飛機機翼著陸滑跑動態性能分析

秦 飛 / QIN Fei

(上海飛機設計研究院，上海 201210)

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飛機機翼著陸滑跑動態性能分析

秦 飛 / QIN Fei

(上海飛機設計研究院，上海 201210)

飛機著陸滑跑過程中，機翼結構將受到較大的沖擊作用和振動激勵。為預判結構局部危險部位，給結構強度設計提供參考，需對機翼著陸滑跑過程中的動態性能進行分析。創新性地考慮了飛機滑跑速度和氣動力的變化，為有限元計算提供可靠的外載輸入，并合理設置約束條件，建立半機體有限元模型，降低計算規模。最后提取機翼各站位處的載荷響應峰值，做出動響應包線，預判結構局部危險部位，如機翼根部，為結構強度設計提供參考。

機翼；結構；著陸；滑跑；動態性能

0 引言

飛機結構在使用過程中常常受到各種各樣的動載荷作用，這些動載荷可能會引起結構的動強度破壞。隨著飛機性能的逐步提高，振動激勵和沖擊作用也越來越強烈，其所造成的危害程度的大小與飛機的運動狀態、環境以及飛機結構本身的動態特性密切相關。所以，一架飛機從開始設計直到退役，在這一過程中結構動強度是必須予以高度關注的問題[1]。本文主要針對振動故障類型中的振動峰值破壞進行研究。

飛機機翼在著陸滑跑過程中動響應分析涉及兩個方面的內容：(1)起落架動態性能的分析；(2)飛機機翼的有限元動響應分析。對于起落架的動態性能分析，W Karam等[2]和Kapseong Ro[3]做過起落架模型的落震仿真，Karen H. Lyle等[4]研究墜撞過程，驗證了在機身未損毀前使用剛性機體模型的準確性，Phil Evans等[5]利用MATALAB/SIMULINK模擬飛機起飛和著陸過程。對于有限元分析，波音公司在上世紀50年代采用三角元對機翼進行建模，極大地推動了有限元法的發展和使用[6]。目前應用最廣泛的通用有限元商用軟件有ABAQUS，ADINA，ANSYS，MARC，NASTRAN和SAP等[7]。徐焱[8]、孟慶賀[9]等人成功運用MSC. PATRAN& NASTRAN等，對機體動響應做了相應的研究，但主要是針對機身上個別點，給出響應的時間歷程響應曲線，有一定的局限性。

本文在前人的研究基礎上，利用現在流行的CAD技術，采用ADAMS進行模擬仿真，求得飛機在著陸滑跑過程中起落架對機體的激振力，為下一步計算機身動響應打好基礎。在對空氣動力問題的處理上，本文與以往的研究方法不同，未采用陳旺[10]的等效升力法，而是對ADAMS進行二次開發，通過編寫ADAMS GFOSUB子程序來解決。這樣能真實地模擬飛機在著陸滑跑過程中機體上氣動力的變化，仿真過程和實際情況更接近，計算結果更準確。飛機機翼作為一個整體，如果只計算個別站位上的動響應，很難判斷危險截面所在部位，為飛機強度設計提供的參考相對有限，為克服這一缺陷，本文計算了機翼上所有站位處的彎矩、剪力和扭矩。通過對各站位處動響應值的篩選，提取響應峰值，以站位位置為橫坐標，響應峰值為縱坐標，做出動響應包線[11]。本文根據這一思想，提取各站位處的響應峰值，做出相應的包線，并進行分析，為飛機機翼強度設計提供較好的參考。

1 起落架動力學建模

1.1 動力學模型

目前在起落架動態性能力學模型中普遍采用的是彈性與非彈性支撐質量的二質量模型[10]。彈性支承質量，即緩沖器中空氣彈簧的上部質量，包括機身、機翼、尾翼、緩沖器外筒等質量，即空氣彈簧支承的質量。非彈性支承質量，即空氣彈簧下部的質量，包括緩沖器活塞桿、剎車裝置、輪胎等質量，對于小車式起落架還要包括車架，即非空氣彈簧支撐的質量。

對于緩沖支柱式起落架考慮將氣體腔和油液腔分別等效為一個彈簧力和一個阻尼力，緩沖支柱力由空氣彈簧力、油液阻尼力、緩沖器摩擦力與結構限制力組成。一旦起落架的幾何參數和初始充填參數確定，則油-氣式緩沖支柱的各個力即可確定。輪胎力隨輪胎壓縮量而變化，具體的各分力的表達式可參見文獻[10]。

