1740_飛機(jī)起落架機(jī)構(gòu)設(shè)計及安全性分析

1740_飛機(jī)起落架機(jī)構(gòu)設(shè)計及安全性分析,飛機(jī),起落架,機(jī)構(gòu),設(shè)計,安全性,分析 南昌航空大學(xué)科技學(xué)院學(xué)士學(xué)位論文1符合尾隨邊緣形態(tài)變化的優(yōu)化設(shè)計劉詩禮 葛文杰 李樹軍摘要：自適應(yīng)機(jī)翼一直使用柔和的技術(shù)指導(dǎo)變形的后緣，以改善他們的氣動性能，本文介紹了一種在分布壓力下，符合形狀變化的結(jié)構(gòu)設(shè)計的系統(tǒng)化方法。為了使需要的形狀與目標(biāo)形狀偏差盡量最小，這種方法使用 MATLAB 和 ANSYS 的方式來優(yōu)化標(biāo)準(zhǔn)分布機(jī)制。這種方式通過局部優(yōu)化和遺傳算法來獲得。在優(yōu)化過程中， 許多因素應(yīng)該考慮在內(nèi)，例如：空氣載荷、 輸出位移量和幾何非線性。直接搜索法適用于局部 優(yōu)化和 GA 優(yōu)化后的輸入位移量。由此產(chǎn)生的結(jié)構(gòu)可以做出他們在 0 到 90。 .之間變化，模型試驗(yàn)已經(jīng)確認(rèn)了這種方法的可行性。關(guān)鍵詞：自適應(yīng)機(jī)翼，伺服順從機(jī)構(gòu)， 遺傳算法，拓?fù)渥顑?yōu)化，分布壓力載荷，幾何非線性1．說明由于傳統(tǒng)的機(jī)翼輪廓通常是按照特定的上升系數(shù)和馬赫數(shù)設(shè)計的。他們不能隨著環(huán)境的變化而變化。Siclar 和 Austin 指出可變的后緣曲面將會產(chǎn)生比傳統(tǒng)的固定傾角機(jī)翼少 60%左右的阻力。有三種去設(shè)計可變的曲面機(jī)翼的方法。他們中的一種是傳統(tǒng)的鉸鏈機(jī)構(gòu)，然而，他會導(dǎo)致機(jī)翼表面的不連續(xù)性和早期氣流分流與阻力的增加。其它的則是智能材料和順從機(jī)構(gòu)，他們能實(shí)現(xiàn)平穩(wěn)的形狀變化。盡管如此，與順從機(jī)構(gòu)相比較，由智能材料制成的傳動裝置有許多不足之處。例如：能量不足；反應(yīng)緩慢；強(qiáng)烈的滯后性；受溫度的限制；控制太多裝置的難度大。由來自柏林工業(yè)大學(xué)的用鎳鈦記憶合金作出的自適應(yīng)可變拱形的機(jī)翼可以快速改變他的形狀，但他不能執(zhí)行高頻繁的變化，因?yàn)樗膹椥砸蕾囉谂c外部環(huán)境進(jìn)行的熱量交換。順從機(jī)構(gòu)是一種單件靈活的機(jī)構(gòu)。他可以通過彈性變形傳送運(yùn)動和能量。他不僅具有足夠的變形性，而且具有足夠的剛度來抵御外部的載荷。由于他的連接自由性，他沒有傳統(tǒng)所面臨的棘手問題，例如：摩擦、潤滑、噪聲、反沖。因此可以獲得平穩(wěn)的形狀變化。1994 年，一位來自密歇根大學(xué)的名叫 kota 教授首先提出順從機(jī)構(gòu)能夠使用在一項(xiàng)由美國空軍科學(xué)研究院辦公室提供贊助的控制靜態(tài)形狀的科學(xué)研究之中。Saggere南昌航空大學(xué)科技學(xué)院學(xué)士學(xué)位論文2和 Kota 提出了一種設(shè)計順從機(jī)構(gòu)的新方法，他們能夠使優(yōu)化目標(biāo)函數(shù)曲線中的形狀變化和目標(biāo)曲線的形狀誤差最小，基于他們的研究成果，Lu 提出了一種載荷路徑代表方法。然而，他的研究僅限于節(jié)點(diǎn)情況下的線性分析。來自于福尼亞州立學(xué)院的Good 使用順從機(jī)構(gòu)和運(yùn)動漸近法來設(shè)計機(jī)翼的尾部，保證誤差在尖端最大偏差范圍之內(nèi)?；?F16 的數(shù)據(jù)， Kota 和 Hetrick 在 2004 年時間設(shè)計順從軌跡邊緣，他能在0。 到 15。 之間變化并且獲得了專利證書。來自德國航空航天中心的 Companaile 提出了模擬靜態(tài)程序設(shè)計機(jī)翼形狀控制合成靈活機(jī)構(gòu)，并指出今后的研究應(yīng)將空氣載荷和幾何非線性考慮在內(nèi)。來自工業(yè)能源部實(shí)驗(yàn)室的 Buhl 使用 SIMP 法和幾何非線性有限元法來設(shè)計順從軌跡邊緣。Flxsys Inc 在 2006 年生產(chǎn)的自適應(yīng)兼容機(jī)翼。經(jīng)過了在懷特騎士飛機(jī)上的實(shí)驗(yàn)。結(jié)果表明，風(fēng)和標(biāo)準(zhǔn)的能在（-10 。 —10。 ）變化。在中國，適應(yīng)性機(jī)翼研究一直集中在智能材料和常規(guī)機(jī)構(gòu)上，幾乎沒有人在從事帶有順從機(jī)構(gòu)的機(jī)翼研究上。楊是個例外，他分析了基于伺服彈性技術(shù)的活躍航空彈性機(jī)翼，陳和黃分別調(diào)查了兼容的離散和連續(xù)性的前沿變化。本文介紹了一種基于局部優(yōu)化和遺傳算法形狀可變機(jī)構(gòu)的設(shè)計方法，通過使用MATLAB 和 ANSYS 設(shè)計，同時將外部載荷和幾何非線性考慮在內(nèi)。2．優(yōu)化步驟2.1 確定后緣模型和目標(biāo)函數(shù)如圖一所示，兩條曲線代表不同飛行狀態(tài)的軌跡邊緣。其中一邊（A 點(diǎn)）的結(jié)構(gòu)形狀是固定的，另一邊（B 點(diǎn)）將水平滑動。圖一 圖二 首先設(shè)計領(lǐng)域應(yīng)該由最初曲線形狀所定義，包括輸出位置和邊界狀態(tài)，然后如圖二所示的被光線分成的微量網(wǎng)格模仿鳥的羽毛部分，這就是被稱為局部表面結(jié)構(gòu)方法。