磁流变半主动起落架的落震仿真分析

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飞机起落架作为飞机结构中的-个重要承力部件，承受着飞机与地面接触时所产生的动、静载荷，吸收和消耗飞机在着陆撞击、跑道滑行等地面运动时所产生的能量。飞机起落架的减震技术已成为当今航空领域的重要研究方向。

现代大多数飞机采用传统被动式起落架系统，但由于系统参数受到-定限制并且不能随着外界激烈的改变而改变，在改善飞机减震性能方面已达到极限。

针对被动控制的缺点，主动控制应运而生。虽然主动控制方法可控性强和减震效果好，但主动控制方法具有价格高、耗能高、结构复杂等缺点。而半主动控制技术，介于被动控制和主动控制之间，已经在很多领域得到广泛应用。半主动控制装置具有价格低、耗能低、可靠性强、结构简单、体积孝易维护等优点，且不需要额外的动力源 。

在本文研究中，以磁流变减震器为半主动控制装置，进行半主动起落架的落震动力学仿真分析。

1 冲击载荷下磁流变减震器力学模型中国民航大学 自行设计了-种基于压差模式和剪切模式共同作用(混合工作模式)的多环槽式结构单出杆磁流变减震器，其结构如图 1所示。

在冲击载荷作用下，磁流变减震器所提供的总阻尼力应由以下几部分组成：粘性阻尼力 、库仑阻尼力1.蓄能器 2.F端 盖 3.缸筒 4.衬套 5.导 向套6.活塞杆 7.活塞 8.上端盖图 1 多环槽式结构磁流变减震器结构F 、高速惯性阻力 、节流阻力 F 摩擦力厂 。总阻尼力公式即为：F( ( 咖 ㈩) ㈤ fosgn( (t)) (1)本文选取落震高度 30 mm、励磁电流0.6 A的磁流变起落架落震试验数据来验证磁流变减震器力学模型。仿真结果与试验结果对比如图2所示。

如图2所示，仿真结果和试验结果相比，落震试验收稿日期：2012-05-16基金项目：国家自然科学基金资助项目(61172013)作者简介：田静(1972-)，女(满族 )，辽宁兴城人 ，教授 ，博士 ，主要研究方向为飞机系统、液压伺服系统。

48 液压与气动 2012年第12期8000700060005000辊4000瓣30002000100000 0.4 O.8 1.2 1.6 2时间/sa)系统总载荷-时问曲线8000700020001000O行程，mb)系统功量图图2 仿真曲线与试验曲线比较图的参数指标较接近，说明所建理论力学模型具有较高的准确性和可信度，基于该模型可以用于进-步仿真研究。

2 主起落架虚拟样机模型的建立本文利用 ADAMS/Aircraft建立主起落架虚拟样机模型。在 ADAMS/Aircraft中起落架的减震器阻尼力只与减震器套筒和活塞的相对速度有固定的函数关系，而磁流变减震器的阻尼力不仅与相对速度 ，而且与励磁电流有关系，是时变的。如何能够准确地实现减震器阻尼力实时控制，是建模的关键与难点。如图3所示，本文在主起落架两个支柱上各创建了-个运动副力 MR-FORCE-LEFT和 MR-FORCE-LEFT作为输入变量，来代替磁流变减震器产生的阻尼力，同时将原减震器的阻尼力设置为零，从减震器控制模型输入的阻尼力通过这个变量施加在起落架上，从而实现了阻尼力的实时控制，建立的主起落架模型如图4所示。

图3 磁流变减震器模型图4 起落架虚拟样机模型3 磁流变半主动起落架模糊控制器的设计根据冲击载荷下磁流变减震器的力学模型和磁流Fuzzy controllerl Constant1图5 磁流变半主动起落架的控制系统框图力2012年第 l2期 液压与气动 49图 6 联合仿真 图变起落架落震试验的分析结果，以弹性质量与非弹性 55 质量的相对速度 、弹性质量的垂直加速度 0作为系 . 0统输人变量，以电流 为系统输出变量。 2 5。

