王智成，聶 宏，2，房興波，魏小輝，2，郁思佳

(1.南京航空航天大學(xué)飛行器先進設(shè)計技術(shù)國防重點學(xué)科實驗室，江蘇南京 210016)(2.南京航空航天大學(xué)機械結(jié)構(gòu)力學(xué)及控制國家重點實驗室，江蘇南京 210016)

緩沖器是所有現(xiàn)代起落架必備的通用部件，同時也是最重要、最復(fù)雜的部件。緩沖的實質(zhì)就是把飛機的動能消散在緩沖系統(tǒng)(輪胎和緩沖器)和飛機起落架結(jié)構(gòu)的變形上。其中緩沖器是主要吸能裝置，緩沖器設(shè)計的好壞對飛機緩沖性能有著決定性的影響［1－3］。

在實驗研究方面，起落架落震試驗成本昂貴、設(shè)備復(fù)雜，且不易根據(jù)實際情況進行調(diào)整。近年來，基于虛擬樣機技術(shù)的飛機起落架著陸動態(tài)性能分析方法被廣泛應(yīng)用［4］。LMS Virtual.Lab Motion的基于計算多體系統(tǒng)動力學(xué)建模理論及計算方法研究，是專門為模擬機械系統(tǒng)的真實運動和載荷而設(shè)計的。LMSImagine Lab AMESim提供了一個完整的機電、液壓系統(tǒng)一維仿真平臺。在VL Motion中可以建立精確的3D機構(gòu)模型，卻不能建立詳細的油液緩沖器液壓模型;在AMESim中可以建立詳細的液壓模型，但是為了模擬實際運動和獲得正確的輸出力，還需要一個3D的機械模型，因此通過2個軟件的聯(lián)合仿真，發(fā)揮其各自的優(yōu)勢，才能使起落架的落震模型更趨于精確［5－7］。同時有研究表明，通過iSIGHT優(yōu)化平臺集成AMESim對起落架緩沖器進行參數(shù)優(yōu)化分析，能克服以往優(yōu)化方法目標單一和自動化程度不高等局限［8］，為緩沖器優(yōu)化設(shè)計提供更有效的解決方案，且集成度高。

1 起落架落震性能仿真分析

1.1 起落架力學(xué)模型

起落架著陸動力學(xué)分析的力學(xué)模型是二質(zhì)量模型，分為彈性支撐質(zhì)量和非彈性支撐質(zhì)量。彈性支撐質(zhì)量是緩沖器中空氣彈簧的上部質(zhì)量，包括機身、機翼、緩沖器外筒等的質(zhì)量;非彈性支撐質(zhì)量是空氣彈簧下部的質(zhì)量，包括活塞桿、剎車裝置、輪胎等的質(zhì)量［9］?？諝鈴椈闪a和油液阻尼力Fh對起落架緩沖性能起主要作用，故可以忽略摩擦力和結(jié)構(gòu)限制力。上述系統(tǒng)可簡化為二自由度系統(tǒng)的振動問題，利用達朗伯原理建立該運動的微分方程，某無人機支柱式主起落架力學(xué)模型如圖1所示。

設(shè)定大地為參考坐標系，z1為下部質(zhì)量MX的垂直位移;z2為上部質(zhì)量MS的垂直位移;K1為輪胎彈性剛度;C1為輪胎阻尼系數(shù);K2為空氣彈簧彈性剛度;C2為油液阻尼系數(shù);Fz為升力。則運動微分方程為:

圖1 某無人機支柱式主起落架力學(xué)模型

式中:v0為無人機著陸速度。

其中式(2)為初始速度邊界條件，兩式聯(lián)立可解出此系統(tǒng)的固有振動頻率和系統(tǒng)隨時間的響應(yīng)函數(shù)。

1.2 仿真模型的建立

該無人機主起落架緩沖器為單腔變油孔緩沖器，主油孔面積在緩沖器壓縮過程和伸長過程中隨行程發(fā)生變化，緩沖器結(jié)構(gòu)示意圖如圖2所示。主起落架的落震仿真相關(guān)參數(shù)有投放質(zhì)量600kg，投放高度0.27m，機輪航向速度 36.7m/s，初始空氣腔壓力 1.65MPa，主油孔面積(不考慮油針)38mm2，正行程回油孔面積99.81mm2，反行程回油孔面積 7.39mm2。

圖2 無人機主起落架緩沖器結(jié)構(gòu)示意圖

分別在VL Motion和AMESim中建立起落架的動力學(xué)模型和緩沖器模型。由于實際的起落架CATIA模型零部件較多，在不改變起落架機構(gòu)原理的前提下簡化結(jié)構(gòu)，將主起落架簡化為機輪和輪胎、緩沖器活塞桿、緩沖器外筒、上扭力臂、下扭力臂5個部分。將簡化后的主起落架CATIA模型直接導(dǎo)入到VL Motion中，定義整體和局部坐標系，添加運動副、驅(qū)動、路面和輪胎力。主起落架落震Motion模型如圖3所示。

