CN117874908B - 弹性体减震器的工程设计方法和装置 - Google Patents
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Abstract
本发明提供一种弹性体减震器的工程设计方法和装置，包括：获取着陆接地过程参数和着陆压缩能量吸收比例参数，所述着陆接地过程参数至少包括着陆接地垂直速度和着陆重量；将所述着陆接地过程参数和所述着陆压缩能量吸收比例参数输入至预先构建的弹性体减震器设计模型，得到目标弹性体减震器刚度曲线；其中，所述弹性体减震器设计模型包括状态分析模块和曲线计算模块，所述状态分析模块用于根据所述着陆接地过程参数和所述着陆压缩能量吸收比例参数分析弹性体减震器的能量状态，得到所述弹性体减震器的最大压缩弹性势能，所述曲线计算模块用于根据所述最大压缩弹性势能得到所述目标弹性体减震器刚度曲线。本发明成本更低、效率更高、可靠性更高。
Description
技术领域
本发明涉及减震器工程设计技术领域，尤其涉及一种弹性体减震器的工程设计方法和装置。
背景技术
起落架是飞机下部用于起飞降落或地面(水面)滑行时支撑飞机并用于地面(水面)移动的附件装置。飞机在着陆和起飞时，地面要对飞机产生很大的冲击力和颠簸振动，对飞机的结构和安全产生很大的影响。飞机上常采用缓冲减震装置来减小冲击和振动载荷，并吸收撞击能量。减震器的主要作用是吸收冲击能量，使传到机体上结构上的冲击载荷不超过允许值，在吸收能量过程中，减震器通过来回振荡，把吸收的能量变成热能耗散掉。
减震器一般有两种类型，一是固体减震器，如图1所示，如弹性体减震器、弹簧减震器、摩擦块减震器等；二是气体、液体或气液混合减震器，如图2所示。固体减震器效率低，能量耗散能力较小，常用于低速或轻型小飞机的不可收放起落架。
现代飞机上应用最广的是油液空气减震器，其设计计算方法也比较成熟。然而，目前尚无一种针对设计固体减震器(特别是弹性体减震器)的工程计算方法，飞机生产厂家或起落架生产单位在设计该种减震器时，一般采用试验法，如图3所示。在具体实施过程中，通常会参考类似的使用固体减震器的飞机机型，对其减震器刚度进行一定比例的放大或缩小，例如按照重量之比或速度之比进行放大或缩小等，从而制造一系列不同刚度的减震器进行装机试验，得出较优的结果，或是搜寻合适的减震器刚度范围。这种方法要求能够先获取参考机型的减震器刚度数据，或者能够估计参考机型的减震器刚度，难度非常大，可靠性较低。此外，通过试验的方式所以可能导致往错误的方向进行最优刚度值的搜寻。同时，不合适的刚度值进行模拟试验，可能导致飞机起落架试验模型一次性破坏，增加研发成本。
综上，现有技术存在成本高、效率低、可靠性低的问题。
发明内容
本发明提供一种弹性体减震器的工程设计方法和装置，用以解决现有技术中本成本高、效率低、可靠性低的缺陷，实现成本更低、效率更高、可靠性更高的弹性体减震器的设计。
本发明提供一种弹性体减震器的工程设计方法，包括：
获取着陆接地过程参数和着陆压缩能量吸收比例参数，所述着陆接地过程参数至少包括着陆接地垂直速度和着陆重量；
将所述着陆接地过程参数和所述着陆压缩能量吸收比例参数输入至预先构建的弹性体减震器设计模型，得到目标弹性体减震器刚度曲线；
其中，所述弹性体减震器设计模型包括状态分析模块和曲线计算模块，所述状态分析模块用于根据所述着陆接地过程参数和所述着陆压缩能量吸收比例参数分析弹性体减震器的能量状态，得到所述弹性体减震器的最大压缩弹性势能，所述曲线计算模块用于根据所述最大压缩弹性势能计算得到所述目标弹性体减震器刚度曲线。
根据本发明提供的一种弹性体减震器的工程设计方法，所述根据所述着陆接地过程参数和所述着陆压缩能量吸收比例参数分析弹性体减震器的能量状态，得到所述弹性体减震器的最大压缩弹性势能，具体包括：
根据所述着陆接地过程参数和所述着陆压缩能量吸收比例参数对所述弹性体减震器的预设数量个接地阶段进行能量状态分析，得到所述弹性体减震器在每个所述接地阶段的具体能量状态；所述接地阶段至少包括刚刚接地、第一次压缩至下极限位置和第一次回弹至上极限位置；
基于所述具体能量状态，根据预先设计的所述弹性体减震器的最大压缩量和最大载荷计算得到所述弹性体减震器的最大压缩弹性势能。
