CN115186388A - 用于飞行模拟器主起落架作动筒的压缩失稳载荷模拟方法与系统 - Google Patents

用于飞行模拟器主起落架作动筒的压缩失稳载荷模拟方法与系统 Download PDF

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Abstract

本发明提供一种用于飞行模拟器主起落架作动筒的压缩失稳载荷模拟方法，包括以下步骤：基于飞行模拟器主起落架作动筒的几何参数以及物理特性参数，获取第一比例因子α、第二比例因子β以及第三比例因子γ；根据第一比例因子α、第二比例因子β以及第三比例因子γ确定作动筒压缩失稳临界载荷Pcr；通过有限元数值数值模拟，确定Pcr与第一比例因子α、第二比例因子β相关，与第三比例因子γ不相关；通过曲线拟合得到不同k‑a曲线；对于作动筒，先计算出第一比例因子α、第二比例因子β，然后根据α与β的值查阅k‑a曲线获得相应的k值，据此确定作动筒压缩失稳临界载荷Pcr。通过本发明可确定任意截面惯量、任意伸长量的压缩失稳临界载荷，避免因过程人员的主观和经验造成的误差。

Description

用于飞行模拟器主起落架作动筒的压缩失稳载荷模拟方法与 系统
技术领域
本发明涉及飞行器模拟技术领域，具体而言涉及一种用于飞行模拟器主起落架作动筒的压缩失稳载荷模拟方法与系统。
背景技术
飞行模拟器仿真是指利用电、液等复合运动机构作为载体，通过软件和视景控制实现对对飞行员的驾驶模拟操作，例如在起飞、降落、颠簸、巡航等运动过程和场景模拟的实时渲染，从而可以在不实际上级操作的情况下，帮助飞行员更快熟悉驾驶操作和场景，为飞行员安全提供可靠的基础保障。
起落架是客运飞机、货运机等飞行器的重要组成部分，它的载荷主要来自地面对机轮的作用。通常在飞行模拟器的设计中，结合飞行器的起落架的收起与下放结构与运动控制，设计多个铰接点以及安装一套真正的起落架，起落架通过作动器(一般也称为液压作动筒)进行模拟操作，作动器的一端铰接到机身底部，另一端与力传感器连接，通过测试机构进行摆振试验、航向方向试验、侧向方向试验，考核起落架及其作动器的承载能力，要求足够的强度和刚度，在受到来自地面和飞行器机体的载荷作用下，避免在压缩状态下受载时加载点产生移动以及失稳，造成对起落架和飞行器机体的损伤。
现有的飞行器起落架的模拟一般设计传感器、载荷等，用于测试和模拟作动器在受到来自机身的载荷、温度和条件下的拉伸或者压缩试验，模拟作动器在不同的载荷下工况下的性能与设计要求，但这些测试与模拟试验系统都是基于成型设计的试验，然而作为主起落架的作动筒，其作为承受压缩载荷的活塞运动机构，其在设计过程中面临最大的问题是压缩失稳，即整体压缩失稳，对其评估失稳条件至关重要，传统的方式是机械设计人员通过查阅经验曲线来计算压缩失稳载荷或者通过局部的弯曲计算评估，但不同的设计人员其经验的差异性导致计算结果偏差大，与数值模拟结果具有较大的误差，而且传统的计算查阅经验曲线的方法过程繁杂，导致过程中出现误差的几率大，而且计算不便。
发明内容
根据本发明目的的第一方面提出一种用于飞行模拟器主起落架作动筒的压缩失稳载荷模拟方法，包括以下步骤：
步骤1、基于飞行模拟器主起落架作动筒的几何参数以及物理特性参数，获取第一比例因子α、第二比例因子β以及第三比例因子γ；
Figure BDA0003740834110000021
步骤2、根据第一比例因子α、第二比例因子β以及第三比例因子γ确定作动筒压缩失稳临界载荷Pcr；
步骤3、通过有限元数值数值模拟，确定Pcr与第一比例因子α、第二比例因子β相关，并且与第三比例因子γ不相关；
步骤4、根据有限元数值数值模拟的离散点数据进行曲线拟合，得到不同k-a曲线；
