一种用于飞机起落架模拟的仿真方法及系统与流程

本发明涉及飞机起落架仿真领域，具体来说，涉及一种用于飞机起落架模拟的仿真方法及系统。
背景技术：
：起飞着陆系统是飞机重要承力并兼有操纵特性的部件，在严重影响飞机安全的起降过程中，担负着极其重要的使命。而起落架收放系统是用于按飞行各阶段要求及时、可靠地将起落架收起或放下，其工作是否可靠，直接关系着飞机起飞、着陆的安全。然而，根据某型飞机飞行数据统计显示，起落架收放系统在使用中发生故障的概率较高，已经成为影响飞行员飞行信心及飞行安全的重要因素。目前，关于起落架系仿真的研究已经较为深入，但由于研究侧重点不同，多数研究在进行起落架建模时未考虑飞行员的操作对起落架的影响，同时没有充分考虑轮胎因素，地面条件，刹车温度等外部因素的影响。因此，现需要一种用于飞机起落架模拟的仿真方法及系统，用于针对以上建模中未考虑的因素，建立相对精确的起落架系统数学模型。针对相关技术中的问题，目前尚未提出有效的解决方案。技术实现要素：针对相关技术中的问题，本发明提出一种，以克服现有相关技术所存在的上述技术问题。为此，本发明采用的具体技术方案如下：根据本发明的一方面，提供了一种用于飞机起落架模拟的仿真方法，该方法包括以下步骤：s1、进入飞机起落架系统的转弯子系统，计算飞机前轮及主轮转弯角，并完成转弯力作用下机轮轮心沿y轴受力的数学模型的计算，实现转弯子系统的仿真，退出转弯子系统；s2、进入刹车子系统，完成正常和备用液压刹车系统建模及防滑刹车系统建模，并计算刹车力作用下机轮轮心沿x方向受力的数学模型及刹车热对刹车扭矩的影响，实现刹车子系统的仿真，退出刹车子系统；s3、进入起落架收放子系统，完成收放机械部分建模及收放液压系统建模，实现起落架收放子系统的仿真，退出起落架收放子系统；s4、进入故障特情子系统，完成起落架爆胎建模，实现故障特情子系统的仿真，退出故障特情子系统；其中，所述s1中计算飞机前轮转弯角还包括以下步骤：s101、若当前轮转弯感觉力系统连接时，且方向舵脚蹬的角度当量与转弯手轮的转角之差小于转弯手轮的反冲角，由方向舵脚蹬控制输入角，通过计算方向舵脚蹬的当量角度，式中为方向舵脚蹬的偏转角度，gp为方向舵脚蹬对前轮转弯的增益，同时计算前轮转弯输入：当时，得到，当，得到，式中为转弯手轮的偏转角度；s102、若前轮转弯感觉力系统断开时，且前轮转弯系统的输入等于前轮转弯手轮及方向舵脚蹬的联合输入，通过计算转弯系统滑阀位移，当的值在[-0.31，0.31]的范围内，滑阀的输出为0，当不在死区范围内，滑阀的位移与成线性关系，计算前轮转弯系统滑阀位移：当或时，得到，式中，gt为转弯手轮增益，gv为前轮转弯手轮增益，计算前轮的气动直径：，式中，为扭转力的半径，为前轮的压缩量，计算地面力矩：，式中，为前轮的气动直径，为前轮的机械直径，计算需要克服地面力矩的压力：，式中，为前起落架作动筒的体积，计算供压压力：式中，为转换活阀的输出压力，为前轮转弯补偿压力，计算滑阀流量：，式中，为滑阀流量系数，计算转弯前轮的角度：；s103、根据上述s102中的公式，并进行归纳、整理及简化，得到输入机构角位移信号与前轮转弯角度的关系：，式中，为当前待定的前轮转弯角，为前轮转弯角的前个历史值，为输入机构的角位移输入量历史值，是转弯手轮的转角、脚踏板的偏角、二者的加和三者之一，为中间参数，需要通过系统辨识来确定，为噪声项，且该公式的标准形式为：，其中的样本向量和位置参数向量可以表示为：，同时通过使用有效的系统辨识方法求解出参数，并预测出当前的前轮偏转角；所述s1中计算飞机主轮转弯角还包括以下步骤：利用预设的主轮转弯角计算模型计算得到飞机主轮转弯角。进一步的，所述s1中完成转弯力作用下机轮轮心沿y轴受力的数学模型的计算还包括以下步骤：s101’、求解轮胎系数：，式中rtire为机轮的半径；s102’、计算转弯力：，式中ptire为机轮压力，pload为负载情况下的机轮压力，wtire为机轮的宽度；s103’、计算有效摩擦系数：，式中ecf为转弯摩擦力系数，esfr为侧向力减少因子；s104’、计算机轮侧向阻尼系数：，式中stire为轮胎硬度；s105’、计算偏航角：；s106’、计算转弯增益：，式中erf为相对摩擦力系数；s107’、计算临界偏航角：；s108’、计算偏航角比率：，式中，cond为侧力模型指数，与跑道条件相关；s109’、计算侧向力系数：；s110’、计算位于轮心的轮胎侧向力：。进一步的，所述s2中完成正常和备用液压刹车系统建模还包括以下步骤：s21、起落架刹车的蓄压器即备用刹车选择活门：液压刹车系统被冲压到1000pa，并在液压a系统和液压b系统供压不足时，向正常刹车系统供压，同时计算刹车蓄压器油液流入的流量：，式中，为飞机液压b系统油液的压力；为蓄压器刹车的标准压力，为节流口系数，计算蓄压器油液流出的流量：，计算刹车蓄压器气体体积：，计算刹车蓄压器的压力：，式中，为刹车蓄压器的初始压力，为蓄压器的体积；s22、正常刹车计量活门使用时，液压系统b或储压器压力为正常刹车系统供压，当液压a系统与b系统同时供压时，备用选择活门关闭，不允许液压a系统向备用刹车供压，当液压b系统不提供压力时，应急刹车选择活门打开，由液压a系统向备用系统供压，同时在飞机起落架收上过程中使用来自起落架收上管路的压力将主起落架轮停转；s23、刹车脚蹬的输入命令通过刹车钢索及连杆到达刹车计量活门，并推动计量活门的输入轴，当输入轴转动时，它同时推动两个活门中的计量柱塞，计量活门的柱塞运动向刹车装置和反馈补偿器传送压力，该压力供向刹车装置并将计量活门柱塞移动到刹车压力保持位置，同时提供反馈力，该反馈力经过刹车控制钢索到达刹车脚蹬，当正常计量活门获得压力时，计算向刹车装置传送计量刹车压力：，式中，为刹车脚蹬偏转角度，为计量活门增益，当刹车计量活门获得压力时，由备用刹车计量活门向刹车装置传送压力：，犹豫在同一时刻只有一个计量活门输出压力时，所有计量活门组件的输出压力是正常计量活门及备用活门输出的最大值：；s24、计量活门输出的液压油流入起落架液压刹车系统的作动筒中，推动作动筒移动以实施刹车，计算刹车系统的作动筒中油液体积的变化量：，式中，为刹车流量系数，通过飞机试验数据，得到液压刹车作动筒总油液的体积与刹车实际压力的关系，并根据该关系计算得到刹车实际压力，同时飞机试验数据，得到刹车实际压力与刹车力矩，计算得到刹车力矩；其中，所述s22中正常刹车计量活门的压力的计算还包括以下步骤：当刹车储压器的压力大于两倍的液压a系统压力或大于液压b系统的压力时，由刹车储压器向正常刹车计量活门提供压力：，当刹车储压器不向正常刹车系统提供压力时，由液压b系统向正常刹车计量活门提供压力：；所述s22中备用刹车供压时刹车计量活门的压力的计算还包括以下步骤：当液压b系统供压不足时，备用刹车选择活门打开，由液压a系统向备用刹车系统提供压力：，式中，为飞机液压a系统油液压力。