根据本发明提供的一种弹性体减震器的工程设计方法，所述根据所述最大压缩弹性势能计算得到所述目标弹性体减震器刚度曲线，具体包括：
以所述弹性体减震器的压缩量为横轴，以所述弹性体减震器的压力为纵轴构建刚度坐标系；
将所述刚度坐标系原点作为第一目标点，根据所述最大压缩量和所述最大载荷确定第二目标点；基于所述刚度坐标系构建圆弧；
根据所述第一目标点和所述圆弧得到刚度曲线方程；
根据所述刚度曲线方程得到所述压力和所述压缩量的第一目标函数；
对所述第一目标函数求积分，得到所述弹性体减震器的弹性势能和所述压缩量的第二目标函数；
利用所述最大压缩弹性势能和所述第二目标点代入所述第一目标函数和第二目标函数，求解得到目标弹性体减震器刚度曲线。
根据本发明提供的一种弹性体减震器的工程设计方法，所述将所述着陆接地过程参数和所述着陆压缩能量吸收比例参数输入至预先构建的弹性体减震器设计模型，得到目标弹性体减震器刚度曲线，之后还包括：
根据所述目标弹性体减震器刚度曲线设计所述弹性体减震器材料的配方；
根据所述配方生产制造弹性体减震器试验件；
将所述弹性体减震器试验件装配到飞机起落架上，进行落震试验。
根据本发明提供的一种弹性体减震器的工程设计方法，所述将所述弹性体减震器试验件装配到飞机起落架上，进行落震试验，之后还包括：
根据所述落震试验的试验结果对所述目标弹性体减震器刚度曲线和所述配方进行微调。
根据本发明提供的一种弹性体减震器的工程设计方法，所述弹性体减震器第一次压缩的着陆压缩能量吸收比例参数为48％。
本发明还提供一种弹性体减震器的工程设计装置，包括：
获取单元，用于获取着陆接地过程参数和着陆压缩能量吸收比例参数，所述着陆接地过程参数至少包括着陆接地垂直速度和着陆重量；
设计单元，用于将所述着陆接地过程参数和所述着陆压缩能量吸收比例参数输入至预先构建的弹性体减震器设计模型，得到目标弹性体减震器刚度曲线；
其中，所述弹性体减震器设计模型包括状态分析模块和曲线计算模块，所述状态分析模块用于根据所述着陆接地过程参数和所述着陆压缩能量吸收比例参数分析弹性体减震器的能量状态，得到所述弹性体减震器的最大压缩弹性势能，所述曲线计算模块用于根据所述最大压缩弹性势能计算得到所述目标弹性体减震器刚度曲线。
本发明还提供一种电子设备，包括存储器、处理器及存储在存储器上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上述任一种所述弹性体减震器的工程设计方法。
本发明还提供一种非暂态计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，该计算机程序被处理器执行时实现如上述任一种所述弹性体减震器的工程设计方法。
本发明还提供一种计算机程序产品，包括计算机程序，所述计算机程序被处理器执行时实现如上述任一种所述弹性体减震器的工程设计方法。
本发明提供的一种弹性体减震器的工程设计方法和装置，通过获取着陆接地过程参数和着陆压缩能量吸收比例参数，所述着陆接地过程参数至少包括着陆接地垂直速度和着陆重量；将所述着陆接地过程参数和所述着陆压缩能量吸收比例参数输入至预先构建的弹性体减震器设计模型，得到目标弹性体减震器刚度曲线；其中，所述弹性体减震器设计模型包括状态分析模块和曲线计算模块，所述状态分析模块用于根据所述着陆接地过程参数和所述着陆压缩能量吸收比例参数分析弹性体减震器的能量状态，得到所述弹性体减震器的最大压缩弹性势能，所述曲线计算模块用于根据所述最大压缩弹性势能计算得到所述目标弹性体减震器刚度曲线。本发明根据着陆接地过程参数和着陆压缩能量吸收比例参数，在弹性体减震器设计模型中进行能量状态分析和刚度曲线计算，得到目标弹性体减震器刚度曲线，实现成本更低、效率更高、可靠性更高的弹性体减震器的设计。
附图说明
为了更清楚地说明本发明或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作一简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1是现有技术中固体减震器的结构示意图；
图2是现有技术中气体、液体或气液混合减震器的结构示意图；
图3是现有技术中弹性体减震起落架的减震器设计流程示意图；