步骤5、对于不同截面惯性矩和活塞杆伸长量的作动筒，根据作动筒几何参数计算出第一比例因子α、第二比例因子β，然后根据α与β的值查阅k-a曲线获得相应的k值，据此确定作动筒压缩失稳临界载荷Pcr。
根据本发明目的的第二方面还提出一种用于飞行模拟器主起落架作动筒的压缩失稳载荷模拟系统，包括：
比例因子获取模块，用于基于飞行模拟器主起落架作动筒的几何参数以及物理特性参数，获取第一比例因子α、第二比例因子β以及第三比例因子γ；
作动筒压缩失稳临界载荷获取模块，用于根据第一比例因子α、第二比例因子β以及第三比例因子γ确定作动筒压缩失稳临界载荷Pcr；
有限元数值数值模拟模块，用于通过有限元数值数值模拟，确定Pcr与第一比例因子α、第二比例因子β相关，并且与第三比例因子γ不相关；
曲线拟合模块，用于根据有限元数值数值模拟的离散点数据进行曲线拟合，得到不同k-a曲线；
作动筒压缩失稳临界载荷模拟模块，用于对于不同截面惯性矩和活塞杆伸长量的作动筒，根据作动筒几何参数计算出第一比例因子α、第二比例因子β，然后根据α与β的值查阅k-a曲线获得相应的k值，据此确定作动筒压缩失稳临界载荷Pcr。
应当理解，前述构思以及在下面更加详细地描述的额外构思的所有组合只要在这样的构思不相互矛盾的情况下都可以被视为本公开的发明主题的一部分。另外，所要求保护的主题的所有组合都被视为本公开的发明主题的一部分。
结合附图从下面的描述中可以更加全面地理解本发明教导的前述和其他方面、实施例和特征。本发明的其他附加方面例如示例性实施方式的特征和/或有益效果将在下面的描述中显见，或通过根据本发明教导的具体实施方式的实践中得知。
附图说明
附图不意在按比例绘制。在附图中，在各个图中示出的每个相同或近似相同的组成部分可以用相同的标号表示。为了清晰起见，在每个图中，并非每个组成部分均被标记。
图1是本发明实施例的飞行模拟器主起落架作动筒的示意图。
图2是本发明实施例的飞行模拟器主起落架作动筒的一阶屈曲模态示意图。
图3是本发明实施例的飞行模拟器主起落架作动筒的有限元数值模拟结果示意图。
图4是本发明实施例的飞行模拟器主起落架作动筒的曲线拟合得到k-a曲线示意图。
具体实施方式
为了更了解本发明的技术内容，特举具体实施例并配合所附图式说明如下。
在本公开中参照附图来描述本发明的各方面，附图中示出了许多说明的实施例。本公开的实施例不必定意在包括本发明的所有方面。应当理解，上面介绍的多种构思和实施例，以及下面更加详细地描述的那些构思和实施方式可以以很多方式中任意一种来实施，这是因为本发明所公开的构思和实施例并不限于任何实施方式。另外，本发明公开的一些方面可以单独使用，或者与本发明公开的其他方面的任何适当组合来使用。
结合图1至3所示的示意，本发明的实施例的用于飞行模拟器主起落架作动筒的压缩失稳载荷模拟方法，包括以下步骤：
步骤1、基于飞行模拟器主起落架作动筒的几何参数以及物理特性参数，获取第一比例因子α、第二比例因子β以及第三比例因子γ；
Figure BDA0003740834110000031
步骤2、根据第一比例因子α、第二比例因子β以及第三比例因子γ确定作动筒压缩失稳临界载荷Pcr；
步骤3、通过有限元数值数值模拟，确定Pcr与第一比例因子α、第二比例因子β相关，与第三比例因子γ不相关；如图3所示表示在不同的β值下，k值的分布；
步骤4、根据有限元数值数值模拟的离散点数据进行曲线拟合，得到不同k-a曲线，如图4所示；尤其优选的是离散点的数据量大于等于10个；
步骤5、对于不同截面惯性矩和活塞杆伸长量的作动筒，根据作动筒几何参数计算出第一比例因子α、第二比例因子β，然后根据α与β的值查阅k-a曲线获得相应的k值，据此确定作动筒压缩失稳临界载荷Pcr。
结合图1、2所示示例性的表示了两端铰支的作动筒的结构示意图以及其一阶屈曲模态，图中标号1表示活塞杆，标号2表示作动筒外缸筒，标号3表示活塞。
