CN117540487B - 起落架减震系统故障仿真分析方法、系统、终端及介质 - Google Patents

起落架减震系统故障仿真分析方法、系统、终端及介质 Download PDF

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Abstract

本发明公开了起落架减震系统故障仿真分析方法、系统、终端及介质，涉及飞机故障分析技术领域，其技术方案要点是：本发明通过仿真计算的方式获得飞机降落过程中，起落架减震系统在不同状态下的飞机动力学响应结构，对于所建立的最终动力学模型，可以通过调整最终动力学模型中的故障阻尼修正系数和故障刚度修正系数来模拟不同起落架减震系统故障情况，可以实现不同故障下的仿真计算快速切换，无需重构动力学模型，有效提高了仿真计算的工作效率。

Description

起落架减震系统故障仿真分析方法、系统、终端及介质
技术领域
本发明涉及飞机故障分析技术领域，更具体地说，它涉及起落架减震系统故障仿真分析方法、系统、终端及介质。
背景技术
飞机起落架是飞机最为关键的系统之一。起落架减震系统能够为飞机提供适当的刚度与阻尼，吸收、消耗飞机起飞、着陆过程中的冲击与振动。起落架减震系统的健康状态决定了飞机运行的安全性。
目前，起落架减震系统在飞机起飞、降落过程中，在巨大的冲击和振动作用下会出现损耗，甚至是故障。为保证飞机起落架减震系统的健康状态，及时发现起落架减震系统故障，需要获取起落架减震系统故障特征。由于起落架减震系统结构复杂，影响减震性能的因素较多，仅通过采集历史数据无法满足需求。
因此，如何研究设计一种能够克服上述缺陷的起落架减震系统故障仿真分析方法、系统、终端及介质是我们目前急需解决的问题。
发明内容
为解决现有技术中的不足，本发明的目的是提供起落架减震系统故障仿真分析方法、系统、终端及介质，可以实现不同故障下的仿真计算快速切换，无需重构动力学模型，有效提高了仿真计算的工作效率。
本发明的上述技术目的是通过以下技术方案得以实现的：
第一方面，提供了起落架减震系统故障仿真分析方法，包括以下步骤：
获取目标飞机起落架减震系统中的多个关键参数；
依据关键参数建立相应的参数矩阵，并结合目标飞机的结构和力学关系建立初始动力学模型；
根据目标飞机的飞行情况设置初始动力学模型在进行飞机降落仿真过程中的初始工况，得到最终动力学模型；
依据最终动力学模型对各个典型工况下飞机正常降落过程进行仿真，得到飞机正常降落过程中飞机关键部件的动力学性能结果；
通过调整最终动力学模型中的故障阻尼修正系数和故障刚度修正系数来模拟不同起落架减震系统故障情况；
依据故障情况模拟后的最终动力学模型对各个典型工况下飞机故障降落过程进行仿真，得到飞机故障降落过程中飞机关键部件的动力学响应结果；
将飞机关键部件的动力学性能结果和飞机关键部件的动力学响应结果存入可进行逻辑检索的数据库中，得到故障特征库。
进一步的，所述关键参数包括惯性参数、几何参数和悬挂参数；
所述惯性参数包括飞机起落架着陆折算质量、起落架支柱的质量与惯量以及机轮的质量与惯量；
所述几何参数包括机轮直径、支撑杆长度和机身安装位置；
所述悬挂参数包括减震器的刚度参数与阻尼参数以及轮胎的刚度参数与阻尼参数。
进一步的，所述初始动力学模型的建立过程具体为：
根据惯性参数建立起落架减震系统的惯性参数矩阵；
根据几何参数建立起落架减震系统的几何数据矩阵；
根据悬挂参数建立起落架减震系统的悬挂参数矩阵；
根据着陆地面状态设置地面碰撞的刚度参数与阻尼参数；
确定目标飞机起落架在飞机着陆时的力学关系；
根据惯性参数矩阵、几何数据矩阵和悬挂参数矩阵建立起落架满足力学关系所对应的初始动力学模型。
进一步的，所述力学关系的表达式具体为：
Fl＝Fa+Fv+Fh+G；
其中，Fl表示着陆撞击力；Fa表示空气弹簧力；Fv表示轮胎力；Fh表示油液阻尼力；G表示重力。
