大型客机起落架缓冲系统优化设计技术研究硕士学位论文.doc

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1、中图分类号： 论文编号： 学科分类号： 硕士学位论文 大型客机起落架缓冲系统 优化设计技术研究 研究生姓名 学科、专业飞行器设计 研究方向飞机起落装置设计 指导教师 南京航空航天大学 研究生院 航空宇航学院 二 一 年三月 Nanjing University of Aeronautics and Astronautics The Graduate School College of Aeronautics and Astronautics Study on Optimization Design Technology for Landing Gear Shock-Absorbing Syst

2、em of Large Civil Aircraft A Thesis in Science and Technology of Aeronautics and Astronautics by Advised by Submitted in Partial Fulfillment of the Requirements for the Degree of Mastor of Engineering December, 2009 承诺书 本人郑重声明：所呈交的学位论文，是本人在导师指导下，独立 进行研究工作所取得的成果。尽我所知，除文中已经注明引用的内容 外，本学位论文的研究成果不包含任何他人享

3、有著作权的内容。对本 论文所涉及的研究工作做出贡献的其他个人和集体，均已在文中以明 确方式标明。 本人授权南京航空航天大学可以有权保留送交论文的复印件，允 许论文被查阅和借阅,可以将学位论文的全部或部分内容编入有关数据 库进行检索，可以采用影印、缩印或其他复制手段保存论文。 (保密的学位论文在解密后适用本承诺书) 作者签名： 日 期： 南京航空航天大学硕士学位论文 I 毕业设计（论文）原创性声明和使用授权说明毕业设计（论文）原创性声明和使用授权说明 原创性声明原创性声明 本人郑重承诺：所呈交的毕业设计（论文） ，是我个人在指导教师 的指导下进行的研究工作及取得的成果。尽我所知，除文中特别加以

4、标注和致谢的地方外，不包含其他人或组织已经发表或公布过的研究 成果，也不包含我为获得 及其它教育机构的学位或学历而 使用过的材料。对本研究提供过帮助和做出过贡献的个人或集体，均 已在文中作了明确的说明并表示了谢意。 作 者 签 名： 日 期： 指导教师签名： 日 期： 使用授权说明使用授权说明 本人完全了解 大学关于收集、保存、使用毕业设计（论文） 的规定，即：按照学校要求提交毕业设计（论文）的印刷本和电子版 本；学校有权保存毕业设计（论文）的印刷本和电子版，并提供目录 检索与阅览服务；学校可以采用影印、缩印、数字化或其它复制手段 保存论文；在不以赢利为目的前提下，学校可以公布论文的部分或全

5、部内容。 作者签名： 日 期： 学位论文原创性声明学位论文原创性声明 本人郑重声明：所呈交的论文是本人在导师的指导下独立进行研究 所取得的研究成果。除了文中特别加以标注引用的内容外，本论文不 包含任何其他个人或集体已经发表或撰写的成果作品。对本文的研究 做出重要贡献的个人和集体，均已在文中以明确方式标明。本人完全 意识到本声明的法律后果由本人承担。 作者签名： 日期： 年 月 日 学位论文版权使用授权书学位论文版权使用授权书 本学位论文作者完全了解学校有关保留、使用学位论文的规定，同 意学校保留并向国家有关部门或机构送交论文的复印件和电子版，允 许论文被查阅和借阅。本人授权 大学可以将本学位论

6、文 的全部或部分内容编入有关数据库进行检索，可以采用影印、缩印或 扫描等复制手段保存和汇编本学位论文。 涉密论文按学校规定处理。 作者签名：日期： 年 月 日 导师签名： 日期： 年 月 日 南京航空航天大学硕士学位论文 III 摘 要 以支柱式起落架为背景，在传统二质量模型的基础上，考虑油液不可压和可压两种情况， 分别推导了空气弹簧力的计算公式。并给出了一种由飞机运动学参数、轮胎几何参数和跑道物 理参数等共同确定摩擦系数的经验公式，用于计算地面水平反力。 以某型飞机主起落架为例, 实现了其基于 ADAMS/Aircraft 的落震虚拟样机，并进行了落 震仿真。通过与试验数据的对比发现，该起落

