本發(fā)明屬于運輸類飛機結構動力學響應分析，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：

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生的一種偏離機輪中立位置在側向和扭轉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、結構尺寸和柔性大、起落架系統設計更為復雜、集成的前輪轉向減擺系統、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雜的問題。數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軟件進行建模，但該建模方法存在響應靈敏度及計算結果精度低的缺點。

技術實現思路

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靈敏度高，計算結果準確的特點。

2、本發(fā)明的技術方案是：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據，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據，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據，修正abaqus有限元軟件中的起落架減擺器模型的阻尼參數；

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，輪胎剛度試驗數據包括：輪胎垂向剛度、側向剛度、航向剛度和扭轉剛度。

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試驗值的誤差在5％以內，起落架地面載荷與落震試驗對應試驗值的誤差在5％以內。

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，轉換前，全機固有特性分析模型經過全機地面共振試驗結果進行修正。

14、一種基于前述建模方法構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整，得到對應擺振仿真結果。

18、前述的仿真方法中，步驟a中，設置激勵塊剖面的結構參數，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建對應的子文件，各工況下的擺振仿真結果對應的子文件中，以便調用。

21、前述的仿真方法中，還包括步驟d：基于擺振仿真結果生成分析主文件，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、阻尼參數及全機固有特性分析模型對全機擺振仿真模型進行參數修正，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特性，與現有的多體動力學模型相比，本發(fā)明構建的全機擺振仿真模型對激勵的響應更為靈敏，計算結果更為準確。本發(fā)明的仿真方法還具備獨立運行的批處理數據的能力，可根據設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，可大大提高工作效率。

23、飛機模型龐大，相比傳統的多體動力學建模，利用abaqus有限元軟件對飛機進行梁單元建模可節(jié)約建模時間。此外，多體動力學模型中輪胎模型計算公式復雜，需要對上百個參數進行調試，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，通過調整有限的結構及材料參數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.根據權利要求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，起落架模型構建步驟如下：

3.根據權利要求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，輪胎剛度試驗數據包括：輪胎垂向剛度、側向剛度、航向剛度和扭轉剛度。

4.根據權利要求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試驗值的誤差在5％以內，起落架地面載荷與落震試驗對應試驗值的誤差在5％以內。

5.根據權利要求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，轉換前，全機固有特性分析模型經過全機地面共振試驗結果進行修正。

6.一種基于權利要求1-5所述建模方法構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.根據權利要求6所述的仿真方法，其特征在于，步驟a中，設置激勵塊剖面的結構參數，以模擬飛機在滑跑過程中可能遇到的障礙物尺寸。

8.根據權利要求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.根據權利要求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建對應的子文件，各工況下的擺振仿真結果對應的子文件中。

10.根據權利要求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快速衰減。

技術總結
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靈敏度高，計算結果準確的特點。

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