进一步的，所述s2中完成防滑刹车系统建模还包括以下步骤：s21’、机轮的刹车模型：通过转动惯量定律：，式中，为结合力矩，，为刹车力矩，为机轮与跑道表面的结合力，为单个机轮转动惯量，为机轮滚动角速度，为沿机体纵向轮轴速度，为机轮几何半径，为机轮在轮胎径向载荷作用下的压缩量，为机轮动态滚动半径；为机轮在其滚动时会受到的径向载荷，为机轮与跑道表面的摩擦系数，且假定只有左右两个受刹机轮承受飞机的重量，那么飞机刹车时，能获得最大的减速度为：；s22’、液压系统的刹车模型：若工作频率>50hz，则伺服阀的模型可简化为下面二阶传递函数形式：，式中，为伺服阀的固有频率，是伺服阀的相对阻尼系数，并根据试验数据得到伺服阀的动态性能指标％=30％，频带宽由其初始值m减小到0.707m时的频率为25hz，由给定的最大超调量和频宽得到伺服阀的二阶传递函数数学模型为：，根据机轮刹车系统惯性台试验，系统的管道模型简化为：，其中时间常数t=0.01s；s23’、根据已知条件防滑电流i及刹车压力p，且设公式，得到a、b，并得到防滑电流与刹车压力之间的函数关系式；s24’、根据刹车压力计算刹车力矩：，式中，为刹车力矩，为摩擦系数，p为刹车压力，r/2为静盘外半径，r/2为动盘内半径，为摩擦面面数；s25’、防滑刹车装置模型：根据试验研究得到刹车力矩与刹车压力存在如下关系：，式中：tb为刹车力矩，pb为刹车压力，tsm为最大刹车力矩，p0为最小刹车压力，pm为最大刹车压力，t1为前一次的输出力矩，rp为前一次的输出压力，最大迟滞刹车压力；其中，所述s23’中防滑电流在0-4ma之间存在一个死区，且当防滑电流在0-4ma之间时，则通过借助三相开关并把三相开关的门限设为4ma，同时将输出电流定为0，并根据该电流值计算刹车压力。进一步的，所述s2中计算刹车力作用下机轮轮心沿x方向受力的数学模型还包括以下步骤：s21’’、计算刹车摩擦力：，式中ebf为刹车摩擦系数，esf为静态摩擦系数；s22’’、计算滚动摩擦力：，式中，erf为滚动摩擦系数，tb为刹车扭矩，rb为轮胎滚动半径，即为轮胎半径与其实际压缩量之差；s23’’、计算可获得最大刹车力：，在不转弯的情况下的最大刹车力：，由于转弯引起的刹车力减少系数：，在转弯以及轮胎偏转情况下的最大刹车力：，x轴方向的轮胎阻尼系数：，并得到机轮轮心沿x轴的受力：。进一步的，所述s2中计算刹车热对刹车扭矩的影响还包括以下步骤：s21’’’、刹车系统在工作过程中，制动温度可由下式确定：，式中，bstmp为刹车散热片温度，bstmpi为刹车散热片初始温度，tamb为环境温度，de/dt为制动能量变化率，bkmass为刹车散热片质量，cp为刹车片比热容，bstau为刹车冷却时间常数；s22’’’、当车轮因制动能量过高而过热时，保险丝插头可以释放轮胎压力，且热保险丝插头熔丝塞温度滞后于制动温度，可用下列公式进行计算：，式中，bftmp为熔断器的温度，bftmpi为熔断器初始温度，tamb为环境温度，tssf为稳态温度熔断器比tamb增加的量，bftau为熔断器冷却时间常数，且当熔断器的温度到达bftmpm时，熔丝塞将熔化；s23’’’、传感器指示的制动温度滞后于制动器温度，用以下公式计算：，式中，bptmp为制动器温度传感器温度，bptmi为制动器传感器初始温度，tamb为环境温度，tssf为稳态温度传感器增加到tamb以上，bptau为制动温度传感器冷却时间常数；s24’’’、根据刹车散热片的温度和工作状态，推算出因温度而引起的刹车扭矩衰减因数fadeft，根据刹车系统内部的熔断器的冷却时间常数推算出刹车扭矩温度因数的比例系数k，且将k与fadeft相乘可以得到刹车扭矩温度因数trqfct，并根据刹车力矩与刹车压力的公式计算出的刹车扭矩发生定量的衰减，即：。进一步的，所述s3中完成收放机械部分建模还包括以下步骤：s31、主起落架上位锁动力学模型：上位锁安装在起落架舱内，且上位锁处于锁定状态时，起落架通过锁环施加作用力fh于锁钩上，锁键对锁钩作用力为fh，同时在锁钩与锁键和锁壳铰接的位置安装有角弹簧，作用力矩分别为mh和mk，锁机构系统此时处于平衡状态，解锁时，解锁作动筒作用拉力为fa在锁键的一端，锁键逆时针转动，当锁钩与锁键脱离，锁钩在弹簧以及锁环作用下逆时针转动，最终锁环与锁钩分离，解锁过程中的机构动力学方程为：，式中，dh为锁钩转轴到锁环与锁钩接触点的向量，fh为锁环作用于锁钩上的摩擦力，jhook、jkey为锁钩和锁键对各自转轴的转动惯量，αhook、αkey为锁钩和锁键相对于锁壳转过的角度，ra为锁键转轴到作动筒作用点的向量，rn为锁键转轴到锁键与锁钩接触点的向量，为锁钩与锁键之间的摩擦力；s32、起落架收起末端开始锁定时，位于缓冲支柱上的锁环撞击锁钩并带动锁钩转动，当锁钩完全勾住锁环，锁键在弹簧力矩的作用下顺时针转动至锁定位置，此时收放作动筒停止作动，锁钩依靠锁键的作用力将锁环固定在设定位置，锁机构的动力学方程如下：，式中：dn为锁钩转轴到锁钩与锁键接触点的向量。进一步的，所述s3中完成收放液压系统建模还包括以下步骤：s31’、作动筒部分的建模：设收放作动筒活塞无杆腔和有杆腔两端活塞面积分别为a1和a2，活塞两端压力分别记为p1和p2，节流孔面积分别记作f0、f1以和石，管路进出压力记为p0和p3，起落架收起过程中作动筒方程及起落架放下过程作动筒方程：，式中：为节流孔相应流动状态下的流量系数，为油液流过节流孔的流量，f为作动筒输出的拉力；s32’、液压系统其他部分的建模：计算给定空速下飞机空载所需压力：，其中，presal为在当前空速下空载所需压力，pa235为空速为235节所需压力，vt为当前飞机当量空速，计算液压流体流入收放作动筒产生的正流体流量：，其中，q为收放作动筒无杆腔流量，coef为孔板压降系数，psuppg为收放作动筒模型所受压力，presdw为收放作动筒对自重作出反应所需压力，presal为收放作动筒对自重作出反应所需压力，arat为起落架延伸比，计算收放作动筒当前体积：，其中，v为当前收放作动筒体积，q为收放作动筒无杆腔流量，计算收放作动筒活塞位置：，其中，po为收放作动筒无杆腔活塞位置，v为当前收放作动筒体积，totv为收放作动筒最大体积，同时确定起落架位置，，其中，gearpo为起落架位置。