进一步的，所述初始动力学模型的表达式具体为：
F(t)＝Mx″+SCCx′+SKKx；
其中，F(t)表示外力矢量；x表示状态向量，即位移；x′表示状态向量的一阶导，即速度；x″表示状态向量的二阶导，即加速度；M表示质量矩阵；SC表示故障阻尼修正系数矩阵；C表示阻尼矩阵；SK表示故障刚度修正系数矩阵；K表示刚度矩阵。
进一步的，所述初始工况包括起落架初始高度和起落架初始下降速度。
进一步的，所述动力学性能结果包括：
模拟着陆过程中的机轮与机身的加速度、速度和位移信号；
以及，起落架减震器与轮胎力的力学信号。
第二方面，提供了落架减震系统故障仿真分析系统，包括：
参数获取模块，用于获取目标飞机起落架减震系统中的多个关键参数；
模型建立模块，用于依据关键参数建立相应的参数矩阵，并结合目标飞机的结构和力学关系建立初始动力学模型；
工况设置模块，用于根据目标飞机的飞行情况设置初始动力学模型在进行飞机降落仿真过程中的初始工况，得到最终动力学模型；
正常仿真模块，用于依据最终动力学模型对各个典型工况下飞机正常降落过程进行仿真，得到飞机正常降落过程中飞机关键部件的动力学性能结果；
故障调整模块，用于通过调整最终动力学模型中的故障阻尼修正系数和故障刚度修正系数来模拟不同起落架减震系统故障情况；
故障仿真模块，用于依据故障情况模拟后的最终动力学模型对各个典型工况下飞机故障降落过程进行仿真，得到飞机故障降落过程中飞机关键部件的动力学响应结果；
特征存储模块，用于将飞机关键部件的动力学性能结果和飞机关键部件的动力学响应结果存入可进行逻辑检索的数据库中，得到故障特征库。
第三方面，提供了一种计算机终端，包含存储器、处理器及存储在存储器并可在处理器上运行的计算机程序，所述处理器执行所述程序时实现如第一方面中任意一项所述的起落架减震系统故障仿真分析方法。
第四方面，提供了一种计算机可读介质，其上存储有计算机程序，所述计算机程序被处理器执行可实现如第一方面中任意一项所述的起落架减震系统故障仿真分析方法。
与现有技术相比，本发明具有以下有益效果：
本发明提供的起落架减震系统故障仿真分析方法，通过仿真计算的方式获得飞机降落过程中，起落架减震系统在不同状态下的飞机动力学响应结构，对于所建立的最终动力学模型，可以通过调整最终动力学模型中的故障阻尼修正系数和故障刚度修正系数来模拟不同起落架减震系统故障情况，可以实现不同故障下的仿真计算快速切换，无需重构动力学模型，有效提高了仿真计算的工作效率。
附图说明
此处所说明的附图用来提供对本发明实施例的进一步理解，构成本申请的一部分，并不构成对本发明实施例的限定。在附图中：
图1是本发明实施例1中的流程图；
图2是本发明实施例1中3D扫描与逆向建模的效果图；
图3是本发明实施例1中着陆过程中机舱垂向加速度信号的结果图；
图4是本发明实施例1中着陆过程中机轮垂向加速度信号的结果图；
图5是本发明实施例2中的系统框图。
具体实施方式
为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚明白，下面结合实施例和附图，对本发明作进一步的详细说明，本发明的示意性实施方式及其说明仅用于解释本发明，并不作为对本发明的限定。
实施例1：起落架减震系统故障仿真分析方法，如图1所示，包括以下步骤：
S1：获取目标飞机起落架减震系统中的多个关键参数；
S2：依据关键参数建立相应的参数矩阵，并结合目标飞机的结构和力学关系建立初始动力学模型；
S3：根据目标飞机的飞行情况设置初始动力学模型在进行飞机降落仿真过程中的初始工况，得到最终动力学模型；
S4：依据最终动力学模型对各个典型工况下飞机正常降落过程进行仿真，得到飞机正常降落过程中飞机关键部件的动力学性能结果；
S5：通过调整最终动力学模型中的故障阻尼修正系数和故障刚度修正系数来模拟不同起落架减震系统故障情况；