圖3 主起落架落震Motion模型

在AMESim中建立緩沖器的詳細液壓模型，利用標準信號庫、機械庫、液壓庫以及液壓元件設(shè)計庫中的元件搭建的緩沖器液壓模型如圖4所示。

圖4 主起落架緩沖器液壓模型

1.3 聯(lián)合仿真分析

VL Motion與AMESim的聯(lián)合仿真方式有3種，即 Co－Simulation、Coupled和 Function Evaluation。本文采用第一種方式，該方式以AMESim為主，在AMESim中進行仿真過程控制(設(shè)置仿真時間、算法等)。仿真過程中，AMESim與Motion各自計算，在規(guī)定的每個采樣時間段內(nèi)相互傳遞數(shù)據(jù)。

2 優(yōu)化模型的建立

2.1 設(shè)計變量

以油針的截面積作為設(shè)計變量。油針的截面為圓形，油針輪廓示意圖如圖5所示。

圖5 油針輪廓示意圖

2.2 目標函數(shù)

緩沖器軸向力Fs和緩沖器效率ηh是衡量起落架緩沖性能好壞的主要指標，針對無人機，緩沖器效率并不是首要考慮的指標，在保證緩沖器效率不低于設(shè)計要求的情況下，緩沖器軸向力越小越好，故選擇進行單目標優(yōu)化，目標函數(shù)為緩沖器軸向力Fs最小。

2.3 約束條件

a.緩沖器行程。

緩沖系統(tǒng)應(yīng)當(dāng)在保留某些行程余量的條件下吸收給定過載下的使用功量。這里要求緩沖器的使用行程不大于最大行程的90%，即S≤Smax，在本例中即要求S≤192mm。

b.緩沖器效率。

根據(jù)起落架設(shè)計要求，在落震試驗期間獲得的緩沖器效率應(yīng)不低于75%，即ηh≥75%。

c.過載。

根據(jù)該無人機設(shè)計要求，緩沖器過載需不大于3，即 n ≤3。

2.4 優(yōu)化模型

目標函數(shù):min Fs。

設(shè)計變量:X=［A0～ A6，S0～ S6］。

約束條件:S≤ Smax，ηh≥75%，n≤3。

3 優(yōu)化設(shè)計

3.1 優(yōu)化流程的建立

基于iSIGHT優(yōu)化平臺建立該無人機主起落架的緩沖器優(yōu)化流程，使用Pointer優(yōu)化求解器進行優(yōu)化，Pointer優(yōu)化求解器是iSIGHT提供的智能自動優(yōu)化專家，包括4種優(yōu)化算法的組合:線性單純形法、序列二次規(guī)劃法、最速下降法和遺傳算法。Pointer優(yōu)化求解器會自動捕捉設(shè)計空間的信息，自動組合4種優(yōu)化算法，從而得到一個最優(yōu)的優(yōu)化策略［10－11］。

圖6 iSIGHT優(yōu)化流程圖

3.2 優(yōu)化及結(jié)果分析

以上述仿真模型為基礎(chǔ)，利用建立的優(yōu)化模型和流程，以油針截面積為設(shè)計變量，緩沖器軸向力為目標函數(shù)，緩沖器行程、效率、過載作為約束條件，采用iSIGHT智能優(yōu)化專家Pointer優(yōu)化求解器進行優(yōu)化，獲得最優(yōu)解。優(yōu)化前后目標函數(shù)隨時間的變化曲線和緩沖器功量圖分別如圖7和圖8所示。

圖7 緩沖器軸向力隨時間變化曲線

圖8 緩沖器功量圖

優(yōu)化前和優(yōu)化后的結(jié)果對比見表1，優(yōu)化前和優(yōu)化后的油針截面積數(shù)據(jù)見表2。從結(jié)果可以看出，優(yōu)化后緩沖器最大軸向力減小了10.49%，且軸向力趨向于穩(wěn)定，同時過載減小了10.34%，有利于開展起落架結(jié)構(gòu)減重，提高起落架的壽命。起落架的效率提高了12.54%，從圖8可以看出優(yōu)化后的緩沖器功量圖更加飽滿，變化趨勢平穩(wěn)，這說明在緩沖器軸向力得到優(yōu)化的同時，緩沖器效率亦得到提高，緩沖性能變好。此外還可看出，優(yōu)化后的油針截面積變化趨勢是增大—減小—增大，油針優(yōu)化后該起落架緩沖性能明顯提升。

表1 優(yōu)化前后的結(jié)果對比

表2 優(yōu)化前后的油針截面積數(shù)據(jù)

4 結(jié)論

依據(jù)實際工程應(yīng)用，以某無人機支柱式主起落架為例，開展起落架緩沖性能聯(lián)合仿真分析及優(yōu)化，得到以下結(jié)論:(1)文中的聯(lián)合仿真方法和優(yōu)化方法為起落架緩沖器提供了集設(shè)計、分析、優(yōu)化于一體的解決方案，可為起落架落震試驗提供指導(dǎo)，大大縮短緩沖器的設(shè)計周期。(2)通過優(yōu)化計算得到了該無人機主起落架油針的最佳截面積參數(shù)，由結(jié)果可知，此優(yōu)化有效降低了緩沖器的軸向力，提高了緩沖器的效率，證明該優(yōu)化模型合理有效，對該無人機的設(shè)計具有一定的參考價值。

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