随机激励下无人机起落架结构的动力响应分析
飞机起落架随机动力响应的数值分析
AbstractWhen the aircraft taxiing on the runway, the landing gear will vibrate randomly due to the uneven runway. The random vibration repeatedly of the landing gear can cause the fatigue damage of the landing gear, and the overlarge vibration suddenly can cause the damage of the structural strength. The design requirements are that the landing gear can bear repeated dynamic load, the landing gear can resist fatigue and have enough fatigue life. The shock absorber in the landing gear includes aircraft wheel and oil and gas buffer, which play a important role in the landing gear. Because the physical properties of the oil and the gas in the buffer of landing gear shock absorber are complex, buffer has very strong nonlinear gas spring force and nonlinear oil damping force. The frequency domain analysis method which solves the response through the input and the frequency response function can not solve the nonlinear system. For the non-linear problem, numerical analysis method in the time domain is the only solution.In view of the simplified two degrees of freedom model of aircraft landing gear, the nonlinear dynamic equations of the system is established. The power spectral density formula of the runway is given in the military specifications. Using harmonic superposition method, we can simulate a large number of time series of uneven runway. We can choose 12 groups of sample numbers of runway unevenness in the range of 200 to 20000, and calculate the width of confidence interval of runway unevenness in the every group, and note the operation time of computer CPU in the every group. When the width of confidence interval is smaller and the CPU time is shorter in the group, the group is selected in the later analyze. Lastly we choose the group S=10000. With the runway unevenness of 10000 samples as input, solving the nonlinear dynamic equation of the system in the 4 order Runge-Kutta