南昌航空大學(xué)科技學(xué)院學(xué)士學(xué)位論文3最簡單也是最有效的方法制造出平面兼容機(jī)是使用線切割技術(shù)。在優(yōu)化過程中，所有的元素使用同樣的寬度等于其厚度的梁。其中每個梁的高度是一個設(shè)計變量。為了使結(jié)構(gòu)的變形接近于目標(biāo)曲線形狀，在變形曲線和目標(biāo)曲線間的最小平方差是被定義的客觀職能。LSE 的定義是沿曲線上各個點(diǎn)位置數(shù)字的平方和，他的表達(dá)式是 其中 i（i=1,2,… ，p）是沿曲線上點(diǎn)的數(shù)量，p 是點(diǎn)的總數(shù)。 和是目標(biāo)和邊界曲線變形坐標(biāo)的第 i 個節(jié)點(diǎn)。約束條件是：其中 j（j=1,2,… ，m）是元素的數(shù)量的總和， hi 是尺寸變量， hmin 和 hmax 是所有元素的下界與上界，h b 是邊界元素的極點(diǎn)，d max 是黨邊界曲線上輸入無效節(jié)點(diǎn)時的最大彎曲，必須小于 [d] 以保證結(jié)構(gòu)的剛度，[d]是當(dāng)輸入處于無效時所允許的最大彎曲變形，拓?fù)淞?Tj 等于 1，否則當(dāng)元素被淘汰時為 0。2.2 GA 優(yōu)化遺傳算法是一種在自然界上模擬選擇的優(yōu)化方法。合適的生物能最大可能性存活下來，但是劣質(zhì)品種也有機(jī)會存在。不同于連續(xù)的優(yōu)化方法，他不要求梯度的目標(biāo)函數(shù)信息。每一個元素可以表示為一個拓?fù)淞亢鸵粋€尺寸變量。因此，每個個體科編碼如下： 其中 n 是除邊界元素之外元素的數(shù)量。有著同樣的高度，在整個優(yōu)化過程中的邊界元素只有一個變量代表 hb。適應(yīng)性是遺傳算法優(yōu)化的評價標(biāo)準(zhǔn)。他可以從目標(biāo)函數(shù)轉(zhuǎn)化為： 南昌航空大學(xué)科技學(xué)院學(xué)士學(xué)位論文4其中 β 是一個只包括雙方較差的個體參數(shù)。他的數(shù)值越小越有價值，兩個個體的適應(yīng)性會有更多的不同，因此增加了雙方選擇的高度適應(yīng)性。選擇控制參數(shù)在遺傳算法的收斂中扮演一個重要的角色?？偟膩碇v，交叉概率的范圍為 0.40-0.99；突變的概率為 0.00001-0.01，個體的數(shù)量為 10-200。該變量將會通過交叉和變異發(fā)生更新，因此，這個設(shè)計可能產(chǎn)生遺傳過程。2.3 適應(yīng)性元素的分析由于設(shè)計變量和目標(biāo)函數(shù)是有限元的，有限元分析法優(yōu)化模型是不能被用于設(shè)計符合變形的機(jī)構(gòu)中，因此，本文在 MATLAB 中的遺傳算法和在 ANSYS 中的有限元分析法。在有限元分析法中，僅只考慮幾何非線性和材料的彈性，ANSYS 能解決節(jié)點(diǎn)位移和元素壓力，通過刪去低應(yīng)力的元素，良好的結(jié)果能被推算出來。圖三顯示了詳細(xì)的過程。南昌航空大學(xué)科技學(xué)院學(xué)士學(xué)位論文5圖三 整個的優(yōu)化過程2.4 二次優(yōu)化盡管遺傳算法可以優(yōu)化大型解空間和拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)尺寸。尺寸通常不能直接集中于優(yōu)化中，為了解決這個問題，遺傳算法優(yōu)化后，直接搜索法應(yīng)該被用來在遺傳算法結(jié)果中去尋找。3.優(yōu)化的結(jié)果通過參考文獻(xiàn)[5]可以得出，最初的小徑邊緣尺寸減少 36%，表一列出了設(shè)計參數(shù)的大小。表一 設(shè)計參數(shù)的大小 由于位移作為輸入的使用，非線性分析難以解決和廚師壓力非常大，但他必須在三十代以后考慮。南昌航空大學(xué)科技學(xué)院學(xué)士學(xué)位論文6圖四 遺傳優(yōu)化的結(jié)果 圖五 二次優(yōu)化的結(jié)果圖四和圖五說明了遺傳算法優(yōu)化結(jié)果和二次優(yōu)化結(jié)果。表二 兩次優(yōu)化的比較從表格中可以發(fā)現(xiàn)，通過輸入位移和尺寸優(yōu)化，LSE 減少了 1.3528mm 和改善了 3.13%，變更角度增加 1.0493。 。圖六 外部載荷的分布南昌航空大學(xué)科技學(xué)院學(xué)士學(xué)位論文7圖六表示的是外部分布壓力從0到10N/mm，改變輸入位移量在最初結(jié)構(gòu)上保持11.3897mm上的參數(shù)影響結(jié)果。如果載荷保持在0-5N/mm范圍內(nèi)，優(yōu)化結(jié)構(gòu)看起來有良好的穩(wěn)定性。當(dāng)外部載荷超過5N/mm時，最大壓力可能超過屈服壓力，因?yàn)檫@個優(yōu)化方法是基于MATLAB和ANSYS的，為了證明結(jié)果，嘗試去通過將分析結(jié)果分別輸入到ANSYS和PATRAN中，然后是他們之間的比較。如圖七和圖八所示，二者的變更有很大的共同點(diǎn)；在ANSYS 中是54097mm ，在PATRAN 中是54.50mm，他們的不同之處來自個體上。圖七 在ANSYS上的結(jié)果 圖八 在PATRAN上的結(jié)果另一方面，一個使用線切割技術(shù)的模型來證實(shí)分析法的結(jié)果。模型的材料同設(shè)計的一樣，都為5mm后。在試驗(yàn)中，假設(shè)分布壓力載荷為零，輸入146N 的情況下，輸入位移量為11.3897mm，圖九表示的是模型和測量的結(jié)果。變更的溫度為9.3 。 。尖端為一位53mm，變更的形狀符合設(shè)計的結(jié)果。如果11.3897mm的位移量強(qiáng)加在模型上，理論的尖端位移量為54.796mm。因?yàn)槟Ｐ秃驮囼?yàn)臺之間存在摩擦力，測量材料和適合的結(jié)果之間會有少許的差異。