7、架虚拟样机的落震仿真能够很好的模拟起落架的 着陆缓冲性能。 提出了变油孔缓冲器油针几何形状的优化模型。以某型飞机主起落架的落震虚拟样机为例， 以油针几何形状为设计变量，基于 iSIGHT 集成 ADAMS/Aircraft 建立了飞机起落架缓冲系统 多目标优化流程。使用功落震工况下，优化后的缓冲器轴向力减小了 7%左右，而缓冲器效率 可同时提高 6%以上。 以起落架缓冲系统传统的设计方法为基础，结合上述的优化流程建立了飞机起落架缓冲系 统设计、仿真和优化一体化流程，并对某大型客机的前起落架和主起落架进行了设计优化。与 传统方法设计相比较，经过变油孔优化设计后，前起落架使用功落震的缓冲器效率提高

8、了 19.6%， 支柱轴向力降低了 15.9%，主起落架使用功落震的缓冲器效率提高了 8.7%，支柱轴向力降低 了 7.2%。前起落架和主起落架的缓冲性能均得到了明显的提高。 关关 键键 词：词：起落架，ADAMS，虚拟样机，油针，iSIGHT，多目标优化 大型客机起落架缓冲系统优化设计技术研究 IV ABSTRACT Under the background of aircraft post landing gears, air-spring force formula has been derived based on traditional two-mass model, by cons

9、idering oil incompressible and compressible. Furthermore, an empirical formula about friction coefficient which is determined by the parameters of aircraft motion, tire geometry and runway has been established to obtain ground horizontal reaction force. Taking Y8 main landing gear as an example, dro

10、p virtual prototyping based on ADAMS/Aircraft has been achieved, and drop simulation has been conducted. There is a good corespondence between the simulation result and the experimental data. The optimization model of variable-orifice is expressed. That is, the metering pin area of section is the de

11、sign variable. Combined with Adams/Aircraft, the multi-objective optimization of landing gear shock-absorbing system is established in iSIGHT. Under use work drop case, shock strut axial force decreases about 7%, and shock strut effectiveness can increase 6% more at the same time after optimization.

12、 Based on conventional design methods, the design optimization of nose and main landing gears of large civil aircraft capability is preceded integrated by the procedure above. As a result, the shock strut efficiency of nose landing gear is improved 19.6%. However, the strut axis force is reduced 15.

13、9%. In corresponds, the shock strut efficiency of main landing gear is enhanced 8.7%.However, the strut axis force is lessened 7.2%. The shock-absorbing characteristics of nose and main landing gears are significantly evaluated. Keywords：landing gear, ADAMS, virtual prototyping, metering pin, iSIGHT

14、, multi-objective optimization 南京航空航天大学硕士学位论文 V 目 录 第一章 绪论 .1 1.1 工程背景与意义 .1 1.2 国内外研究现状.2 1.3 研究目的与研究内容.4 第二章 起落架着陆动态性能分析模型 .5 2.1 缓冲支柱受力分析.6 2.1.1 油液阻尼力 .8 2.1.2 空气弹簧力 .8 2.1.3 内部摩擦力 .8 2.2 轮胎受力分析.8 2.3 运动微分方程.8 2.4 本章小结.8 第三章 基于 ADAMS/AIRCRAFT 起落架落震动力学仿真8 3.1 起落架落震试验.8 3.2 建立模板.8 3.2.1 轮胎模板的建立 .8

15、 3.2.2 起落架模板的建立 .8 3.3 落震仿真与结果验证.8 3.4 本章小结.8 第四章 基于 ISIGHT 的起落架缓冲性能优化设计技术 8 4.1 ISIGHT 简介8 4.1.1 ISIGHT 的几大优势 8 4.1.2 ISIGHT 的工作过程 8 4.2 优化模型的建立.8 4.2.1 设计变量 .8 4.2.2 目标函数 .8 4.2.3 约束条件 .8 4.2.4 优化模型 .8 4.3 基于 ISIGHT 的优化流程的建立8 大型客机起落架缓冲系统优化设计技术研究 VI 4.3.1 软件的集成 .8 4.3.2 模块的建立 .8 4.3.3 参数映射 .8 4.4 优

16、化设计.8 4.4.1 对油针分段位置进行优化 .8 4.4.2 对油针横截面积进行优化 .8 4.4.3 对油针分段位置和横截面积进行优化 .8 4.5 小结.8 第五章 大型客机起落架缓冲系统设计及缓冲性能优化 .8 5.1 缓冲系统设计计算.8 5.1.1 轮胎的选择 .8 5.1.2 缓冲器参数确定 .8 5.2 设计、仿真、优化一体化流程.8 5.3 初始设计落震仿真.8 5.3.1 前起落架落震仿真 .8 5.3.2 主起落架落震仿真 .8 5.4 优化设计.8 5.4.1 前起落架优化设计 .8 5.4.2 主起落架优化设计 .8 5.5 小结.8 第六章 总结与展望 .8 6.

