本發(fā)明屬于運輸類飛機結(jié)構(gòu)動力學(xué)響應(yīng)分析，具體涉及一種運輸飛機有限元進行起落架擺振仿真的建模仿真方法。

背景技術(shù)：

1、起落架擺振是指飛機在起飛或者著陸滑行時前輪或主輪產(chǎn)生的一種偏離機輪中立位置在側(cè)向和扭轉(zhuǎn)方向互相耦合的一種自激振動，會引起機身的劇烈抖動影響駕駛員的正常操縱。

2、大型民機由于起飛著陸重量大、結(jié)構(gòu)尺寸和柔性大、起落架系統(tǒng)設(shè)計更為復(fù)雜、集成的前輪轉(zhuǎn)向減擺系統(tǒng)、新子午線輪胎的使用等，在飛機前輪操縱滑行穩(wěn)定性和起落架防擺振設(shè)計方面具有自身的特點，這對其起落架擺振穩(wěn)定性分析和適航驗證是更為復(fù)雜的問題。數(shù)值仿真分析是研究起落架擺振的主要途徑，運輸類飛機在進行飛機擺振計算時，通常采用多體動力學(xué)軟件進行建模，但該建模方法存在響應(yīng)靈敏度及計算結(jié)果精度低的缺點。

技術(shù)實現(xiàn)思路

1、本發(fā)明的目的是：提供一種運輸飛機有限元進行起落架擺振仿真的建模仿真方法。本發(fā)明具有對激勵的響應(yīng)靈敏度高，計算結(jié)果準確的特點。

2、本發(fā)明的技術(shù)方案是：一種運輸飛機有限元進行起落架擺振仿真的建模方法，包括以下步驟：

3、步驟1.在abaqus有限元軟件中構(gòu)建起落架模型；

4、步驟2.將nastran有限元軟件中的全機固有特性分析模型進行轉(zhuǎn)換，得到兼容abaqus有限元軟件的機身梁單元模型；

5、步驟3.在abaqus有限元軟件中，使用connector連接單元中的mpc連接模塊將起落架模型與機身模型相連，得到全機擺振仿真模型。

6、前述的運輸飛機有限元進行起落架擺振仿真的建模方法中，步驟1中，起落架模型構(gòu)建步驟如下：

7、步驟11.基于起落架靜力試驗得到的起落架剛度矩陣，修正abaqus有限元軟件中的起落架承載組件梁單元模型的剛度；

8、步驟12.基于輪胎剛度試驗數(shù)據(jù)，修正abaqus有限元軟件中的起落架輪胎殼單元模型的剛度；

9、步驟13.基于起落架落震試驗數(shù)據(jù)，修正abaqus有限元軟件中的起落架緩沖器模型的緩沖性能；

10、步驟14.基于起落架前起減擺器阻尼試驗數(shù)據(jù)，修正abaqus有限元軟件中的起落架減擺器模型的阻尼參數(shù)；

11、前述的運輸飛機有限元進行起落架擺振仿真的建模方法中，步驟12中，輪胎剛度試驗數(shù)據(jù)包括：輪胎垂向剛度、側(cè)向剛度、航向剛度和扭轉(zhuǎn)剛度。

12、前述的運輸飛機有限元進行起落架擺振仿真的建模方法中，步驟13中，起落架緩沖器模型緩沖性能的仿真值中，緩沖器主油腔、回油腔、空氣腔的壓力與落震試驗對應(yīng)試驗值的誤差在5％以內(nèi)，起落架地面載荷與落震試驗對應(yīng)試驗值的誤差在5％以內(nèi)。

13、前述的運輸飛機有限元進行起落架擺振仿真的建模方法中，步驟2中，轉(zhuǎn)換前，全機固有特性分析模型經(jīng)過全機地面共振試驗結(jié)果進行修正。

14、一種基于前述建模方法構(gòu)建的全機擺振仿真模型的仿真方法，包括以下步驟：

15、a.在abaqus有限元軟件中，建立滑跑的地板及激勵塊；

16、b.建立起落架輪胎與地板、激勵塊之間的面對面接觸；

17、c.對各工況下的全機擺振仿真模型進行飛機重量重心和滑跑速度的調(diào)整，得到對應(yīng)擺振仿真結(jié)果。

18、前述的仿真方法中，步驟a中，設(shè)置激勵塊剖面的結(jié)構(gòu)參數(shù)，以模擬飛機在滑跑過程中可能遇到的障礙物尺寸。

19、前述的仿真方法中，步驟b中，限制飛機機身的航向運動副，通過控制地板的速度來控制飛機與地板之間的相對運動。

20、前述的仿真方法中，步驟c中，基于全機擺振仿真模型的機身梁單元模型模型、起落架承載組件梁單元模型、起落架輪胎殼單元模型、起落架緩沖器模型、起落架減擺器模型構(gòu)建對應(yīng)的子文件，各工況下的擺振仿真結(jié)果對應(yīng)的子文件中，以便調(diào)用。

21、前述的仿真方法中，還包括步驟d：基于擺振仿真結(jié)果生成分析主文件，分析飛機在受到激勵塊激勵后是否超過飛機地面載荷包線，減擺器是否能將激勵響應(yīng)快速衰減。