method yields a large number of samples of displacement response. Some statistics can be obtained, including the mean, mean square, auto-correlation function and PSD of the displacement. We can obtain the probability density function of the displacement of the upper mass in the three representative time. Compared with Gaussian distribution curve, the PDF curve of the displacement deviate the Gaussian curve and the results show that the distribution of the displacement response is non-Gaussian. In the article, considering the nonlinear features of buffer, ABAQUS software is used to deal with the finite element simulation analysis. The maximum stress at the taxiing can be obtained and the dangerous position is at sleeve connecting the upper axle and the lower axle. The time history curve of random stress at the dangerous position can be obtained through the powerful postprocessor module, which on the research of subsequent fatigue load is of great importance.Key words：Landing gear, Runway unevenness, Random simulation, Random vibration, Numerical analysis, Statistic analysis, FEM analysis, ABAQUS目录中文摘要 (Ⅰ)Abstract (Ⅱ)目录 (Ⅲ)图清单 (Ⅵ)表清单 (Ⅶ)字母注释表 (Ⅷ)第一章绪论 (1)1.1 研究背景 (1)1.2 起落架结构介绍 (2)1.2.1起落架结构形式 (2)1.2.2 起落架缓冲器 (3)1.3国内外研究现状 (4)1.3.1飞机滑跑时的动力学响应分析 (4)1.3.2飞机起落架有限元仿真研究 (5)1.4本文主要研究内容 (6)第二章随机振动理论和统计分析理论 (7)2.1 非线性系统随机振动分析方法 (7)2.1.1引言 (7)2.1.2 随机模拟法 (9)2.1.3伪随机数的生成 (10)2.2 平稳随机过程 (11)2.2.1 随机过程 (11)2.2.2平稳随机过程概念 (12)2.2.3平稳随机过程的功率谱密度 (13)2.2.4平稳随机过程的随机模拟 (13)2.3 统计分析 (15)2.3.1总体与样本 (15)2.3.2统计量及其分布 (15)2.3.3点估计 (16)2.3.4区间估计 (18)2.4 卡埃平方拟合优度检验 (18)2.4.1 卡埃平方拟合优度检验的统计量 (19)2.4.2 卡埃平方拟合优度检验的步骤 (20)2.5 本章小结 (20)第三章飞机滑行时起落架随机响应分析 (22)3.1 跑道不平度 (22)3.1.1跑道不平度的定义 (22)3.1.2 跑道不平度的随机模拟 (22)3.1.3 模拟结果分析 (25)3.2 起落架结构建模 (28)3.2.1 起落架缓冲器运动特征 (28)3.2.2 起落架数学模型 (28)3.2.3 建立起落架动力学方程 (29)3.3 随机响应的数值模拟和统计分析 (30)3.3.1 龙格库塔算法 (30)3.3.2 系统响应的统计量 (31)3.3.3 统计量分析结果 (32)3.4 本章小结 (35)第四章起落架结构有限元分析 (37)4.1 有限元方法简介 (37)4.2 有限元分析软件ABAQUS简介 (38)4.3 