17、1 总结.8 6.2 进一步工作展望.8 参考文献 .8 致 谢 .8 在学期间的研究成果及发表的论文 .8 南京航空航天大学硕士学位论文 VII 图表清单 图 2. 1 起落架结构模型和力学模型.5 图 2. 2 起落架各部分受力示意图.6 图 2. 3 缓冲器内部压力作用示意图.7 图 3. 1 数字化虚拟飞机组件原理示意图.8 图 3. 2 数字化虚拟起落架的建造流程.8 图 3. 3 某型飞机主起落架结构示意图.8 图 3. 4 起落架虚拟样机主要部件示意图.8 图 3. 5 某型飞机主起落架数字化虚拟样机.8 图 3. 6 某型飞机主起落架数字化虚拟样机落震过程.8 图 3. 7 某

18、型飞机主起落架使用功落震功量图.8 图 3. 8 某型飞机主起落架最大功落震功量图.8 图 4. 1 油针轮廓图.8 图 4. 2 优化流程图.8 图 4. 3 ISIGHT 集成 ADAMS 过程中相关文件从属关系.8 图 4. 4 参数映射示意图.8 图 4. 5 优化油针分段位置后某型飞机主起落架落震功量图.8 图 4. 6 优化油针截面面积后某型飞机主起落架落震功量图.8 图 4. 7 优化油针分段位置和截面面积后某型飞机主起落架落震功量图.8 图 5. 1 额定压力下主起落架轮胎的压缩曲线.8 图 5. 2 额定压力下前起落架轮胎的压缩曲线.8 图 5. 3 起落架缓冲器初步设计 E

19、XCEL表格 8 图 5. 4 起落架缓冲器设计、仿真、优化一体化流程.8 图 5. 5 优化后输出的结果文件内容.8 图 5. 6 大型客机前起落架落震功量图.8 图 5. 7 大型客机主起落架落震功量图.8 图 5. 8 优化后大型客机前起落架落震功量图.8 图 5. 9 优化后大型客机主起落架落震功量图.8 大型客机起落架缓冲系统优化设计技术研究 VIII 表 3. 1 某型飞机主起落架虚拟样机测试结果与试验结果对比.8 表 4. 1 某型飞机主起落架油针几何参数.8 表 4. 2 油针分段位置优化前后某型主起落架落震仿真结果对比.8 表 4. 3 优化油针分段位置后油针的几何参数.8

20、表 4. 4 油针截面面积优化前后某型主起落架落震仿真结果对比8 表 4. 5 优化油针截面面积后油针的几何参数.8 表 4. 6 油针分段位置和截面面积优化前后某型主起落架落震仿真结果对比.8 表 4. 7 优化油针分段位置和截面面积后油针几何参数.8 表 5. 1 大型客机起落架轮胎参数 8 表 5. 2 飞机每 1000 次着陆下沉速度出现次数.8 表 5. 3 大型客机前起落架和主起落架缓冲器参数 8 表 5. 4 大型客机前起落架落震仿真结果 8 表 5. 5 大型客机主起落架落震仿真结果 8 表 5. 6 大型客机前起落架油针参数 8 表 5. 7 优化前后大型客机前起落架使用功落

21、震仿真结果对比 8 表 5. 8 优化前后大型客机前起落架最大功落震仿真结果对比 8 表 5. 9 大型客机主起落架油针参数 8 表 5. 10 优化前后大型客机主起落架使用功落震仿真结果对比 8 表 5. 11 优化前后大型客机主起落架最大功落震仿真结果对比 8 南京航空航天大学硕士学位论文 IX 注 释 表 ori A 油孔面积 u L 上下支撑间的距离 in A 油液腔横截面积 qf M 飞机的起飞重量 out A 活塞杆横截面积 zl M 飞机的着陆重量 a A 压气面积 mtj M 主起落架停机重量 h A 压油面积 ntj M 前起落架停机重量 n A 油孔的静横截面积 dl M