进一步的，所述s4中完成起落架爆胎建模还包括以下步骤：s401、爆胎模型的建立：起落架的纵向力和侧向力满足如下规律：，式中ftirex、ftirey及ftirez分别为轮胎的纵向力、侧向力、垂向力，i=1，2，3，4，5，6，7，8分别表示：前起左轮、前起右轮、左起前外侧轮、左起后外侧轮、左起前内侧轮、左起后内侧轮，右起前外侧轮、右起后外侧轮、右起前内侧轮及右起后内侧轮，cxi，cyi分别为轮胎的纵向刚度和侧偏刚度，si为轮胎滑移率，ψi为轮胎动态参数，f为关于ψi的函数，μ为路面摩擦系数，αi为车轮侧偏角，re为车轮有效滚动半径，ωi为车轮旋转角速度，ui为车轮纵向速度；s402、根据低压轮胎实验所得结论：飞机爆胎之后，轮胎的纵滑刚度cx、侧偏刚度cy、垂向刚度cz、滚动阻力ff和车轮半径r均发生变化，取爆胎后轮胎的纵向刚度、侧偏刚度、垂直刚度、滚动阻力、有效半径分别为正常值的8%、10%、6%、25倍和2/3，假定均为线性变化，且以轮胎纵向刚度变化值为例，纵向刚度变化满足：，其中，t0为爆胎时刻，t为爆胎截止时间，cx0为正常状态下的轮胎纵向刚度，cx’=0.08cx0为爆胎后轮胎的纵向刚度，同理可得轮胎的侧偏刚度、垂直刚度、滚动阻力以及有效滚动半径的变化函数，轮胎的滚阻力矩和回正力矩也将随以上参数的变化而变化，滚阻力矩变化满足：，其中rl表示轮胎负载半径，回正力矩的变化满足：，其中，dx为轮胎拖距，，其中：dx0为初始回正力臂，de为终值回正力臂，d1和d2为回正力臂曲线的曲率因数，xc为轮胎纵向变形，yc为侧向平移变形，结合垂向变形zc，其表达式为：；s403、爆胎后飞机其他指标的变化建模：爆胎之后，起落架上的轮胎被分成过载轮胎和失效轮胎，未失效轮胎的系数为1，过载轮胎的负载系数为2，，式中，nytres为失效轮胎数，overlf为轮胎过载因子，crngn为转弯增益；s404、设未失效轮胎的系数为0，两个轮胎的单独轮胎负载系数为1，若在橡胶滚动的修改是：，在轮辋滚动的修改是：；s405、爆胎之后，轮胎产生振动载荷，并导致加速度，提示飞行员已经发生故障，若飞机在地面上时，单个失效轮胎的振动力且若飞机在地面：，式中，ib为故障轮胎振动载荷，a为振动载荷增益，gvib为振动载荷增益，vbar为飞机质心速度，rnumbr为区间为[0，1]的均匀分布的随机数，且轮胎每转一整圈，就会选择一个新的随机数，每旋转半圈就会发生极性变化，旋转频率受计算机帧时间的限制；s406、飞机升空后，轮胎运动失败的提示将继续，直到车轮停止旋转为止，且不存在随机振动，振动载荷表示为：如果飞机在空中：，式中，vto为飞机起飞时的质心速度，totim为起飞后时间，spdnrt为轮胎减速度，对于每一个轮胎所受的垂向力的变化为：，在故障情况下，支柱的垂直载荷会通过增加的轮胎振动力进行调整，将各个轮胎的振动力相加，以确定支柱的总振动力，并将其添加到支柱的垂直载荷中，；s407、爆胎对整机动力学的影响：假定模型中前轮转角相同，后轮转角位0，发动机牵引机翼、带动轮胎运动，路面的摩擦系数恒定，前起落架轮距为d，主起落架外侧轮轮距为d-c，内侧轮轮距为d+c，考虑轮胎的滚动阻力、忽略风阻，飞机质心的纵向速度和侧向速度的夹角值为，其中，vx，vy为飞机质心的纵向和侧向速度，d为主起落架中心距离、c为四轮小车起落架的轮距，β为质心的侧偏角；s408、飞机运动方程的变化：将车身坐标系中的加速度转换为地面坐标系中的加速度ax，ay，二者之间的关系为：，则飞机的运动方程有：纵向：，垂向：，综合所有作用到z轴上的扭矩，飞机横摆角速度方程：，其中，，ffi为每个轮胎的滚动阻力，i=1~10，jz为飞机绕z轴的转动惯量，为飞机横摆角加速度；s409、滚动阻力的变化：滚动阻力可由：，估算出，其中f为滚动阻力系数，fsi为轮胎动态载荷，滚阻系数的估算公式为：，其中，f0，f1，f4为轮胎系数，取f0=0.0081，f1=0.0012，f4=0.0003，并增加放大系数k，实际的滚动阻力可表示为：；s410、轮胎动载荷变化：飞机在地面运动时产生的纵向和侧向加速度都会导致垂直载荷的转移，忽略侧倾和俯仰的耦合作用，得到各轮胎上的动态垂直载荷为：，式中，g为重力加速度，l=a+b为轴距，h为质心高度；s411、轮胎运动方程的变化：，式中，jtire为轮胎转动惯量，为轮胎角加速度，tdi，tbi分别为轮胎的驱动和制动力矩，轮速的方向定义为沿机轮平面的运动方向，在轮胎侧偏角α1，α2很小可以忽略的情况下，可以计算出的各轮轮速为：，r为轮胎角速度，根据轮胎的纵向、侧向速度，考虑到轮胎的横摆影响，可得到轮胎的侧偏角：。根据本发明的另一方面，提供了一种用于飞机起落架模拟的仿真系统，该系统包括：转弯子系统，用于计算飞机前轮及主轮转弯角，并完成转弯力作用下机轮轮心沿y轴受力的数学模型的计算，实现转弯子系统的仿真；进入刹车子系统，用于完成正常和备用液压刹车系统建模及防滑刹车系统建模，并计算刹车力作用下机轮轮心沿x方向受力的数学模型及刹车热对刹车扭矩的影响，实现刹车子系统的仿真；起落架收放子系统，用于完成收放机械部分建模及收放液压系统建模，实现起落架收放子系统的仿真；故障特情子系统，用于完成起落架爆胎建模，实现故障特情子系统的仿真。本发明的有益效果：本发明能够模拟飞机起落架的工作，可提高飞行员的训练水平，可提高飞行员飞行信心及飞行安全；适用于飞行训练模拟器起落架分系统的研制工作，是进行飞行训练模拟器起落架分系统研制生产的依据。通过对刹车力，转弯角度，起落架收放角度，起落架收放速度，起落架舱门角度及起落架舱门收放角度等的计算，模拟了正常情况下的起落架收放，刹车，转弯的运动模态。附图说明为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。图1是根据本发明实施例的起落架系统组成图；图2是根据本发明实施例的主轮刹车系统图；图3是根据本发明实施例的收放能量逻辑图；图4是根据本发明实施例的转弯能量逻辑图；图5是根据本发明实施例的刹车能量逻辑图；图6是根据本发明实施例的收放逻辑流程图之一；图7是根据本发明实施例的收放逻辑流程图之二；图8是根据本发明实施例的收放逻辑流程图之三；图9是根据本发明实施例的转弯控制逻辑图之一；图10是根据本发明实施例的转弯控制逻辑图之二；图11是根据本发明实施例的刹车控制逻辑图之一；图12是根据本发明实施例的刹车控制逻辑图之二；图13是根据本发明实施例的前起落架响应逻辑图之一；图14是根据本发明实施例的前起落架响应逻辑图之二；图15是根据本发明实施例的主起落架响应逻辑图之一；图16是根据本发明实施例的主起落架响应逻辑图之二；图17是根据本发明实施例的转弯响应逻辑图之一；图18是根据本发明实施例的转弯响应逻辑图之二；图19是根据本发明实施例的起落架数据结构图；图20是根据本发明实施例的起落架逻辑结构图；图21是根据本发明实施例的前轮转弯系统功能逻辑图；图22是根据本发明实施例的主轮转弯角计算模型图；图23是根据本发明实施例的刹车系统功能逻辑图；图24是根据本发明实施例的油液体积与刹车实际压力的关系曲线图；图25是根据本发明实施例的刹车实际压力与刹车力矩的关系曲线图；图26是根据本发明实施例的防滑刹车系统结构框图；图27是根据本发明实施例的机轮的刹车受力分析图；图28是根据本发明实施例的静力矩的滞环特性图；图29是根据本发明实施例的收放系统功能逻辑图；图30是根据本发明实施例的主起上位锁拓扑结构图；图31是根据本发明实施例的撑杆式下位锁拓扑结构图；图32是根据本发明实施例的爆胎前后的轮胎参数的变化图。