1.2 起落架系統建模

在ADAMS/AIRCRAFT模塊中，仿真模型都是以模板為基礎的，前起落架緩沖支柱和機輪子系統以及主起落架緩沖支柱和機輪子系統可以調用軟件自帶的模板。為了使所建模型與實際情況更接近，需要根據某型飛機緩沖支柱的初始容積、初始壓力、活塞面積、油孔面積、緩沖支柱行程和輪胎垂直變形系數及阻尼系數等參數，利用文獻[10]中力的表達式，修改空氣彈簧力、油液阻尼力、緩沖器內部摩擦力、結構限制力和輪胎力等屬性文件。屬性文件編寫準確與否直接決定了仿真結果的優劣，所以這是前期工作的重點。在子系統都建立完之后，分別裝配成前起落架系統和主起落架系統，進行落震仿真，驗證所建起落架模型的準確合理性。

1.3 起落架落震仿真與驗證

落震仿真是為了驗證所建起落架模型的準確性，通過仿真和實驗結果進行對比，達到驗證目的。首先，確定前起落架和主起落架的支撐質量，可以通過力和力矩平衡關系確定。已知某飛機全機質量47 681kg，停機狀態飛機重心至前輪輪軸的水平距離9.116m，至主輪輪軸的水平距離0.960m，可以求出前起落架支撐質量為4 543kg，主起落架支撐質量為43 138kg。

確定了支撐質量后就可以對飛機的前起落架和主起落架分別進行落震仿真，下沉速度均為3m/s，姿態水平，仿真時間6s，仿真時間步數600。仿真結果和實驗結果[10]的對比見表1，各主要參數相對誤差均在5%以內，根據工程經驗，說明所建的起落架模型和實際情況吻合得較好。

表1 前起落架和主起落架仿真結果與實驗結果的對比

2 全機多體系統動力學建模

虛擬樣機分析模型不一定與實際模型的形狀完全一致，必要的模型簡化是可以的，只要虛擬樣機分析模型的工況符合實際工作的工況即可，基于這種思想利用MSC.ADAMS建立全機多體系統模型。

在建立并驗證了前、主起落架系統模型的基礎上，調用剛性機體模型，文獻[4]說明使用剛性機體是可行的，根據起落架和機體實際的連接位置，修改相關幾何參數，最后裝配成全機模型，進而進行滑跑和著陸仿真分析。

3 著陸滑跑仿真

3.1 路面譜

由于路面不平度的影響，飛機在跑道上滑行時會引起振動，這對于起落架的疲勞壽命起重要作用，同時會影響飛行員的正常工作和乘客的舒適性。另外滑行載荷的累積影響在飛機總的疲勞損傷中也占有一定的比例，不能忽略。因此需要選擇合適的路面譜，對飛機在滑行過程中的振動進行模擬仿真，以便掌握飛機滑行中起落架的動力學響應特征。

為了較好地模擬飛機著陸滑跑的真實情況，本文使用San Francisco 28R跑道進行仿真。該跑道修建于上世紀60年代前期，路面較粗糙，飛機在該跑道上著陸滑跑將受到較高的激勵載荷[12]。此跑道的路面譜是根據實測結果編制的，能較真實地模擬實際跑道。

3.2 著陸滑跑仿真分析

著陸過程是飛行最危險的階段之一，研究這一過程具有重要意義。本文著重研究飛機剛觸地后進行滑跑的動態過程。由于飛機著陸時水平速度較大，機身上附加了較大的氣動升力，剛觸地的瞬間甚至可以達到0.8倍～0.9倍的全機總重[13]，因此在仿真過程中氣動升力不可忽略。

對于隨時間變化的氣動力的添加，可以通過編寫ADAMS GFOSUB子程序實現。首先，定義用戶界面，然后建立用戶求解庫，只有這樣，用戶子程序才能連接到ADAMS/SOLVER求解，接著編寫氣動力子程序GFOSUB，氣動力與機翼迎角、飛機速度和氣動面積等參數有關，這些參數可參見文獻[14]。氣動升力表達式如下：

式中，CL為升力系數(與機翼迎角有關)，S為機翼參考面積，q為動壓，定義式如下：

式中，ρa為空氣密度，Va為氣流速度。

由式(1)、(2)可以看出，氣動力隨機翼迎角和氣流速度變化，子程序可以將變化的氣動力加到機身上。將編好的氣動力子程序添加到機身模板中，建立機身子系統，最后將前面建好的前起落架和主起落架子系統，結合機身子系統，建立全機模型，進行著陸仿真。

著陸滑跑可以作為勻減速運動處理，平均加速度表達式如下[13]：

式中，f為機輪對地面的摩擦系數，取0.3；Kjd為接地瞬間飛機的升阻比，取6.95。由此計算可得平均加速度為-2.175m/s2。

將建好的前起落架和主起落架模型，加上自定義氣動力的機身裝配成全機模型，輸入San Francisco 28R跑道路面譜，進行滑跑仿真。水平速度為66.6m/s，機身迎角3.5°，仿真時間為6s。在進行著陸仿真時選取兩種典型情況進行分析，一種是正常著陸，另一種是極端的粗暴著陸，對應的下沉速度分別為1.22m/s和3.05m/s。參數設置完后提交到ADAMS/SOLVER求解器進行動力學分析計算。