22、起落架当量质量 P A 油针横截面积 mdl M 主起落架当量质量 a 重心前限与主起落架的距离 ndl M 前起落架当量质量 b 重心前限与前起落架的距离 M 弹性支撑质量 C 轮胎垂直阻尼系数 m 非弹性支撑质量 d C 油孔的缩流系数 N 轮胎数量 D 轮胎与地面间的摩擦力 l N 作用在下支撑上的力 tire E 轮胎吸收的能量 u N 作用在上支撑上的力 h E 缓冲器吸收的能量 S N 垂直于缓冲支柱轴线作用在 sys E 缓冲系统吸收的能量轮轴上的力 0a F 初始空气弹簧力 n 过载系数 a F 空气弹簧力 0 P 气体初始压力 f F 内外筒间的摩擦力 a P 气体压力 h

23、F 油液阻尼力 h P 油液压力 S F 缓冲支柱轴向力 tj P 气体的停机压力 V F 地面对轮胎的垂直反力 Q 液压油流经油孔的体积流速 VK F 轮胎垂直方向的弹性力 S 缓冲器行程 VC F 轮胎垂直方向的阻尼力 sy S 缓冲器使用行程 tj F 起落架停机载荷 tj S 缓冲器停机行程 g 重力加速度 max S 缓冲器最大行程 L K 升重比 S 缓冲器压缩伸展速度 K 轮胎垂直变形系数 max )(S 缓冲器最大压缩伸展速度 L 升力 S 缓冲器沿轴线方向的加速度 l L 下支撑到轮轴的距离 t 时间 大型客机起落架缓冲系统优化设计技术研究 X V 气体体积 轮胎的垂直变形

24、0 V 气体初始体积 轮胎垂直变形速率 z V 下沉速度 h 缓冲器效率 oil V 油液体积 气室初始体积与使用行程下 0oil V 油液初始体积体积之比 m X 非弹性支撑质量的水平位移 max 气室初始体积与最大行程下 m X 非弹性支撑质量水平方向加速度体积之比 c y 重心位移 l 下支撑与内筒间的摩擦系数 M Z 弹性支撑质量的垂直位移 u 上支撑于外筒间的摩擦系数 M Z 弹性支撑质量垂直方向的加速度 g 轮胎与地面间的摩擦系数 m Z 非弹性支撑质量垂直方向加速度 油液的密度 m Z 非弹性支撑质量的垂直位移 缓冲支柱轴线与铅垂线夹角 油液体积模量 cz 传力系数 气体多变指数

25、 南京航空航天大学硕士学位论文 1 第一章 绪论 1.1 工程背景与意义 起落架设计是飞机设计中最基础的领域之一，设计和集成的过程中涉及许多工程领域，并 且随着飞机重量和尺寸的不断增加，在最近的几十年中变得越来越复杂，因而使之在飞机设计 技术中成为广为探讨和研究的关键技术之一。1大型客机具有起飞重量大、结构尺寸大、对安 全性、可靠性、舒适性、经济性和使用寿命要求高的特点。因而对于大型客机起落架缓冲系统 的设计，既要满足其起飞重量大和结构尺寸大的要求，又要满足安全性、可靠性、舒适性、经 济性和使用寿命的要求，使得缓冲系统的设计成为大型客机起落架设计最核心的问题之一。2 3 起落架缓冲系统经历了钢

26、盘弹簧、钢片弹簧、空气和油液缓冲支柱的发展历程。油-气式 缓冲器自 1918 年首次采用以来，由于其具有极高的缓冲效率，因而成为飞机上使用最广泛的 一种缓冲器。4油-气式缓冲器不仅在各种缓冲器中效率最高，而且从能量耗散的观点来看， 它也是最好的。为了提高油-气式缓冲器的缓冲性能，起落架设计人员在缓冲器的结构形式和 内部构造上都进行了大量的设计尝试与改进，如变油孔、双腔等缓冲器设计技术，并取得了一 些进展与成果。5随着对于起落架缓冲器结构形式和内部构造的改进空间越来越小，而可用于 起落架缓冲器优化的设计方法和设计工具不断发展进步，使得如何通过缓冲器内部参数（单腔 或双腔的充填参数、缩流孔面积和油

