大型客機起落架緩沖系統(tǒng)優(yōu)化設計技術研究

摘要以支柱式起落架為背景，在傳統(tǒng)二質量模型的基礎上，考慮油液不可壓和可壓兩種情況，分別推導了空氣彈簧力的計算公式。并給出了一種由飛機運動學參數(shù)、輪胎幾何參數(shù)和跑道物理參數(shù)等共同確定摩擦系數(shù)的經(jīng)驗公式，用于計算地面水平反力。以某型飛機主起落架為例,實現(xiàn)了其基于ADAMS/Aircraft的落震虛擬樣機，并進行了落震仿真。通過與試驗數(shù)據(jù)的對比發(fā)現(xiàn)，該起落架虛擬樣機的落震仿真能夠很好的模擬起落架的著陸緩沖性能。提出了變油孔緩沖器油針幾何形狀的優(yōu)化模型。以某型飛機主起落架的落震虛擬樣機為例，以油針幾何形狀為設計變量，基于iSIGHT集成ADAMS/Aircraft建立了飛機起落架緩沖系統(tǒng)多目標優(yōu)化流程。使用功落震工況下，優(yōu)化后的緩沖器軸向力減小了7%左右，而緩沖器效率可同時提高6%以上。以起落架緩沖系統(tǒng)傳統(tǒng)的設計方法為基礎，結合上述的優(yōu)化流程建立了飛機起落架緩沖系統(tǒng)設計、仿真和優(yōu)化一體化流程，并對某大型客機的前起落架和主起落架進行了設計優(yōu)化。與傳統(tǒng)方法設計相比較，經(jīng)過變油孔優(yōu)化設計后，前起落架使用功落震的緩沖器效率提高了19.6%，支柱軸向力降低了15.9%，主起落架使用功落震的緩沖器效率提高了8.7%，支柱軸向力降低了7.2%。前起落架和主起落架的緩沖性能均得到了明顯的提高。關鍵詞：起落架，ADAMS，虛擬樣機，油針，iSIGHT，多目標優(yōu)化大型客機起落架緩沖系統(tǒng)優(yōu)化設計技術研究PAGEVIIIABSTRACTUnderthebackgroundofaircraftpostlandinggears,air-springforceformulahasbeenderivedbasedontraditionaltwo-massmodel,byconsideringoilincompressibleandcompressible.Furthermore,anempiricalformulaaboutfrictioncoefficientwhichisdeterminedbytheparametersofaircraftmotion,tiregeometryandrunwayhasbeenestablishedtoobtaingroundhorizontalreactionforce.TakingY8mainlandinggearasanexample,dropvirtualprototypingbasedonADAMS/Aircrafthasbeenachieved,anddropsimulationhasbeenconducted.Thereisagoodcorespondencebetweenthesimulationresultandtheexperimentaldata.Theoptimizationmodelofvariable-orificeisexpressed.Thatis,themeteringpinareaofsectionisthedesignvariable.CombinedwithAdams/Aircraft,themulti-objectiveoptimizationoflandinggearshock-absorbingsystemisestablishediniSIGHT.Underuseworkdropcase,shockstrutaxialforcedecreasesabout7%,andshockstruteffectivenesscanincrease6%moreatthesametimeafteroptimization.Basedonconventionaldesignmethods,thedesignoptimizationofnoseandmainlandinggearsoflargecivilaircraftcapabilityisprecededintegratedbytheprocedureabove.Asaresult,theshockstrutefficiencyofnoselandinggearisimproved19.6%.However,thestrutaxisforceisreduced15.9%.Incorresponds,theshockstrutefficiencyofmainlandinggearisenhanced8.7%.However,thestrutaxisforceislessened7.2%.Theshock-absorbingcharacteristicsofnoseandmainlandinggearsaresignificantlyevaluated.Keywords：landinggear,ADAMS,virtualprototyping,meteringpin,iSIGHT,multi-objectiveoptimization目錄第一章 緒論 11.1工程背景與意義 11.2國內(nèi)外研究現(xiàn)狀 21.3研究目的與研究內(nèi)容 4第二章起落架著陸動態(tài)性能分析模型 52.1緩沖支柱受力分析 62.1.1油液阻尼力 82.1.2空氣彈簧力 82.1.3內(nèi)部摩擦力 82.2輪胎受力分析 82.3運動微分方程 82.4本章小結 8第三章基于ADAMS/Aircraft起落架落震動力學仿真 83.1起落架落震試驗 83.2建立模板 83.2.1輪胎模板的建立 83.2.2起落架模板的建立 83.3落震仿真與結果驗證 83.4本章小結 8第四章基于iSIGHT的起落架緩沖性能優(yōu)化設計技術 84.1ISIGHT簡介 84.1.1ISIGHT的幾大優(yōu)勢 84.1.2ISIGHT的工作過程 84.2優(yōu)化模型的建立 84.2.1設計變量 84.2.2目標函數(shù) 84.2.3約束條件 84.2.4優(yōu)化模型 84.3基于ISIGHT的優(yōu)化流程的建立 84.3.1軟件的集成 84.3.2模塊的建立 84.3.3參數(shù)映射 84.4優(yōu)化設計 84.4.1對油針分段位置進行優(yōu)化 84.4.2對油針橫截面積進行優(yōu)化 84.4.3對油針分段位置和橫截面積進行優(yōu)化 84.5小結 8第五章大型客機起落架緩沖系統(tǒng)設計及緩沖性能優(yōu)化 85.1緩沖系統(tǒng)設計計算 85.1.1輪胎的選擇 85.1.2緩沖器參數(shù)確定 85.2設計、仿真、優(yōu)化一體化流程 85.3初始設計落震仿真 85.3.1前起落架落震仿真 85.3.2主起落架落震仿真 85.4優(yōu)化設計 85.4.1前起落架優(yōu)化設計 85.4.2主起落架優(yōu)化設計 85.5小結 8第六章總結與展望 86.1總結 86.2進一步工作展望 8參考文獻 8致謝 8在學期間的研究成果及發(fā)表的論文 8圖表清單TOC\h\z\c"圖2."圖2.1起落架結構模型和力學模型 5圖2.2起落架各部分受力示意圖 6圖2.3緩沖器內(nèi)部壓力作用示意圖 7TOC\h\z\c"圖3."圖3.1數(shù)字化虛擬飛機組件原理示意圖 8圖3.2數(shù)字化虛擬起落架的建造流程 8圖3.3某型飛機主起落架結構示意圖 8圖3.4起落架虛擬樣機主要部件示意圖 8圖3.5某型飛機主起落架數(shù)字化虛擬樣機 8圖3.6某型飛機主起落架數(shù)字化虛擬樣機落震過程 8圖3.7某型飛機主起落架使用功落震功量圖 8圖3.8某型飛機主起落架最大功落震功量圖 8TOC\h\z\c"圖4."圖4.1油針輪廓圖 8圖4.2優(yōu)化流程圖 8圖4.3ISIGHT集成ADAMS過程中相關文件從屬關系 8圖4.4參數(shù)映射示意圖 8圖4.5優(yōu)化油針分段位置后某型飛機主起落架落震功量圖 8圖4.6優(yōu)化油針截面面積后某型飛機主起落架落震功量圖 8圖4.7優(yōu)化油針分段位置和截面面積后某型飛機主起落架落震功量圖 8TOC\h\z\c"圖5."