图4是本发明提供的弹性体减震器的工程设计方法的流程示意图之一；
图5是本发明提供的弹性体减震器的工程设计方法一个实施例的着陆竖向位移示意图；
图6是本发明提供的弹性体减震器的工程设计方法一个实施例的弹性体起落架示意图及其动力学简图；
图7是现有技术中典型弹性体减震器的刚度曲线；
图8是本发明提供的弹性体减震器的工程设计方法的流程示意图之二；
图9是本发明提供的弹性体减震器的工程设计装置的结构示意图；
图10是本发明提供的电子设备的结构示意图。
附图标记：
101：机身上连接接头；102：橡皮缓冲器；103：机身下连接接头；104：千斤顶座支撑箍；105：液压刹车管；106：轮轴；
201：反弹阻尼腔；202：压缩阻尼腔；203：充气阀；204：空气或氮气；205：油液；206：油孔；207：卡环；208：胀圈；209：油针；210密封圈；211防尘圈；212活塞杆；213轮轴；
601：机身；602：弹性体减震器；603：起落架支腿；604：机轮；
910：获取单元；920：设计单元。
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，下面将结合本发明中的附图，对本发明中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
下面结合图4-图8描述本发明的弹性体减震器的工程设计方法，如图4所示，方法包括：
步骤110：获取着陆接地过程参数和着陆压缩能量吸收比例参数，所述着陆接地过程参数至少包括着陆接地垂直速度和着陆重量。
需要注意的是，本发明提供的弹性体减震器的工程设计方法基于以下假设：
1)弹性体减震器的效率在60％左右，即60％的能量应在着陆过程中以热能形式释放；
2)飞机着陆时，60％的能量在前4次飞机下沉(减震器压缩)时以热能形式耗散，然后达到受力平衡状态；
3)忽略弹性体减震器第5次及以后压缩产生的热能；
4)弹性体减震器每次产生的热能成等比数列。
为方便表述，对弹性体起落架的主要结构形式和动力学参数定义做出规定，如图6所示，弹性体起落架的主要结构形式包括机身601，弹性体减震器602，起落架支腿603，机轮604。需要注意的是，由于杠杆原理，地面的支承反力F通过支腿作用在减震器处，需要乘一个放大系数n；同理，机身的下沉距离h和减震器压缩距离x也是n倍关系。
如图6所示，飞机在着陆接地过程中，能量在竖直方向上的分量由弹性体减震系统来承担吸能。仅考虑减震器的吸能作用和重力势能变化，根据能量守恒定律，飞机在竖直方向上的能量组成包括：
E＝Ek+Ep+U+Q
其中，Ek为动能，与飞机着陆接地垂直速度v密切相关，
Ep为重力势能，与飞机高度h密切相关，Ep＝mgh＝mgnx；
U为弹性体减震器的弹性势能，U＝∫f(x)dx；Q为热能。
其中，f(x)为弹性体减震器的刚度函数(压缩量-载荷)。具体来说，弹性体材料的刚度曲线为非线性的，其具体表现就是载荷FN随变形量x的变化的函数FN＝f(x)。一个典型起落架弹性体减震器的刚度曲线如图7所示，Ks为减震器的效率，A点代表自然状态的减震器(无载荷)，C点代表减震器处于设计压缩终点状态；曲线ABC与边框围成的阴影部分即刚度曲线的积分，代表减震器的弹性势能，即
基于此，在进行弹性体减震器的工程设计过程中，由于目标是获得弹性体减震器的刚度曲线，即求得U。根据能量守恒定律，首先需要获取着陆接地过程参数和着陆压缩能量吸收比例参数。需要了解的是，着陆接地过程参数是指飞机在着陆接地过程中与能量状态分析相关的各项参数，包括飞机着陆接地垂直速度和飞机的着陆重量。其中，根据民航法规CCAR-23的相关规定，飞机着陆接地垂直速度为3.05米每秒。
同时，还需要了解的是，着陆压缩能量吸收比例参数是预先假设的弹性体减震器在压缩过程中释放的热能。由于飞机在着陆接地过程中，能量在竖直方向上的分量由弹性体减震系统来承担吸能，故而对于每次压缩过程中能量吸收比例的设定对于弹性体减震器的工程设计非常重要。
进一步地，需要说明的是，飞机高度h不是一个单独的输入参数，而是在做试验的时候，使飞机自由落体接触地面时，速度是3.05米每秒(即民航法规规定的速度)的高度。