27、针形状等）的优化设计提高缓冲性能，则逐渐进入人们的 视线并成为研究的重点和热点之一。 传统的缓冲系统设计，是利用工程算法对缓冲器尺寸（如缓冲器使用行程、活塞杆直径和 外筒直径等）和内部填充参数（初始空气腔体积、初始空气腔压力和缩流孔面积等）进行初步 估算，然后在此基础上通过起落架落震试验不断调整充填参数完成对缓冲系统的设计工作。这 种利用工程算法对缓冲系统进行估算的设计技术，已发展成较为成熟的起落架缓冲系统设计技 术，并得到了广泛的应用。然而这种设计技术也存在着一些缺陷和问题：一方面利用工程算法 对缓冲系统的估算在缺乏类似机型设计经验的情况下，使得工程算法估算的缓冲系统参数与实 际参数可能会产

28、生较大的差异；另一方面伴随着对于起落架研制周期、研制费用和研制风险的 更高要求，也迫切需要利用更先进的设计技术对起落架的缓冲系统进行设计。 伴随着现代信息技术特别是计算机技术的飞速发展，虚拟样机技术（Virtual Prototyping, VP）和多学科设计优化技术（Multidisciplinary Design Optimization,MDO）应运而生，这种现 代产品开发技术的广泛应用，给飞机起落架设计和缓冲系统优化设计带来了强烈的冲击和巨大 大型客机起落架缓冲系统优化设计技术研究 2 的机遇。ADAMS机械系统动力学自动分析（Automatic Dynamic Analysis of

29、 Mechanical Systems）软件，是非常著名的集建模、求解、可视化技术于一体的虚拟样机软件，是目前世 界上使用范围最广、最负盛名的机械系统仿真分析软件。6在国内，研究者们利用 ADAMS 虚 拟样机技术对飞机起落架缓冲性能动态仿真分析已经做了较深入的研究和探索，虚拟样机的建 模也逐渐准确、精确和完善。7多目标、多学科设计优化软件iSIGHT，是 Engineous Software 公司的产品，是目前国际上优秀的综合性计算机辅助工程软件之一。iSIGHT 软件将 大量需要人工完成的工作由软件实现自动化处理，从而替代工程设计者进行重复性、易出错的 数字和设计处理工作，因此 ISIGH

30、T 被雅称为“软件机器人”。8在国内，iSIGHT 在航空工业中 的应用研究主要集中在飞机总体设计和机翼设计等方面，9在起落架优化设计方面的应用是我 们目前面临的新的课题。 通过 iSIGHT 集成 ADAMS 建立一套起落架缓冲系统设计、优化方法，优化和提高起落 架的缓冲性能，对于提高起落架的承载能力、减轻重量、延长寿命、增加地面操纵安全性和乘 员舒适性等都有着重要的意义。同时，优化设计平台的建立，对实现起落架的多学科设计优化 也具有重要的意义。通过本文的研究工作，为我国发展大型客机起落架缓冲系统优化设计技术 提供理论指导和技术支持。 1.2 国内外研究现状 早在 1979 年，Venkat

31、esan, C 和 Nagaraj,V.T10就对飞机起落架参数选择进行了优化设计方 面的研究，他们分别对起落架在着陆和滑跑两种不同操纵质量条件下的参数进行了优化。优化 的结果揭示了各种参数的相对重要性，为起落架参数的最优选择提供了指导原则。 1986 年-1988 年间，Veaux 和 Jacques1112提出起落架设计首先包括适应飞机布局设计的 起落架几何定义特别是运动学设计，同时还包括缓冲器的优化设计以满足着陆时的载荷最小化 要求和滑行时的最佳舒适性要求。对这样一个不同学科间经常充满矛盾的复杂的设计过程，他 们为此引入了一种现代设计工具，即计算机辅助设计（CAD）方法，令设计过程变得更

32、加简 单。他们认为面对不同领域如运动学，重量，安全性，使用寿命，可维护性和成本效率的要求 日益苛刻，对起落架进行彻底的优化分析显得尤为重要，而 CAD 方法是唯一可以解决此问题 的方法。 Kortum, W 和 Schwartz, W13等人在 1996 年指出了多体系统仿真（MBS）和多目标参数优 化的关系，多目标参数优化软件作为一个设计和仿真平台，对参数进行优化时调用多体系统仿 真软件进行性能分析。他们通过主动（或半主动）起落架设计的两个实例对二者进行了介绍和 演示。第二个实例是对降低民用飞机前起落架颤振的优化设计。 Adnersson 和 Johan14等在 1998 年的一篇文献中，认