根据第一比例因子α、第二比例因子β以及第三比例因子γ确定作动筒压缩失稳临界载荷Pcr，包括：
按照以下方式确定作动筒压缩失稳临界载荷Pcr；：
Figure BDA0003740834110000041
其中，E1和I1分别为作动筒的外缸筒的弹性模量和截面惯性矩，E2和I2分别为活塞杆的弹性模量和截面惯性矩；μ为端部系数，L是作动筒总长度，a是活塞杆的长度，b是活塞杆伸出外缸筒的长度，c是外缸筒的长度，b+c＝L。
其中，端部系数μ取值为1。
在一些实施例中，曲线拟合采用最小二乘法多项式拟合，以每个临界失稳状态下的α与β值作为一组数据点，通过多阶多项式进行拟合：
Figure BDA0003740834110000042
基于最小二乘法，使得多项式的系数αk的一阶导数为零，k＝1,2,3；从而求解得到多项式的各个系数αk，确定出拟合方程，确定在不同的β值下，临界失稳状态下的α与补偿系数k的关系，获得k-a曲线。
根据本发明公开的实施例还提出一种用于飞行模拟器主起落架作动筒的压缩失稳载荷模拟系统，包括：
比例因子获取模块，用于基于飞行模拟器主起落架作动筒的几何参数以及物理特性参数，获取第一比例因子α、第二比例因子β以及第三比例因子γ；
Figure BDA0003740834110000043
作动筒压缩失稳临界载荷获取模块，用于根据第一比例因子α、第二比例因子β以及第三比例因子γ确定作动筒压缩失稳临界载荷Pcr；
有限元数值数值模拟模块，用于通过有限元数值数值模拟，确定Pcr与第一比例因子α、第二比例因子β相关，并且与第三比例因子γ不相关；
曲线拟合模块，用于根据有限元数值数值模拟的离散点数据进行曲线拟合，得到不同k-a曲线；
作动筒压缩失稳临界载荷模拟模块，用于对于不同截面惯性矩和活塞杆伸长量的作动筒，根据作动筒几何参数计算出第一比例因子α、第二比例因子β，然后根据α与β的值查阅k-a曲线获得相应的k值，据此确定作动筒压缩失稳临界载荷Pcr。
在一些实施例中，根据第一比例因子α、第二比例因子β以及第三比例因子γ确定作动筒压缩失稳临界载荷Pcr，包括：
按照以下方式确定作动筒压缩失稳临界载荷Pcr；：
Figure BDA0003740834110000051
其中，E1和I1分别为作动筒的外缸筒的弹性模量和截面惯性矩，E2和I2分别为活塞杆的弹性模量和截面惯性矩；μ为端部系数，L是作动筒总长度，a是活塞杆的长度，b是活塞杆伸出外缸筒的长度，c是外缸筒的长度，b+c＝L。
在一些实施例中，曲线拟合采用最小二乘法多项式拟合，以每个临界失稳状态下的α与β值作为一组数据点，通过多阶多项式进行拟合：
Figure BDA0003740834110000052
基于最小二乘法，使得多项式的系数αk的一阶导数为零，k＝1,2,3；从而求解得到多项式的各个系数αk，确定出拟合方程，确定在不同的β值下，临界失稳状态下的α与补偿系数k的关系，获得k-a曲线。
本发明提出的用于飞行模拟器主起落架作动筒的压缩失稳载荷模拟方法，针对现有的手册经验值与数字模拟结果不一致的偏差情况，提出一种新的建立作动筒的活塞杆、外筒体、重叠部分(杆筒搭接)以及最大伸长量的二元模型，通过有限元数值模拟，建立关于补偿系数k的k-a曲线，在后续的实际模拟计算过程中，可不再依赖于经验值，而可查阅k-a曲线计算任意截面惯量、任意伸长量的压缩失稳临界载荷，并且不限于特定的截面惯量和伸长量的范围内的失稳载荷计算，而且可避免因过程人员的主观和经验造成的计算误差。
虽然本发明已以较佳实施例揭露如上，然其并非用以限定本发明。本发明所属技术领域中具有通常知识者，在不脱离本发明的精神和范围内，当可作各种的更动与润饰。因此，本发明的保护范围当视权利要求书所界定者为准。