起落架结构建模及简化原则 (38)4.3.1 起落架结构 (38)4.3.2 起落架模型简化原则 (39)4.3.3 起落架有限元模型 (39)4.4 网格划分 (41)4.5 材料属性、约束、载荷和边界条件设定 (43)4.6 油气式缓冲器非线性特征表示 (44)4.6.1 非线性刚度和非线性阻尼特性 (44)4.6.2 连接器设置 (45)4.7 分析步设定 (46)4.8 模拟结果 (46)4.9 本章小结 (48)第五章全文总结与展望 (49)参考文献 (51)发表论文和参加科研情况说明 (54)致谢 (55)图1-1 油气缓冲器结构简图 (3)图3-1 样本数目的确定 (25)图3-2 不平度均值曲线 (26)图3-3 不平度自相关函数曲线 (27)图3-4 不平度功率谱密度曲线 (28)图3-5 起落架简化模型 (29)图3-6 响应均值曲线 (33)图3-7 响应均方值曲线 (33)图3-8 响应自相关函数曲线 (34)图3-9 响应功率谱密度函数曲线 (34)图3-10 响应概率密度曲线 (35)图4-1 起落架实际结构 (39)图4-2 起落架有限元模型 (40)图4-3 构件模型 (41)图4-4 网格划分 (42)图4-5 载荷位置 (43)图4-6 部分不平度输入数表 (44)图4-7 气弹簧力与冲程关系 (44)图4-8 油液阻尼力与速度关系 (45)图4-9 非线性连接器 (45)图4-10 只加载载荷时应力云图 (46)图4-11 加载载荷和竖向位移时应力云图 (47)图4-12 应力最大位置随机应力时间历程曲线 (47)表2-1 样本观测值数目确定 (19)表3-1 模拟参数 (26)表3-2 起落架模型参数 (32)表3-3 初始条件 (32)字母注释表英文字母A跑道特征系数C跑道特征系数f时间频率 (Hz)v滑行速度 (m/s2)N频率划分段数f∆每个小区间宽度q路面不平度S样本数目t时间t∆时间步长x∆空间步长x空间距离m质量y位移响应F力V体积k摩擦系数或刚度系数c阻尼系数P气压希腊字母Ω空间圆频率σ标准差θ随机相位ρ密度ς油孔流量系数γ气体多变指数α置信度水平上标/下标i第i个频率段k第k条轨迹r第r个数据点第一章绪论1.1 研究背景飞机起落架是飞机地面运动时非常重要的装置，主要功能是保证飞机起飞、着陆、滑跑和停放[1]。
航空器的动态响应分析与优化方法研究与探讨
航空器的动态响应分析与优化方法研究与探讨在现代航空领域，航空器的性能和安全性至关重要。
其中，航空器的动态响应分析与优化方法是提高航空器性能、确保飞行安全的关键环节。
本文将对航空器的动态响应分析与优化方法进行深入的研究与探讨。
一、航空器动态响应分析的重要性航空器在飞行过程中会受到各种力和扰动的作用，例如空气动力、发动机推力、操纵输入以及大气紊流等。
这些因素会导致航空器的结构产生振动、变形和应力变化，从而影响航空器的飞行性能、稳定性和安全性。
通过对航空器的动态响应进行分析，我们可以了解航空器在不同工况下的运动特性和结构响应，为航空器的设计、制造和维护提供重要的依据。
例如，在设计阶段，通过动态响应分析可以优化航空器的结构参数，提高其结构强度和刚度，降低振动和噪声水平；在制造阶段，可以通过动态响应测试来检验航空器的结构质量和性能是否符合设计要求；在维护阶段，可以通过监测航空器的动态响应来及时发现潜在的故障和缺陷，采取相应的维修措施，保障航空器的飞行安全。
二、航空器动态响应分析的基本理论和方法（一）动力学方程的建立航空器的动态响应分析通常基于动力学方程的建立。
动力学方程描述了航空器的运动状态与所受外力之间的关系。
在建立动力学方程时，需要考虑航空器的质量分布、惯性特性、弹性特性以及外力的作用方式等因素。
常见的动力学方程有拉格朗日方程、哈密顿原理和牛顿定律等。
根据航空器的具体结构和运动形式，选择合适的动力学方程进行推导和求解。
（二）有限元分析方法有限元分析是目前航空器动态响应分析中广泛应用的一种数值方法。
它将航空器的结构离散为有限个单元，通过对每个单元的力学特性进行分析，建立整个结构的数学模型，然后求解得到结构的动态响应。
有限元分析可以考虑航空器结构的复杂几何形状、材料特性和边界条件，能够准确地预测结构的振动、变形和应力分布。
同时，通过与试验结果的对比，可以不断修正和完善有限元模型，提高分析的准确性。
（三）模态分析模态分析是研究航空器结构固有振动特性的一种重要方法。
机械结构动力学响应分析与减振控制研究
机械结构动力学响应分析与减振控制研究近年来，随着工业技术的不断进步，机械结构的动力学响应分析和减振控制研究日益引起人们的关注。