33、为起落架设计是一个多学科仿真问题， 南京航空航天大学硕士学位论文 3 并在此问题上对基于质量屋方法的目标函数利用了非梯度优化策略。他们认为优化设计中目标 函数的设立在很大程度上是一个复杂的过程，包括了大量的各领域的专门知识。 2003 年，Maemori 和 Kenichi15等人以飞机最大垂直加速度为目标函数，以不连续的油孔 面积和修正油孔面积为设计变量对半主动控制液压缓冲器进行了优化设计，获得了缓冲器最佳 油孔面积。后来，Shi, Fenghui 和 Tomomori16等也以飞机最大垂直加速度为目标函数，但以油 孔面积、磁流变阻尼力和活塞杆的安装位置（磁流变阻尼力为零的位置）为设计变量对

34、一种磁 流变缓冲器进行了优化设计。而英国的 Batterbee, D.C 和 Sims, N.D17等人为了让一种磁流变油 气缓冲器达到最佳性能，在被动式油气缓冲支柱所有的约束范围内对磁流变阀的尺寸大小进行 了设计及分析。并把仿真结果与被动式的试验数据进行了对比分析。 2008 年，Viana 和 Felipe A.C.18等人用遗传算法和粒子群优化方法，以系统的标准特性与 其模型之间的区别为目标函数，以气体的多变指数和阻尼参数为设计变量对非线性起落架模型 进行了优化设计，并应用于一种小型飞机非线性起落架的改性设计上。 国外在起落架优化设计方面起步较早，已经把 CAD 技术和多目标参数优化方法

35、应用到了 设计过程当中并进行了深入的发展。同时，他们还进行了把各种优化方法和优化策略应用到起 落架优化设计上的大胆尝试和应用研究，无论对于起落架优化设计的发展还是对于优化方法和 优化策略本身的发展都起到了积极的推动作用。他们对半主动控制和主动控制起落架的优化设 计也进行了大量的研究。 国内对起落架优化设计方面的研究起步较晚，然而自上世纪 90 年代以来，研究者们进行 了一系列的探索研究并取得了一定的研究成果。这些都为进一步的研究奠定了一定的理论基础。 1992 年，南京航空学院的聂宏、乔新和吕樟权19以空气弹簧峰值载荷为目标函数，以高 低压腔的初始压力为设计变量进行了优化设计，获得了较好的结果

36、。同年，北京理工大学的刘 莉20和北京航空航天大学的杨国柱、何庆芝以机体的过载统计特性为目标函数，以初始压力、 初始容积和油液阻尼系数为设计变量进行了优化设计，取得了一定的成果。 2003 年，南京航空航天大学的晋萍、聂宏21以缓冲器最大载荷为目标函数，利用 Adams 软件中的优化器寻找出最敏感的三个设计变量：低压腔初始压力、油孔横截面积和油针最下面 的横截面积，进行了优化设计，获得了较好的结果。2004 年，西北工业大学的李霞22利用复 合形优化算法对充填参数和油孔面积的优化设计进行了详细的叙述，在对油孔面积的优化设计 中取得了较好的结果，但对内部充填参数的优化方面仍然采用了传统设计中试凑

37、的方法。2006 年，一航一飞院的陶小将23以缓冲器最大载荷为目标函数，利用 Adams 软件中的优化器对主 油孔面积和副油孔面积两个设计变量进行优化设计，获得了较好的结果。 国内早期受到计算机软硬件的限制，设计变量的取值区间往往很窄，并且取值数量也很有 大型客机起落架缓冲系统优化设计技术研究 4 限，在很大程度上影响了优化结果的最优性。同时，以往的参数优化设计中，目标函数往往只 有一个，也就是所谓的单目标优化，并且优化结果一般是局部最优结果。随着计算机技术的快 速发展，设计变量取值上的瓶颈得到解决，优化结果的全局最优性有了保证，多目标优化也渐 渐进入人们的视野，并成为当今研究的热点之一。20