著陸滑跑仿真時，氣動升力隨時間的變化曲線如圖1所示。

圖1 氣動升力隨時間的變化曲線

在0s時刻，兩種下沉速度對應的氣動升力大小不同，如圖1所示，下沉速度為1.22m/s時為3.83E+005N，是飛機總重的82%；下沉速度為3.05m/s時為4.16E+005N，是飛機總重的89%。可見后者比前者大，這是因為較大的下沉速度造成了較大的誘導迎角。0s時刻是主起落架剛剛觸地的瞬間，此時機身上的氣動升力最大，由文獻[13]可知，能達到0.8倍～0.9倍的全機總重，以上計算結果也說明了這一點，表明仿真結果是合理的。

4 動響應分析

4.1 有限元模型的建立

為減少結構的自由度數，提高計算效率，本文利用結構的對稱性條件，建立半機體模型，如圖2所示。全機結構相對于XOY平面對稱，對稱面上結構元素的剛度和節點慣性數據均取一半。本文計算的是飛機對稱著陸滑跑狀態下，機體的結構動力學響應，所以在對稱面上施加對稱約束，即將對稱面上節點的反對稱位移限制為零：

式中，TZ為Z方向的節點線位移，RX和RY分別為X方向和Y方向的節點角位移，下標S表示對稱面上的節點號。全機結構有限元模型具有386個等截面梁元(bar)，246個質量元(mass)，20個剛性元(rigid)，2個彈性元(DOF Spring)。

4.2 外載荷的添加

機體對稱著陸載荷由兩大部分組成，一部分是著陸撞擊前的1g平飛載荷，另一部分是起落架的撞擊載荷和由它引起的機體慣性載荷。前者又是由1g氣動載荷和1g質量載荷組成。運用PATRAN將外載荷添加到半機體模型上，如圖2所示。

圖2 半機體模型受力示意圖

4.3 動響應結果及分析

機翼彎矩方向為X向，剪力為Y向，扭矩為Z向，機翼各站位所對應的節點號為Node 201～229，其中Node 201作為橫坐標原點(0m)，Node 229作為終點(18.559m)，提取彎剪扭的響應峰值，做出動響應包線，如圖3～圖5所示。

機翼和機身是通過梁式框架連接的，框架在機翼上的連接點為Node 9610，在Z方向距離原點Node 201為1.410m，因此在站位1.410m處機翼彎矩出現突變，如圖3所示。總體上來說，機翼根部彎矩最大，向翼尖呈遞減趨勢，下沉速度1.22m/s和3.05m/s對應的彎矩最大值分別為1.04×106N·m和1.75×106N·m。外發動機(Node 8239)和內發動機(Node 8240)作為集中質量單元通過廣義元(Geneal元素)連接到機翼上，Z方向的坐標分別為9.533m和4.714m，這兩個附加在機翼上的集中質量導致機翼剪力和扭矩在站位4.714m和9.533m處出現突變，如圖4和圖5所示；下沉速度1.22m/s和3.05m/s對應的剪力最大值分別為1.73×105N和2.93×105N，扭矩最大值分別為2.98×105N·m和4.31×105N·m。

圖3 機翼彎矩響應包線圖

圖4 機翼剪力響應包線圖

圖5 機翼扭矩響應包線圖

由以上計算結果，可以清晰地看出機翼結構局部危險部位，即各部件較高載荷集中處，如機翼根部，因此需要對此部位進行加強設計，從而使整架飛機的安全性得到保障，具有明顯的實際意義。

5 結論

通過上述計算分析，可以得出以下結論：

1)根據本文計算分析，飛機著陸滑跑過程中機翼的動響應問題需要考慮飛機升力和滑跑速度，為有限元計算提供更可靠的外載輸入；

2)依據計算所提取的機翼各站位處的載荷響應峰值，做出動響應包線，確定各部件載荷的最大值，有助于預判結構局部危險部位。

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Dynamic Performance Analysis of Aircraft Wing in Landing and Taxiing

(Shanghai Aircraft Design and Research Institute，Shanghai 201210，China)

The wing structure suffers large impact and vibration in landing and taxiing. In order to predict local hazard areas of the structure and provide a reference for structural strength design, it is necessary to implement an analysis on wing dynamic performance in landing and taxiing. This paper considers innovatively about changes of aircraft taxiing rate and the aerodynamic force, which provide a reliable set of external input, and set reasonable constrains, establish half-body finite element aeroplane model to reduce the size of the calculation. Finally, the peak load response of each wing station was extracted to make dynamic response envelope, and the local hazardous positions can be pre-estimated to provide

for the structure design, such as the root of wing.

wing; structure; landing; taxiing; dynamic performance

10.19416/j.cnki.1674-9804.2016.03.014

V224

A