在一个实施例中，假设弹性体减震器首次压缩释放0.8×60％＝48％的热能。进一步地，在另一个实施例中，假设弹性体减震器4次压缩释放的热能依次为：48.000％E；9.663％E；1.945％E；0.391％E，如图5所示。
步骤120：将所述着陆接地过程参数和所述着陆压缩能量吸收比例参数输入至预先构建的弹性体减震器设计模型，得到目标弹性体减震器刚度曲线；
其中，所述弹性体减震器设计模型包括状态分析模块和曲线计算模块，所述状态分析模块用于根据所述着陆接地过程参数和所述着陆压缩能量吸收比例参数分析弹性体减震器的能量状态，得到所述弹性体减震器的最大压缩弹性势能，所述曲线计算模块用于根据所述最大压缩弹性势能计算得到所述目标弹性体减震器刚度曲线。
在一些实施例中，所述根据所述着陆接地过程参数和所述着陆压缩能量吸收比例参数分析弹性体减震器的能量状态，得到所述弹性体减震器的最大压缩弹性势能，具体包括：
根据所述着陆接地过程参数和所述着陆压缩能量吸收比例参数对所述弹性体减震器的预设数量个接地阶段进行能量状态分析，得到所述弹性体减震器在每个所述接地阶段的具体能量状态；所述接地阶段至少包括刚刚接地、第一次压缩至下极限位置和第一次回弹至上极限位置；
基于所述具体能量状态，根据预先设计的所述弹性体减震器的最大压缩量和最大载荷计算得到所述弹性体减震器的最大压缩弹性势能。
具体地，将弹性体减震器的减震过程分为预设数量个接地阶段，对每个接地阶段进行能量状态分析，从而计算弹性体减震器的最大压缩弹性势能。在一些实施例中，预设数量为3，即仅分析刚刚接地、第一次压缩至下极限位置和第一次回弹至上极限位置三个接地阶段。
基于上述实施例，将起落架着陆触地分为a、b、c三步骤，即三个接地阶段。
a.刚刚接地。进行能量状态分析如下：此时飞机具有垂直速度(着陆接地垂直速度)为v＝va，其动能为：
设此时飞机重心位于0势面，即h＝ha＝0，飞机着陆重量为m，重力加速度为g，其重力势能为：
Ep,a＝mgha＝0
此时弹性体减震器处于自然状态，即x＝xa＝0，其弹性势能为：
Ua＝0
此时飞机无热能，即Q＝Qa＝0。因此有：
Ea＝Ek,a+Ep,a+Ua+Qa
b.第一次压缩至下极限位置。进行能量状态分析如下：此时飞机具有垂直速度为vb＝0，其动能为：
Ek,b＝0
若起落架采用图1所示的结构，此时飞机重心高度为弹性体减震器压缩距离xb乘以支腿杠杆放大系数n(根据结构设计取得)，即：
hb＝-nxb
其重力势能为：
Ep,b＝mghb＝-mgnxb
此时弹性体减震器受最大着陆冲击力，处于压缩状态，即x＝xb，其弹性势能为：
假设此时飞机产生的总热能为a～b过程中释放的热能Q＝Qb＝Qa～b＝0.48E。因此有：
Eb＝Ek,b+Ep,b+Ub+Qa～b
Eb＝-mgnxb+Ub+0.48Ea
c.第一次压缩至极限位置后，回弹至上极限位置。进行能量状态分析如下：此时飞机具有垂直速度为vc＝0，其动能为：
Ek,c＝0
设此时飞机重心高度为hc，其重力势能为：
Ep,c＝mghc＝mgnxc
此时弹性体减震器处于自然状态，其弹性势能为：
Uc＝0
假设此时飞机产生的总热能仍然为a～b过程中释放的热能，Q＝Qc＝Qa～b＝0.48E。因此有：
Ec＝Ek,c+Ep,c+Uc+Qc
Ec＝mgnxc+0.48Ea
可以了解的是，弹性体产品的极限压缩量一般在75％左右，根据结构设计可以设计合理的减震器最大压缩量xmax和载荷FNmax。将以上数值代入上述公式可以算得b工况时弹性体减震器的压缩弹性势能Ub，即得到弹性体减震器的最大压缩弹性势能。
进一步地，得到弹性体减震器的最大压缩弹性势能后，利用U＝∫f(x)dx、FN＝f(x)，根据最大压缩弹性势能计算目标弹性体减震器刚度曲线。
在一些实施例中，所述根据所述最大压缩弹性势能计算得到所述目标弹性体减震器刚度曲线，具体包括：
以所述弹性体减震器的压缩量为横轴，以所述弹性体减震器的压力为纵轴构建刚度坐标系；
将所述刚度坐标系原点作为第一目标点，根据所述最大压缩量和所述最大载荷确定第二目标点；基于所述刚度坐标系构建圆弧；
根据所述第一目标点和所述圆弧得到刚度曲线方程；
根据所述刚度曲线方程得到所述压力和所述压缩量的第一目标函数；
对所述第一目标函数求积分，得到所述弹性体减震器的弹性势能和所述压缩量的第二目标函数；