具体实施方式为进一步说明各实施例，本发明提供有附图，这些附图为本发明揭露内容的一部分，其主要用以说明实施例，并可配合说明书的相关描述来解释实施例的运作原理，配合参考这些内容，本领域普通技术人员应能理解其他可能的实施方式以及本发明的优点，图中的组件并未按比例绘制，而类似的组件符号通常用来表示类似的组件。根据本发明的实施例，提供了一种用于飞机起落架模拟的仿真方法及系统。现结合附图和具体实施方式对本发明进一步说明。为了更好地理解本发明的技术方案，本实施中对飞机起落架系统的工作逻辑梳理如下：一、飞机起落架系统工作逻辑梳理a、飞机起落架系统主要构型组成：以前三点式起落架为参考，飞机的起落架系统，主要包含起落架收放系统、前前轮转弯和主轮刹车系统三个分系统。这三个分系统分散在前起落架系统、主起落架系统和座舱内。其中前起落架系统由减震支柱、机轮、转弯、舱门、操纵系统组成；左右主起落架系统主要由减震支柱、机轮、刹车、舱门组成。转弯系统是前起落架独有的，刹车系统是主起落架独有的，其他系统组成为起落架共有，以起落架的具体形式变化而各有不同。主要结构如图1所示。减震支柱系统（1）飞机的减震系统主要承担飞机在着陆接地和滑行过程中与地面70%左右的碰撞，可以减小所受撞击力，削弱飞机因撞击而引起的颠簸跳动，是飞机必须设置的装置。本文的飞机采用的是油气减震支柱，主要利用气体压缩变形吸收撞击动能，利用油液高速流过小孔的摩擦消耗能量。基本组成包括：外筒、活塞、活塞杆、带小孔得的隔板、密封装置和调节油针。（2）机轮系统机轮系统主要承担另外一部分的地面碰撞，同时支持飞机的质量，减少飞机在地面运动的阻力。主起落架的机轮上装有刹车装置，可用来缩短飞机着陆的滑跑距离，并使飞机在地面具有良好的机动性。机轮主要由轮毂和轮胎构成。轮毂主要有固定轮缘式轮毂、可卸轮缘式轮毂和分离式轮毂三种类型，其中分离式轮毂为常用类型。轮毂上还装有热熔塞，以防飞机爆胎。轮胎则由台面、帘线、胎体侧壁、胎缘和轮胎内层构成，分为有内胎和无内胎两种类型，常用无内胎轮胎配合分离式轮毂。（3）舱门系统舱门系统，是起落架收放系统的一个子系统，前、主起落架都有，舱门系统主要由起落架舱门、起落架协调活门、舱门液压系统以及控制舱门的开关操纵系统等组成，通过与起落架收放动作相配合，在收放起落架的同时控制起落架舱门系统的开关动作。转弯系统。（4）转弯系统是前起落架独有的系统，也称为前轮转弯系统。本文的飞机采用的是机械液压转弯系统，基本组成包括机轮、轮叉、扭力臂、活塞杆、旋转筒和转弯操纵系统、转弯辅助系统等。前轮转弯时，前轮可连同轮叉、活塞杆、扭力臂和旋转筒等一起绕支柱轴线运动。为了限制最大偏转角、支柱和旋转筒上分别有限动块。转弯辅助系统包括中立减摆系统、拖行释压机构和自动定中机构。其中中立减摆系统为液压减摆器，是为了防止前轮摆振而设置的阻尼机构。拖行释压机构包括系统供压管路上的拖行释压活门和拖行手柄。自动定中机构为定中凸轮，安装在支柱的内部，在前轮离地后和接地前，使前轮保存在中立位置。（5）刹车系统刹车系统为主轮独有的系统，主要为碳/陶刹车装置，可以由正常和应急两个独立系统中的任意之一启动。起落架的刹车系统主要由几大板块构成、即刹车液压系统、刹车温控系统、刹车防滑系统和自动刹车系统，如图2所示。其中，刹车液压系统包括了控制刹车的各种液压阀、刹车片、主液压系统和辅助液压系统等；刹车温控系统包括了温度传感器、刹车散热器和刹车熔断器；防滑刹车系统主要存在于刹车液压系统中、座舱位置负责防滑信号的控制；自动刹车系统主要包含座舱中的自动刹车开关、对应的指示灯和刹车液压系统中的自动刹车相关变量等等。（6）起落架收放系统起落架收放系统由起落架收放执行机构、配合操纵系统、舱门系统和液压系统工作的系统，这个系统分布在前、主起内部，由操纵系统的发出控制指令、传递给液压系统，进而调控执行机构和舱门系统中的作动筒，作出对应的起落架收放动作，起落架执行机构一般由撑杆、作动筒、锁机构和一些机械干几个组成，同时配有起落架延伸角度、速度传感器等用来交互起落架的角度、速度等数据。操纵机构一般为起落架控制杆和应急放起落架开关。飞机起落架系统工作逻辑：能量供应逻辑：供应给起落架的能量主要包括液压能、电能，能量供应涉及到的输入接口变量如下表所示：表能量供应逻辑相关接口变量由上表可以看出，起落架的能量供应主要以液压为主，电能的供应只是在指令控制部分有所涉及。上表的能量供应逻辑如图3-5所示。图3为收放过程的能量逻辑，影响收放过程正常进行的因素包括了起落架控制杆的位置信号、ab液压系统供压、起落架驱动器的供压、收放系统的工作状态以及起落架锁的工作状态等；图3中的起落架收放控制杆的位置由座舱提供，当起落架开关置收上位时“起落架收放控制杆位置ghandp”=1，当起落架开关置放下位时“起落架收放控制杆位置ghandp”=-1，当起落架开关置中立位时“起落架收放控制杆位置ghandp”=0；“电磁阀工作”即模拟实际情况下的ydf-12a电磁阀，当“起落架收放控制杆位置ghandp”=1时电磁阀工作。“a系统供压正常”为起落架正常液压供压正常即左液压系统供压正常，起落架的供压由液压系统提供。“b系统供压正常”为起落架应急液压供压正常即右液压系统供压正常，起落架的供压由液压系统提供。而液压通过“起落架收放驱动器”为“起落架收放动作筒”，“起落架锁住动作筒”供压。“起落架故障”由教员台设置提供。图4为前轮转弯的能量逻辑，受驾驶阀工作状态、工作位移、液压系统供压状态和前轮转弯执行机构工作状态等因素影响较明显；“驾驶阀是否工作”由座舱开关提供；“前轮正常转弯”见转弯模块。“转弯执行机构是否正常”由教员台提供，若教员台设置未相应的故障则执行下一步。图5为刹车过程的能量逻辑，受刹车控制杆位置、液压系统供压状态、刹车脚踏板的工作状态以及刹车执行机构的工作状态等因素影响比较明显。“刹车控制杆位置”由座舱相应开关提供，当刹车控制杆打开时“刹车控制杆位置”为开启；“刹车踏板”，“液压系统正常供压”，“刹车系统执行机构正常工作”均由教员台设置的相应故障提供。“主轮正常刹车”见刹车模块。控制逻辑：起落架系统主要由收放驱动模块、转弯模块、轮胎侧向力模块、刹车模块、减震支柱模块和空地逻辑模块组成。控制的工作内容包含起落架收放、前轮转弯和主轮刹车，因此控制逻辑包含收放逻辑、转弯逻辑和刹车逻辑。（1）收放逻辑起落架的收放逻辑涉及到起落架的收放系统、舱门系统、支柱系统、轮胎系统、液压系统和中央操纵系统。主要逻辑如图6-8所示。图6-8中：“控制面板供电正常”由电源系统提供；“上位锁标志”由起落架收放角度进行判断，当起落架完全收起时（起落架收放角度=0度）时“上位锁标志”=1。“下位锁标志”由起落架收放角度进行判断，当起落架完全放下时（起落架收放角度=90度）时“下位锁标志”=1。