南昌航空大學(xué)科技學(xué)院學(xué)士學(xué)位論文8圖九 模型和實(shí)驗(yàn)的結(jié)果4.結(jié)論通過方針和實(shí)驗(yàn)證明，該方法符合設(shè)計變形機(jī)制，探索出具有所需的變性效應(yīng)和承受外部載荷的結(jié)果和能力的機(jī)構(gòu)。在優(yōu)化過程中，MATLAB 和 ANSYS 的聯(lián)合呈現(xiàn)程序的簡單和普遍性。堅硬的字模沒有必要頻繁的改變，同時避免有限元法編程的復(fù)雜性和使分布載荷變成節(jié)點(diǎn)載荷，拓?fù)涑叽缈梢酝瑫r由 GA 進(jìn)行優(yōu)化，出去再 FEA之后的自由元素能加快優(yōu)化，二次優(yōu)化可以提高 GA 優(yōu)化的結(jié)果。學(xué)士學(xué)位論文原創(chuàng)性聲明本人聲明，所呈交的論文是本人在導(dǎo)師的指導(dǎo)下獨(dú)立完成的研究成果。除了文中特別加以標(biāo)注引用的內(nèi)容外，本論文不包含法律意義上已屬于他人的任何形式的研究成果,也不包含本人已用于其他學(xué)位申請的論文或成果。對本文的研究作出重要貢獻(xiàn)的個人和集體，均已在文中以明確方式表明。本人完全意識到本聲明的法律后果由本人承擔(dān)。作者簽名： 日期：學(xué)位論文版權(quán)使用授權(quán)書本學(xué)位論文作者完全了解學(xué)校有關(guān)保留、使用學(xué)位論文的規(guī)定，同意學(xué)校保留并向國家有關(guān)部門或機(jī)構(gòu)送交論文的復(fù)印件和電子版，允許論文被查閱和借閱。本人授權(quán)南昌航空大學(xué)科技學(xué)院可以將本論文的全部或部分內(nèi)容編入有關(guān)數(shù)據(jù)庫進(jìn)行檢索，可以采用影印、縮印或掃描等復(fù)制手段保存和匯編本學(xué)位論文。作者簽名： 日期：導(dǎo)師簽名： 日期：畢業(yè)設(shè)計（論文）開題報告題目 飛機(jī)起落架機(jī)構(gòu)設(shè)計及安全性分析專 業(yè) 名 稱 機(jī)械設(shè)計制造及其自動化班 級 學(xué) 號 078105123學(xué) 生 姓 名 肖 鳴指 導(dǎo) 教 師 許 瑛填 表 日 期 2011 年 3 月 1 日1一、畢業(yè)設(shè)計（論文）依據(jù)及研究意義：飛機(jī)的起落架是飛機(jī)起飛和著陸的重要裝置，它在工作過程中承受著極大的沖擊載荷，所以采用高強(qiáng)度鋼或超高強(qiáng)度鋼制作。起落架在長期使用的過程中，受到外界各種因素的影響，它的堅固程度會變差，甚至產(chǎn)生裂紋。本文針對起落架的焊接進(jìn)行了深入的分析與研究，并在此基礎(chǔ)上研究了完善和加強(qiáng)飛機(jī)起落架的焊接工藝與材料的焊接性，從而大大的降低了飛機(jī)起落架焊接時出現(xiàn)的問題并提高了其焊接質(zhì)量。起落架是飛機(jī)起飛、著陸系統(tǒng)，對飛機(jī)的性能和安全起著十分重要的作用起落架是飛機(jī)在地面停放、滑行、起飛著陸滑跑時用于支撐飛機(jī)重力，承受相應(yīng)載荷的裝置。簡單地說，起落架有一點(diǎn)象汽車的車輪，但比汽車的車輪復(fù)雜的多，而且強(qiáng)度也大的多，它能夠消耗和吸收飛機(jī)在著陸時的撞擊能量。概括起來，起落架的主要作用有以下四個：①承受飛機(jī)在地面停放、滑行、起飛著陸滑跑時的重力。②承受、消耗和吸收飛機(jī)在著陸與地面運(yùn)動時的撞擊和顛簸能量。③滑跑與滑行時的制動。④滑跑與滑行時操縱飛機(jī)。二、國內(nèi)外研究概況及發(fā)展趨勢起落架的收放機(jī)構(gòu)運(yùn)動復(fù)雜，起落架的收放，上、下位鎖開鎖和上鎖，艙門的打開和關(guān)閉等均要正確匹配和協(xié)調(diào)，否則將會發(fā)生飛行事故。我國開展了與起落架現(xiàn)代設(shè)計技術(shù)密切相關(guān)的專題研究，并取得了一大批研究成果，其中有些達(dá)到世界先進(jìn)水平，如變油孔雙腔緩沖器設(shè)計技術(shù)，飛機(jī)前輪防擺技術(shù)，飛機(jī)地面運(yùn)動動力學(xué)分析技術(shù)，長壽命、高可靠性起落架設(shè)計及壽命評估技術(shù)，起落架結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計技術(shù)，起落架收放系統(tǒng)仿真分析技術(shù)，起落架主動控制技術(shù)等，這些成果部分地應(yīng)用于型號研制中，并取得了一定效果。許多學(xué)者與研究生在理論方面也開展了一系列研究工作。 《起落架設(shè)計與評定技術(shù)指南》集中反應(yīng)了我國近年來在起落架現(xiàn)代設(shè)計理論與方法方面的進(jìn)展情況。但與國外相比，我國的大量研究成果是分散的，孤立的，沒有作為模型、算法或程序模塊集成于一套系統(tǒng)中，成為設(shè)計師的實(shí)用工具，更沒有在高水平的硬件與軟件平臺上形成一套先進(jìn)、實(shí)用、高效的起落架專業(yè) CAD/CAE 軟件系統(tǒng)，因而我國型號研制基本上仍是完全采用傳統(tǒng)模式，費(fèi)時、費(fèi)力、耗資。2國內(nèi)起落架的研究軟件主要有南京航空航天大學(xué)和西北工業(yè)大學(xué)共同開發(fā)的起落架設(shè)計分析軟件系統(tǒng) LCAE，功能比較強(qiáng)大，能進(jìn)行結(jié)構(gòu)布局設(shè)計、起落架機(jī)構(gòu)運(yùn)動分析或應(yīng)力分析、有限元總體應(yīng)力分析、變形及載荷分析、緩沖性能分析、損傷絨線分析、及破壞危險性分析?？梢詫?shí)現(xiàn)圖形及文本的前處理功能、后處理功能、分析程序的過程處理功能。