利用所述最大压缩弹性势能和所述第二目标点代入所述第一目标函数和第二目标函数，求解得到目标弹性体减震器刚度曲线。
具体地，如图7所示，弹性体减震器的刚度曲线FN＝f(x)必定过原点A(0,0)和终点C(xmax，FNmax)。刚度曲线近似为圆弧，该圆弧与横坐标轴围成的面积就代表减震器的最大压缩弹性势能Ub。
在刚度坐标系内构建刚度曲线近似的圆弧，圆弧所在圆的标准方程可表示为：
(x-x0)2+(FN-FN0)2＝r2
由于刚度曲线过原点A(0,0)，可知：
x0 2+FN0 2＝r2
因此刚度曲线方程可写为：
(x-x0)2+(FN-FN0)2＝x0 2+FN0 2
将x表示为FN的函数，得到形如FN＝f(x)的第一目标函数，该函数包含2个待定系数(FN0和x0)。将该函数求积分，得到形如U＝∫f(x)dx的第二目标函数。
将终点C(xmax，FNmax)的坐标值代入第二目标函数，并令U＝Ub，即可求出待定系数FN0和x0，最终确定以圆弧拟合的目标弹性体减震器刚度曲线FN＝f(x)。
进一步地，得到目标弹性体减震器刚度曲线之后还包括：
根据所述目标弹性体减震器刚度曲线设计所述弹性体减震器材料的配方；
根据所述配方生产制造弹性体减震器试验件；
将所述弹性体减震器试验件装配到飞机起落架上，进行落震试验。
更进一步地，所述将所述弹性体减震器试验件装配到飞机起落架上，进行落震试验，之后还包括：
根据所述落震试验的试验结果对所述目标弹性体减震器刚度曲线和所述配方进行微调。
具体地，如图8所示，得到目标弹性体减震器刚度曲线后，根据刚度曲线设计弹性体材料的配方，然后根据生产制造一批弹性体减震器试验件，装配到飞机起落架上，进行落震试验。试验后根据结果(落震系数)对刚度曲线、弹性体材料配方进行微调，找到最优值。
具体来说，若落震系数在设计范围内，则通过试验，若落震系数不在设计范围内，则在目标弹性体减震器刚度曲线的基础上调整弹性体材料配方并重新进行生产制造与落震试验，直至落震系数在设计范围内，得到最优值，将根据该组最优值制造的弹性体减震器作为最终设计。
本发明提供的一种弹性体减震器的工程设计方法，通过获取着陆接地过程参数和着陆压缩能量吸收比例参数，所述着陆接地过程参数至少包括着陆接地垂直速度和着陆重量；将所述着陆接地过程参数和所述着陆压缩能量吸收比例参数输入至预先构建的弹性体减震器设计模型，得到目标弹性体减震器刚度曲线；其中，所述弹性体减震器设计模型包括状态分析模块和曲线计算模块，所述状态分析模块用于根据所述着陆接地过程参数和所述着陆压缩能量吸收比例参数分析弹性体减震器的能量状态，得到所述弹性体减震器的最大压缩弹性势能，所述曲线计算模块用于根据所述最大压缩弹性势能计算得到所述目标弹性体减震器刚度曲线。本发明根据着陆接地过程参数和着陆压缩能量吸收比例参数，在弹性体减震器设计模型中进行能量状态分析和刚度曲线计算，得到目标弹性体减震器刚度曲线，实现成本更低、效率更高、可靠性更高的弹性体减震器的设计。
下面对本发明提供的弹性体减震器的工程设计装置进行描述，下文描述的弹性体减震器的工程设计装置与上文描述的弹性体减震器的工程设计方法可相互对应参照。图9是本发明提供的弹性体减震器的工程设计装置的结构示意图，如图9所示，装置包括：
获取单元910，用于获取着陆接地过程参数和着陆压缩能量吸收比例参数，所述着陆接地过程参数至少包括着陆接地垂直速度和着陆重量；
设计单元920，用于将所述着陆接地过程参数和所述着陆压缩能量吸收比例参数输入至预先构建的弹性体减震器设计模型，得到目标弹性体减震器刚度曲线；
其中，所述弹性体减震器设计模型包括状态分析模块和曲线计算模块，所述状态分析模块用于根据所述着陆接地过程参数和所述着陆压缩能量吸收比例参数分析弹性体减震器的能量状态，得到所述弹性体减震器的最大压缩弹性势能，所述曲线计算模块用于根据所述最大压缩弹性势能计算得到所述目标弹性体减震器刚度曲线。
基于上述实施例，该装置中，所述根据所述着陆接地过程参数和所述着陆压缩能量吸收比例参数分析弹性体减震器的能量状态，得到所述弹性体减震器的最大压缩弹性势能，具体包括：