圖5.1額定壓力下主起落架輪胎的壓縮曲線 8圖5.2額定壓力下前起落架輪胎的壓縮曲線 8圖5.3起落架緩沖器初步設計Excel表格 8圖5.4起落架緩沖器設計、仿真、優(yōu)化一體化流程 8圖5.5優(yōu)化后輸出的結果文件內(nèi)容 8圖5.6大型客機前起落架落震功量圖 8圖5.7大型客機主起落架落震功量圖 8圖5.8優(yōu)化后大型客機前起落架落震功量圖 8圖5.9優(yōu)化后大型客機主起落架落震功量圖 8TOC\h\z\c"表3."表3.1某型飛機主起落架虛擬樣機測試結果與試驗結果對比 8TOC\h\z\c"表4."表4.1某型飛機主起落架油針幾何參數(shù) 8表4.2油針分段位置優(yōu)化前后某型主起落架落震仿真結果對比 8表4.3優(yōu)化油針分段位置后油針的幾何參數(shù) 8表4.4油針截面面積優(yōu)化前后某型主起落架落震仿真結果對比 8表4.5優(yōu)化油針截面面積后油針的幾何參數(shù) 8表4.6油針分段位置和截面面積優(yōu)化前后某型主起落架落震仿真結果對比 8表4.7優(yōu)化油針分段位置和截面面積后油針幾何參數(shù) 8TOC\h\z\c"表5."表5.1大型客機起落架輪胎參數(shù) 8表5.2飛機每1000次著陸下沉速度出現(xiàn)次數(shù) 8表5.3大型客機前起落架和主起落架緩沖器參數(shù) 8表5.4大型客機前起落架落震仿真結果 8表5.5大型客機主起落架落震仿真結果 8表5.6大型客機前起落架油針參數(shù) 8表5.7優(yōu)化前后大型客機前起落架使用功落震仿真結果對比 8表5.8優(yōu)化前后大型客機前起落架最大功落震仿真結果對比 8表5.9大型客機主起落架油針參數(shù) 8表5.10優(yōu)化前后大型客機主起落架使用功落震仿真結果對比 8表5.11優(yōu)化前后大型客機主起落架最大功落震仿真結果對比 8大型客機起落架緩沖系統(tǒng)優(yōu)化設計技術研究注釋表油孔面積上下支撐間的距離油液腔橫截面積飛機的起飛重量活塞桿橫截面積飛機的著陸重量壓氣面積主起落架停機重量壓油面積前起落架停機重量油孔的靜橫截面積起落架當量質量油針橫截面積主起落架當量質量重心前限與主起落架的距離前起落架當量質量重心前限與前起落架的距離彈性支撐質量輪胎垂直阻尼系數(shù)非彈性支撐質量油孔的縮流系數(shù)輪胎數(shù)量輪胎與地面間的摩擦力作用在下支撐上的力輪胎吸收的能量作用在上支撐上的力緩沖器吸收的能量垂直于緩沖支柱軸線作用在緩沖系統(tǒng)吸收的能量輪軸上的力初始空氣彈簧力過載系數(shù)空氣彈簧力氣體初始壓力內(nèi)外筒間的摩擦力氣體壓力油液阻尼力油液壓力緩沖支柱軸向力氣體的停機壓力地面對輪胎的垂直反力液壓油流經(jīng)油孔的體積流速輪胎垂直方向的彈性力緩沖器行程輪胎垂直方向的阻尼力緩沖器使用行程起落架停機載荷緩沖器停機行程重力加速度緩沖器最大行程升重比緩沖器壓縮伸展速度輪胎垂直變形系數(shù)緩沖器最大壓縮伸展速度升力緩沖器沿軸線方向的加速度下支撐到輪軸的距離時間氣體體積輪胎的垂直變形氣體初始體積輪胎垂直變形速率下沉速度緩沖器效率油液體積氣室初始體積與使用行程下油液初始體積體積之比非彈性支撐質量的水平位移氣室初始體積與最大行程下非彈性支撐質量水平方向加速度體積之比重心位移下支撐與內(nèi)筒間的摩擦系數(shù)彈性支撐質量的垂直位移上支撐于外筒間的摩擦系數(shù)彈性支撐質量垂直方向的加速度輪胎與地面間的摩擦系數(shù)非彈性支撐質量垂直方向加速度油液的密度非彈性支撐質量的垂直位移緩沖支柱軸線與鉛垂線夾角油液體積模量傳力系數(shù)氣體多變指數(shù)PAGE58PAGE59緒論1.1工程背景與意義起落架設計是飛機設計中最基礎的領域之一，設計和集成的過程中涉及許多工程領域，并且隨著飛機重量和尺寸的不斷增加，在最近的幾十年中變得越來越復雜，因而使之在飛機設計技術中成為廣為探討和研究的關鍵技術之一。[1]大型客機具有起飛重量大、結構尺寸大、對安全性、可靠性、舒適性、經(jīng)濟性和使用壽命要求高的特點。因而對于大型客機起落架緩沖系統(tǒng)的設計，既要滿足其起飛重量大和結構尺寸大的要求，又要滿足安全性、可靠性、舒適性、經(jīng)濟性和使用壽命的要求，使得緩沖系統(tǒng)的設計成為大型客機起落架設計最核心的問題之一。[2][3]起落架緩沖系統(tǒng)經(jīng)歷了鋼盤彈簧、鋼片彈簧、空氣和油液緩沖支柱的發(fā)展歷程。油-氣式緩沖器自1918年首次采用以來，由于其具有極高的緩沖效率，因而成為飛機上使用最廣泛的一種緩沖器。[4]油-氣式緩沖器不僅在各種緩沖器中效率最高，而且從能量耗散的觀點來看，它也是最好的。為了提高油-氣式緩沖器的緩沖性能，起落架設計人員在緩沖器的結構形式和內(nèi)部構造上都進行了大量的設計嘗試與改進，如變油孔、雙腔等緩沖器設計技術，并取得了一些進展與成果。[5]隨著對于起落架緩沖器結構形式和內(nèi)部構造的改進空間越來越小，而可用于起落架緩沖器優(yōu)化的設計方法和設計工具不斷發(fā)展進步，使得如何通過緩沖器內(nèi)部參數(shù)（單腔或雙腔的充填參數(shù)、縮流孔面積和油針形狀等）的優(yōu)化設計提高緩沖性能，則逐漸進入人們的視線并成為研究的重點和熱點之一。傳統(tǒng)的緩沖系統(tǒng)設計，是利用工程算法對緩沖器尺寸（如緩沖器使用行程、活塞桿直徑和外筒直徑等）和內(nèi)部填充參數(shù)（初始空氣腔體積、初始空氣腔壓力和縮流孔面積等）進行初步估算，然后在此基礎上通過起落架落震試驗不斷調(diào)整充填參數(shù)完成對緩沖系統(tǒng)的設計工作。這種利用工程算法對緩沖系統(tǒng)進行估算的設計技術，已發(fā)展成較為成熟的起落架緩沖系統(tǒng)設計技術，并得到了廣泛的應用。然而這種設計技術也存在著一些缺陷和問題：一方面利用工程算法對緩沖系統(tǒng)的估算在缺乏類似機型設計經(jīng)驗的情況下，使得工程算法估算的緩沖系統(tǒng)參數(shù)與實際參數(shù)可能會產(chǎn)生較大的差異；另一方面伴隨著對于起落架研制周期、研制費用和研制風險的更高要求，也迫切需要利用更先進的設計技術對起落架的緩沖系統(tǒng)進行設計。伴隨著現(xiàn)代信息技術特別是計算機技術的飛速發(fā)展，虛擬樣機技術（VirtualPrototyping,VP）和多學科設計優(yōu)化技術（MultidisciplinaryDesignOptimization,MDO）應運而生，這種現(xiàn)代產(chǎn)品開發(fā)技術的廣泛應用，給飛機起落架設計和緩沖系統(tǒng)優(yōu)化設計帶來了強烈的沖擊和巨大的機遇。ADAMS——機械系統(tǒng)動力學自動分析（AutomaticDynamicAnalysisofMechanicalSystems）軟件，是非常著名的集建模、求解、可視化技術于一體的虛擬樣機軟件，是目前世界上使用范圍最廣、最負盛名的機械系統(tǒng)仿真分析軟件。[6]在國內(nèi)，研究者們利用ADAMS虛擬樣機技術對飛機起落架緩沖性能動態(tài)仿真分析已經(jīng)做了較深入的研究和探索，虛擬樣機的建模也逐漸準確、精確和完善。[7]多目標、多學科設計優(yōu)化軟件——iSIGHT，是EngineousSoftware公司的產(chǎn)品，是目前國際上優(yōu)秀的綜合性計算機輔助工程軟件之一。iSIGHT軟件將大量需要人工完成的工作由軟件實現(xiàn)自動化處理，從而替代工程設計者進行重復性、易出錯的數(shù)字和設計處理工作，因此ISIGHT被雅稱為“軟件機器人”。[8]在國內(nèi)，iSIGHT在航空工業(yè)中的應用研究主要集中在飛機總體設計和機翼設計等方面，[9]在起落架優(yōu)化設計方面的應用是我們目前面臨的新的課題。通過iSIGHT集成ADAMS建立一套起落架緩沖系統(tǒng)設計、優(yōu)化方法，優(yōu)化和提高起落架的緩沖性能，對于提高起落架的承載能力、減輕重量、延長壽命、增加地面操縱安全性和乘員舒適性等都有著重要的意義。同時，優(yōu)化設計平臺的建立，對實現(xiàn)起落架的多學科設計優(yōu)化也具有重要的意義。