另外還有南京理工大學(xué)和沈陽飛機(jī)研究所的起落架設(shè)計專家系統(tǒng) ALGDES，它能進(jìn)行結(jié)構(gòu)布局設(shè)計和強(qiáng)度分析、系統(tǒng)空間位置造型仿真機(jī)干涉分析，它建立了起落架設(shè)計的知識表示形式和組織形式，即專家系統(tǒng)。北京航空航天大學(xué)和西北工業(yè)大學(xué)都做過起落架防滑剎車系統(tǒng)的機(jī)械裝置和仿真軟件。有人研究了飛機(jī)接地時所受到的加速度的計算方法[6]，介紹了最大過載對飛行、起落架和氣動力參數(shù)的敏感性。從國外文獻(xiàn)上來看，有的從動能的角度研究了起落架擺振，還有的對在各種條件下的起落架性能進(jìn)行了仿真，主要是在載荷及變形方面給予仿真。在起落架行業(yè)，國外在大力開展起落架理論與專題研究的基礎(chǔ)上，發(fā)展和推廣應(yīng)用起落架現(xiàn)代設(shè)計技術(shù)。在與現(xiàn)代設(shè)計技術(shù)密切相關(guān)的起落架專業(yè)理論研究方面，國外從六十年代開始，己做了大量專題研究工作。如 DAUTI 等公司從六、七十年代起對起落架結(jié)構(gòu)進(jìn)行了大量實(shí)驗(yàn)與理論研究，在此基礎(chǔ)上形成了一套行之有效的規(guī)范和方法。美國國家研究委員會(NRC) 、朗利(Langly) 研究所在七、八十代就已把有限元、模態(tài)分析技術(shù)、多體動力學(xué)和主動控制技術(shù)引入起落架問題研制中，提出了一系列新理論與分析方法。在可靠性方面，美、英、德等國的主要起落架生產(chǎn)廠商已分別擁有了自己的起落架可靠性設(shè)計體系，并應(yīng)用于產(chǎn)品研制、生產(chǎn)中。這些起落架專題研究提供的先進(jìn)理論成果，為國外起落架現(xiàn)代設(shè)計技術(shù)的開發(fā)與應(yīng)用提供了專業(yè)理論支撐。在綜合運(yùn)用起落架先進(jìn)理論研究成果與一般現(xiàn)代設(shè)計技術(shù)研究成果的基礎(chǔ)上，國外早己開發(fā)出了一整套成熟的起落架現(xiàn)代設(shè)計技術(shù)及相應(yīng)的起落架專業(yè) CAD/CAE 一體化軟件工具，并已推廣應(yīng)用于起落架產(chǎn)品研制中，取得巨大效益。德國航空宇航研究院在研制起落架中就開發(fā)與運(yùn)用了起落架動態(tài)仿真與優(yōu)化 CAD/CAE 集成軟件系統(tǒng) SIMPACK。在研制的初步階段，根據(jù)起落架的設(shè)計要求，由起落架的模型庫滑跑、剎車、牽引、轉(zhuǎn)彎等方面的動態(tài)力學(xué)數(shù)學(xué)模型，用計算機(jī)精確地模擬起落架的上述性能(以往都是大量的試驗(yàn)來確定研制中的起落架的性能)，然后再對一些主要部件進(jìn)行最優(yōu)設(shè)計。由于開發(fā)與應(yīng)用了起落架現(xiàn)代設(shè)計技術(shù)，研制樣品的費(fèi)用與周期大為降低。意大利 DAUTI 公司 70 年代就已建立了起落架3CAD/CAE 系統(tǒng)，并應(yīng)用于各種起落架產(chǎn)品研制中。從檢索到的文獻(xiàn)來看，在起落架仿真方面的研究主要都是集中在某一個機(jī)構(gòu)或部件上的。比如緩沖器的緩沖性能分析、滑落擺振分析、防滑剎車的研究，但是在起落架一體化的運(yùn)動特性仿真研究中，各個分布質(zhì)量所受到的力、速度、加速度的大小等等動力學(xué)特性仿真研究卻涉及的很少，而這些也是起落架整體特性的關(guān)鍵。有的雖然在起落架一體化仿真方面做過研究，但都僅限于結(jié)構(gòu)布局設(shè)計，機(jī)構(gòu)運(yùn)動分析。隨著裝備的導(dǎo)航、制導(dǎo)和控制精度的提高，要求制造出材料特殊(如高硬脆性、高強(qiáng)度、高彈性、高熔點(diǎn)等)、結(jié)構(gòu)復(fù)雜、體積小、尺寸和形狀精度高于0.1μm、表面粗糙度小于 0.01-0.02μm的機(jī)載設(shè)備零件。為了適應(yīng)上述要求，美、英、日等到發(fā)達(dá)國家在高速數(shù)控加工技術(shù)，亞微米級超精密加工和復(fù)合超精密加工技術(shù)，納米級超精密加工技術(shù)和高強(qiáng)度、高硬度、高脆性材料加工技術(shù)等方面進(jìn)行了大量的研究工作，很多研究成果已用于生產(chǎn)。微米級坐標(biāo)鏜床已進(jìn)入生產(chǎn)線，0.1μm 超精密加工機(jī)床和各種超精密加工方法已廣泛應(yīng)用于機(jī)載關(guān)鍵零件的批生產(chǎn)。單刃金剛石車削技術(shù)已用于激光晶體材料的加工，表面粗糙度可達(dá) 0.001μm。用金剛石和立方氮化硼砂輪的高速緩進(jìn)強(qiáng)力磨削，可對難加工功能材料進(jìn)行高精密(微米級精度、0.1μm 級表面粗糙度)無毛刺加工，能獲得復(fù)雜幾何形狀和極佳的表面完整性。此工藝在美國已成為批生產(chǎn)加工技術(shù)，成批制造出各種功能材料的機(jī)載設(shè)備零件，如紅外線或紫外光學(xué)系統(tǒng)、激光陀螺系統(tǒng)、微波管、光纖器件中的零件。近年美國又研制出激光微細(xì)加工中心，該加工中心的視覺系統(tǒng)能提供加工過程的連續(xù)影像，并自動尋找、對準(zhǔn)、測量和修正加工對象，加工精度可達(dá)百分之幾微米以內(nèi)。該激光微細(xì)加工中心還適用于硬脆材料(如氧化鋁、碳化硅)加工，蝕刻線寬度 0.25μm，打孔直徑小于 75μm，還可對各種材料的裸芯多芯電纜和光纖進(jìn)行焊接，標(biāo)志著功能材料的加工技術(shù)達(dá)到了新的水平。