气候环境特殊,空气稀薄,飞机在高原机场运行时,起降性能受气温气压影响显著,飞机载重受到限制.基于高原机场飞机起飞着陆性能的分析,提出飞机减载的判定准则和分析方法,分别研究了轮胎速度、跑道长度、刹车能量和道面承载能力等因素对飞机起降质量的限制.根据运动学理论分析起飞离地、着陆接地平衡状态,得到离地速度与起飞质量、接地速度与着陆质量的关系,计算轮胎速度限制的最大起飞着陆质量;分析高原机场跑道长度计算理论,利用解析积分法计算跑道长度限制的飞机最大起飞着陆质量;将刹车能量对飞机起飞着陆质量的限制转化为决断速度对飞机起飞着陆质量的限制,通过决断速度计算飞机的最大起飞质量;采用ACN-PCN(aircraft classification number-pavement classification number)评价法,确定飞机的最大起飞着陆质量.以某高原机场为例计算某型飞机的最大起飞质量和最大着陆质量,给出了具体的减载方案.研究表明,对于正常起飞和正常着陆,轮胎速度对最大起飞质量和最大着陆质量影响最敏感;对于一发失效,刹车能量对最大起飞质量影响最敏感.     

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。     

基于轮组效应湿滑跑道飞机轮胎-水膜相互作用研究

湿滑跑道严重影响着飞机的起降安全,其根本原因就是水膜与轮胎相对运动产生的流体动力会使飞机的行驶姿态发生改变。基于弹性流体动力润滑理论,参考多种机型,并以波音737的主起落架为研究对象,运用流体分析软件Fluent建立带有纵向花纹的轮胎接地断面二维有限元模型,模拟轮胎受水流冲击的过程。提出了轮组效应,确定了适用于不同机型轮胎的流场分析计算域;并对飞机轮胎滑水现象进行参数影响分析。研究结果表明有沟槽轮胎所受压强值比无沟槽轮胎相同部位压强降低80%左右;轮胎受到的流体压力随着水流速度的增大而增大;在一定范围内沟槽宽度的增加在增大排水通道面积的同时显著降低轮胎受到的冲击压力;轮组轮胎前后轮所受的压强值差异性很大,前轮起到主要的"抗水"作用。     

飞机起落架半主动控制系统的控制方法研究

利用磁流变阻尼器对起落架悬架系统进行半主动控制,将以前经常研究的二自由度起落架系统转换到一个考虑到反弹、着陆冲击时的俯仰和滚转运动的三自由度飞机系统来研究,能更好地模拟飞机的两个主起落架和前起落架轮的连续触地着陆的真实情况。磁流变阻尼器的半主动控制策略分别使用二种不同的控制器,即线性二次型调节器(LQR)和鲁棒控制器。斯宾塞模型用来预测的磁流变(MR)阻尼器的动力特性。对控制器在减少响应加速度和速度时的性能进行比较分析。仿真结果验证了飞机在着陆过程中受到干扰时鲁棒控制能提供较好的控制效果。     

某型飞机前起落架顶起装置设计和实现

该文介绍了为配合模拟某型飞机的前轮转弯试验设计的前起落架顶起装置,给出了其总体方案。装置采用气源驱动,顶起执行机构采用三角支撑架体并配有行走轮,保证机构强度和刚度的同时又便于移动,电气控制部分控制电磁换向阀向双作用气缸供气,实现顶起机构的顶起和放下。整个装置结构紧凑、布局合理、维护简单、操作方便、移动灵活,并有故障保护、限位保护和紧急断电保护功能。     

起飞飞机后侧穿越方式下的滑行效率分析

为提高机场场面运行效率,以前侧跑道穿越方式为比较对象,对后侧穿越方式下的滑行效率进行分析。基于前后侧两种不同跑道穿越方式的机理,结合图论思想,将航空器的地面滑行速度、安全间隔及滑行道使用规则等作为约束条件,以总的地面滑行时间最短为目标函数,分别构建前侧穿越和后侧穿越两种不同穿越方式下的数学模型;根据前后侧穿越方式下的航空器地面滑行特点,设计面向前后侧穿越下航空器滑行路径的遗传算法对模型进行求解;选用重庆江北国际机场为例,统计目前在该机场运行的主要机型,从起飞滑跑距离、抗侧风能力及尾喷影响距离对其性能进行分析,计算江北机场某一天高峰小时内37架航班的地面滑行时间,比较两种穿越模式下的滑行效率。计算结果表明:单位小时内,前侧穿越结合后侧穿越模式比单独使用前侧穿越模式时的总地面滑行时间节省约9min,结合使用前侧穿越和后侧穿越的模式可以在前侧穿越延误较大的情况下提高场面滑行效率。