通過本文的研究工作，為我國發(fā)展大型客機起落架緩沖系統(tǒng)優(yōu)化設計技術提供理論指導和技術支持。1.2國內(nèi)外研究現(xiàn)狀早在1979年，Venkatesan,C和Nagaraj,V.T[10]就對飛機起落架參數(shù)選擇進行了優(yōu)化設計方面的研究，他們分別對起落架在著陸和滑跑兩種不同操縱質量條件下的參數(shù)進行了優(yōu)化。優(yōu)化的結果揭示了各種參數(shù)的相對重要性，為起落架參數(shù)的最優(yōu)選擇提供了指導原則。1986年-1988年間，Veaux和Jacques[11][12]提出起落架設計首先包括適應飛機布局設計的起落架幾何定義特別是運動學設計，同時還包括緩沖器的優(yōu)化設計以滿足著陸時的載荷最小化要求和滑行時的最佳舒適性要求。對這樣一個不同學科間經(jīng)常充滿矛盾的復雜的設計過程，他們?yōu)榇艘肓艘环N現(xiàn)代設計工具，即計算機輔助設計（CAD）方法，令設計過程變得更加簡單。他們認為面對不同領域如運動學，重量，安全性，使用壽命，可維護性和成本效率的要求日益苛刻，對起落架進行徹底的優(yōu)化分析顯得尤為重要，而CAD方法是唯一可以解決此問題的方法。Kortum,W和Schwartz,W[13]等人在1996年指出了多體系統(tǒng)仿真（MBS）和多目標參數(shù)優(yōu)化的關系，多目標參數(shù)優(yōu)化軟件作為一個設計和仿真平臺，對參數(shù)進行優(yōu)化時調(diào)用多體系統(tǒng)仿真軟件進行性能分析。他們通過主動（或半主動）起落架設計的兩個實例對二者進行了介紹和演示。第二個實例是對降低民用飛機前起落架顫振的優(yōu)化設計。Adnersson和Johan[14]等在1998年的一篇文獻中，認為起落架設計是一個多學科仿真問題，并在此問題上對基于質量屋方法的目標函數(shù)利用了非梯度優(yōu)化策略。他們認為優(yōu)化設計中目標函數(shù)的設立在很大程度上是一個復雜的過程，包括了大量的各領域的專門知識。2003年，Maemori和Kenichi[15]等人以飛機最大垂直加速度為目標函數(shù)，以不連續(xù)的油孔面積和修正油孔面積為設計變量對半主動控制液壓緩沖器進行了優(yōu)化設計，獲得了緩沖器最佳油孔面積。后來，Shi,Fenghui和Tomomori[16]等也以飛機最大垂直加速度為目標函數(shù)，但以油孔面積、磁流變阻尼力和活塞桿的安裝位置（磁流變阻尼力為零的位置）為設計變量對一種磁流變緩沖器進行了優(yōu)化設計。而英國的Batterbee,D.C和Sims,N.D[17]等人為了讓一種磁流變油氣緩沖器達到最佳性能，在被動式油氣緩沖支柱所有的約束范圍內(nèi)對磁流變閥的尺寸大小進行了設計及分析。并把仿真結果與被動式的試驗數(shù)據(jù)進行了對比分析。2008年，Viana和FelipeA.C.[18]等人用遺傳算法和粒子群優(yōu)化方法，以系統(tǒng)的標準特性與其模型之間的區(qū)別為目標函數(shù)，以氣體的多變指數(shù)和阻尼參數(shù)為設計變量對非線性起落架模型進行了優(yōu)化設計，并應用于一種小型飛機非線性起落架的改性設計上。國外在起落架優(yōu)化設計方面起步較早，已經(jīng)把CAD技術和多目標參數(shù)優(yōu)化方法應用到了設計過程當中并進行了深入的發(fā)展。同時，他們還進行了把各種優(yōu)化方法和優(yōu)化策略應用到起落架優(yōu)化設計上的大膽嘗試和應用研究，無論對于起落架優(yōu)化設計的發(fā)展還是對于優(yōu)化方法和優(yōu)化策略本身的發(fā)展都起到了積極的推動作用。他們對半主動控制和主動控制起落架的優(yōu)化設計也進行了大量的研究。國內(nèi)對起落架優(yōu)化設計方面的研究起步較晚，然而自上世紀90年代以來，研究者們進行了一系列的探索研究并取得了一定的研究成果。這些都為進一步的研究奠定了一定的理論基礎。1992年，南京航空學院的聶宏、喬新和呂樟權[19]以空氣彈簧峰值載荷為目標函數(shù)，以高低壓腔的初始壓力為設計變量進行了優(yōu)化設計，獲得了較好的結果。同年，北京理工大學的劉莉[20]和北京航空航天大學的楊國柱、何慶芝以機體的過載統(tǒng)計特性為目標函數(shù)，以初始壓力、初始容積和油液阻尼系數(shù)為設計變量進行了優(yōu)化設計，取得了一定的成果。2003年，南京航空航天大學的晉萍、聶宏[21]以緩沖器最大載荷為目標函數(shù)，利用Adams軟件中的優(yōu)化器尋找出最敏感的三個設計變量：低壓腔初始壓力、油孔橫截面積和油針最下面的橫截面積，進行了優(yōu)化設計，獲得了較好的結果。2004年，西北工業(yè)大學的李霞[22]利用復合形優(yōu)化算法對充填參數(shù)和油孔面積的優(yōu)化設計進行了詳細的敘述，在對油孔面積的優(yōu)化設計中取得了較好的結果，但對內(nèi)部充填參數(shù)的優(yōu)化方面仍然采用了傳統(tǒng)設計中試湊的方法。2006年，一航一飛院的陶小將[23]以緩沖器最大載荷為目標函數(shù)，利用Adams軟件中的優(yōu)化器對主油孔面積和副油孔面積兩個設計變量進行優(yōu)化設計，獲得了較好的結果。國內(nèi)早期受到計算機軟硬件的限制，設計變量的取值區(qū)間往往很窄，并且取值數(shù)量也很有限，在很大程度上影響了優(yōu)化結果的最優(yōu)性。同時，以往的參數(shù)優(yōu)化設計中，目標函數(shù)往往只有一個，也就是所謂的單目標優(yōu)化，并且優(yōu)化結果一般是局部最優(yōu)結果。隨著計算機技術的快速發(fā)展，設計變量取值上的瓶頸得到解決，優(yōu)化結果的全局最優(yōu)性有了保證，多目標優(yōu)化也漸漸進入人們的視野，并成為當今研究的熱點之一。2007年，中國民航大學的藺越國、馮振宇[24]等以緩沖支柱最大載荷和緩沖效率為目標函數(shù)，以油孔面積為設計變量進行了多目標優(yōu)化設計，取得了在起落架緩沖性能多目標優(yōu)化設計方面的一些進展。然而在設計變量的取值方法上面，仍然沿用的是傳統(tǒng)設計中試湊到方法。1.3研究目的與研究內(nèi)容本文的研究目的就是以iSIHGT為優(yōu)化平臺，基于ADAMS的虛擬樣機技術建立一套起落架緩沖系統(tǒng)設計、優(yōu)化方法，并將之應用于大型客機起落架緩沖系統(tǒng)的設計之中。其主要內(nèi)容有：第二章，建立支柱式起落架著陸動態(tài)力學模型；第三章，利用ADAMS建立支柱式起落架的虛擬樣機模型，進行落震仿真分析：第四章，以iSIGHT為平臺，基于第三章的虛擬樣機模型建立起落架緩沖系統(tǒng)多目標優(yōu)化流程；第五章，根據(jù)大型客機總體設計人員提供的相關參數(shù)，設計一套相應的起落架緩沖系統(tǒng)，并利用第四章建立的優(yōu)化流程進行起落架緩沖性能優(yōu)化設計；第六章，總結本文的工作要點和主要貢獻，提出進一步的研究方向。第二章起落架著陸動態(tài)性能分析模型典型的油-氣式緩沖器下腔含有液壓油，上腔含有高壓氣體。緩沖支柱的外筒與上部質量連接，并連有油孔支撐管。油孔支撐管的作用是在上下腔之間提供一個帶有小孔的平面，當緩沖支柱壓縮時液壓油被迫高速地流過該小孔。液壓油流過小孔形成的壓力差會產(chǎn)生阻止緩沖支柱壓縮的抵抗作用，同時液壓油高速流過小孔并與上腔的氣體發(fā)生紊亂能夠吸收和消散掉大部分的著陸撞擊能量。有些緩沖器的油孔面積是恒定不變的，即常油孔緩沖器；有些緩沖器中會包含穿過油孔的油針以調(diào)節(jié)油孔的大小，即變油孔緩沖器，如圖2.1a所示。緩沖支柱壓縮時上腔中氣體的壓力會增加，也會產(chǎn)生阻止緩沖器壓縮的抵抗作用。除了液壓力和氣壓力之外，上下支撐處產(chǎn)生的摩擦力也對緩沖支柱的行為有一點影響。圖2.SEQ圖2.\*ARABIC1起落架結構模型和力學模型起落架力學模型如圖2.1b所示。為了使所建力學模型既便于計算，又能較好地模擬實際情況，根據(jù)起落架結構中各部分的運動特點，把起落架結構質量劃分為兩部分——彈性支撐質量和非彈性支撐質量。