根据所述着陆接地过程参数和所述着陆压缩能量吸收比例参数对所述弹性体减震器的预设数量个接地阶段进行能量状态分析，得到所述弹性体减震器在每个所述接地阶段的具体能量状态；所述接地阶段至少包括刚刚接地、第一次压缩至下极限位置和第一次回弹至上极限位置；
基于所述具体能量状态，根据预先设计的所述弹性体减震器的最大压缩量和最大载荷计算得到所述弹性体减震器的最大压缩弹性势能。
基于上述实施例，该装置中，所述根据所述最大压缩弹性势能计算得到所述目标弹性体减震器刚度曲线，具体包括：
以所述弹性体减震器的压缩量为横轴，以所述弹性体减震器的压力为纵轴构建刚度坐标系；
将所述刚度坐标系原点作为第一目标点，根据所述最大压缩量和所述最大载荷确定第二目标点；基于所述刚度坐标系构建圆弧；
根据所述第一目标点和所述圆弧得到刚度曲线方程；
根据所述刚度曲线方程得到所述压力和所述压缩量的第一目标函数；
对所述第一目标函数求积分，得到所述弹性体减震器的弹性势能和所述压缩量的第二目标函数；
利用所述最大压缩弹性势能和所述第二目标点代入所述第一目标函数和第二目标函数，求解得到目标弹性体减震器刚度曲线。
基于上述实施例，该装置中，所述设计单元920之后还包括：
根据所述目标弹性体减震器刚度曲线设计所述弹性体减震器材料的配方；
根据所述配方生产制造弹性体减震器试验件；
将所述弹性体减震器试验件装配到飞机起落架上，进行落震试验。
基于上述实施例，该装置中，所述将所述弹性体减震器试验件装配到飞机起落架上，进行落震试验，之后还包括：
根据所述落震试验的试验结果对所述目标弹性体减震器刚度曲线和所述配方进行微调。
基于上述实施例，该装置中，所述弹性体减震器第一次压缩的着陆压缩能量吸收比例参数为48％。
本发明提供的一种弹性体减震器的工程设计装置，通过获取着陆接地过程参数和着陆压缩能量吸收比例参数，所述着陆接地过程参数至少包括着陆接地垂直速度和着陆重量；将所述着陆接地过程参数和所述着陆压缩能量吸收比例参数输入至预先构建的弹性体减震器设计模型，得到目标弹性体减震器刚度曲线；其中，所述弹性体减震器设计模型包括状态分析模块和曲线计算模块，所述状态分析模块用于根据所述着陆接地过程参数和所述着陆压缩能量吸收比例参数分析弹性体减震器的能量状态，得到所述弹性体减震器的最大压缩弹性势能，所述曲线计算模块用于根据所述最大压缩弹性势能计算得到所述目标弹性体减震器刚度曲线。本发明根据着陆接地过程参数和着陆压缩能量吸收比例参数，在弹性体减震器设计模型中进行能量状态分析和刚度曲线计算，得到目标弹性体减震器刚度曲线，实现成本更低、效率更高、可靠性更高的弹性体减震器的设计。
图10示例了一种电子设备的实体结构示意图，如图10所示，该电子设备可以包括：处理器(processor)1010、通信接口(Communications Interface)1020、存储器(memory)1030和通信总线1040，其中，处理器1010，通信接口1020，存储器1030通过通信总线1040完成相互间的通信。处理器1010可以调用存储器1030中的逻辑指令，以执行弹性体减震器的工程设计方法，该方法包括：获取着陆接地过程参数和着陆压缩能量吸收比例参数，所述着陆接地过程参数至少包括着陆接地垂直速度和着陆重量；将所述着陆接地过程参数和所述着陆压缩能量吸收比例参数输入至预先构建的弹性体减震器设计模型，得到目标弹性体减震器刚度曲线；其中，所述弹性体减震器设计模型包括状态分析模块和曲线计算模块，所述状态分析模块用于根据所述着陆接地过程参数和所述着陆压缩能量吸收比例参数分析弹性体减震器的能量状态，得到所述弹性体减震器的最大压缩弹性势能，所述曲线计算模块用于根据所述最大压缩弹性势能计算得到所述目标弹性体减震器刚度曲线。
此外，上述的存储器1030中的逻辑指令可以通过软件功能单元的形式实现并作为独立的产品销售或使用时，可以存储在一个计算机可读取存储介质中。基于这样的理解，本发明的技术方案本质上或者说对现有技术做出贡献的部分或者该技术方案的部分可以以软件产品的形式体现出来，该计算机软件产品存储在一个存储介质中，包括若干指令用以使得一台计算机设备(可以是个人计算机，服务器，或者网络设备等)执行本发明各个实施例所述方法的全部或部分步骤。而前述的存储介质包括：U盘、移动硬盘、只读存储器(ROM，Read-Only Memory)、随机存取存储器(RAM，Random Access Memory)、磁碟或者光盘等各种可以存储程序代码的介质。