“起落架手柄位置”由座舱提供；当起落架开关置“打开”位时“起落架手柄”=2，内部变量“放起落架标志”=1；当起落架开关置“收起”位时“起落架手柄”=1；内部变量“收起落架标志”=1；当起落架开关置“中立”位时“起落架手柄”=0；“飞机在地面标志”由飞行系统提供；“襟翼放下标志”由飞控系统提供；“开舱门开关”由座舱提供，当起落架应急开关滑销拨到打开位时，“开舱门开关”=1，应急开舱门标志=1。“应急放起落架手柄位置”由座舱提供，当起落架应急开关手柄向前推至“放起落架位”时“应急放起落架手柄位置”=1。“应急收起落架手柄位置”由座舱提供，当起落架应急开关手柄向后推至“关舱门”位时“应急放起落架手柄位置”=2。“应急放油开关位置”由座舱提供，当应急放油开关置于打开位时“应急放油开关位置”=1。“断开自动关闭起落架舱门开关位置”由座舱提供，当断开自动关闭起落架舱门开关置于打开位时“断开自动关闭起落架舱门开关位置”=1。（2）转弯逻辑起落架的转弯系统存在于前起落架位置，涉及中央操纵系统、转弯系统、液压系统、支柱系统和轮胎系统。前轮转弯具有手轮操纵前轮转弯和脚蹬舵操纵前轮转弯两种模式。脚蹬舵操纵前轮转弯由飞行仿真软件的气动力解算实现，本模块只模拟手操纵前轮转弯的方式。逻辑结构如图9-10所示。图9-10中“前轮转弯开关”由座舱提供，当脚/手操纵开关拨到手操纵位时“前轮转弯开关”=1；当脚/手操纵开关拨到脚操纵位时“前轮转弯开关”=2；“前轮转弯角”的计算见转弯系统模块；“前轮操纵液压”由液压系统提供；“飞机在地面标志”由飞行系统提供。（3）刹车控制逻辑起落架的刹车系统位于主起落架处，主要结构为轮胎上的刹车片和液压机构，涉及中央操纵系统、刹车系统、支柱系统、轮胎系统、液压系统、跑道环境系统等。主轮刹车主要由手刹和脚刹组成，手动控制柜开启刹车，脚踏板控制刹车压力，脚踏板主要通过刹车执行机构配合液压系统调节刹车片的压力。主要逻辑机构如图11-12所示。图11-12中“脚踏板位置”的范围为[0，1]，由座舱提供；刹车压力的计算见刹车模块。“飞机在地面标志”由飞行系统提供。响应逻辑：与控制逻辑类似，起落架的相应逻辑页分为收放逻辑、转弯逻辑和刹车逻辑。收放逻辑：起落架的收放响应包括指示灯状态的变化和起落架的角度变化，指示灯的状态以及在控制逻辑的流程图中有所体现，接下来主要说明起落架，分前起落架和主起落架。如图13-14所示。其中“起落架角度”由收放系统模块提供；“左液压压力”由液压系统提供，当左液压系统正常工作时“左液压压力”正常。“右液压压力”由右液压系统提供，当右液压系统正常工作时“右液压压力”正常。“手摇泵液压压力”由液压系统提供，当手摇泵—电动泵正常工作时“手摇泵液压压力正常”。“起落架用压速度”的计算见收放模块；“起落架舱门角度”采用f0ldgfdorangle=f0ldgfdorangle+ldgdranglemax/ldgdordntime；f0ldgfdorangle=f0ldgfdorangle+ldgdranglemin/ldgdordntime；来进行计算，其中f0ldgfdorangle为起落架舱门收放角度。ldgdranglemax为起落架舱门最大角度，即舱门完全打开时的角度90度ldgdranglemin为起落架舱门最小角度，即舱门完全关闭时的角度0度ldgdordntime位起落架舱门打开所用时间；“起落架回油故障”由教员台通过设置相应的故障提供；“应急放油标志”由座舱中的应急放油开关判断，当应急放油开关打开时，“应急放油标志”=1。“手摇泵放前起落架标志”由座舱的七位分配开关控制，当七位分配开关拨到“放前起落架”位且手摇泵—电动泵正常工作时“手摇泵放前起落架标志”=1。“手摇泵放主起落架标志”由座舱的七位分配开关控制，当七位分配开关拨到“放主起落架”位且手摇泵—电动泵正常工作时“手摇泵放主起落架标志”=1。起落架开关拨到“收起落架位”且左液压系统供压正常时“收起落架标志”=1；起落架开关拨到“放起落架位”且左液压系统供压正常时“放起落架标志”=1；应急起落架收放开关手柄向前推到放起落架位且右液压系统供压正常时“应急放起落架标志”=1。转弯逻辑：转弯的响应包括了指示信号的状态变化和飞机姿态的变化。指示信号的变化均已在图9-10中有所体现，这里不再赘述。飞机姿态的变化如图17-18所示。其中：“前轮转弯开关”由座舱提供，当手操纵/脚操纵开关拨到“手操纵”位时“前轮转弯开关”=1；当手操纵/脚操纵开关拨到“脚操纵”位时“前轮转弯开关”=2；转弯角的计算见转弯模块。“起落架操纵液压正常”由液压系统提供，当左液压系统正常供压时“起落架操纵液压正常”=1。系统间关联逻辑：起落架系统在工作过程中会与液压系统、飞行系统、发动机系统和综合环境系统发送数据的交换。起落架与液压系统之间的关联接口变量表2所示：表2起落架与液压系统之间的关联接口序号接口标识类型说明范围1psuppsdouble液压阀供压2braspadoublea液压系统刹正常车供压3brnspbdoubleb液压系统刹车正常供压4psuppgdouble收放驱动器压力起落架与飞行系统之间的交联接口如表3所示：表3起落架与飞行系统之间的交联接口序号接口标识类型说明范围1f_masscenterspeed[3]double飞机重心速度2vtdouble飞机速度3f_euler[3]double飞机欧拉角4f_angelacc[3]double飞机角速度5f_asldouble质心海拔高度6f_agldouble质心对地高度7h_grddouble地面高度8airorgrdshort飞机空中地面标志0:地面；1:空中9tb21[3][3]double机体系到地面系的转换矩阵起落架与综合环境之间的交联接口如表4所示：表4起落架与飞行系统之间的交联接口序号接口标识类型说明范围1tambdouble环境温度2runwaytypeshort跑道类型b、飞机起落架系统故障逻辑触发逻辑：飞机起落架系统出现的故障，主要有爆胎、起落架收放故障、刹车失效等，其中爆胎最常见，常发生在起落架着陆、地面滑跑、刹车制动等情况下，刹车失效和起落架收放故障则出现频率少。对于起落架的爆胎，成因如下：（1）地面滑跑时，飞机速度超过轮胎所能承受的最大速度阈值，即：vt>flight_vt_threshold；（2）起落架刹车时，刹车压力超过轮胎能承受的最大压力阈值，即：bp>brake_press_threshold；（3）飞机着陆时，轮胎所受压力大于最大承受值，即：ftirez>tirez_press_theshold；（4）飞机滑跑或者着陆过程中，由于跑道不平整或者遇到尖锐物体，轮胎被刺破。对于起落架的收放故障，成因包括：（1）起落架控制指令失效，包括起落架收放控制杆的损坏、短路等；（2）起落架执行机构的损坏，包括收放作动筒活塞的卡滞、锁机构不能正常释压；（3）起落架舱门打不开或者关不上，阻碍了起落架的收起或放下；（4）起落架的液压系统供压异常，不能产生或无法达到起落架收放所需的压力；对于刹车失效，成因在于：（1）由于频繁踩刹车或者环境温度过高导致刹车片过热，进而发生变形；（2）由于低温或者外力冲击，导致刹车片发生脆性断裂；（3）由于环境湿度过大或者污染重导致刹车片或其他刹车部件腐蚀；（4）刹车部件过度磨损、或超过使用寿命导致疲劳破坏；（5）由于寒冷环境导致刹车系统被冻住；（6）刹车控制部件失灵，包括刹车控制杆和刹车脚踏板失效损坏；（7）刹车压力供给异常，无法保证足够的刹车压力。