彈性支撐質量是緩沖器中空氣彈簧的上部質量，包括機身、機翼、緩沖器外筒等質量；非彈性支撐質量是空氣彈簧下部的質量，包括活塞筒、剎車裝置、輪胎等。[5]緩沖支柱中產(chǎn)生的軸向力會給上部質量一個加速度，同時也給下部質量一個加速度，還會令輪胎產(chǎn)生壓縮變形。如圖2.2所示為輪胎、內(nèi)筒和外筒的受力情況，可以看出緩沖支柱和輪胎相互影響，在進行系統(tǒng)的動力學分析時要同時考慮支柱和輪胎的作用。圖2.SEQ圖2.\*ARABIC2起落架各部分受力示意圖2.1緩沖支柱受力分析I）緩沖器行程等于零[25]彈性支撐質量和非彈性支撐質量在垂直方向上的運動微分方程分別為（2-1）（2-2）緩沖器行程與彈性支撐質量和非彈性支撐質量的垂直位移、有如下關系（2-3）由公式（2-1）和（2-2）得（2-4）由公式（2-3）得（2-5）由公式（2-4）和（2-5）得（2-6）II）緩沖器行程S大于零緩沖支柱總的軸向力由液壓力、氣壓力和支承處摩擦力組成，由圖2.3可得（2-7）進一步整理可得（2-8）圖2.SEQ圖2.\*ARABIC3緩沖器內(nèi)部壓力作用示意圖式中：——通過油孔后的壓力變化；——壓油面積（，見圖2.3）；——壓氣面積（，見圖2.3）。和我們分別稱之為油液阻尼力和空氣彈簧力。2.1.1油液阻尼力油液阻尼力是由于液壓油流經(jīng)小孔時產(chǎn)生壓力差而形成的。油孔的面積相對于支柱的直徑來說要小得多，因而噴射速度和雷諾數(shù)很大，液壓流完全紊亂。結果是阻尼力與壓縮速度的平方成正比，而不是簡單的線性關系。油液阻尼力可以通過體積流量公式推導出來，流過小孔的體積流量為（2-9）根據(jù)流體的連續(xù)性特性，體積流量可以通過壓縮速度和液壓流的橫截面積表示（2-10）由公式（2-9）和（2-10）得（2-11）油液阻尼力的表達式（2-12）將公式（2-12）做如下修改，以便油液阻尼力有正負值之分，同時適用于壓縮和伸展行程（2-13）2.1.2空氣彈簧力空氣彈簧力由初始壓力、壓氣面積和氣體的瞬時壓縮比決定，氣體的瞬時壓縮比根據(jù)氣體壓縮的多變法則得到，即常數(shù)，或者（2-14）瞬時氣體體積等于初始體積減去氣體變化量，則（2-15）則空氣彈簧力為(2-16)上述的推導過程沒考慮油液的可壓縮性，若考慮油液的可壓縮性[26]，則空氣和液壓油的狀態(tài)方程分別表示如下空氣(2-17)油液(2-18)下標“0”表示初始值。緩沖支柱的瞬時油-氣體積可以表示如下(2-19)則(2-20)由（2-18）和（2-20）得(2-21)由（2-17）得(2-22)由（2-21）和（2-22）得(2-23)或者(2-24)如果我們現(xiàn)在定義如下一些量，，那么方程(2-24)可以寫成（2-25）對時間求微分，可以寫成（2-26）或者（2-27）2.1.3內(nèi)部摩擦力僅考慮支撐處的摩擦力（2-28）對內(nèi)筒進行力矩平衡分析（如圖2.2），可得（2-29）（2-30）因此內(nèi)部摩擦力為（2-31）若，可簡化為其中（2-32）其中，代入（2-32）得（2-33）2.2輪胎受力分析對于輪胎的受力分析考慮輪胎的垂直反力和與路面間的摩擦力D。垂直反力為（2-34）式中：——輪胎數(shù)量；——輪胎垂直變形系數(shù)；——輪胎垂直阻尼系數(shù)。輪胎與地面間的摩擦力為（2-35）為輪胎與路面間的摩擦系數(shù)，與以下參數(shù)有關：滑行速度，輪胎充氣壓力，輪胎胎面膠厚度，輪胎外直徑，輪胎寬度w，輪胎垂直載荷Z，跑道宏觀表面深度，跑道表面覆水深度h，跑道表面覆水密度。[27]由以上參數(shù)決定的摩擦系數(shù)為（2-36）令，，，，，，。其中d為輪輞的直徑，定義為輪胎的高寬比。（2-37）式中α、κ、ζ、ε、ξ、η和常數(shù)通過試驗數(shù)據(jù)獲得。2.3運動微分方程彈性支撐質量和非彈性支撐質量在垂直方向上的運動微分方程分別為（2-38）（2-39）聯(lián)立公式（2-38）和（2-39）得（2-40）緩沖器開始壓縮之前，，公式（2-40）可寫成（2-41）其中（2-42）由（2-34）和（2-41）得（2-43）假設在時刻緩沖器開始壓縮，此時，公式（2-38）可寫成（2-44）式中：，為初始壓力；為時刻的靜摩擦力。在時刻，，公式（2-31）可以寫成（2-45）其中假設緩沖支柱為剛體，則緩沖器開始壓縮之前非彈性支撐質量在水平方向上沒有位移，即，則（2-32）式可寫成（2-46）將（2-41）、（2-45）和（2-46）代入（2-44）得（2-47）緩沖器開始壓縮后彈性支撐質量的運動微分方程表示為（2-48）非彈性支撐質量的運動微分方程表示為（2-49）2.4本章小結本章在起落架傳統(tǒng)落震二質量動力學模型的基礎上，考慮了油液不可壓和可壓兩種情況，并分別推導了空氣彈簧力的計算公式。與傳統(tǒng)輪胎水平摩擦系數(shù)由經(jīng)驗數(shù)據(jù)給定不同，給出了一種由飛機運動學參數(shù)、輪胎幾何參數(shù)和跑道物理參數(shù)等共同確定摩擦系數(shù)的經(jīng)驗公式。第三章基于ADAMS/Aircraft起落架落震動力學仿真ADAMS/Aircraft模塊是ADAMS軟件的一個擴展模塊，是MSC公司在ADAMS軟件的三個基本模塊ADAMS/View、ADAMS/Solver和ADAMS/PostProcessor的基礎上開發(fā)的專用于飛機動態(tài)性能分析的模塊，可以創(chuàng)建、裝配和分析懸架系統(tǒng)、起落架系統(tǒng)和全機模型。利用該模塊可以十分方便的創(chuàng)建和修改飛機起落架系統(tǒng)的設計，既可以對其單獨進行分析，也可以作為全機的一部分來進行分析，從而可以得到起落架系統(tǒng)和全機的靜態(tài)、動態(tài)和動力學響應結果。ADAMS/Aircraft可以在各種測試條件下建立起落架系統(tǒng)和全機系統(tǒng)的虛擬樣機模型，然后像分析和測試物理樣機那樣分析虛擬樣機，從而得到需要的結果。圖3.1展示了數(shù)字化虛擬飛機的組件原理，它本質上就是一個物理飛機的虛擬版本。與實際的物理飛機相似，數(shù)字化虛擬飛機也是由許多獨一無二的子系統(tǒng)裝配起來的。ADAMS/Aircraft允許研究者采用不同精度對子系統(tǒng)和組件進行建模。例如研究者可以通過柔性結構、數(shù)字化飛行控制系統(tǒng)、液壓環(huán)流等來增加所建模型的精確度。研究者可以將所建的數(shù)字化虛擬飛機用來做一系列的試驗：包括動力學測試與仿真、耐久性測試與仿真和振動測試與仿真等。圖3.SEQ圖3.\*ARABIC1數(shù)字化虛擬飛機組件原理示意圖與實際的飛機一樣，研究者應當從組件開始進行研究而不是直接進行全機的研究。首先應當測試和驗證各個組件（例如油液緩沖器或者輪胎）作為獨立系統(tǒng)的性能。然后使用這些組件來組建一個子系統(tǒng)（例如起落架），并對這個子系統(tǒng)的性能進行測試和驗證。進而通過這些驗證了的子系統(tǒng)裝配出全機模型，用于和實際飛機試驗相對應的數(shù)字化飛機的虛擬試驗。與實際飛機試驗相比，數(shù)字化飛機的虛擬試驗花費少而且可以在計算機上重復多次的分析和試驗。研究者可以便捷地修改幾何形狀、慣性、柔性體、油液屬性和輪胎等來進行嘗試研究，并用數(shù)字化虛擬起落架和飛機來評估這些修改的效果。本章主要是基于ADAMS/Aircraft建立某型飛機主起落架的數(shù)字化虛擬樣機，并進行虛擬落震試驗，對所建立的數(shù)字化虛擬起落架進行測試和驗證。圖3.2闡釋了基于ADAMS/Aircraft建立飛機起落架數(shù)字化虛擬樣機的工作流程，從圖中可以看出，本章進行的數(shù)字化虛擬起落架的虛擬落震試驗需要兩個基本的子系統(tǒng)：起落架子系統(tǒng)和輪胎子系統(tǒng)。起落架子系統(tǒng)和輪胎子系統(tǒng)分別由起落架模板和輪胎子模板建立，與ADAMS/Aircraft環(huán)境中的起落架動力學分析試驗臺（_MDI_LG_DYN_TESTRIG）裝配后就可以進行虛擬落震試驗。圖3.SEQ圖3.\*ARABIC2數(shù)字化虛擬起落架的建造流程3.1起落架落震試驗起落架落震試驗是模擬飛機著陸撞擊的一種動力特性試驗。