S6：依据故障情况模拟后的最终动力学模型对各个典型工况下飞机故障降落过程进行仿真，得到飞机故障降落过程中飞机关键部件的动力学响应结果；
S7：将飞机关键部件的动力学性能结果和飞机关键部件的动力学响应结果存入可进行逻辑检索的数据库中，得到故障特征库。
在步骤S1中，关键参数包括惯性参数、几何参数和悬挂参数。
其中，惯性参数包括但不限于飞机起落架着陆折算质量、起落架支柱的质量与惯量以及机轮的质量与惯量；几何参数包括但不限于机轮直径、支撑杆长度和机身安装位置；悬挂参数包括但不限于减震器的刚度参数与阻尼参数以及轮胎的刚度参数与阻尼参数。
具体的，可以根据目标飞机情况，通过查找飞机维修手册确定目标飞机机轮、起落架支柱、降落质量等关键部件的质量参数。考虑到飞机维修手册未包含飞机起落架部件的几何尺寸，采用3D扫描与逆向建模的方法获得起落架关键部件的几何尺寸，如图2所示。
在本实施例中，可以根据目标飞机的油气式减震器的型号，获得油气式减震器刚度、阻尼参数。
油气式减震器空气弹簧力的公式为：
其中，Fa为空气弹簧力；P0为气腔初始压强；V0为气腔初始体积；Aa为活塞排挤面积；Patm为大气压强；μ为减震器压缩行程；γ为多变系数。
油气式减震器油液阻尼力的公式为：
其中，Fh为油液阻尼力；ρ为油液密度；Ah为油腔净截面积；Cd为油液缩流系数；Ad为主油孔截面积；为减震器正反行程速度。
此外，可以根据目标飞机的机轮型号获得轮胎的刚度与阻尼。
轮胎力的公式为：
其中，FV为；ks为轮胎弹簧刚度；cδ为轮胎弹簧阻尼系数；δ为轮胎压缩量；为轮胎压缩速度。
在步骤S2中，初始动力学模型的建立过程具体为：根据惯性参数建立起落架减震系统的惯性参数矩阵；根据几何参数建立起落架减震系统的几何数据矩阵；根据悬挂参数建立起落架减震系统的悬挂参数矩阵；根据着陆地面状态设置地面碰撞的刚度参数与阻尼参数；确定目标飞机起落架在飞机着陆时的力学关系；根据惯性参数矩阵、几何数据矩阵和悬挂参数矩阵建立起落架满足力学关系所对应的初始动力学模型。
在本实施例中，力学关系的表达式具体为：
Fl＝Fa+Fv+Fh+G；
其中，Fl表示着陆撞击力；Fa表示空气弹簧力；Fv表示轮胎力；Fh表示油液阻尼力；G表示重力。
而初始动力学模型的表达式具体为：
F(t)＝Mx″+SCCx′+SKKx；
其中，F(t)表示外力矢量；x表示状态向量，即位移；x′表示状态向量的一阶导，即速度；x″表示状态向量的二阶导，即加速度；M表示质量矩阵；SC表示故障阻尼修正系数矩阵；C表示阻尼矩阵；SK表示故障刚度修正系数矩阵；K表示刚度矩阵。
需要说明的是，故障刚度修正系数矩阵中包括减震器刚度和轮胎刚度，故障阻尼修正系数矩阵包括减震器阻尼和减震器阻尼。
在正常情况下，故障阻尼修正系数矩阵SC、故障刚度修正系数矩阵SK为1；在起落架减震系统出现故障的情况下，根据故障发生的部件、故障类型更新故障阻尼修正系数矩阵SC、故障刚度修正系数矩阵SK。例如，起落架轮胎出现泄气故障时，轮胎刚度发生变化，可以根据轮胎胎压情况更新刚度修正系数矩阵SK中的轮胎刚度修正系数；起落架减震器出现油液泄露时，减震器阻尼会发生变化，可以根据减震器油液泄露的情况更新阻尼修正系数矩阵SC中减震器阻尼修正系数。
在步骤S3中，初始工况包括起落架初始高度和起落架初始下降速度。例如，起落架初始高度为3m，起落架初始下降速度为2.3m/s，开始仿真。
而对于典型工况是指模拟操作人员不同的操作习惯，例如部分操作人员习惯快速操作，部分操作人员习惯缓慢操作。
在步骤S4中，动力学性能结果包括模拟着陆过程中的机轮与机身的加速度、速度和位移等信号，还包括起落架减震器与轮胎力的力学信号。
如图3与图4所示，飞机在降落过程中的动力学性能示例，具体为机轮加速度信号、机舱加速度信号。可以看出飞机在降落过程中，轮胎与地面产生的冲击力产生的加速度远远大于机舱的加速度，说明冲击被起落架减震系统吸收。