20 世紀(jì) 90 年代末，面臨裝備研制周期短、產(chǎn)品更新快、品種增多、批量減少和動態(tài)多變的市場，裝備的質(zhì)量、價格和交貨期已成為增強(qiáng)飛機(jī)制造企業(yè)競爭力的 3 個決定性因素。4三、研究內(nèi)容及實(shí)驗(yàn)方案研究內(nèi)容：①飛機(jī)起落架的布置形式；②起落架的收放系統(tǒng)設(shè)計；③起落架零組件強(qiáng)度計算；④飛機(jī)前起落架的運(yùn)動仿真實(shí)驗(yàn)方案：①收集有關(guān)資料，編寫開題報告；②翻譯外文資料③ 熟悉 LMS Virtual.lab 軟件的應(yīng)用④學(xué)會飛機(jī)起落的運(yùn)動學(xué)仿真⑤編寫畢業(yè)生論文四、目標(biāo)及工作進(jìn)度①目標(biāo)：熟悉起落架的各種結(jié)構(gòu)形式及收放方式，尤其是 A320 飛機(jī)起落架的收放機(jī)構(gòu)的功能原理和收放運(yùn)動過程；掌握軟件 CATIA 和 LMS 的應(yīng)用，熟悉結(jié)合多個設(shè)計平臺的設(shè)計方法；根據(jù)模型參數(shù)，對 A320 飛機(jī)起落架系統(tǒng)進(jìn)行運(yùn)動學(xué)仿真，并對仿真結(jié)果進(jìn)行分析；②工作進(jìn)度：開題報告 第 1 周——第 2 周 飛機(jī)起落架的布置形式 第 3 周——第 5 周飛機(jī)起落架的收放系統(tǒng) 第 6 周——第 7 周起落架零件組強(qiáng)度計算 第 8 周——第 9 周A320 前起落架運(yùn)動仿真 第 10 周——第 11 周資料翻譯（不少于 6000 字） 第 12 周——第 13 周畢業(yè)論文整理及答辯準(zhǔn)備 第 14 周——第 15 周5五、參考文獻(xiàn)[1]、孫桓等主編。機(jī)械原理。高等教育出版社，2001[2]、孫靖民主編.機(jī)械優(yōu)化設(shè)計.第三版.北京：機(jī)械工業(yè)出版社，2005[3]、方世杰，綦耀光主編.機(jī)械優(yōu)化設(shè)計.北京：機(jī)械工業(yè)出版社，1997.2[4]、王昆等主編. 機(jī)械設(shè)計課程設(shè)計手冊.北京：機(jī)械工業(yè)出版社，2004[5]、曹維慶等主編。機(jī)構(gòu)設(shè)計。機(jī)械工業(yè)出版社，2000[6]、馮遠(yuǎn)生主編。飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計。國防工業(yè)出版社，1985[7]、麗正能主編。飛機(jī)部件與系統(tǒng)設(shè)計。北京航空大學(xué)出版社，2003[8]、王志瑾主 編。飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計。國防工業(yè)出版社，2007[9]、Shigley JE,Uicher JJ.Theory of machines and mechanisms.NewYork:McGaw-Hill Book Comepany,1980 飛機(jī)起落架機(jī)構(gòu)設(shè)計及安全性分析學(xué)生姓名：肖鳴 班級：0781051指導(dǎo)老師：許瑛摘要：起落架系統(tǒng)是飛機(jī)的關(guān)鍵部件之一，其工作性能直接影響到飛機(jī)起飛、著陸性能與飛行安全。因此，開展起落架收放系統(tǒng)的研究具有重大意義。運(yùn)用仿真技術(shù)分析飛機(jī)起落架的運(yùn)動學(xué)和動力學(xué)特性，對于降低飛機(jī)研發(fā)成本，提高飛機(jī)性能具有十分重要的工程意義。本文以空客 A320 飛機(jī)起落架為對象，分析了 A320 飛機(jī)起落架的功能原理及收放運(yùn)動；通過對其部件的強(qiáng)度計算，誤差分析，確定強(qiáng)度是否滿足要求。 應(yīng)用 CATIA 建立了 A320 飛機(jī)起落架的收放運(yùn)動學(xué)分析模型，基于 CATIA 和LMS 軟件，以 A320 飛機(jī)起落架 為對象進(jìn)行了動力學(xué)仿真分析。關(guān)鍵詞：起落架，A320，收放系統(tǒng)，LMS，仿真分析指導(dǎo)老師簽名:Aircraft landing gear mechanism design and safety analysisStudent name：XiaoMing Class：0781051Supervisor：XuYingAbstract：The landing gear system is the key components of aircraft, whose working performance directly affects the flying security and the performance of aircraft’s take off. Thus, it’s meaningful to study the retraction system. It is very significative in the project for reducing costs of aircraft research and development and improving the performance of the aircraft to analyze the kinematics and dynamics characteristics of aircraft landing gear retraction system by using simulation technology.This paper took the landing gear system of A320 aircraft as the object to