这一领域的研究旨在解决机械结构在运行过程中产生的振动问题，提高其运行安全性和工作效率。
本文将从动力学响应分析和减振控制两个方面展开讨论。
第一部分是机械结构的动力学响应分析。
机械结构在运行过程中会受到多种力的作用，如激励力、自重力和惯性力等。
这些力的作用会导致机械结构发生振动，并且振动会对结构本身和运行环境产生一定的影响。
因此，理解机械结构的动力学响应是非常重要的。
动力学响应分析的目的是确定结构在不同外界激励下的振动特性，包括振动频率、振幅和相对位移等。
通过分析结构的动力学响应，可以为结构设计和优化提供重要的参考依据。
第二部分是机械结构的减振控制研究。
振动是机械结构不可避免的现象，而过大的振动会引发结构的疲劳破坏、噪音和能量消耗等问题。
因此，减振控制是保证机械结构正常运行的关键。
减振控制的方法多种多样，可以通过结构设计、材料选择或主动减振装置等手段来减小振动影响。
其中，主动减振装置是一种利用控制系统对结构进行实时调整的方法，可以有效地减小结构的振动。
通过合理的减振控制策略，可以降低结构的振动幅度，提高结构的运行效率和寿命。
动力学响应分析和减振控制研究在许多工程领域都有广泛的应用。
例如，在航空航天领域，对飞机结构进行动力学响应分析和减振控制可以确保飞机在高速飞行和起降过程中的稳定性和安全性。
在机械制造领域，研究机械结构的动力学响应和减振控制可以有效降低机械设备的振动和噪音，提高生产效率和产品质量。
总之，机械结构动力学响应分析和减振控制研究是一个重要的领域，对于提高机械结构的运行安全性和工作效率具有重要意义。
随着科学技术的不断发展，人们对于机械结构的动力学响应和减振控制的研究将会更加深入和广泛。
某民用飞机起落架落震动力学模型分析
某民用飞机起落架落震动力学模型分析作者：朱兆宇来源：《科技视界》2019年第25期【摘要】本课题旨在发展某民用飞机起落架空气-液油缓冲支柱的动力学模型。
这个模型包含了缓冲支柱动力学模型的建立以及理论计算和实测数据的对比分析。
起落架缓冲支柱动力学模型主要关注由减震支柱的空气弹簧力、重力、升力、阻尼力、跑道轮廓变化和轮胎形变决定的缓冲支柱的动力学运动。
缓冲支柱运动的MATLAB建模运算结果建立在给定跑道轮廓参数和飞机加速度条件的基础上，这个建模运算结果将会反映缓冲支柱由飞行器重力分量、气动升力、减震支柱空气弹簧力等所决定的动力学特性。
【关键词】起落架支柱;落震动力学模型;缓冲支柱;跑道滑跑;空气弹簧力中图分类号： V226 文献标识码： A 文章编号： 2095-2457（2019）25-0001-004DOI：10.19694/ki.issn2095-2457.2019.25.001Landing Dynamic Model of A Certain Civil Aircraft Landing Gear and AnalysisZHU Zhao-yu（Shanghai Aircraft Design And Research Institute，Shanghai 201210，China）【Abstract】This project aims to develop a dynamic model of a certain type of civil aircraft landing gear air-liquid-oil shock absorber.This model contains the establishment of shock absorber dynamic model and comparison between theoretical calculation and testing data.The dynamic model of landing gear shock absorber mainly focuses on dynamic motion of the shock absorber determined by air-spring force，gravity，lift force，damping force，runway profile variation and tire deflection.The MATLAB modelling results of the shock absorber motion are based on given runway profile parameters and aircraft acceleration conditions，and this modelling results would reflect the dynamic properties of the shock absorber influenced by aircraft gravity component，aerodynamic lift，shock absorber air-spring force，etc.【Key words】Landing Gear Strut;Landing Dynamic Model;Shock Absorber;Runway Taxiing;Air-spring Force0 引言本課题研习起落架缓冲支柱在飞机着陆过程中的动力学特性。