38、07 年，中国民航大学的蔺越国、冯振宇 24等以缓冲支柱最大载荷和缓冲效率为目标函数，以油孔面积为设计变量进行了多目标优化 设计，取得了在起落架缓冲性能多目标优化设计方面的一些进展。然而在设计变量的取值方法 上面，仍然沿用的是传统设计中试凑到方法。 1.3 研究目的与研究内容 本文的研究目的就是以 iSIHGT 为优化平台，基于 ADAMS 的虚拟样机技术建立一套起落 架缓冲系统设计、优化方法，并将之应用于大型客机起落架缓冲系统的设计之中。其主要内容 有： 第二章，建立支柱式起落架着陆动态力学模型； 第三章，利用 ADAMS 建立支柱式起落架的虚拟样机模型，进行落震仿真分析： 第四章，以 iS

39、IGHT 为平台，基于第三章的虚拟样机模型建立起落架缓冲系统多目标优化 流程； 第五章，根据大型客机总体设计人员提供的相关参数，设计一套相应的起落架缓冲系统， 并利用第四章建立的优化流程进行起落架缓冲性能优化设计； 第六章，总结本文的工作要点和主要贡献，提出进一步的研究方向。 南京航空航天大学硕士学位论文 5 第二章 起落架着陆动态性能分析模型 典型的油-气式缓冲器下腔含有液压油，上腔含有高压气体。缓冲支柱的外筒与上部质量 连接，并连有油孔支撑管。油孔支撑管的作用是在上下腔之间提供一个带有小孔的平面，当缓 冲支柱压缩时液压油被迫高速地流过该小孔。液压油流过小孔形成的压力差会产生阻止缓冲支 柱压

40、缩的抵抗作用，同时液压油高速流过小孔并与上腔的气体发生紊乱能够吸收和消散掉大部 分的着陆撞击能量。有些缓冲器的油孔面积是恒定不变的，即常油孔缓冲器；有些缓冲器中会 包含穿过油孔的油针以调节油孔的大小，即变油孔缓冲器，如图 2.1a 所示。缓冲支柱压缩时 上腔中气体的压力会增加，也会产生阻止缓冲器压缩的抵抗作用。除了液压力和气压力之外， 上下支撑处产生的摩擦力也对缓冲支柱的行为有一点影响。 弹性支撑质量 油孔支撑管 上支撑 外筒 下支撑 油孔 内筒 调节油针 R Mg mg ZM XM Zm Xm FV D L 弹性支撑质量 水平方向弯曲刚度 摩擦阻尼 油液阻尼 非弹性 支撑质量 轮胎垂直弹簧和

41、阻尼 轮胎水平弹簧和阻尼 地面摩擦力 气压腔 （上腔） 液压腔 （下腔） 空气弹簧 (a) (b) 图 2. 1 起落架结构模型和力学模型 起落架力学模型如图 2.1b 所示。为了使所建力学模型既便于计算，又能较好地模拟实际 情况，根据起落架结构中各部分的运动特点，把起落架结构质量划分为两部分弹性支撑质 量和非弹性支撑质量。弹性支撑质量是缓冲器中空气弹簧的上部质量，包括机身、机翼、缓冲 器外筒等质量；非弹性支撑质量是空气弹簧下部的质量，包括活塞筒、刹车装置、轮胎等。5 大型客机起落架缓冲系统优化设计技术研究 6 缓冲支柱中产生的轴向力会给上部质量一个加速度，同时也给下部质量一个加速度，还会 令

42、轮胎产生压缩变形。如图 2.2 所示为轮胎、内筒和外筒的受力情况，可以看出缓冲支柱和轮 胎相互影响，在进行系统的动力学分析时要同时考虑支柱和轮胎的作用。 Mg Fs Nu Nl Fs Fs Nu Nl Ns Fs Ns mg X Z D 作用在外 筒上的力 作用在活塞 筒上的力 作用在轮、轴 系统上的力 Im Lu+S Ll-S 图 2. 2 起落架各部分受力示意图 2.1 缓冲支柱受力分析 I）缓冲器行程等于零25S 弹性支撑质量和非弹性支撑质量在垂直方向上的运动微分方程分别为 （2-1） M L M N M F gZ SS M sincos （2-2） m F m N m F gZ VSS