analyze the principle of function and retractable movement; Through the strength calculation of its components, error analysis, to determine the strength whether meet the requirements. Application CATIA established the A320 landing gear for kinematics analysis model based on put CATIA and LMS software, to A320 landing gear for targets dynamics simulation. Keywords: landing gear, A320, retraction system, LMS, simulation analysisSignatuer of Supervisor： 畢業(yè)設(shè)計（論文）題目： 飛機(jī)起落架機(jī)構(gòu)設(shè)計及安全性分析系 別 航空工程系專業(yè)名稱 機(jī)械設(shè)計制造及其自動化班級學(xué)號 078105123學(xué)生姓名 肖 鳴指導(dǎo)教師 許 瑛二 O 一一 年 六月 目 錄1 緒論……………………………………………………………11.1 起落架的概述…………………………………………………………11.2 飛機(jī)起落架的布置形式………………………………………………21.3 國內(nèi)外研究現(xiàn)狀………………………………………………………51.4 本文研究的主要內(nèi)容…………………………………………………72 飛機(jī)起落架的分布及收放系統(tǒng)設(shè)計…………………………72.1 起落架的收放…………………………………………………………72.1.1 主起落架的收放方式………………………………………………72.1.2 前后起落架的收放方式……………………………………………82.2 A320 飛機(jī)起落架分析………………………………………………82.2.1 A320 飛機(jī)起落架的概述……………………………………………82.2.2 A320 飛機(jī)起落架的收放分析………………………………………112.3 小結(jié)…………………………………………………………………133 起落架零件組的強(qiáng)度計算……………………………………133.1 飛機(jī)前起落架的材料屬性……………………………………………133.2 飛機(jī)前起落架的整體約束和受力分析………………………………133.3 起落架的計算情況……………………………………………………153.4 計算結(jié)果的分析與驗(yàn)證………………………………………………163.4.1 理論計算驗(yàn)證………………………………………………………164.運(yùn)動模擬………………………………………………………244.1 A320 起落架運(yùn)動學(xué)仿真 ………………………………………………244.1.1 LMS Virtual.lab 簡介………………………………………………244.2 A320 起落架多體運(yùn)動學(xué)仿真…………………………………………264.2.1.A320 前起落架運(yùn)動仿真……………………………………………264.2.2 A320 主起落架運(yùn)動仿真……………………………………………314.3 小結(jié)……………………………………………………………………34參考文獻(xiàn)…………………………………………………………35致謝………………………………………………………………36畢業(yè)設(shè)計（論文）外文翻譯題目 符合尾隨邊緣形態(tài)變化的優(yōu)化設(shè)計專 業(yè) 名 稱 機(jī)械設(shè)計制造及其自動化班 級 學(xué) 號 078105123學(xué) 生 姓 名 肖 鳴指 導(dǎo) 教 師 許 瑛填 表 日 期 2011 年 6 月 1 日南昌航空大學(xué)科技學(xué)院學(xué)士學(xué)位論文1符合尾隨邊緣形態(tài)變化的優(yōu)化設(shè)計劉詩禮 葛文杰 李樹軍摘要：自適應(yīng)機(jī)翼一直使用柔和的技術(shù)指導(dǎo)變形的后緣，以改善他們的氣動性能，本文介紹了一種在分布壓力下，符合形狀變化的結(jié)構(gòu)設(shè)計的系統(tǒng)化方法。為了使需要的形狀與目標(biāo)形狀偏差盡量最小，這種方法使用 MATLAB 和 ANSYS 的方式來優(yōu)化標(biāo)準(zhǔn)分布機(jī)制。這種方式通過局部優(yōu)化和遺傳算法來獲得。在優(yōu)化過程中， 許多因素應(yīng)該考慮在內(nèi)，例如：空氣載荷、 輸出位移量和幾何非線性。直接搜索法適用于局部 優(yōu)化和 GA 優(yōu)化后的輸入位移量。由此產(chǎn)生的結(jié)構(gòu)可以做出他們在 0 到 90。 .之間變化，模型試驗(yàn)已經(jīng)確認(rèn)了這種方法的可行性。關(guān)鍵詞：自適應(yīng)機(jī)翼，伺服順從機(jī)構(gòu)， 遺傳算法，拓?fù)渥顑?yōu)化，分布壓力載荷，幾何非線性1．說明由于傳統(tǒng)的機(jī)翼輪廓通常是按照特定的上升系數(shù)和馬赫數(shù)設(shè)計的。他們不能隨著環(huán)境的變化而變化。Siclar 和 Austin 指出可變的后緣曲面將會產(chǎn)生比傳統(tǒng)的固定傾角機(jī)翼少 60%左右的阻力。有三種去設(shè)計可變的曲面機(jī)翼的方法。他們中的一種是傳統(tǒng)的鉸鏈機(jī)構(gòu)，然而，他會導(dǎo)致機(jī)翼表面的不連續(xù)性和早期氣流分流與阻力的增加。