在本实施例中，仿真结果是按照以下逻辑进行存储：机型>起落架减震系统部件>故障类型>降落高度>降落速度，同时故障特征库也提供按照以上逻辑进行检索的功能。
实施例2：落架减震系统故障仿真分析系统，该系统用于实现实施例1中所记载的落架减震系统故障仿真分析方法，如图5所示，包括参数获取模块、模型建立模块、工况设置模块、正常仿真模块、故障调整模块、故障仿真模块和特征存储模块。
其中，参数获取模块，用于获取目标飞机起落架减震系统中的多个关键参数；模型建立模块，用于依据关键参数建立相应的参数矩阵，并结合目标飞机的结构和力学关系建立初始动力学模型；工况设置模块，用于根据目标飞机的飞行情况设置初始动力学模型在进行飞机降落仿真过程中的初始工况，得到最终动力学模型；正常仿真模块，用于依据最终动力学模型对各个典型工况下飞机正常降落过程进行仿真，得到飞机正常降落过程中飞机关键部件的动力学性能结果；故障调整模块，用于通过调整最终动力学模型中的故障阻尼修正系数和故障刚度修正系数来模拟不同起落架减震系统故障情况；故障仿真模块，用于依据故障情况模拟后的最终动力学模型对各个典型工况下飞机故障降落过程进行仿真，得到飞机故障降落过程中飞机关键部件的动力学响应结果；特征存储模块，用于将飞机关键部件的动力学性能结果和飞机关键部件的动力学响应结果存入可进行逻辑检索的数据库中，得到故障特征库。
工作原理：本发明通过仿真计算的方式获得飞机降落过程中，起落架减震系统在不同状态下的飞机动力学响应结构，对于所建立的最终动力学模型，可以通过调整最终动力学模型中的故障阻尼修正系数和故障刚度修正系数来模拟不同起落架减震系统故障情况，可以实现不同故障下的仿真计算快速切换，无需重构动力学模型，有效提高了仿真计算的工作效率。
本领域内的技术人员应明白，本申请的实施例可提供为方法、系统、或计算机程序产品。因此，本申请可采用完全硬件实施例、完全软件实施例、或结合软件和硬件方面的实施例的形式。而且，本申请可采用在一个或多个其中包含有计算机可用程序代码的计算机可用存储介质(包括但不限于磁盘存储器、CD-ROM、光学存储器等)上实施的计算机程序产品的形式。
本申请是参照根据本申请实施例的方法、设备(系统)、和计算机程序产品的流程图和/或方框图来描述的。应理解可由计算机程序指令实现流程图和/或方框图中的每一流程和/或方框、以及流程图和/或方框图中的流程和/或方框的结合。可提供这些计算机程序指令到通用计算机、专用计算机、嵌入式处理机或其他可编程数据处理设备的处理器以产生一个机器，使得通过计算机或其他可编程数据处理设备的处理器执行的指令产生用于实现在流程图一个流程或多个流程和/或方框图一个方框或多个方框中指定的功能的装置。
这些计算机程序指令也可存储在能引导计算机或其他可编程数据处理设备以特定方式工作的计算机可读存储器中，使得存储在该计算机可读存储器中的指令产生包括指令装置的制造品，该指令装置实现在流程图一个流程或多个流程和/或方框图一个方框或多个方框中指定的功能。
这些计算机程序指令也可装载到计算机或其他可编程数据处理设备上，使得在计算机或其他可编程设备上执行一系列操作步骤以产生计算机实现的处理，从而在计算机或其他可编程设备上执行的指令提供用于实现在流程图一个流程或多个流程和/或方框图一个方框或多个方框中指定的功能的步骤。
以上的具体实施方式，对本发明的目的、技术方案和有益效果进行了进一步详细说明，所应理解的是，以上仅为本发明的具体实施方式而已，并不用于限定本发明的保护范围，凡在本发明的精神和原则之内，所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (6)

1.起落架减震系统故障仿真分析方法，其特征是，包括以下步骤：
获取目标飞机起落架减震系统中的多个关键参数；
依据关键参数建立相应的参数矩阵，并结合目标飞机的结构和力学关系建立初始动力学模型；