响应逻辑：起落架出现不同的故障、会产生不同的故障响应。当起落架发生爆胎时，会出现如下响应：（1）飞机的行进方向突然发生偏离，飞机的速度产生突然变化；（2）发生爆胎的轮胎，受力突然增大，在高速滑跑过程中，轮毂或者残余橡胶与地面剧烈摩擦，进而切断橡胶或者损坏轮毂轮辋结构；（3）其他轮胎受载增大，导致起落架受力不稳定；（4）起落架收到冲击，可能会损坏支柱、作动筒等部件；（5）飞机产生某一方向的倾覆力矩，可能会导致飞机发生倾斜，甚至侧翻；（6）可能会导致飞机起火。（7）造成飞机制动摩擦系数降低、转弯增益降低，降低飞机的刹车和转弯性能。（8）刹车压力部分示数出现异常；（9）触发告警逻辑，中央控制台告警系统产生爆胎故障告警信息，告警灯亮。当起落架发生收放故障时，会出现如下响应：（1）飞机无法着陆；（2）重心偏移，降低飞机运动时的稳定性；（4）起落架收不起时，收不起指示灯亮，中央控制台告警系统出现故障告警提示当起落架刹车失灵时，会产生如下响应：（1）起落架刹车示数异常，无法到达指定值或者超过指定值；（2）告警区刹车故障指示告警灯亮；（3）飞机速度没有减少趋势、轮胎速度也没有减少趋势；（4）如果是过热导致的刹车失灵，则仪表盘显示的温度示数会出现异常；关联逻辑：与起落架故障有关的交联接口如表5所示：表5起落架故障时的交联接口序号接口标识类型所属系统说明1totimdouble飞行系统故障时导致起飞累计时间延长2vtdouble飞行系统爆胎时出现失速或者速度急剧增大3f_masscenterspeed[3]double飞行系统爆胎时出现失速或者速度急剧增大4mubrkdouble综合环境爆胎时减小5psuppgdouble液压系统压力异常引起收放、刹车和转弯的异常二、飞机起落架系统建模逻辑梳理本方案的起落架仿真程序采用面向对象的思路，采用的程序结构包括数据结构和逻辑结构，其中数据结构为起落架模型的输入层、输出层、中间参数层三个接口的汇总，三者连同起落架接口层都以结构体的方式定义，具体如图19所示。起落架的逻辑结构，则由飞机模块、质量模块、三个起落架模块组成，三个起落架模块包含前起落架、左起落架、右起落架，与质量模块共同从属于飞机模块。起落架内部包含支柱模块、轮胎模块、刹车模块、转弯模块和收放模块，具体结构如图20所示。具体的，根据本发明实施例的一种用于飞机起落架模拟的仿真方法，该方法包括以下步骤：s1、进入飞机起落架系统的转弯子系统，计算飞机前轮及主轮转弯角，并完成转弯力作用下机轮轮心沿y轴受力的数学模型的计算，实现转弯子系统的仿真，退出转弯子系统；（转弯系统建模）：飞机的转弯系统主要集中在前起落架上。前轮的操纵主要有几种方式：（1）机械操作手动式：优点是可靠性好，不依赖飞机动力源，缺点是能量太小，只能用在小型飞机上；（2）机械操作液压传动式：可靠性好，但是依赖于飞机液压能源，常用于喷气式飞机或者小型军用飞机上；（3）电控液压操作式：可靠性相对较差；（4）电控电力传动式，常限制在低速时使用，常常用于特殊的飞机。通常情况，驾驶员通过工作模式转换开关来选择转弯手轮或方向舵脚蹬来控制前轮转弯。当飞机在地面滑跑时速度较小，可以用转弯手轮进行操纵，飞机前轮的转角比较大。当飞机起飞或着陆速度较大时，使用向舵脚蹬操纵前轮，此时飞机前轮转弯的角度较小。前轮转弯部件主要包括：（1）备用前轮转弯电门（2）转弯手轮（3）控制钢索（4）方向舵转弯机构（5）方向舵转弯旋转作动筒（6）加法机构（7）转弯计量活门组件（8）转弯作动筒（前轮转弯套筒）转弯系统的功能逻辑：前轮转弯系统的功能逻辑如图21所示：对前轮转弯系统进行建模，需要做如下的简化假设：（1）前、主起落架的机轮特性都折算成单个机轮，轮胎在水平干燥的混凝土跑道上纯滚动，即轮胎与触地面之间没有发生整体滑移。（2）轮胎的变形特性采用静态刚度特性，前轮定向轴垂直安装。（3）将轮胎和支柱及其附件中的弹性和阻尼等效成一个并联的弹簧和阻尼模型。（4）飞机靠惯性滑行，略去飞机气动升力、空气阻尼和其他气动力耦合项的影响。（5）飞机总质量分为以机身为主的悬挂质量和以前、主起落架为主的非悬挂质量。将飞机作为多刚体系统，飞机运动有六个自由度，前轮绕定向轴的转动。计算前轮和主轮的转弯角：（1）计算前轮转弯角计算前轮转弯输入：前轮转弯是通过前轮转弯手轮以及方向舵脚蹬并行输入的。由于方向舵脚蹬与前轮转弯手轮属于并联机构，方向舵脚蹬可以操控前轮转弯手轮，所以前轮转弯输入可以分为如下两类情况讨论。第一种情况：当前轮转弯感觉力系统连接时，当方向舵脚蹬的角度当量与转弯手轮的转角之差小于转弯手轮的反冲角，由方向舵脚蹬控制输入角。计算方向舵脚蹬的当量角度：（3-65）式中，——方向舵脚蹬的偏转角度；gp——方向舵脚蹬对前轮转弯的增益；第一种情况下的前轮转弯输入：当时，（3-66），当，（3-67）式中——转弯手轮的偏转角度；第二种情况：但前轮转弯感觉力系统断开时，前轮转弯系统的输入等于前轮转弯手轮及方向舵脚蹬的联合输入。第二种情况下前轮转弯系统的输入：（3-68）计算转弯系统滑阀位移：由于前轮转弯系统的滑阀存在死区，当的值在[-0.31，0.31]的范围内，滑阀的输出为0。当不在死区范围内，滑阀的位移与成线性关系。计算前轮转弯系统滑阀位移：当或时：（3-69）式中，gt——转弯手轮增益；gv——前轮转弯手轮增益计算前轮的气动直径：（3-70）式中，——扭转力的半径（m）；——前轮的压缩量（m）；计算地面力矩：（3-71）式中，——前轮的气动直径（m）；——前轮的机械直径（m）；计算需要克服地面力矩的压力：（3-72）式中——前起落架作动筒的体积（m³）计算供压压力：（3-73）式中，——转换活阀的输出压力（pa）；——前轮转弯补偿压力（pa）；计算滑阀流量：（3-74）式中——滑阀流量系数；计算转弯前轮的角度：（3-73）对公式（3-63）~（3-73）进行归纳、整理、简化，可以得到输入机构角位移信号与前轮转弯角度的关系：（3-74）式中，为当前待定的前轮转弯角，为前轮转弯角的前个历史值；为输入机构的角位移输入量历史值，是转弯手轮的转角、脚踏板的偏角、二者的加和三者之一；——为中间参数，需要通过系统辨识来确定，为噪声项；公式（3-74）表明，前轮转弯机构中，从输入机构角位移信号到前轮转角之间，可以等效为线性离散系统，它的标准形式可表示为：（3-75）其中的样本向量和位置参数向量可以表示为：（3-76）可以使用有效的系统辨识方法求解出参数，从而预测出当前的前轮偏转角。