另一方面，本发明还提供一种计算机程序产品，所述计算机程序产品包括计算机程序，计算机程序可存储在非暂态计算机可读存储介质上，所述计算机程序被处理器执行时，计算机能够执行上述各方法所提供的弹性体减震器的工程设计方法，该方法包括：获取着陆接地过程参数和着陆压缩能量吸收比例参数，所述着陆接地过程参数至少包括着陆接地垂直速度和着陆重量；将所述着陆接地过程参数和所述着陆压缩能量吸收比例参数输入至预先构建的弹性体减震器设计模型，得到目标弹性体减震器刚度曲线；其中，所述弹性体减震器设计模型包括状态分析模块和曲线计算模块，所述状态分析模块用于根据所述着陆接地过程参数和所述着陆压缩能量吸收比例参数分析弹性体减震器的能量状态，得到所述弹性体减震器的最大压缩弹性势能，所述曲线计算模块用于根据所述最大压缩弹性势能计算得到所述目标弹性体减震器刚度曲线。
又一方面，本发明还提供一种非暂态计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，该计算机程序被处理器执行时实现以执行上述各方法提供的弹性体减震器的工程设计方法，该方法包括：获取着陆接地过程参数和着陆压缩能量吸收比例参数，所述着陆接地过程参数至少包括着陆接地垂直速度和着陆重量；将所述着陆接地过程参数和所述着陆压缩能量吸收比例参数输入至预先构建的弹性体减震器设计模型，得到目标弹性体减震器刚度曲线；其中，所述弹性体减震器设计模型包括状态分析模块和曲线计算模块，所述状态分析模块用于根据所述着陆接地过程参数和所述着陆压缩能量吸收比例参数分析弹性体减震器的能量状态，得到所述弹性体减震器的最大压缩弹性势能，所述曲线计算模块用于根据所述最大压缩弹性势能计算得到所述目标弹性体减震器刚度曲线。
以上所描述的装置实施例仅仅是示意性的，其中所述作为分离部件说明的单元可以是或者也可以不是物理上分开的，作为单元显示的部件可以是或者也可以不是物理单元，即可以位于一个地方，或者也可以分布到多个网络单元上。可以根据实际的需要选择其中的部分或者全部模块来实现本实施例方案的目的。本领域普通技术人员在不付出创造性的劳动的情况下，即可以理解并实施。
通过以上的实施方式的描述，本领域的技术人员可以清楚地了解到各实施方式可借助软件加必需的通用硬件平台的方式来实现，当然也可以通过硬件。基于这样的理解，上述技术方案本质上或者说对现有技术做出贡献的部分可以以软件产品的形式体现出来，该计算机软件产品可以存储在计算机可读存储介质中，如ROM/RAM、磁碟、光盘等，包括若干指令用以使得一台计算机设备(可以是个人计算机，服务器，或者网络设备等)执行各个实施例或者实施例的某些部分所述的方法。
最后应说明的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。
Claims (8)
1.一种弹性体减震器的工程设计方法，其特征在于，包括：
获取着陆接地过程参数和着陆压缩能量吸收比例参数，所述着陆接地过程参数至少包括着陆接地垂直速度和着陆重量；
将所述着陆接地过程参数和所述着陆压缩能量吸收比例参数输入至预先构建的弹性体减震器设计模型，得到目标弹性体减震器刚度曲线；
其中，所述弹性体减震器设计模型包括状态分析模块和曲线计算模块，所述状态分析模块用于根据所述着陆接地过程参数和所述着陆压缩能量吸收比例参数分析弹性体减震器的能量状态，得到所述弹性体减震器的最大压缩弹性势能，所述曲线计算模块用于根据所述最大压缩弹性势能计算得到所述目标弹性体减震器刚度曲线；
所述根据所述着陆接地过程参数和所述着陆压缩能量吸收比例参数分析弹性体减震器的能量状态，得到所述弹性体减震器的最大压缩弹性势能，具体包括：
根据所述着陆接地过程参数和所述着陆压缩能量吸收比例参数对所述弹性体减震器的预设数量个接地阶段进行能量状态分析，得到所述弹性体减震器在每个所述接地阶段的具体能量状态；所述接地阶段至少包括刚刚接地、第一次压缩至下极限位置和第一次回弹至上极限位置；
基于所述具体能量状态，根据预先设计的所述弹性体减震器的最大压缩量和最大载荷计算得到所述弹性体减震器的最大压缩弹性势能；
所述根据所述最大压缩弹性势能计算得到所述目标弹性体减震器刚度曲线，具体包括：