模糊控制规则的核心思想如下：以弹性质量加速 餐度最大降到最小为控制目标，当弹性质量加速度大或 1 o较大时，以眷消除振动为主；当弹性质量加速度较小时，要以系统的稳定性为主，防止系统超调 。

在 MATLAB/Simulink中建立的磁流变半主动起落架的控制系统如图5所示。

4 基于ADAMS和 MATLAB的联合仿真将在ADAMS/Aircraft中建立的主起落架虚拟样机模型和在 MATLAB/Simulink中建立的磁流变半主动起落架模糊控制模型建立联合仿真模型，如图6所示。

根据 CCAR第25部规定，对于限制落震试验，在设计着陆重量情况下机身下沉速度为 3.05 m/s，对应的落震高度为475 mm。

将仿真之后的结果导入 ADAMS/PostProcesor后处理拈，可得到仿真曲线，将被动控制和半主动控制仿真曲线对比如图7～图10所示。

5 结论由仿真结果可以得出，机身加速度峰值降低，在较长的时间段维持在-定范围内，控制后加速度达到稳图7 机身加速度-时间曲线600005000040000300002000010000O图 8 轮胎压缩量-时间曲线图9 总载荷-时间曲线m/咖好50 液压与气动 2012年第12期2.4 m风洞双自由度模型支撑机构电液伺服系统研制郁文山，饶正周，杜 宁，师建元Developing Two DOF Electro-hydraulic Servo of Model SupportMechanism in 2.4 m Wind TunnelYU Wen-shan。RAO Zheng-zhou，DU Ning，SHI Jian-yuan(中国空气动力研究与发展中心，四川 绵阳 621000)摘 要：该文介绍了基于电液伺服驱动的双自由度尾撑机构控制系统，详细阐述了该电液伺服系统的控制对象、液压原理、控制方案、控制策略及软件实现。经试验证明，该系统具有运行平稳、安全可靠、定位精度高的优点。

关键词：风洞；双自由度尾撑机构；电液伺服；PLC中图分类号：TH137.5 文献标志码：B 文章编号：1000-4858(2012)12-0050-03引言2.4 m跨声速风洞是飞行器气动力试验的大型地面模拟设备，亦是我国自行研制的亚洲最大跨声速风洞。其模型支撑机构是飞行器在风洞试验中实现姿态模拟必不可少的重要装置，而尾部支撑又是风洞试验中最为常用的支撑方式。由于目前 2.4 m风洞尾撑机构采用电机驱动的双转轴机构实现对模型俯仰角(o/)与侧滑角( )的控制，存在电器干扰大、侧滑角在试验过程中不能实时连续变化等缺陷。根据型号研制及提升风洞试验能力的迫切需要，研制了新型的双 自由度收稿 日期 ：2012-06-04作者简介：郁文山(1980-)，男，甘肃兰州人，工程师，硕士，主要从事风洞控制和特种试验装置的设计与研究工作。

500004000030000.20000100000- 10000图 1O 功量图 曲线定的时间变短，约3 s达到稳定。从轮胎压缩量-时间仿真图中可以看出，半主动控制方式相对于被动方式的轮胎最大压缩量减小，整体波动较小，有利于保护轮胎，提高减震系统性能。由于飞行器受到的冲击载荷与加速度有对应关系，因此从总载荷.时间仿真图中可得到相似的结论。从缓冲功量图中可以看出，前期总功量吸收比被动控制吸收大而后逐渐减小，其效率较被动控制方式有较大幅度的提高。

综上所述，基于模糊控制的磁流变半主动控制技术在飞机起落架减震系统上的应用可以明显提高减震性能和乘坐的舒适性，能够有效降低机身和机载设备以及驾驶员所受的冲击载荷，从而提高了飞机着陆安全，为磁流变半主动控制装置在起落架上的实际应用提供理论依据。