计算主轮转弯角：主起落架轮胎的转弯角跟随前轮转弯作用而产生，与主起落架本身的侧向受力特性、减震支柱有关，利用预设的主轮转弯角计算模型计算得到飞机主轮转弯角，模型可参考图22，图中，c1~c3分别为线性倾角系数、非线性倾角系数和转弯增益；dzones为死区环节，lmt为限幅环节，strang即为所求主轮转弯角。转弯力作用下机轮轮心沿y轴受力的数学模型：这一小节计算的机轮侧向力，不同于3.4.3节中与地面接触点的侧向力模型，它主要位于机轮的轮心。具体计算步骤如下：①求解轮胎系数：（3-77）式中rtire——机轮的半径；②计算转弯力：（3-78）式中ptire——机轮压力，pload——负载情况下的机轮压力；wtire——机轮的宽度；③计算有效摩擦系数：（3-79）式中ecf——转弯摩擦力系数；esfr——侧向力减少因子；④计算机轮侧向阻尼系数：（3-80）式中stire——轮胎硬度；⑤计算偏航角：（3-81）⑥计算转弯增益：（3-82）式中erf——相对摩擦力系数；⑦计算临界偏航角：（3-83）⑧计算偏航角比率：（3-84）式中，cond——侧力模型指数，与跑道条件相关；⑨计算侧向力系数：（3-85）⑩计算位于轮心的轮胎侧向力：（3-86）。s2、进入刹车子系统，完成正常和备用液压刹车系统建模及防滑刹车系统建模，并计算刹车力作用下机轮轮心沿x方向受力的数学模型及刹车热对刹车扭矩的影响，实现刹车子系统的仿真，退出刹车子系统；（刹车系统建模）：刹车系统是飞机液压控制系统的一个子系统，它综合应用液（气）压传动和伺服技术，电子控制技术和材料科学，达到充分利用地面提供给机轮的摩擦阻力，安全、可靠、快速地吸收飞机巨大的着陆能量，使飞机停止运动的目的。机的制动过程除了与轮胎和地面的相互作用有关之外，还与飞机的起飞着陆性能，起落架及轮胎的设计有关。液压刹车系统部件主要包括：（1）刹车脚蹬共用传动机构（2）刹车钢索刹车压力指示器（3）刹车计量活门组件（4）刹车液压保险（5）刹车往复活门（6）刹车组件（7）刹车系统释压活门刹车系统的功能逻辑如图23所示；正常和备用（应急）液压刹车系统建模：（1）起落架刹车的蓄压器即备用刹车选择活门液压刹车系统中蓄压器是液压系统的储能单元。它是由活塞隔离气体和液体的充气组件。它预先被冲压到1000pa，刹车蓄压器在液压a系统和液压b系统供压不足的情况下向正常刹车系统供压。计算蓄压器油液流入的流量：（3-87）式中，——飞机液压b系统油液的压力（pa）；——蓄压器刹车的标准压力（pa）；——节流口系数；计算蓄压器油液流出的流量：（3-88）计算刹车蓄压器气体体积：（3-89）计算刹车蓄压器的压力：（3-90）式中，——刹车蓄压器的初始压力（pa）；——蓄压器的体积（m³）；应急刹车选择活门与蓄压器隔离活门一同工作来控制刹车压力流向正常及应急刹车系统。当液压a系统与b系统同时供压时，备用选择活门关闭，不允许液压a系统向备用刹车供压。当液压b系统不提供压力时，应急刹车选择活门打开，由液压a系统向备用系统供压。正常和应急刹车系统：正常刹车计量活门使用液压系统b或储压器压力为正常刹车系统供压。当液压系统b不供应压力时，备用刹车计量活门使用液压系统a压力为备用刹车系统供压。它还在起落架收上过程中使用来自起落架收上管路的压力将主起落架轮停转。供向正常刹车计量活门的压力：正常刹车系统中的刹车压力由刹车储压器或液压b系统提供。当刹车储压器的压力大于两倍的液压a系统压力或大于液压b系统的压力时，由刹车储压器向正常刹车计量活门提供压力。（3-91）当刹车储压器不向正常刹车系统提供压力时，由液压b系统向正常刹车计量活门提供压力。（3-92）供向应急刹车计量活门的压力：当液压b系统供压不足时，备用刹车选择活门打开，由液压a系统向备用刹车系统提供压力。（3-93）式中——飞机液压a系统油液压力；刹车计量活门组件刹车计量活门获取来自刹车脚蹬的输入信号。刹车脚蹬机构的运动控制刹车计量活门并向刹车装置传送计量刹车压力。刹车脚蹬的输入命令通过刹车钢索及连杆到达刹车计量活门，推动计量活门的输入轴。当输入轴转动时，它同时推动两个活门中的计量柱塞。计量活门的柱塞运动向刹车装置和反馈补偿器传送压力。这一压力供向刹车装置并将计量活门柱塞移动到刹车压力保持位置，同时也提供反馈力经过刹车控制钢索到达刹车脚蹬。在刹车计量活门组件上，正常和备用刹车计量活门几乎相同，在同一时刻只有一个活门获得压力。当正常计量活门获得压力时，计算向刹车装置传送计量刹车压力：（3-94）式中，——刹车脚蹬偏转角度（rad）；——计量活门增益；当刹车计量活门获得压力时，由备用刹车计量活门向刹车装置传送压力：（3-95）犹豫在同一时刻只有一个计量活门输出压力，所有计量活门组件的输出压力是正常计量活门及备用活门输出的最大值。（3-96）刹车力矩的计算由计量活门输出的液压油流入起落架液压刹车系统的作动筒中，推动作动筒移动以实施刹车。计算刹车系统的作动筒中油液体积的变化量：（3-97）式中——刹车流量系数；由飞机试验数据，可以得到液压刹车作动筒总油液的体积与刹车实际压力的关系如图24所示。可以从以上函数图中求出刹车实际压力。而刹车实际压力与刹车力矩由飞机的试验数据可以得到图25的关系曲线，通过查询该图表的方法可以求出刹车力矩。防滑刹车系统建模防滑刹车系统的结构框图如图26所示。由该框图可以发现防滑刹车系统的作用反映在机轮轮胎和液压系统上，因此防滑刹车系统的建模也需要分别在这两个系统模型的基础上实现。机轮在刹车时的受力分析飞机在滑跑刹车时，刹车压力使刹车动盘和静盘压紧相互摩擦产生刹车力矩，阻碍机轮滚动，使机轮相对地面有滑动趋势，地面则对机轮产生一个与飞机运动方向相反的静摩擦力作用于机轮上，形成滚动力矩，维持机轮的滚动。滚动力矩随刹车力矩的增大而增大。当地面摩擦力达到最大值时（此时的滚动力矩为最大滚动力矩，对应刹车压力为临界刹车压力），如果刹车压力和刹车力矩继续增大，此时静摩擦力和滚动力矩不再增加，刹车力矩就要大于滚动力矩，机轮停止滚动，而与地面产生相对滑动，出现滑移现象。刹车过程中，只有当左右机轮所受的地面结合力相等时，飞机才具有很好的滑行稳定性，保持滑行方向不变，如果出现不等，将产生额外的偏转力矩，使飞机滑行跑偏。机轮的刹车模型：飞机在滑跑刹车时，机轮的转动是由刹车力矩和结合力矩两个力矩共同作用的结果。一个是刹车力矩，其作用方向是机轮减速，另一个是跑道路面与受刹机轮轮胎相互作用的摩擦力产生的结合力矩，其作用方向使机轮转速增加但使飞机速度减小。另外，由于对主起落架考虑了横向刚度的影响，所以就存在沿机体纵向的轮轴速度，这个速度是由飞机速度与轮轴处起落架变形引起的航向振动速度叠加得到的，它对机轮速度也有一定的影响。对机轮在刹车时进行简化的受力分析，如图27所示。根据转动惯量定律：（3-98）式中，——结合力矩，；——刹车力矩；——机轮与跑道表面的结合力；——单个机轮转动惯量；——机轮滚动角速度；——沿机体纵向轮轴速度；——机轮几何半径；——机轮在轮胎径向载荷作用下的压缩量；——机轮动态滚动半径；——机轮在其滚动时会受到的径向载荷；——机轮与跑道表面的摩擦系数。