飞机起落架悬挂系统动力学特性分析
飞机起落架悬挂系统动力学特性分析飞机起落架是飞机的重要组成部分，其主要作用是支持飞机在地面起落过程中的安全和平稳。
悬挂系统作为起落架的关键组件之一，对飞机的动力学特性有着重要的影响。
本文将对飞机起落架悬挂系统的动力学特性进行分析和探讨。
首先，我们来介绍一下飞机起落架悬挂系统的主要组成部分。
悬挂系统主要包括悬挂支架、油管、液压缸、减振器等多个部件。
其中，悬挂支架是飞机起落架的主体部分，负责连接起落架与飞机机身，并通过液压缸实现起落架的收放。
减振器则主要起到减震作用，确保飞机在起降过程中的稳定性。
在飞机起降过程中，悬挂系统的动力学特性显得尤为重要。
首先是起飞时的抬轮过程。
当飞机加速到一定速度后，飞行员会操作起落架的收放按钮或拉动手柄，使起落架抬升。
在这个过程中，悬挂系统需要足够的刚度和强度来支撑飞机的重量。
同时，为了保证起落架平稳地抬升，悬挂系统的减振器也需要具备一定的减震性能，以增加飞机的稳定性。
接下来是降落时的起落架展开过程。
当飞机降落时，飞行员会将起落架展开，准备接触地面。
此时，悬挂系统需要具备一定的弹性来吸收降落冲击力，减小对飞机结构的冲击，从而保护飞机不受损坏。
悬挂系统的减振器在这个过程中起到了重要的作用，通过减震和缓冲的方式，降低对飞机和乘客的冲击，确保起落过程的平稳进行。
飞机起落架悬挂系统的动力学特性还与飞机的几何参数和弹性特性密切相关。
例如，飞机的重量分布、机身硬度、减振器的刚度等都会对悬挂系统的动力学行为产生影响。
这些参数的变化将直接影响到起落架在起降过程中的振动特性和减震效果。
此外，飞机起落架的悬挂系统还需要考虑外界环境因素的影响。
例如，起飞和降落过程中的风速、地面条件、温度等都会对悬挂系统的动力学特性产生一定的影响。
同时，不同机型的飞机起落架悬挂系统也存在差异，其动力学特性也有所不同。
因此，在实际应用中需要对不同条件下的飞机起落架悬挂系统进行研究和优化设计，以满足各种工况下的要求。
飞行器结构的动力响应分析与稳定性评估
飞行器结构的动力响应分析与稳定性评估飞行器是一种复杂的机械系统，其结构的动力响应与稳定性评估是飞行器设计和运行中的重要问题。
本文将对飞行器结构的动力响应进行分析，并评估其稳定性。
一、飞行器结构的动力响应分析飞行器的结构动力响应分析是指在外部激励作用下，飞行器结构的振动特性以及对外界激励的响应情况。
这一分析对于飞行器的设计和安全运行至关重要。
1. 动力学模型建立飞行器的动力学模型是进行动力响应分析的基础。
通过对飞行器结构的力学特性进行建模，可以得到飞行器的振动模态和自由振动频率。
常见的动力学模型包括质量-弹簧-阻尼系统模型和有限元模型等。
2. 外部激励的作用飞行器在飞行过程中会受到各种外部激励的作用，如气动载荷、地面震动等。
这些激励会对飞行器结构产生一定的振动响应。
通过对外部激励的分析，可以评估飞行器结构在不同激励下的动力响应情况。
3. 动力响应分析方法飞行器结构的动力响应分析可以采用多种方法，如频域分析、时域分析和模态分析等。
对于不同的分析目的和要求，可以选择合适的分析方法进行研究。
二、飞行器结构的稳定性评估飞行器结构的稳定性评估是指在外部激励作用下，飞行器结构是否能够保持稳定状态，并具有足够的结构强度和刚度。
稳定性评估对于飞行器的设计和飞行安全至关重要。
1. 刚度与强度评估飞行器结构的刚度和强度是保证其稳定性的基本要求。
通过对飞行器结构的刚度和强度进行评估，可以确定其在外部激励下是否能够保持稳定状态，并具有足够的结构强度来承受载荷。
2. 动态稳定性评估除了刚度和强度评估外，飞行器结构的动态稳定性也是稳定性评估的重要内容。
通过分析飞行器结构的振动特性和自由振动频率，可以评估其在外部激励下的动态稳定性。
3. 优化设计与改进基于飞行器结构的动力响应分析和稳定性评估结果，可以进行优化设计和改进。