為了使飛機在著陸撞擊過程中結構元件不超載，起落架必須有效地吸收著陸撞擊產(chǎn)生的能量，落震試驗就是要驗證起落架緩沖系統(tǒng)在滿足吸收設計功量的同時，起落架過載，支柱、輪胎使用行程是否滿足設計要求，結構是否達到預期的強度和剛度。[28]對于民機而言，試驗內(nèi)容根據(jù)設計要求與CCAR-25的規(guī)定內(nèi)容進行，包括：限制落震試驗和儲備功落震試驗，即使用功和最大功落震試驗。在設計階段，起落架落震試驗用于驗證緩沖系統(tǒng)吸收設計著陸功量和功量儲備能力。落震試驗中有兩個參數(shù)要重點注意：投放高度和有效投放重量。落震試驗投放高度H指機輪下緣到模擬平臺表面的距離，根據(jù)規(guī)范規(guī)定的下沉速度值進行計算(3-1)式中：——起落架接地下沉速度，m/s；g——重力加速度，m/s2。落震試驗中的有效投放重量指吊籃、夾具、起落架、配重及其附加重量集合的總落體重量。如果以有仿升力落震，并且仿升力值等于設計規(guī)定的升力值，則投放重量為 (3-2)式中，為起落架當量重量，主起落架的當量重量為(3-3)前起落架的當量重量為(3-4)如果以無仿升力落震，投放重量推導如下：飛機著陸時起落架需要吸收的能量包括動能和勢能(3-5)落震試驗中起落架需要吸收的能量只有重力勢能(3-6)要求(3-7)可得(3-8)式中：——升重比，根據(jù)CCAR-25的規(guī)定=1；——輪胎壓縮量加緩沖器壓縮量，即機輪觸臺開始重心的位移；由于試驗前不能精確給出，試驗中又隨增加而增加，因此試驗時需要調(diào)整試湊，直至滿足上式為止，即滿足試驗落體功量與設計要求的緩沖系統(tǒng)吸收功量偏差不大于規(guī)定值為止?？梢岳玫那蠼夥椒ǎ沟们昂髢纱蔚嬎愕玫街畹慕^對值小于0.01m。3.2建立模板針對于起落架落震仿真而言，需要建立的模板有起落架模板和輪胎模板。ADAMS/Aircraft的共享數(shù)據(jù)庫中有一定數(shù)量的模板，可以直接調(diào)用加以修改后使用。如果數(shù)據(jù)庫中的模板不能夠滿足實際的要求，可以在ADAMS/Aircraft/TemplateBuilder環(huán)境下建立符合自己要求的模板。下面以某型主起落架為例介紹起落架模板和輪胎模板的建造過程。3.2.1輪胎模板的建立本小節(jié)采用的輪胎模型是ADAMS/Aircraft的基本輪胎模型（BasicTireModel），它是由ADAMS/Tire中的Fiala輪胎模型經(jīng)過特定的修正而得的。輪胎模板的建模過程如下：1)建立表征輪胎安裝位置和定向的通訊器（Communicator），并據(jù)此建立輪胎模板的結構框架（ConstructionFrame）；2)建立安裝部件（MountPart）和輪胎；3)定義各部件之間的約束關系；在ADAMS/Aircraft的基本輪胎模型（BasicTireModel）對于其作用力的計算方法中，首先做了以下幾點假設：1)輪胎與跑道單點接觸；2)用圓盤（Disk）來描述機輪和輪胎；3)不計及側向（Lateral）、縱向（Longitudinal）和扭轉（Twist）變形對于輪胎中心力矩的影響；4)側偏角（SlipAngle）一階延遲；在ADAMS/Aircraft中，對于輪胎與跑道接觸力的計算方法與跑道模型的選擇相關。在本章的分析中，選用的是2D跑道模型，輪胎與跑道接觸力的計算方法為點接觸理論。點接觸理論假定輪胎和跑道只通過一個單點接觸，這個單點通過輪胎中心面與跑道平面交線和輪胎中心最近的那個點來確定。就本章的落震仿真而言，對于作用在輪胎上的力我們僅關心法向力（NormalForce），其計算方法根據(jù)第二章的（2-34）式得到，計算表達式為(3-9)其中輪胎法向彈性力由輪胎徑向載荷-壓縮量曲線計算(3-10)為輪胎垂直阻尼力項，其計算表達式為（3-11）式中是輪胎的徑向壓縮量。輪胎的徑向-壓縮量曲線通過輪胎的屬性文件定義，輪胎屬性文件中還定義輪胎的空載半徑、斷面寬度和高寬比等。為輪胎垂直方向的變形率，為輪胎垂直阻尼系數(shù)。3.2.2起落架模板的建立1）創(chuàng)建硬點（Hardpoint）和結構框架（ConstructionFrame）確定數(shù)字化虛擬飛機的坐標原點，并根據(jù)實際物理飛機裝配數(shù)據(jù)和起落架結構參數(shù)數(shù)據(jù)確定數(shù)字化虛擬起落架各硬點（Hardpoint）和結構框架（ConstructionFrame）的坐標位置。硬點是通過絕對坐標定義的空間點，結構框架是以硬點或結構框架為參考通過相對坐標的形式定義的空間點。結構框架具有方向，對于各種有一定安裝角的撐桿、支柱，用戶通?？梢杂靡粋€結構框架來確定其方向。如果考慮到所建模型以后有可能會有所改動，則盡量少創(chuàng)建硬點，而盡量多創(chuàng)建結構框架，因為結構框架會隨著硬點的改動而變化。2）創(chuàng)建結構部件建立好硬點和結構框架之后，用戶就可以基于所建的硬點或結構框架數(shù)據(jù)建立數(shù)字化虛擬起落架的各結構部件，包括緩沖器外筒、活塞桿、斜撐桿、橫梁和防扭臂等結構部件。圖3.3所示的是主起落架結構及輪胎結構示意圖。圖3.SEQ圖3.\*ARABIC3某型飛機主起落架結構示意圖3）創(chuàng)建子框架（subframe）子框架是ADAMS/Aircraft模塊中起落架系統(tǒng)十分重要的部件，它是一個只有幾何形狀，沒有質量的部件，是起落架與機身連接的中介，用于起落架子系統(tǒng)與機身子系統(tǒng)的裝配。通過使用子框架可以大大減少通信器的定義，從而簡化模型的建立過程，如圖3.4所示。圖3.SEQ圖3.\*ARABIC4起落架虛擬樣機主要部件示意圖4）建立裝配部件（Mount）裝配部件是用來連接機身、試驗臺或其他子系統(tǒng)的接口，并且可以暫時替代機身或機身的一部分。在ADAMS的仿真模型中，Mount的作用十分關鍵，它具有中間體和集中質量雙重功能。Mount的質量和轉動慣量為零或可以忽略不計，并不計入系統(tǒng)自由度，必須通過固定約束與有質量的實體連接合并為一個整體，在本文中Mount是與子框架通過固定副連接。實際上，Mount的主要功能就是作為中間體實現(xiàn)子系統(tǒng)之間的連接，或者柔性體與運動副之間的連接。5）創(chuàng)建約束建立好各部件后，起落架的基本結構就已經(jīng)完成，接下來用戶需要給各個部件之間添加運動副約束。根據(jù)物理樣機的運動機理，在模型上添加約束，使模型的運動與物理樣機接近一致。例如，在緩沖器外筒與活塞桿之間定義圓柱副，上支柱和subframe之間定義固定約束，subframe和Mount之間定義固定約束等。6）建立空氣彈簧力和油液阻尼力在ADAMS/Aircraft中，提供了多種建立空氣彈簧和油液阻尼器的的方法，主要包括基于查表式的和基于方程的兩種?；诓楸硎降谋容^簡單，在屬性文件中給出各個行程對應的空氣彈簧力或油液阻尼力，并據(jù)此進行仿真分析，這種方法雖然簡單，但有時不能精確反應問題本質；而基于方程的方法主要是依據(jù)理想氣體狀態(tài)方程，在屬性文件中輸入緩沖系統(tǒng)的各種參數(shù)，根據(jù)方程進行仿真分析。對于空氣彈簧的選擇，根據(jù)第二章中（2-16）式的定義，通過基于理想氣體方程的單腔空氣彈簧來定義。對于油液阻尼力的選擇，根據(jù)第二章中（2-13）式的定義，通過基于方程的不可壓縮油液阻尼力來定義。7）建立擋板在ADAMS/Aircraft中，擋板的作用就是限制油-氣緩沖器的位移。擋板間距就是緩沖器最大行程。擋板產(chǎn)生的結構限制力按照ADAMS/Aircraft中提供的查表式結構限制器（TableLookupStoppers）來定義，通過屬性文件中的數(shù)據(jù)擬合曲線來實現(xiàn)。8）建立與輪胎模板和試驗臺的通訊器通訊器是ADAMS/Aircraft中的關鍵元素，不同的子系統(tǒng)在裝配中通過通訊器傳遞信息。通訊器分為輸出通訊器（OutputCommunicator）和輸入通訊器（InputCommunicator）兩種。