其它的則是智能材料和順從機(jī)構(gòu)，他們能實(shí)現(xiàn)平穩(wěn)的形狀變化。盡管如此，與順從機(jī)構(gòu)相比較，由智能材料制成的傳動裝置有許多不足之處。例如：能量不足；反應(yīng)緩慢；強(qiáng)烈的滯后性；受溫度的限制；控制太多裝置的難度大。由來自柏林工業(yè)大學(xué)的用鎳鈦記憶合金作出的自適應(yīng)可變拱形的機(jī)翼可以快速改變他的形狀，但他不能執(zhí)行高頻繁的變化，因?yàn)樗膹椥砸蕾囉谂c外部環(huán)境進(jìn)行的熱量交換。順從機(jī)構(gòu)是一種單件靈活的機(jī)構(gòu)。他可以通過彈性變形傳送運(yùn)動和能量。他不僅具有足夠的變形性，而且具有足夠的剛度來抵御外部的載荷。由于他的連接自由性，他沒有傳統(tǒng)所面臨的棘手問題，例如：摩擦、潤滑、噪聲、反沖。因此可以獲得平穩(wěn)的形狀變化。1994 年，一位來自密歇根大學(xué)的名叫 kota 教授首先提出順從機(jī)構(gòu)能夠使用在一項(xiàng)由美國空軍科學(xué)研究院辦公室提供贊助的控制靜態(tài)形狀的科學(xué)研究之中。Saggere南昌航空大學(xué)科技學(xué)院學(xué)士學(xué)位論文2和 Kota 提出了一種設(shè)計順從機(jī)構(gòu)的新方法，他們能夠使優(yōu)化目標(biāo)函數(shù)曲線中的形狀變化和目標(biāo)曲線的形狀誤差最小，基于他們的研究成果，Lu 提出了一種載荷路徑代表方法。然而，他的研究僅限于節(jié)點(diǎn)情況下的線性分析。來自于福尼亞州立學(xué)院的Good 使用順從機(jī)構(gòu)和運(yùn)動漸近法來設(shè)計機(jī)翼的尾部，保證誤差在尖端最大偏差范圍之內(nèi)?；?F16 的數(shù)據(jù)， Kota 和 Hetrick 在 2004 年時間設(shè)計順從軌跡邊緣，他能在0。 到 15。 之間變化并且獲得了專利證書。來自德國航空航天中心的 Companaile 提出了模擬靜態(tài)程序設(shè)計機(jī)翼形狀控制合成靈活機(jī)構(gòu)，并指出今后的研究應(yīng)將空氣載荷和幾何非線性考慮在內(nèi)。來自工業(yè)能源部實(shí)驗(yàn)室的 Buhl 使用 SIMP 法和幾何非線性有限元法來設(shè)計順從軌跡邊緣。Flxsys Inc 在 2006 年生產(chǎn)的自適應(yīng)兼容機(jī)翼。經(jīng)過了在懷特騎士飛機(jī)上的實(shí)驗(yàn)。結(jié)果表明，風(fēng)和標(biāo)準(zhǔn)的能在（-10 。 —10。 ）變化。在中國，適應(yīng)性機(jī)翼研究一直集中在智能材料和常規(guī)機(jī)構(gòu)上，幾乎沒有人在從事帶有順從機(jī)構(gòu)的機(jī)翼研究上。楊是個例外，他分析了基于伺服彈性技術(shù)的活躍航空彈性機(jī)翼，陳和黃分別調(diào)查了兼容的離散和連續(xù)性的前沿變化。本文介紹了一種基于局部優(yōu)化和遺傳算法形狀可變機(jī)構(gòu)的設(shè)計方法，通過使用MATLAB 和 ANSYS 設(shè)計，同時將外部載荷和幾何非線性考慮在內(nèi)。2．優(yōu)化步驟2.1 確定后緣模型和目標(biāo)函數(shù)如圖一所示，兩條曲線代表不同飛行狀態(tài)的軌跡邊緣。其中一邊（A 點(diǎn)）的結(jié)構(gòu)形狀是固定的，另一邊（B 點(diǎn)）將水平滑動。圖一 圖二 首先設(shè)計領(lǐng)域應(yīng)該由最初曲線形狀所定義，包括輸出位置和邊界狀態(tài)，然后如圖二所示的被光線分成的微量網(wǎng)格模仿鳥的羽毛部分，這就是被稱為局部表面結(jié)構(gòu)方法。南昌航空大學(xué)科技學(xué)院學(xué)士學(xué)位論文3最簡單也是最有效的方法制造出平面兼容機(jī)是使用線切割技術(shù)。在優(yōu)化過程中，所有的元素使用同樣的寬度等于其厚度的梁。其中每個梁的高度是一個設(shè)計變量。為了使結(jié)構(gòu)的變形接近于目標(biāo)曲線形狀，在變形曲線和目標(biāo)曲線間的最小平方差是被定義的客觀職能。LSE 的定義是沿曲線上各個點(diǎn)位置數(shù)字的平方和，他的表達(dá)式是 其中 i（i=1,2,… ，p）是沿曲線上點(diǎn)的數(shù)量，p 是點(diǎn)的總數(shù)。 和是目標(biāo)和邊界曲線變形坐標(biāo)的第 i 個節(jié)點(diǎn)。約束條件是：其中 j（j=1,2,… ，m）是元素的數(shù)量的總和， hi 是尺寸變量， hmin 和 hmax 是所有元素的下界與上界，h b 是邊界元素的極點(diǎn)，d max 是黨邊界曲線上輸入無效節(jié)點(diǎn)時的最大彎曲，必須小于 [d] 以保證結(jié)構(gòu)的剛度，[d]是當(dāng)輸入處于無效時所允許的最大彎曲變形，拓?fù)淞?Tj 等于 1，否則當(dāng)元素被淘汰時為 0。2.2 GA 優(yōu)化遺傳算法是一種在自然界上模擬選擇的優(yōu)化方法。合適的生物能最大可能性存活下來，但是劣質(zhì)品種也有機(jī)會存在。不同于連續(xù)的優(yōu)化方法，他不要求梯度的目標(biāo)函數(shù)信息。每一個元素可以表示為一個拓?fù)淞亢鸵粋€尺寸變量。因此，每個個體科編碼如下： 其中 n 是除邊界元素之外元素的數(shù)量。有著同樣的高度，在整個優(yōu)化過程中的邊界元素只有一個變量代表 hb。適應(yīng)性是遺傳算法優(yōu)化的評價標(biāo)準(zhǔn)。他可以從目標(biāo)函數(shù)轉(zhuǎn)化為： 南昌航空大學(xué)科技學(xué)院學(xué)士學(xué)位論文4其中 β 是一個只包括雙方較差的個體參數(shù)。