通过调整结构参数和材料选择等方式，提高飞行器结构的稳定性和安全性。
结论飞行器结构的动力响应分析与稳定性评估是飞行器设计和运行中的重要问题。
起落架四点布局无人机着陆动力学分析
Ｄ Ｏ Ｉ ： １ ０ ． ３ ９ ６ ９ ／ ｊ ． ｉ ｓ ｓ ｎ ． ２ ０ ９ ５—５ ０ ９ Ｘ ． ２ ０ １ ５ ． ０ ８ ． ０ ０ ３
起 落 架 四 点 布 局 无 人 机 着 陆 动 力 学 分 析
牟 丹 ， 聂 宏 ， 张 明 ＇
２ １ ０ ０ １ ６ ） ２ １ ０ ０ １ ６ ） （ １ ． 南 京航 空航 天大学 飞行 器先进 设计 技术 国防重 点学 科实 验室 ， 江苏 南京 （ ２ ． 南京航 空 航天大 学机 械结 构力学 及控 制 国家 重点 实验 室 ， 江苏 南京
局无人机地面动力学 的研 究主要集 中在前轮摆振 稳定 性 、 滑跑 稳 定 性 和地 面转 弯 操 作 等 方 面 Ｊ 。 其 中文献 ［ ６ ］ 、 ［ ７ ］ 进 行 了较 为详 细 的研 究 ，但 作
者对 模 型进行 了简 化 ，仿 真 不 是 以六 自由度 模 型
包含机翼、 机身以及缓冲器外筒等部件； 非弹性支 撑 质量 是指包 括机 轮 、 起 落架 活塞 杆 以及 车架 等在
地一侧 起 落架吸 收 能量减 小 ， 其 中前起 吸收 能量 的减 小量 多于主起 。 关键词 ： 无人 机 ； 起 落架 ； 动力 学分析 ； 数 学模 型
中 图分 类 ２ ０ ９ ５— ５ ０ ９ Ｘ（ ２ ０ １ ５ ） ０ ８—０ ０ １ ０—０ ５ 仿真 分析 ， 探讨 了不 同着 陆 迎 角 、 滚 转 角对 飞 机 过 载及 起落 架和 轮胎载 荷 的影响 。
动、 轮胎偏转、 气动力的起落架四点布局无人机着陆的动力学模型。对飞机不 同姿 态着陆工况进 行仿真 ， 结果表明： 模型能够精准反映飞机着陆动力学特性 ； 相对于水平着陆， 俯仰 角为正时飞机
动力装备结构动力学响应分析与优化设计
动力装备结构动力学响应分析与优化设计
动力装备是指那些以燃油、电能、气体等形式为其动力源的机械装备。
这些装备包括汽车、飞机、火车、船舶等各种交通工具，以及工业生产设备等。
在这些装备中，结构动力学响应分析与优化设计是非常重要的一环。
结构动力学响应分析是指对动力装备在运行过程中受到的各种载荷（如惯性载荷、气动载荷、地震载荷等）作用下的动态响应进行研究。
这个过程需要运用力学、振动学、材料力学等多个学科的知识，通过数学模型计算出结构在不同载荷下的位移、速度、加速度等参数，从而评估结构的稳定性和安全性。
优化设计是指在结构动力学响应分析的基础上，通过改进结构设计方案，使得结构在受到各种载荷作用下的动态响应得到最优化。
这个过程需要考虑多种因素，比如材料的选择、结构的几何形状、支撑方式等，以达到减小结构振动幅度、提高结构的稳定性和安全性的目的。
在动力装备的设计中，结构动力学响应分析与优化设计是非常重要的环节。
通过对装备的动态响应进行研究和优化设计，可以提高装备的使用寿命和安全性，减少维修成本和故障率，提高装备的可靠性和效率。
因此，在动力装备设计中，结构动力学响应分析与优化设计必须得到足够的重视。
在实际应用中，结构动力学响应分析与优化设计需要运用多种工具和软件来辅助完成。
比如有限元分析软件、振动测试仪器、结构分析工具等。
这些工具和软件可以帮助工程师快速准确地完成结构动力学响应分析和优化设计，提高工作效率和准确度。
总之，结构动力学响应分析与优化设计是动力装备设计中必不可少的环节。
通过对装备的动态响应进行研究和优化设计，可以提高装备的安全性和可靠性，减少维修成本和故障率，从而为用户带来更好的使用体验。
随机结构随机激励下的响应灵敏度分析
关键词 ：随机激励 ； 随机结构 ； 灵敏度 ； 点估计 中图分 类号 ：０ ２ ３４ 文献标 识码 ：Ａ
结构 动力 响应灵 敏度 分 析通 常 被 人们 用 来评 估 结 构参 数 的变 化 对 响 应 的影 响 程度 ， 时 也 是 结 构 动 力 同 优化设 计 中极 其 重 要 的部 分 。通 过 灵 敏 度 分 析 ， 程 工 技术 人员可 以确 定 设 计参 数对 动态 响应 的影 响程 度 ， 并 据此 来改 善 结 构 的 动态 性 能 ， 敏 度 的分 析还 可 以 灵 为优化算 法 找 到 最 佳 设 计 修 改 方 向。过 去 十多 年 来 ， 各 国学 者在 随机激励 下 的 动力 响 应灵 敏 度 分析 上 做 了 很 多工作 。国 内 的姚 昌仁 、 永 平 … 通 过 建 立 有 色 噪 麻