在起落架模板中需要定義的通訊器包括向輪胎模板提供的輪胎安裝位置（wheel_center_loc）、輪胎安裝定向（wheel_center_ori）和輪胎安裝部件（axle_mout）等輸出通訊器；向試驗臺提供的落震質量安裝位置（drop_mass_loc）等輸出通訊器。3.3落震仿真與結果驗證模板創(chuàng)建完成以后，保存模板。在StandardInterface環(huán)境中將新建的模板保存為子系統(tǒng)，并與ADAMS中設定的動力學分析試驗臺（_MDI_LG_DYN_TESTRIG）裝配。裝配后的模型即為基于ADAMS/Aircraft所建立的起落架數(shù)字化虛擬樣機，如圖3.5所示。圖3.SEQ圖3.\*ARABIC5某型飛機主起落架數(shù)字化虛擬樣機建立好裝配以后，用戶就可以進行自己所需要的落震仿真了。某型主起落架數(shù)字化虛擬樣機落震過程如圖3.6所示。圖3.SEQ圖3.\*ARABIC6某型飛機主起落架數(shù)字化虛擬樣機落震過程通過對比（表3.1）可以發(fā)現(xiàn)，仿真結果與試驗結果具有較好的一致性，表明了通過本章的方法建立的起落架虛擬樣機進行落震仿真能夠較好的模擬起落架的落震緩沖性能。表3.SEQ表3.\*ARABIC1某型飛機主起落架虛擬樣機測試結果與試驗結果對比某型主起緩沖器緩沖系統(tǒng)過載行程（mm）最大載荷（kN）效率使用功試驗結果1.5829744270%虛擬樣機1.5929144773%誤差0.6%2.0%1.1%4.3%最大功試驗結果2.1432260065%虛擬樣機2.1431559869%誤差02.2%0.3%6.2%圖3.7和圖3.8是通過落震仿真得到的主起落架在使用功和最大功情況下的功量圖。圖3.SEQ圖3.\*ARABIC7某型飛機主起落架使用功落震功量圖圖3.SEQ圖3.\*ARABIC8某型飛機主起落架最大功落震功量圖3.4本章小結本章基于ADAMS/Aicraft實現(xiàn)了某型飛機主起落架的數(shù)字化虛擬樣機。通過落震仿真結果與試驗結果的對比可知，在使用功情況下，緩沖器最大載荷誤差為0.6%，緩沖系統(tǒng)效率誤差為4.3%；在最大功情況下，緩沖器最大載荷誤差為0，緩沖系統(tǒng)效率誤差為6.2%。結果表明，本章中作者建立的起落架落震仿真虛擬樣機是可信的。第四章基于iSIGHT的起落架緩沖性能優(yōu)化設計技術針對起落架緩沖性能的優(yōu)化設計問題，研究者們在近年來開展了一系列探索性的研究，并取得了一定的成果。這些探索性的研究的共同點是，大都以緩沖器的初始壓力、初始體積和定油孔面積作為設計變量的單目標優(yōu)化設計。而對于變油孔緩沖器的油孔面積的詳細優(yōu)化未曾涉及，主要是因為提取變油孔面積的幾何參數(shù)作為設計變量比較困難。變油孔緩沖器一般是通過橫截面積不斷變化的調(diào)節(jié)油針穿過定油孔來實現(xiàn)油孔的變化。油針形狀設計的合理與否，直接影響著起落架緩沖性能的好壞，因此建立油針形狀合理的優(yōu)化模型對于提高起落架緩沖性能有著重要的意義。[29]然而，目前的優(yōu)化設計也存在自動化程度不高或是依賴于某個動力學分析軟件的優(yōu)化模塊，缺乏多學科、多目標優(yōu)化設計的能力。本章中作者將建立變油孔緩沖器油針形狀的優(yōu)化模型，介紹iSIGHT集成ADAMS/Air-craft建立緩沖器多目標優(yōu)化設計流程的方法，并對第三章中某型主起落架的落震緩沖性能進行優(yōu)化。4.1iSIGHT簡介iSIGHT是由美國Engineious公司出品的過程集成、優(yōu)化設計和穩(wěn)健性設計的軟件，是目前國際上優(yōu)秀的綜合性計算機輔助工程軟件之一。它可以將數(shù)字技術、推理技術和設計探索技術有效融合，并把大量的需要人工完成的工作由軟件實現(xiàn)自動化處理，好似一個“軟件機器人”在代替工程設計人員進行重復性的、易出錯的數(shù)字處理和設計處理工作。iSIGHT軟件可以集成仿真代碼并提供設計智能支持，從而對多個設計可選方案進行評估研究，大大縮短產(chǎn)品的設計周期。4.1.1iSIGHT的優(yōu)勢（1）集成自動化一個典型的工程需要不斷進行設計-評估-改進的循環(huán)。CAD/CAE的引入提高了這一過程的效率。CAD加快了造型裝配出圖的設計過程，而CAE則減少了大量的試驗，提供了有效的分析和評估工具。但是在這種設計過程中，80%的工作量是沒有創(chuàng)造性的重復性工作，中間環(huán)節(jié)繁雜易錯。iSIGHT通過一種搭積木的方式快速繼承和耦合各種仿真軟件，將所有設計流程組織到一個統(tǒng)一、有機和邏輯的框架中，自動運行仿真軟件，并自動重啟設計流程，從而消除了傳統(tǒng)設計流程中的“瓶頸”，使整個設計流程實現(xiàn)全數(shù)字化和全自動化。[30]（2）設計優(yōu)化對于優(yōu)化設計的研究不斷證實，沒有任何單一的優(yōu)化技術可以適用于所有設計問題。iSIGHT就此問題提供了兩種解決方案。第一，iSIGHT提供完備優(yōu)化工具集，用戶可交互式選用并可針對特定問題進行定制。第二，也是更重要的，iSIGHT提供一種多學科優(yōu)化操作，以便把所有的優(yōu)化算法有機組合起來，解決復雜的優(yōu)化設計問題。iSIGHT包含的設計優(yōu)化方法可以分為四大類：[31]優(yōu)化方法，包括數(shù)值方法、全局探索法、啟發(fā)式搜索和多目標多準則優(yōu)化算法等；試驗設計，包括正交試驗、中心復合試驗、數(shù)據(jù)文件、全因子/單因子組合試驗和超拉丁方抽樣試驗等；近似模型，包括高階響應面模型、泰勒級數(shù)近似法、變復雜度模型和Kriging近似模型等；質量工程，包括蒙特卡羅模型、可靠性分析和優(yōu)化、（動態(tài)、靜態(tài)）穩(wěn)健設計和面向6西格瑪?shù)目煽啃浴⒎€(wěn)健性設計等。（3）結果數(shù)據(jù)分析查看圖表，直觀及量化地確認優(yōu)化計算過程的探索狀況。從各個角度把握進程結束后的設計參數(shù)和目標函數(shù)的變化及相關關系，使問題的特性明確化。AdvancedDataAnalysis：可以對響應面模型進行三維和散布圖顯示。EDM（EngineeringDataMining）：可以對多目標設計問題提供專門的后處理能力，以便有效地查看Pareto數(shù)據(jù)，使復雜數(shù)據(jù)的分析工作變得更加簡單。（4）分布式處理、并行處理及網(wǎng)絡發(fā)布iSIGHT分布處理是指在多臺可能具有完全不同的系統(tǒng)的計算機上運行設計開發(fā)作業(yè)組件的能力。iSIGHT提供一個方便的圖形用戶界面，用戶可通過該界面總攬當前網(wǎng)絡環(huán)境，并根據(jù)計算機類型或工作組特性進行任務分派。設計開發(fā)過程的代價有時可能會因仿真軟件的時間開銷而變得非常高昂。然而在許多系統(tǒng)中，仿真軟件可以相互獨立地執(zhí)行，并且在許多設計開發(fā)技術中，大量設計點可以同時進行分析。因此，如果計算機資源足夠，并且具備同時協(xié)調(diào)多個仿真軟件或設計點運行的能力，就可以節(jié)省大量的時間開銷。iSIGHT支持兩種類型的并行處理模式：任務并行模式和設計開發(fā)技術并行模式。4.1.2iSIGHT的工作過程首先，ISIGHT幫助使用者將他們在設計中所需要的工具集成起來（INTEGRATE），通過簡單的圖形界面將各種工具組裝成一個設計流程。設計者們經(jīng)常需要多種工具或方法來解決他們的設計問題。一個典型的設計過程可能包括這樣一些工具：商業(yè)CAD軟件——定義幾何模型并使之參數(shù)化；CAE求解器——執(zhí)行有限元分析；Excel電子表格執(zhí)行額外的計算。使用ISIGHT的過程集成界面，可以方便地將這些工具集成在一起。ISIGHT除了可以集成商業(yè)軟件外，也同樣可以連接自行開發(fā)的程序，例如：Fortran、C++程序等。ISIGHT的集成能力非常強大，能夠集成結構、控制、幾何、網(wǎng)格、流體動力學、化工流程、聲、光、磁、金屬成型、注塑模具、沖擊、碰撞、汽車系統(tǒng)、葉輪機械、形狀優(yōu)化、熱循環(huán)、制造、分布計算等領域的輔助軟件。在應用ISIGHT軟件進行工程設計時，首先需要做的就是把設計中的多個環(huán)節(jié)集成到一起。