22、本發(fā)明的優(yōu)點是：本發(fā)明的建模方法基于起落架模型的剛度、緩沖性能、阻尼參數(shù)及全機固有特性分析模型對全機擺振仿真模型進行參數(shù)修正，利用有abaqus限元軟件求解飛機的滑跑過程，計算分析飛機在起飛、降落滑跑段過程中的振動和擺振響應(yīng)特性，與現(xiàn)有的多體動力學(xué)模型相比，本發(fā)明構(gòu)建的全機擺振仿真模型對激勵的響應(yīng)更為靈敏，計算結(jié)果更為準確。本發(fā)明的仿真方法還具備獨立運行的批處理數(shù)據(jù)的能力，可根據(jù)設(shè)計工況種類生成批處理文件，批量求解模型在不同的重量重心、不同滑跑速度、不同激勵塊剖面激勵下的起落架響應(yīng)，可大大提高工作效率。

23、飛機模型龐大，相比傳統(tǒng)的多體動力學(xué)建模，利用abaqus有限元軟件對飛機進行梁單元建?？晒?jié)約建模時間。此外，多體動力學(xué)模型中輪胎模型計算公式復(fù)雜，需要對上百個參數(shù)進行調(diào)試，使用輪胎模型的門檻很高，不利于擺振仿真模型的快速建立。本發(fā)明基于abaqus有限元軟件得建立輪胎實體模型，通過調(diào)整有限的結(jié)構(gòu)及材料參數(shù)即可得到滿足剛度要求輪胎模型，因而可大大提高工作效率。

技術(shù)特征：

1.一種運輸飛機有限元進行起落架擺振仿真的建模方法，其特征在于，包括以下步驟：

2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的運輸飛機有限元進行起落架擺振仿真的建模方法，其特征在于，步驟1中，起落架模型構(gòu)建步驟如下：

3.根據(jù)權(quán)利要求2所述的運輸飛機有限元進行起落架擺振仿真的建模方法，其特征在于，步驟12中，輪胎剛度試驗數(shù)據(jù)包括：輪胎垂向剛度、側(cè)向剛度、航向剛度和扭轉(zhuǎn)剛度。

4.根據(jù)權(quán)利要求2所述的運輸飛機有限元進行起落架擺振仿真的建模方法，其特征在于，步驟13中，起落架緩沖器模型緩沖性能的仿真值中，緩沖器主油腔、回油腔、空氣腔的壓力與落震試驗對應(yīng)試驗值的誤差在5％以內(nèi)，起落架地面載荷與落震試驗對應(yīng)試驗值的誤差在5％以內(nèi)。

5.根據(jù)權(quán)利要求1所述的運輸飛機有限元進行起落架擺振仿真的建模方法，其特征在于，步驟2中，轉(zhuǎn)換前，全機固有特性分析模型經(jīng)過全機地面共振試驗結(jié)果進行修正。

6.一種基于權(quán)利要求1-5所述建模方法構(gòu)建的全機擺振仿真模型的仿真方法，其特征在于，包括以下步驟：

7.根據(jù)權(quán)利要求6所述的仿真方法，其特征在于，步驟a中，設(shè)置激勵塊剖面的結(jié)構(gòu)參數(shù)，以模擬飛機在滑跑過程中可能遇到的障礙物尺寸。

8.根據(jù)權(quán)利要求6所述的仿真方法，其特征在于，步驟b中，限制飛機機身的航向運動副，通過控制地板的速度來控制飛機與地板之間的相對運動。

9.根據(jù)權(quán)利要求6所述的仿真方法，其特征在于，步驟c中，基于全機擺振仿真模型的機身梁單元模型模型、起落架承載組件梁單元模型、起落架輪胎殼單元模型、起落架緩沖器模型、起落架減擺器模型構(gòu)建對應(yīng)的子文件，各工況下的擺振仿真結(jié)果對應(yīng)的子文件中。

10.根據(jù)權(quán)利要求6所述的仿真方法，其特征在于，還包括步驟d：基于擺振仿真結(jié)果生成分析主文件，分析飛機在受到激勵塊激勵后是否超過飛機地面載荷包線，減擺器是否能將激勵響應(yīng)快速衰減。

技術(shù)總結(jié)
本發(fā)明提供一種運輸飛機有限元進行起落架擺振仿真的建模仿真方法。步驟1.在Abaqus有限元軟件中構(gòu)建起落架模型；步驟2.將Nastran有限元軟件中的全機固有特性分析模型進行轉(zhuǎn)換，得到兼容Abaqus有限元軟件的機身梁單元模型；步驟3.在Abaqus有限元軟件中，使用Connector連接單元中的MPC連接模塊將起落架模型與機身模型相連，得到全機擺振仿真模型。本發(fā)明具有對激勵的響應(yīng)靈敏度高，計算結(jié)果準確的特點。

技術(shù)研發(fā)人員：劉亞美,孫佳昊,佟德喜,劉崇任
受保護的技術(shù)使用者：中航通飛華南飛機工業(yè)有限公司
技術(shù)研發(fā)日：
技術(shù)公布日：2024/12/19