他的數(shù)值越小越有價值，兩個個體的適應(yīng)性會有更多的不同，因此增加了雙方選擇的高度適應(yīng)性。選擇控制參數(shù)在遺傳算法的收斂中扮演一個重要的角色?？偟膩碇v，交叉概率的范圍為 0.40-0.99；突變的概率為 0.00001-0.01，個體的數(shù)量為 10-200。該變量將會通過交叉和變異發(fā)生更新，因此，這個設(shè)計可能產(chǎn)生遺傳過程。2.3 適應(yīng)性元素的分析由于設(shè)計變量和目標(biāo)函數(shù)是有限元的，有限元分析法優(yōu)化模型是不能被用于設(shè)計符合變形的機(jī)構(gòu)中，因此，本文在 MATLAB 中的遺傳算法和在 ANSYS 中的有限元分析法。在有限元分析法中，僅只考慮幾何非線性和材料的彈性，ANSYS 能解決節(jié)點(diǎn)位移和元素壓力，通過刪去低應(yīng)力的元素，良好的結(jié)果能被推算出來。圖三顯示了詳細(xì)的過程。南昌航空大學(xué)科技學(xué)院學(xué)士學(xué)位論文5圖三 整個的優(yōu)化過程2.4 二次優(yōu)化盡管遺傳算法可以優(yōu)化大型解空間和拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)尺寸。尺寸通常不能直接集中于優(yōu)化中，為了解決這個問題，遺傳算法優(yōu)化后，直接搜索法應(yīng)該被用來在遺傳算法結(jié)果中去尋找。3.優(yōu)化的結(jié)果通過參考文獻(xiàn)[5]可以得出，最初的小徑邊緣尺寸減少 36%，表一列出了設(shè)計參數(shù)的大小。表一 設(shè)計參數(shù)的大小 由于位移作為輸入的使用，非線性分析難以解決和廚師壓力非常大，但他必須在三十代以后考慮。南昌航空大學(xué)科技學(xué)院學(xué)士學(xué)位論文6圖四 遺傳優(yōu)化的結(jié)果 圖五 二次優(yōu)化的結(jié)果圖四和圖五說明了遺傳算法優(yōu)化結(jié)果和二次優(yōu)化結(jié)果。表二 兩次優(yōu)化的比較從表格中可以發(fā)現(xiàn)，通過輸入位移和尺寸優(yōu)化，LSE 減少了 1.3528mm 和改善了 3.13%，變更角度增加 1.0493。 。圖六 外部載荷的分布南昌航空大學(xué)科技學(xué)院學(xué)士學(xué)位論文7圖六表示的是外部分布壓力從0到10N/mm，改變輸入位移量在最初結(jié)構(gòu)上保持11.3897mm上的參數(shù)影響結(jié)果。如果載荷保持在0-5N/mm范圍內(nèi)，優(yōu)化結(jié)構(gòu)看起來有良好的穩(wěn)定性。當(dāng)外部載荷超過5N/mm時，最大壓力可能超過屈服壓力，因?yàn)檫@個優(yōu)化方法是基于MATLAB和ANSYS的，為了證明結(jié)果，嘗試去通過將分析結(jié)果分別輸入到ANSYS和PATRAN中，然后是他們之間的比較。如圖七和圖八所示，二者的變更有很大的共同點(diǎn)；在ANSYS 中是54097mm ，在PATRAN 中是54.50mm，他們的不同之處來自個體上。圖七 在ANSYS上的結(jié)果 圖八 在PATRAN上的結(jié)果另一方面，一個使用線切割技術(shù)的模型來證實(shí)分析法的結(jié)果。模型的材料同設(shè)計的一樣，都為5mm后。在試驗(yàn)中，假設(shè)分布壓力載荷為零，輸入146N 的情況下，輸入位移量為11.3897mm，圖九表示的是模型和測量的結(jié)果。變更的溫度為9.3 。 。尖端為一位53mm，變更的形狀符合設(shè)計的結(jié)果。如果11.3897mm的位移量強(qiáng)加在模型上，理論的尖端位移量為54.796mm。因?yàn)槟Ｐ秃驮囼?yàn)臺之間存在摩擦力，測量材料和適合的結(jié)果之間會有少許的差異。南昌航空大學(xué)科技學(xué)院學(xué)士學(xué)位論文8圖九 模型和實(shí)驗(yàn)的結(jié)果4.結(jié)論通過方針和實(shí)驗(yàn)證明，該方法符合設(shè)計變形機(jī)制，探索出具有所需的變性效應(yīng)和承受外部載荷的結(jié)果和能力的機(jī)構(gòu)。在優(yōu)化過程中，MATLAB 和 ANSYS 的聯(lián)合呈現(xiàn)程序的簡單和普遍性。堅硬的字模沒有必要頻繁的改變，同時避免有限元法編程的復(fù)雜性和使分布載荷變成節(jié)點(diǎn)載荷，拓?fù)涑叽缈梢酝瑫r由 GA 進(jìn)行優(yōu)化，出去再 FEA之后的自由元素能加快優(yōu)化，二次優(yōu)化可以提高 GA 優(yōu)化的結(jié)果。學(xué)士學(xué)位論文原創(chuàng)性聲明本人聲明，所呈交的論文是本人在導(dǎo)師的指導(dǎo)下獨(dú)立完成的研究成果。除了文中特別加以標(biāo)注引用的內(nèi)容外，本論文不包含法律意義上已屬于他人的任何形式的研究成果,也不包含本人已用于其他學(xué)位申請的論文或成果。對本文的研究作出重要貢獻(xiàn)的個人和集體，均已在文中以明確方式表明。本人完全意識到本聲明的法律后果由本人承擔(dān)。作者簽名： 日期：學(xué)位論文版權(quán)使用授權(quán)書本學(xué)位論文作者完全了解學(xué)校有關(guān)保留、使用學(xué)位論文的規(guī)定，同意學(xué)校保留并向國家有關(guān)部門或機(jī)構(gòu)送交論文的復(fù)印件和電子版，允許論文被查閱和借閱。本人授權(quán)南昌航空大學(xué)科技學(xué)院可以將本論文的全部或部分內(nèi)容編入有關(guān)數(shù)據(jù)庫進(jìn)行檢索，可以采用影印、縮印或掃描等復(fù)制手段保存和匯編本學(xué)位論文。作者簽名： 日期：導(dǎo)師簽名： 日期：