43、 m sincos 缓冲器行程与弹性支撑质量和非弹性支撑质量的垂直位移、有如下关系S M Z m Z （2-3） mM ZSZcos 由公式（2-1）和（2-2）得 M ZM m Zm m Xm V F 南京航空航天大学硕士学位论文 7 （2-4）)()cossin( M L m F FN Mm mM ZZ V SSmM 由公式（2-3）得 （2-5） cos )( mM ZZ S 由公式（2-4）和（2-5）得 （2-6）tan)(sec S V S N M L m F Mm mM F II）缓冲器行程 S 大于零 缓冲支柱总的轴向力由液压力、气压力和支承处摩擦力组成，由图 2.3 可得 S

44、 F （2-7） fpainoutapinhS FAPAAPAAPF)()( 进一步整理可得 （2-8） fah faahah foutapinahS FFF FAPAPP FAPAAPPF )( )( Ain Aout Ap Aori Ph Pa 图 2. 3 缓冲器内部压力作用示意图 式中：通过油孔后的压力变化； ah PP 压油面积（，见图 2.3） ； h A pin AA 压气面积（，见图 2.3） 。 a A out A 和我们分别称之为油液阻尼力和空气弹簧力。 hah APP)( aaA P h F a F 大型客机起落架缓冲系统优化设计技术研究 8 2.1.1 油液阻尼力 油液

45、阻尼力是由于液压油流经小孔时产生压力差而形成的。油孔的面积相对于支柱的直径 来说要小得多，因而喷射速度和雷诺数很大，液压流完全紊乱。结果是阻尼力与压缩速度的平 方成正比，而不是简单的线性关系。 油液阻尼力可以通过体积流量公式推导出来，流过小孔的体积流量为 （2-9）)( 2 ahnd PPACQ 根据流体的连续性特性，体积流量可以通过压缩速度和液压流的横截面积表示 （2-10）SAQ h 由公式（2-9）和（2-10）得 （2-11） 2 2 2 )(2 nd h ah AC SA PP 油液阻尼力的表达式 （2-12） 2 2 3 )(2 )(S AC A APPF nd h hahh 将公

46、式（2-12）做如下修改，以便油液阻尼力有正负值之分，同时适用于压缩和伸展行程 （2-13）SS AC A F nd h h 2 3 )(2 2.1.2 空气弹簧力 空气弹簧力由初始压力、压气面积和气体的瞬时压缩比决定，气体的瞬时压缩比根据气体 压缩的多变法则得到，即常数，或者 VPa （2-14） )( 0 0 V V PPa 瞬时气体体积等于初始体积减去气体变化量，则SAa （2-15） )( 0 0 SAV V PP a a 则空气弹簧力为 (2-16) )( 0 0 0 SAV V PAF a aa 南京航空航天大学硕士学位论文 9 上述的推导过程没考虑油液的可压缩性，若考虑油液的可压

47、缩性26，则 空气和液压油的状态方程分别表示如下 空气 (2-17) /1 00 )/( a PPVV 油液 (2-18)/ )(1 0 0 PPVV aoiloil 下标“0”表示初始值。缓冲支柱的瞬时油-气体积可以表示如下 (2-19)SAVVVV aoiloil 0 0 则 (2-20)SAVVVV aoiloil 0 0 由（2-18）和（2-20）得 (2-21)SAV PP VV a a oil 0 0) ( 0 由（2-17）得 (2-22) )( 0 0 V V PPa 由（2-21）和（2-22）得 (2-23) SAV PP V V PP a a oil a 0 0 0 0

48、 )( 0 或者 (2-24) S V A P P V VP P P aa oil a 000 0 0 1) 1( 1 0 如果我们现在定义如下一些量 ， ， P P Pa 0 A V VP oil 0 0 0 B V Aa 0 那么方程(2-24)可以写成 （2-25） BSPA P 1)1( 1 大型客机起落架缓冲系统优化设计技术研究 10 对时间求微分，可以写成 （2-26） 1) 1( SBPA BSPA P P 或者 （2-27） 1) 1(BSAPA SBP P 2.1.3 内部摩擦力 仅考虑支撑处的摩擦力 （2-28）)( lluuf NN S S F 对内筒进行力矩平衡分析（如图 2.2） ，可得 （2-29）)( SL SL NN u l Su （2-30）) 1( SL SL