其次，使用者可以通過ISIGHT將方案設計與評價過程自動化（AUTOMATE）。ISIGHT可以自動控制各個設計工具的執(zhí)行和交互，以無縫的方式運行，并將數(shù)據(jù)從一個工具傳到另一個工具。在這個過程中可以通過類似電子表格形式的參數(shù)界面方便快速地定義設計變量、設計目標、設計約束和設計初始值。在ISIGHT中，設計變量是指為了滿足設計目標和設計約束，可以變更的輸入?yún)?shù)。設計目標是根據(jù)輸入、輸出和使用者設計意圖而指定的最大或最小期望。約束表達參數(shù)的有效值域或者區(qū)間范圍。參數(shù)的定義決定了設計問題的表達，是整個問題求解的前提。最后，ISIGHT充分利用過程自動化，運用各種探索算法確定最佳參數(shù)（OPTIMIZE）。使用者可采用ISIGHT推薦的算法，也可以針對問題性質自選優(yōu)化策略，尋找最優(yōu)的、最可靠的和最穩(wěn)健的設計方案。算法開始執(zhí)行以后不需要等待算法程序結束后再執(zhí)行相應的結果分析，在探索過程中就可以進行實時監(jiān)控運行過程，設計問題的輸入、輸出參數(shù)可以在執(zhí)行過程中通過定制的表格或者圖形進行顯示，提供了方便的控制手段和管理模式，根據(jù)實際工程經(jīng)驗，在方案監(jiān)控中可以發(fā)現(xiàn)問題，實時進行必要的處理措施，保證工程問題的正確求解和工程時間的有效利用。[32][33]4.2優(yōu)化模型的建立4.2.1設計變量圖4.1所示為油針輪廓圖。S1～S4分別為分段處到油針頂端S0的距離即緩沖器的行程，Smax為油針的長度即緩沖器最大行程，A0～Amax為相應的橫截面積。選取S1～S4，A0～Amax為設計變量。圖4.SEQ圖4.\*ARABIC1油針輪廓圖4.2.2目標函數(shù)衡量起落架緩沖性能好壞的主要指標是緩沖器軸向力和緩沖器效率，本文選取和做為目標函數(shù)。4.2.3約束條件（1）緩沖器行程要求緩沖器的使用行程小于0.9倍的最大行程，[4]即(4-1)（2）正反行程總時間為了避免飛機發(fā)生振蕩，保證緩沖器吸收完沖擊能量后能夠立即準備好吸收下一次的沖擊能量，要求正反行程的總時間t不超過0.8秒，[34]即(4-2)（3）輪胎吸收能量為了防止反行程由于輪胎的劇烈反彈引起機輪跳離地面的情況，要求輪胎吸收的能量小于總沖擊能量的25％，即(4-3)（4）油針分段處到頂端的距離的取值區(qū)間均為（0，Smax），為了避免交叉現(xiàn)象的出現(xiàn)，要求0≤S1≤S2≤S3≤S4≤Smax(4-4)4.2.4優(yōu)化模型目標函數(shù)：MinandMax求設計變量X＝[A0～Amax，S1～S4]滿足約束：Ssy<0.9Smax，t≤0.8，Etire<25%Esys，0≤S1≤S2≤S3≤S4≤Smax4.3基于iSIGHT的優(yōu)化流程的建立本小節(jié)中，作者將以上述建立的油針形狀的優(yōu)化模型為例，基于iSIGHT集成ADAMS/Aircraft建立起落架緩沖性能優(yōu)化流程。如圖4.2所示，展示了優(yōu)化流程的基本結構框架。該流程主要由三部分組成：總任務模塊、優(yōu)化模塊和循環(huán)仿真模塊。圖4.SEQ圖4.\*ARABIC2優(yōu)化流程圖該優(yōu)化流程的基本工作過程是：1）優(yōu)化模塊把設計變量的一組取值傳遞給循環(huán)模塊，循環(huán)模塊判斷是否符合循環(huán)條件，如果不符合循環(huán)條件，則優(yōu)化模塊根據(jù)一定的機制再確定一組新的設計變量的取值傳遞給循環(huán)模塊；2）如果符合循環(huán)條件，循環(huán)模塊把設計變量的取值傳遞給落震仿真模塊，該模塊以批處理的方式啟動ADAMS/Aircraft的標準模式，同時讀取起落架虛擬樣機的裝配系統(tǒng)文件和相關的屬性文件，并進行落震仿真分析，輸出相關的仿真結果；3）接著進入循環(huán)模塊，看是否符合循環(huán)條件以便開始新的一輪循環(huán)或結束循環(huán)進入優(yōu)化模塊開始新一輪的優(yōu)化；4）如此不斷循環(huán)直至最后收斂，輸出并顯示最終的優(yōu)化結果，任務結束。4.3.1軟件的集成基于本小節(jié)建立的優(yōu)化流程，需要集成的軟件有ADAMS/Aircraft軟件（落震仿真模塊）和通過C++開發(fā)的數(shù)值處理程序（輪胎反力&重心位移模塊、統(tǒng)計時間模塊和最大軸向力&最大行程模塊）。對于通過C++開發(fā)的數(shù)值處理程序，通過iSIGHT的Simcode組件可以很好的實現(xiàn)。iSIGHT中沒有提供集成ADAMS/Aircraft的組件，因此只能通過Simcode組件來實現(xiàn)，要實現(xiàn)ADAMS/Aircraft和iSIGHT之間的無縫連接必須編寫二者之間的接口文件，這是建立該優(yōu)化流程的重點和難點之一。Simcode組件由三部分組成，分別是輸入文件，可執(zhí)行程序和輸出文件，對ADAMS/Aircraft的集成問題只需要輸入文件和可執(zhí)行程序即可。首先了解一下文件從屬關系，如圖4.3所示。起落架虛擬樣機即起落架裝配系統(tǒng)由起落架子系統(tǒng)和輪胎子系統(tǒng)組成，起落架子系統(tǒng)由起落架模板及結構限制力屬性文件和油液阻尼力屬性文件組成（空氣彈簧力是通過基于理想氣體方程的單腔形式建立的，其屬性在起落架子系統(tǒng)文件中），輪胎子系統(tǒng)由輪胎模板及輪胎屬性文件組成。AircraftGo.bat和Aircraft.cmd是接口文件，負責iSIGHT和ADAMS/Aircraft之間的的數(shù)據(jù)傳遞。通過Simcode集成時，輸入文件有落震參數(shù)屬性文件、起落架子系統(tǒng)文件和油液阻尼力屬性文件，可執(zhí)行程序為批處理文件AircraftGo.bat。圖4.SEQ圖4.\*ARABIC3iSIGHT集成ADAMS過程中相關文件從屬關系接口文件中的可執(zhí)行程序AircraftGo.bat為批處理文件，其主要作用為啟動ADAMS/Aircraft的標準模式，運行方式為批處理方式，并讀取命令文件Aircraft.cmd，主要內(nèi)容如下：接口文件中的命令文件Aircraft.cmd的內(nèi)容主要分為三部分，分別是：1）設置單位，讀取起落架裝配系統(tǒng)文件drop.asy;2）讀取跑道屬性文件和落震參數(shù)屬性文件，進行落震動力學仿真分析；3）輸出所需要的結果。數(shù)值處理程序通過C++編寫，編譯后的可執(zhí)行程序為：FvCal.exe、ForceCal.exe和Time.exe。對這三個程序的集成，通過Simcode組件就可以很好的實現(xiàn)，對應的模塊分別是輪胎反力&重心位移模塊、最大軸向力&最大行程模塊和統(tǒng)計時間模塊。其作用分別是：FvCal.exe負責統(tǒng)計地面最大垂直反力和重心位移，并計算出緩沖系統(tǒng)做功的效率；ForceCal.exe負責統(tǒng)計緩沖器最大軸向力和緩沖器最大行程，并計算出緩沖器做功的效率；Time.exe負責計算緩沖器完成第一正反行程所用的時間。4.3.2模塊的建立模塊是優(yōu)化流程的基本組成部分，各模塊之間密切配合才能使優(yōu)化流程順利地進行?；诒菊滤⒌膬?yōu)化流程包括以下模塊：驅動模塊負責驅動和控制整個流程的運行；集成模塊負責集成和調(diào)用相關的商用軟件和小程序以完成仿真和數(shù)值處理工作；計算模塊負責相關數(shù)據(jù)的計算和輸出；數(shù)據(jù)交換模塊負責相關數(shù)據(jù)的輸出處理。驅動模塊包括任務模塊、優(yōu)化模塊和循環(huán)模塊，負責控制優(yōu)化流程的運行。任務模塊是最簡單的模塊，建立之后基本不用特別設置就可以直接使用，主要作用就是驅動流程的運行。優(yōu)化模塊通過優(yōu)化組件建立，建立之后要選擇相應的優(yōu)化方法并對優(yōu)化方法涉及的有關功能選項進行設置，然后要確定相關的設計變量及設計變量的變化范圍，最后確定相關的約束條件和目標函數(shù)。