Claims (10)

1.一种用于飞行模拟器主起落架作动筒的压缩失稳载荷模拟方法，其特征在于，包括：
步骤1、基于飞行模拟器主起落架作动筒的几何参数以及物理特性参数，获取第一比例因子α、第二比例因子β以及第三比例因子γ；
Figure FDA0003740834100000011
步骤2、根据第一比例因子α、第二比例因子β以及第三比例因子γ确定作动筒压缩失稳临界载荷Pcr；
步骤3、通过有限元数值数值模拟，确定Pcr与第一比例因子α、第二比例因子β相关，并且与第三比例因子γ不相关；
步骤4、根据有限元数值数值模拟的离散点数据进行曲线拟合，得到不同k-a曲线；
步骤5、对于不同截面惯性矩和活塞杆伸长量的作动筒，根据作动筒几何参数计算出第一比例因子α、第二比例因子β，然后根据α与β的值查阅k-a曲线获得相应的k值，据此确定作动筒压缩失稳临界载荷Pcr。
2.根据权利要求1所述的用于飞行模拟器主起落架作动筒的压缩失稳载荷模拟方法，其特征在于，所述根据第一比例因子α、第二比例因子β以及第三比例因子γ确定作动筒压缩失稳临界载荷Pcr，包括：
按照以下方式确定作动筒压缩失稳临界载荷Pcr；：
Figure FDA0003740834100000012
其中，E1和I1分别为作动筒的外缸筒的弹性模量和截面惯性矩，E2和I2分别为活塞杆的弹性模量和截面惯性矩；μ为端部系数，L是作动筒总长度，a是活塞杆的长度，b是活塞杆伸出外缸筒的长度，c是外缸筒的长度，b+c＝L。
3.根据权利要求1所述的用于飞行模拟器主起落架作动筒的压缩失稳载荷模拟方法，其特征在于，所述端部系数μ取值为1。
4.根据权利要求1所述的用于飞行模拟器主起落架作动筒的压缩失稳载荷模拟方法，其特征在于，所述曲线拟合采用最小二乘法多项式拟合，以每个临界失稳状态下的α与β值作为一组数据点，通过多阶多项式进行拟合：
Figure FDA0003740834100000013
基于最小二乘法，使得多项式的系数αk的一阶导数为零，k＝1,2,3；从而求解得到多项式的各个系数αk，确定出拟合方程，确定在不同的β值下，临界失稳状态下的α与补偿系数k的关系，获得k-a曲线。
5.根据权利要求1所述的用于飞行模拟器主起落架作动筒的压缩失稳载荷模拟方法，其特征在于，在所述步骤4中，离散点的数据量大于等于10。
6.一种用于飞行模拟器主起落架作动筒的压缩失稳载荷模拟系统，其特征在于，包括：
比例因子获取模块，用于基于飞行模拟器主起落架作动筒的几何参数以及物理特性参数，获取第一比例因子α、第二比例因子β以及第三比例因子γ；
Figure FDA0003740834100000021
作动筒压缩失稳临界载荷获取模块，用于根据第一比例因子α、第二比例因子β以及第三比例因子γ确定作动筒压缩失稳临界载荷Pcr；
有限元数值数值模拟模块，用于通过有限元数值数值模拟，确定Pcr与第一比例因子α、第二比例因子β相关，并且与第三比例因子γ不相关；
曲线拟合模块，用于根据有限元数值数值模拟的离散点数据进行曲线拟合，得到不同k-a曲线；
作动筒压缩失稳临界载荷模拟模块，用于对于不同截面惯性矩和活塞杆伸长量的作动筒，根据作动筒几何参数计算出第一比例因子α、第二比例因子β，然后根据α与β的值查阅k-a曲线获得相应的k值，据此确定作动筒压缩失稳临界载荷Pcr。
7.根据权利要求6所述的用于飞行模拟器主起落架作动筒的压缩失稳载荷模拟系统，其特征在于，所述根据第一比例因子α、第二比例因子β以及第三比例因子γ确定作动筒压缩失稳临界载荷Pcr，包括：
按照以下方式确定作动筒压缩失稳临界载荷Pcr；：
Figure FDA0003740834100000022
其中，E1和I1分别为作动筒的外缸筒的弹性模量和截面惯性矩，E2和I2分别为活塞杆的弹性模量和截面惯性矩；μ为端部系数，L是作动筒总长度，a是活塞杆的长度，b是活塞杆伸出外缸筒的长度，c是外缸筒的长度，b+c＝L。
8.根据权利要求6所述的用于飞行模拟器主起落架作动筒的压缩失稳载荷模拟系统，其特征在于，所述端部系数μ取值为1。
9.根据权利要求6所述的用于飞行模拟器主起落架作动筒的压缩失稳载荷模拟系统，其特征在于，所述曲线拟合采用最小二乘法多项式拟合，以每个临界失稳状态下的α与β值作为一组数据点，通过多阶多项式进行拟合：
Figure FDA0003740834100000031
基于最小二乘法，使得多项式的系数αk的一阶导数为零，k＝1,2,3；从而求解得到多项式的各个系数αk，确定出拟合方程，确定在不同的β值下，临界失稳状态下的α与补偿系数k的关系，获得k-a曲线。
10.根据权利要求6所述的用于飞行模拟器主起落架作动筒的压缩失稳载荷模拟系统，其特征在于，离散点的数据量大于等于10。
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