根据目标飞机的飞行情况设置初始动力学模型在进行飞机降落仿真过程中的初始工况，得到最终动力学模型；
依据最终动力学模型对各个典型工况下飞机正常降落过程进行仿真，得到飞机正常降落过程中飞机关键部件的动力学性能结果；
通过调整最终动力学模型中的故障阻尼修正系数和故障刚度修正系数来模拟不同起落架减震系统故障情况；
依据故障情况模拟后的最终动力学模型对各个典型工况下飞机故障降落过程进行仿真，得到飞机故障降落过程中飞机关键部件的动力学响应结果；
将飞机关键部件的动力学性能结果和飞机关键部件的动力学响应结果存入可进行逻辑检索的数据库中，得到故障特征库；
所述关键参数包括惯性参数、几何参数和悬挂参数；
所述惯性参数包括飞机起落架着陆折算质量、起落架支柱的质量与惯量以及机轮的质量与惯量；
所述几何参数包括机轮直径、支撑杆长度和机身安装位置；
所述悬挂参数包括减震器的刚度参数与阻尼参数以及轮胎的刚度参数与阻尼参数；
所述初始动力学模型的建立过程具体为：
根据惯性参数建立起落架减震系统的惯性参数矩阵；
根据几何参数建立起落架减震系统的几何数据矩阵；
根据悬挂参数建立起落架减震系统的悬挂参数矩阵；
根据着陆地面状态设置地面碰撞的刚度参数与阻尼参数；
确定目标飞机起落架在飞机着陆时的力学关系；
根据惯性参数矩阵、几何数据矩阵和悬挂参数矩阵建立起落架满足力学关系所对应的初始动力学模型；
所述力学关系的表达式具体为：
Fl＝Fa+Fv+Fh+G；
其中，Fl表示着陆撞击力；Fa表示空气弹簧力；Fv表示轮胎力；Fh表示油液阻尼力；G表示重力；
所述初始动力学模型的表达式具体为：
F(t)＝Mx″+SCCx′+SKKx；
其中，F(t)表示外力矢量；x表示状态向量，即位移；x′表示状态向量的一阶导，即速度；x″表示状态向量的二阶导，即加速度；M表示质量矩阵；SC表示故障阻尼修正系数矩阵；C表示阻尼矩阵；SK表示故障刚度修正系数矩阵；K表示刚度矩阵。
2.根据权利要求1所述的起落架减震系统故障仿真分析方法，其特征是，所述初始工况包括起落架初始高度和起落架初始下降速度。
3.根据权利要求1所述的起落架减震系统故障仿真分析方法，其特征是，所述动力学性能结果包括：
模拟着陆过程中的机轮与机身的加速度、速度和位移信号；
以及，起落架减震器与轮胎力的力学信号。
4.起落架减震系统故障仿真分析系统，其特征是，该系统用于实现如权利要求1-3任意一项所述的起落架减震系统故障仿真分析方法，包括：
参数获取模块，用于获取目标飞机起落架减震系统中的多个关键参数；
模型建立模块，用于依据关键参数建立相应的参数矩阵，并结合目标飞机的结构和力学关系建立初始动力学模型；
工况设置模块，用于根据目标飞机的飞行情况设置初始动力学模型在进行飞机降落仿真过程中的初始工况，得到最终动力学模型；
正常仿真模块，用于依据最终动力学模型对各个典型工况下飞机正常降落过程进行仿真，得到飞机正常降落过程中飞机关键部件的动力学性能结果；
故障调整模块，用于通过调整最终动力学模型中的故障阻尼修正系数和故障刚度修正系数来模拟不同起落架减震系统故障情况；
故障仿真模块，用于依据故障情况模拟后的最终动力学模型对各个典型工况下飞机故障降落过程进行仿真，得到飞机故障降落过程中飞机关键部件的动力学响应结果；
特征存储模块，用于将飞机关键部件的动力学性能结果和飞机关键部件的动力学响应结果存入可进行逻辑检索的数据库中，得到故障特征库。
5.一种计算机终端，包含存储器、处理器及存储在存储器并可在处理器上运行的计算机程序，其特征是，所述处理器执行所述程序时实现如权利要求1-3中任意一项所述的起落架减震系统故障仿真分析方法。
6.一种计算机可读介质，其上存储有计算机程序，其特征是，所述计算机程序被处理器执行可实现如权利要求1-3中任意一项所述的起落架减震系统故障仿真分析方法。
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