Science &Technology Vision 弹性恢复力矩以及外部作用力矩，简化模型如图1所示支柱上端固支，双轮不共转的摆振分析模型 根据动力学平衡原理将围绕前起落架的旋转轴处的力矩总和等建立摆振公里学方程，其前轮侧向动力平衡方程为LG α¨-K s α-M w L T Hθ¨-I wp V R θ̇+WL T θ=0其中第一项为轮胎接触力矩，第二和第四项为惯性力矩为支柱弹性回复力矩，第五项为陀螺影响力矩，第六项为摆动力矩前轮扭转方向动力平衡方程为:
M w L T Hα¨+I wp V R
α̇-I TG θ¨-C t θ̇1其中第一项为轮胎接触力矩，第二和第四项为惯性力矩第五项为粘性阻尼力矩。
利用平衡条件，减摆器处的平衡方程为:
考虑轮胎偏航影响的轮胎受力平衡方程为:CVF n +(H+R )C 1α¨+(H+R )α̇+C 1(L T +L g
2特征方程根的取值范围
软件编制了前轮摆振稳定性分析程序进行计算应用某型民用飞机和其前起落架参数，考虑起落架在实际使用中的条件和起落架缓冲器的影响，在程序中输入所需参数
在前轮摆振稳定性分析程序中，输入起落架参数和初始条件
髋骨用牛顿迭代法进行迭代计算，计算出摆振稳定所需的临界阻尼和在实际起落架减摆器阻尼系数下的阻尼比和摆振频率
架在实际使用过程中的使用范围，计算了起落架在缓冲器在某压缩行程时的状态，计算结果如图3~图5所示。
3起落架压缩行程为380mm时的摆振临界阻尼系数
为起落架某压缩行程时计算的临界阻尼系数，其最大值为N.m.s/rad，在飞机滑跑速度为33m/s时，临界阻尼系数为
图4起落架某压缩行程时的阻尼比
为起落架某压缩行程时计算的阻尼比，在起落架滑跑速度大
时，阻尼比均大于4%，最大值为25%左右，说明起落架在使用范围内稳定性的裕度很高，而且随着滑跑速度的增加，阻尼比也增这也符合图3说明的情况。
为起落架在某压缩行程时的摆振频率，从图中可以看出起落架滑跑速度在0~100m/s的范围内，摆振频率在25~43Hz之间摆振频率越大。
图5起落架压缩行程为380mm时的摆振频率通过上述分析，在起落架在使用范围内临界阻尼系数最大为s/rad；当飞机滑跑速度大于20m/s时阻尼比均大于
高的摆振裕度。
前起落架摆振仿真分析
通过前起落架摆振分析得到了前起落架摆振稳定的阻尼范围区域和摆振频率，以及摆振衰减的阻尼比。通过Virtual Lab
起落架摆振仿真分析模型，模拟起落架在不同速度时，通过设有垫块的道面的振动特性，判断起落架的摆振稳定性。
前起落架摆振仿真模型的建立
itg在前起落架仿真建模过程中，忽略机身的形状，仅在机身和前起落架的连接点建立约束，进行装配仿真，并施加机身相应的质量收放机构不起作用，删去收放机构，删除起落架上对摆振分析无影响的零
件，包括起落架上的前照灯和螺栓、螺母垫片等最终简化的前起落架模型包括：简化的机身、上下斜撑杆
劲雨煦风
支柱外筒、卡箍、左右机轮、活塞杆与轮轴。机身与起落架之间用固定副和衬套力模拟，起落架各部件之间用相应的转动副
建立的前起落架模型如图6所示:
图6前起落架仿真模型
在支柱外筒和活塞杆之间建立空气弹簧力和油液阻尼力
弹簧力由起落架的压缩曲线来模拟，如图7所示。
图7前起落架空气弹簧压缩曲线
油液阻尼力按照基于方程的不可压缩油液阻尼力定义
(S2)·|Ṡ2|·Ṡ2
2)=DES2*(AH2-AC2)3/[2*CD2*(AO2-AC2)2]
三乙醇胺乳膏
：油密度(kg/m3)AC2：油针面积
缓冲支柱内径活塞面积(m2)AO2：油孔面积
压缩时油孔泄油系数
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视界
(上接第88页)从试验结果可以看出,1°倾角的油门台在20次动态突破试验中未发生突破现象，而10°倾角的油门台在20次动态突破试验中发生14次突破现象,10°倾角的油门台防突破能力不可接受。而在反推扳机操纵力操纵评估试验,1°倾角的油门台和10°倾角的油门台经20人评估均可接受。因此，选定1°倾角的油门台作为油门台的最终构型。 5结论
本文通过对直通式油门台滑轨止动面防突破能力分析，采用对比试验的方法对两种不同倾角的油门台
进行动态突破试验和操纵评估试验，试验结果表明,10°倾角的油门台防突破能力较差，而1°倾角的油门台防突破能力较强，并且操纵力评估均可接受。本文研究成果为某飞机确定了油门台最优构型提供了设计依据苏共亡党十年祭
。
刚度采用压缩曲线进行模拟，如图8所示，并输入其他所需参数
图8前起落架轮胎压缩曲线
在卡箍和外筒之间建立旋转副，同时建立扭转弹簧来模拟减摆阻需要输入扭转弹簧的刚度和阻尼数据，其阻尼用阻尼曲线来模如图9所示。
图9前起落架减摆阻尼器阻尼曲线
摆振仿真分析计算
在摆振仿真之前，首先要定义道面。在摆振分析中，需要对机轮施故在道面设置一垫块，与跑道中心线成45°角。前起落架以设定速度驶过垫块，造成冲击激励，使机轮出现初始偏角，垫块高度和仿真的工况设为来两个工况，如表1所示。
表1前起落架摆振仿真工况
设置适当的分析时间和最大分析步长，选择计算方法为
个工况的计算结果如图10所示。
图10工况1减摆器扭转角和轮胎侧向力的变化情况情况，说明减摆器的阻尼足够大，不会发生摆振现象。
图11工况2减摆器扭转角和轮胎侧向力的变化情况中阴身
从图11中可以看出，前轮以30m/s的速度驶过垫块时，发生1.2°的摆角，再经过1s后，前轮摆角回复正常，并且并未出现反复的振动情况。通过对比两组工况发现，工况1发生的前轮偏角大于工况2的情况，说明5m/s也是此前起落架最容易发生摆振的行驶速度，这一点和图3所示的分析相当吻合。
4结论
本文通过应用某型飞机和起落架参数，对前起落架进行摆振模型的建立和摆振稳定性分析，并应用待定复参数法进行分析计算。并且建立了前起落架摆振仿真模型，模拟了前起落架以不同的速度通过跑道垫块时振动情况。其分析计算和仿真结果表明起落架具有很高的摆振裕度，在正常的使用范围内，起落架受到外部激励作用，振动会很快进入收敛，不会发生摆振现象。
【参考文献】
前起落架当量重量(kg)速度(m/s)木块高度
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