值得注意的是，優(yōu)化方法的選取不是任意的，要根據(jù)實際的問題選用相應的優(yōu)化方法。每一個優(yōu)化問題不是任何優(yōu)化方法都能解決的，每一種優(yōu)化方法也并不能解決所有的優(yōu)化問題，對于有些優(yōu)化問題甚至需要幾種優(yōu)化方法相互結合才能解決。循環(huán)模塊通過Loop組件建立，建立之后要選擇循環(huán)類型、循環(huán)條件和最大循環(huán)迭代次數(shù)。循環(huán)類型有For、While和DoUntil等，對于不同的循環(huán)類型循環(huán)條件的設置也不同，但一般都通過相關參數(shù)的大小或變化范圍來控制循環(huán)的進行與否，當循環(huán)的次數(shù)超過最大循環(huán)迭代次數(shù)時，即使循環(huán)條件允許繼續(xù)循環(huán)也會跳出循環(huán)。對于集成模塊而言，如果沒有特定集成組件可以選用，一般都是通過Simcode組件建立。上一小節(jié)中對于軟件的集成已經(jīng)做了詳細的介紹，在此就不再贅述。計算模塊一般是通過計算器組件建立，進行相關簡單數(shù)據(jù)的計算，如果需要進行復雜數(shù)據(jù)的計算可以通過Excel組件集成Excel文件建立Excel模塊。數(shù)據(jù)交換模塊負責將最后的優(yōu)化結果輸出到結果文件中以便于查看。4.3.3參數(shù)映射參數(shù)是優(yōu)化流程的核心元素，優(yōu)化流程的每一部分都是圍繞參數(shù)進行的，因此參數(shù)的建立就顯得尤為重要。參數(shù)的建立一般有兩種途徑，一是軟件集成時從輸入文件或輸出文件中提?。欢窃诟髂K中直接建立。建立參數(shù)時要定義參數(shù)的類型，有輸入類型、輸出類型和輸入輸出類型。優(yōu)化流程進行工作時，相關參數(shù)要在各模塊之間傳遞，為了保證參數(shù)傳遞的準確性，要在各模塊間建立相關的參數(shù)映射。參數(shù)映射的映射方向通過模塊級別和參數(shù)類型確定，一般而言輸入類型的參數(shù)只能從父級模塊映射到子級模塊，輸出參數(shù)正好相反，只能從子級模塊映射到父級模塊，同級別間的參數(shù)映射是從輸出參數(shù)映射到輸入?yún)?shù)。有的參數(shù)可以定義成輸入/輸出參數(shù)，在不同模塊間扮演雙重角色。圖4.SEQ圖4.\*ARABIC4參數(shù)映射示意圖4.4優(yōu)化設計根據(jù)前面的分析，在優(yōu)化組件編輯器中分別設定設計變量、約束條件和目標函數(shù)，然后選擇一種或幾種優(yōu)化方法就可以進行優(yōu)化設計分析了。值得注意的是，優(yōu)化方法的選取不是任意的。任何一種優(yōu)化方法并不適用于所有的工程優(yōu)化問題，任一工程優(yōu)化問題也并不是所有的優(yōu)化方法都能解決。因此，優(yōu)化方法的選取要根據(jù)實際情況和個人經(jīng)驗而定。一旦設置完畢運行之后，優(yōu)化組件會把一組設計變量的取值傳遞給仿真分析流程。根據(jù)仿真分析的結果，優(yōu)化組件通過一定的機制更新設計變量的取值，再傳遞給仿真分析流程進行仿真分析。如此不斷的循環(huán)，直至最后收斂獲得最優(yōu)解。本章優(yōu)化流程中落震仿真分析所參考的某型主起落架油針共分為五段，其參數(shù)如表4.1所示。表4.SEQ表4.\*ARABIC1某型飛機主起落架油針幾何參數(shù)S0S1S2S3S4Smax行程(mm)01015150260340截面面積(cm2)8.048.0410.511.6112.3713.624.4.1對油針分段位置進行優(yōu)化保持分段處的油針橫截面積不變，僅對分段位置進行優(yōu)化，優(yōu)化方法采用序列二次規(guī)劃算法。經(jīng)過1小時10分鐘14秒，運行了42步后收斂獲得最優(yōu)解。用優(yōu)化后的油針形狀對起落架進行落震仿真分析，功量曲線如圖4.5所示。圖4.SEQ圖4.\*ARABIC5優(yōu)化油針分段位置后某型飛機主起落架落震功量圖優(yōu)化后的落震仿真結果與原仿真結果對比（表4.2）發(fā)現(xiàn)，優(yōu)化后緩沖器軸向力由435kN降低至413kN，緩沖器的效率提高了2.51％。對于最大功落震而言，軸向力降低了1.88％，但緩沖效率降低了1.88％。表4.SEQ表4.\*ARABIC2油針分段位置優(yōu)化前后某型主起落架落震仿真結果對比(kN)使用功初始仿真43583.5％優(yōu)化后41385.6％變化率-5.06％2.51％最大功初始仿真58679.8％優(yōu)化后57578.3％變化率-1.88％-1.88％優(yōu)化后的油針形狀如表4.3所示。從表中可以看出，優(yōu)化后S4和Smax重合，油針減少了一段。表4.SEQ表4.\*ARABIC3優(yōu)化油針分段位置后油針的幾何參數(shù)S0S1S2S3S4Smax行程(mm)00.112.5204.0340.0340.0截面面積(cm2)8.048.0410.5011.6112.3712.374.4.2對油針橫截面積進行優(yōu)化保持分段位置不變，對油針分段處及兩端的橫截面積進行優(yōu)化，優(yōu)化方法采用序列二次規(guī)劃算法。經(jīng)過1小時11分鐘45秒，運行了40步后收斂獲得最優(yōu)解。優(yōu)化后的油針形狀如表4.4所示。表4.SEQ表4.\*ARABIC4優(yōu)化油針截面面積后油針的幾何參數(shù)S0S1S2S3S4Smax行程(mm)01015150260340截面面積(cm2)5.9710.4811.7610.4412.6713.61優(yōu)化后的功量曲線如圖4.6所示。圖4.SEQ圖4.\*ARABIC6優(yōu)化油針截面面積后某型飛機主起落架落震功量圖優(yōu)化后的仿真結果與原仿真結果對比（表4.5）發(fā)現(xiàn)，優(yōu)化后的緩沖器軸向力由435kN降低至409kN，緩沖器的效率提高了6.71％，結果比第一次的要好。對于最大功落震而言，軸向力降低了1.88％，效率提高了2.13％。表4.SEQ表4.\*ARABIC5油針截面面積優(yōu)化前后某型主起落架落震仿真結果對比(kN)使用功初始仿真43583.5％優(yōu)化后40989.1％變化率-5.98％6.71％最大功初始仿真58679.8％優(yōu)化后57581.5％變化率-1.88％2.13％4.4.3對油針分段位置和橫截面積進行優(yōu)化同時對分段位置和分段處及兩端的橫截面積進行優(yōu)化，這種方法不僅適用于對現(xiàn)有油針進行改型設計，也適用于新油針的開發(fā)，因為這種方法不以現(xiàn)有油針的設計特點為依據(jù)。采用的優(yōu)化算法為序列二次規(guī)劃算法，經(jīng)過2小時30分15秒，40步之后收斂獲得最優(yōu)解。優(yōu)化后的功量曲線如圖4.7所示。圖4.SEQ圖4.\*ARABIC7優(yōu)化油針分段位置和截面面積后某型飛機主起落架落震功量圖優(yōu)化后的仿真結果與原仿真結果對比（表4.6）發(fā)現(xiàn)，軸向力由435kN降低至404kN，比前兩次優(yōu)化結果要好，效率增加了6.71％，與第二次優(yōu)化結果相同。對于最大功落震結果而言，軸向力降低了4.61％，效率提高了3.13％，均比前兩次的優(yōu)化結果要好。表4.SEQ表4.\*ARABIC6油針分段位置和截面面積優(yōu)化前后某型主起落架落震仿真結果對比(kN)使用功初始仿真43583.5％優(yōu)化后40489.1％變化率-7.13％6.71％最大功初始仿真58679.8％優(yōu)化后55982.3％變化率-4.61％3.13％優(yōu)化后的油針形狀如表4.7所示。從表中可以看出油針形狀的變化趨勢是先增大，后減小，再增大。表4.SEQ表4.\*ARABIC7優(yōu)化油針分段位置和截面面積后油針幾何參數(shù)S0S1S2S3S4Smax行程(mm)015.6135.0153.0309.0340.0截面面積(cm2)9.5311.5410.