以所述弹性体减震器的压缩量为横轴，以所述弹性体减震器的压力为纵轴构建刚度坐标系；
将所述刚度坐标系原点作为第一目标点，根据所述最大压缩量和所述最大载荷确定第二目标点；基于所述刚度坐标系构建圆弧；
根据所述第一目标点和所述圆弧得到刚度曲线方程；
根据所述刚度曲线方程得到所述压力和所述压缩量的第一目标函数；
对所述第一目标函数求积分，得到所述弹性体减震器的弹性势能和所述压缩量的第二目标函数；
利用所述最大压缩弹性势能和所述第二目标点代入所述第一目标函数和第二目标函数，求解得到目标弹性体减震器刚度曲线。
2.根据权利要求1所述的弹性体减震器的工程设计方法，其特征在于，所述将所述着陆接地过程参数和所述着陆压缩能量吸收比例参数输入至预先构建的弹性体减震器设计模型，得到目标弹性体减震器刚度曲线，之后还包括：
根据所述目标弹性体减震器刚度曲线设计所述弹性体减震器材料的配方；
根据所述配方生产制造弹性体减震器试验件；
将所述弹性体减震器试验件装配到飞机起落架上，进行落震试验。
3.根据权利要求2所述的弹性体减震器的工程设计方法，其特征在于，所述将所述弹性体减震器试验件装配到飞机起落架上，进行落震试验，之后还包括：
根据所述落震试验的试验结果对所述目标弹性体减震器刚度曲线和所述配方进行微调。
4.根据权利要求1所述的弹性体减震器的工程设计方法，其特征在于，所述弹性体减震器第一次压缩的着陆压缩能量吸收比例参数为48％。
5.一种弹性体减震器的工程设计装置，其特征在于，包括：
获取单元，用于获取着陆接地过程参数和着陆压缩能量吸收比例参数，所述着陆接地过程参数至少包括着陆接地垂直速度和着陆重量；
设计单元，用于将所述着陆接地过程参数和所述着陆压缩能量吸收比例参数输入至预先构建的弹性体减震器设计模型，得到目标弹性体减震器刚度曲线；
其中，所述弹性体减震器设计模型包括状态分析模块和曲线计算模块，所述状态分析模块用于根据所述着陆接地过程参数和所述着陆压缩能量吸收比例参数分析弹性体减震器的能量状态，得到所述弹性体减震器的最大压缩弹性势能，所述曲线计算模块用于根据所述最大压缩弹性势能计算得到所述目标弹性体减震器刚度曲线；
所述根据所述着陆接地过程参数和所述着陆压缩能量吸收比例参数分析弹性体减震器的能量状态，得到所述弹性体减震器的最大压缩弹性势能，具体包括：
根据所述着陆接地过程参数和所述着陆压缩能量吸收比例参数对所述弹性体减震器的预设数量个接地阶段进行能量状态分析，得到所述弹性体减震器在每个所述接地阶段的具体能量状态；所述接地阶段至少包括刚刚接地、第一次压缩至下极限位置和第一次回弹至上极限位置；
基于所述具体能量状态，根据预先设计的所述弹性体减震器的最大压缩量和最大载荷计算得到所述弹性体减震器的最大压缩弹性势能；
所述根据所述最大压缩弹性势能计算得到所述目标弹性体减震器刚度曲线，具体包括：
以所述弹性体减震器的压缩量为横轴，以所述弹性体减震器的压力为纵轴构建刚度坐标系；
将所述刚度坐标系原点作为第一目标点，根据所述最大压缩量和所述最大载荷确定第二目标点；基于所述刚度坐标系构建圆弧；
根据所述第一目标点和所述圆弧得到刚度曲线方程；
根据所述刚度曲线方程得到所述压力和所述压缩量的第一目标函数；
对所述第一目标函数求积分，得到所述弹性体减震器的弹性势能和所述压缩量的第二目标函数；
利用所述最大压缩弹性势能和所述第二目标点代入所述第一目标函数和第二目标函数，求解得到目标弹性体减震器刚度曲线。
6.一种电子设备，包括存储器、处理器及存储在所述存储器上并可在所述处理器上运行的计算机程序，其特征在于，所述处理器执行所述程序时实现如权利要求1至4任一项所述弹性体减震器的工程设计方法。
7.一种非暂态计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，其特征在于，所述计算机程序被处理器执行时实现如权利要求1至4任一项所述弹性体减震器的工程设计方法。
8.一种计算机程序产品，包括计算机程序，其特征在于，所述计算机程序被处理器执行时实现如权利要求1至4任一项所述弹性体减震器的工程设计方法。
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