现构 造 一 个 虚拟 激 励 ｓ ６） ， 么 就 可求 得 （０ ｅ 那
任 一虚 拟 响应量 如下 所示 ＿ １
Ｙ６ （ ）＝日 ６ ／ ６） ０ （ ）￣ （ ｅ ０ ｓ ０
（） ３
点 估计 法 在 静 力 可 靠 性 分 析 中取 得 了 一 系列 成 果 ＿ ， 而传统 的三 点 估 计 法 不 适 合 非 线 性 和维 数 较 ８然 ］ 高 的问题 ， 因此文 ［ ］ 展 了基 于 Ｈｅ ｔ 分 的 点估 ９发 ｒ ｅ积 ｍｉ
声 随机激励 的 响应 协 方 差 矩 阵 方 程 ， 导 出响 应 灵 敏 推
机响应均方值对基本变量分布参数灵敏度 的点估计解 法， 以十五杆 结构 为例 进 行 了灵 敏 度分 析 ， 与 有 限差 并 分 法 和 Ｍｏｔ Ｃｒ ｎｅ ａｏ数值 模拟 法进行 了比较 。 ｌ
飞机起落架收放系统动力学分析与试验
飞机起落架收放系统动力学分析与试验应用虚拟仿真和物理实验相结合的方式研究飞机起落架收放系统的具体性能。
基于收放系统的工作原理上对动力学数学模型进行推导，并对结合起落架动力学和液压系统的多学科协同仿真模型进行构建，然后借助实验结果验证虚拟样机模型。
将虚拟模型和实验平台作为依据分析液压系统阻尼特性，得出联合仿真模型压力曲线于试验实测数据十分吻合的结果，从而为起落架收放系统提供了更加准确的设计方法。
通过仿真及试验得出，阻尼孔径缩小使压力变化相对缓慢而且震荡情况更为严重，相应的液压缸作动滞后现象明顯。
标签：飞机起落架；收放系统；动力学分析1.起落架收放原理本次研究的飞机起落架结构形式为民机典型的主起三维收放机构。
主要承力构件为上、下侧撑杆，起落架的下位锁定装置则由锁撑杆提供，液压缸推动主支柱的收放，收放过程中所承受的载荷包含起落架重力、气动力、结构惯性力、液压作动力和摩擦力。
该起落架收放液压系统原理，收放流程如下：落架收起时系统开始供压，解锁作动筒之后对锁撑杆进行驱动，从而锁杆解锁。
当压力逐步增加时，收放作动筒驱动开始工作，此时起落架缓慢收起，到指定位置之后起落架锁定，此时系统为泄压状态。
落架放起之后系统开始供压，上位锁解锁。
由于重力和气动力的作用，起落架会缓慢放下，此时系统提供阻尼力，当位于放下位置时，弹簧上锁，起落架下位锁定，此时系统保压。
2.起落架收放系统仿真2.1动力学模型。
基于动力学仿真平台和结构惯性质量保证的基础上，对起落架联动部件模型进行简化，对相应的运动副约束进行增加，施加相应的载荷，包括摩擦力、气动力、惯性力以及作动筒行程末端的限制力等，对三维收放机构的动力学模型进行构建。
为了对液压系统的联合仿真过程进行实现，需要在多体动力学模型中进行输出变量设置的增加。
构建四个输出变量，分别与解锁作动筒、收放作动筒的位移及速度信号相对应，此信号的大小与两个液压缸的流量参数互相对应。
此外，需创建两个输入变量，与应收放作动筒和解锁作动筒的作动力分别对应。
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文章编号 ０ ６ ９ — ０ ４
计
算
机
仿
真
２ ０ １ ４ 年２ 月
随机 激 励 下无 人 机 起 落 架 结 构 的动 力 响应 分 析
王 传 奇
（ 海军驻哈尔滨地 区航空军事代表室 ， 黑龙江 哈尔滨 １ ５ ０ ０ ６ ０ ）
为无人机起落架结构优化设计 提供依 据。
关键词 ： 无人 机； 起 落架 ； 随机激励 ； 虚拟激励法 ； 动力 响应
中图分类号 ： Ｖ ２ ２ ６ 文献标识码 ： Ｂ
Ｄｙ ｎ ａ ｍｉ ｃ Ｒｅ ｓ ｐ ｏ ｎ ｓ ｅ Ａｎ ａ ｌ ｙ ｓ ｉ ｓ ｏ ｆ ＵＡＶ’ Ｓ Ｌａ ｎ ｄ ｉ ｎ ｇ Ｇｅ ａ ｒ
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摘要 ： 研究无 人机 在复杂环境下起 降的问题 ， 由于在不平整 跑道 上进行起 落 ， 无人机起落架结构在随机激励下承受非平稳 载 荷动力响应。依 据机场 跑道功率谱密度 ， 推导 出无人机 在不 同等级 跑道上滑行时起落架承受的非平稳随机激励 。建立无人 机起落架的数 学模 型 ， 给出起落架结构 的动力方程 。结合推 导出的非平稳 随机激励 ， 并采用虚拟激励法 ， 计算起 落架结 构的 动力响应。仿 真结果 表明 ， 在不 同速度 、 不 同等级跑道 的情 况下 ， 计算 得出起落架 结构位移 响应的功率谱 密度和标准差 ， 可
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