轮胎与跑道表面作用时产生的结合力通过起落架的缓冲系统作用于飞机机身，从而使飞机减速，假定只有左右两个受刹机轮承受飞机的重量，那么飞机刹车时，能获得最大的减速度为：（3-99）液压系统的刹车模型：液压系统动态特性主要取决于电液压力伺服阀。目前飞机刹车系统中的电液伺服阀没有利用内部反馈杆，而是通过控制盒中的速度反馈回路来实现闭环控制的。其方法是：根据机轮速度与飞机速度的差值大小，来调节电液伺服阀的控制电流（即防滑电流），利用该防滑电流去控制伺服阀喷嘴大小，从而改变刹车压力，实现刹车控制。在一般液压伺服系统中，往往为了简便，并适用于工程应用，常把电液伺服阀动态特性简化成一个线性系统模型。在实际使用中，若工作频率>50hz，则伺服阀的模型可简化为下面二阶传递函数形式：（3-100）式中：为伺服阀的固有频率，是伺服阀的相对阻尼系数。根据飞机刹车系统的大量试验数据考证可知，伺服阀的动态性能指标％=30％，频带宽（闭环系统频率特性幅值，由其初始值m（0）减小到0.707m（0）时的频率为25hz。由给定的最大超调量和频宽得到伺服阀的二阶传递函数数学模型为：c（3-101）根据机轮刹车系统惯性台试验的经验，系统的管道模型可以简化为如下惯性环节:（3-102）其中时间常数t=0.01s。上述提到控制电流与刹车压力之间存在一种近似的线性关系，结合实际飞机刹车系统中防滑电流和刹车压力的取值范围，就可得到这样一种关系：当防滑电流为0ma时，刹车压力为10mpa，当防滑电流为40ma时，刹车压力为0mpa从上述描述的关系中，不难看出，防滑电流与刹车压力之间存在着一种反比关系。不妨设：（3-103）将上述两个已知条件代入其中，求得a，b，得到了压力与电流之间的函数关系式，从而也就容易建立系统的模型。另外，防滑电流在0-4ma之间存在一个死区，这里借助一个三相开关来描述。把开关的门限设为4ma，当电流大于4ma，就按照压力与电流的函数关系计算输出压力；当电流在0-4ma之间时，就把输出电流定为0，然后再按照这个电流来计算压力。刹车装置模型：刹车摩擦材料的影响因子：刹车装置的刹车能力即刹车力矩在通常情况下取决于刹车摩擦材料的摩擦系数。由刹车压力计算刹车力矩的公式如下：（3-104）式中，——刹车力矩；——摩擦系数；p——刹车压力；r/2——静盘外半径；r/2——动盘内半径；——摩擦面面数。上式表明，当刹车压力一定时，刹车力矩主要由摩擦系数所决定。研究表明，刹车温度、制动速度、刹车压力等对摩擦系数有明显的影响。摩擦系数在较高刹压力下，能保持较高的稳定值，但是在高压刹车压力下其摩擦系数衰减大，线性磨损率大，尤其质量损失急剧升高。对应碳碳复合材料在不同制动速度下的摩擦磨损行为，研究表明：在比较低的制动速度下，表现出低的摩擦系数，随着制动速度的提高，摩擦系数升高。而且随制动速度的继续升高，磨损呈直线增大。同时刹车装置的性能还要考虑刹车热的影响，刹车热是刹车装置在很短的刹车时间（一般15~20s，大型飞机不超过30s）内要吸收大量飞机动能而发热，从而使刹车装置形成很高的高温区。由于刹车热引发的高温，对刹车装置本身的结构，如刹车壳体采用的耐热钢、刹车骨架用的合金结构钢都有热损害问题，常常出现严重的结构变形、卡死、翘曲以及骨架断裂事故；对刹车性能也存在恶化的趋向；另外还对刹车汽缸座液压油易出现高温氧化变质、轮毂强度降低、轮胎易热爆等。因此，刹车装置设计者不得不进行有关的热分析，从设计上采取许多措施。例如设计隔热屏，阻止刹车热对轮毂的辐射与对流；设置热熔塞，防止高温使轮胎热爆；装活塞隔热垫，隔离热传导到液压油腔免去油变质。还有当刹车热很严重，一般措施不足以防止热损害时，通常的做法则是给机轮装冷却装置。表6刹车摩擦材料比较参数单位碳铍钢密度g/cm³1.7~1.751.836.5~7.0比热（260℃）j/（kg·k）1296.642342.32543.75传热系数（260℃）kw/（cm²·k）734.88551.16176.37热胀系数（260℃）10^-6/k1.56.48.4抗热冲击指数10^51412.73.5温度极限℃22009261150防滑刹车装置模型：刹车装置位于机轮轮毂内，当对机轮彻底卸除刹车压力时，要求动盘和静盘可靠脱开，不产生任何残余刹车力矩，因此刹车装置气缸座内有活塞回力弹簧，回力弹簧可以在没有刹车压力的情况下推动静盘，使动盘和静盘完全脱离，并保持一定的间隙，所以在施加刹车压力时，气缸内的活塞必需先克服这个回力弹簧的预紧力，走完这段空行程才能使动盘和静盘接触，由于活塞空行程和回力弹簧预紧力的存在，致使刹车装置的静力矩特性产生了一个死区，加之由于诸如活塞摩擦力等因素的影响又使得刹车静力矩特性曲线形成了一个比较特殊的滞环。刹车盘弹性形变和机械摩擦的存在使得刹车力矩和刹车压力通常保持滞回特性，其特性曲线如图28所示。刹车装置数学模型的建立就是确定刹车力矩m与刹车压力p之间的函数关系。根据科学试验研究和结合某机型刹车装置试验数据，可以确定刹车力矩与刹车压力存在如下关系：（3-105）式中：tb——刹车力矩；pb——刹车压力；tsm——最大刹车力矩；p0——最小刹车压力；pm——最大刹车压力；t1——前一次的输出力矩；rp——前一次的输出压力；最大迟滞刹车压力；另有，（3-106）刹车力作用下机轮轮心沿x方向受力的数学模型：可以获取的最大刹车力即为刹车摩擦力与滚动摩擦力的最小值。滚动摩擦系数与轮胎压力，跑道，道面粗糙度，道面干湿程度及飞机滑行速度有关。刹车摩擦系数与滑动速度，刹车温度和摩擦表面上的单位压力有关。当刹车摩擦力小于滚动摩擦力时，刹车力等于刹车摩擦力。当刹车摩擦力大于滚动摩擦时机轮发生滑动，刹车力等与滚动摩擦力。计算刹车摩擦力：（3-107）式中ebf——刹车摩擦系数，esf——静态摩擦系数；计算滚动摩擦力：（3-108）式中erf——滚动摩擦系数，tb——刹车扭矩，rb——轮胎滚动半径，为轮胎半径与其实际压缩量之差。计算可获得最大刹车力：（3-109）计算在不转弯的情况下的最大刹车力：（3-110）计算由于转弯引起的刹车力减少系数：（3-111）计算在转弯以及轮胎偏转情况下的最大刹车力：（3-112）计算x轴方向的轮胎阻尼系数：（3-113）得到机轮轮心沿x轴的受力：（3-114）刹车热对刹车扭矩的影响：飞机起落架的刹车系统在工作过程中，由于刹车盘与机轮的摩擦会产生热量，这种刹车热会影响刹车的效果，最直接的表现是刹车力矩的变化。实验表明，带有附加节点的可选刹车温度传感器的单节点刹车模型可以充分模拟刹车的加热和冷却行为。制动温度可由下式确定：（3-115）其中，bstmp——刹车散热片温度，bstmpi——刹车散热片初始温度，tamb——环境温度；de/dt——制动能量变化率；bkmass——刹车散热片质量；cp——刹车片比热容；bstau——刹车冷却时间常数；每个主起落架都有热保险丝插头，当车轮因制动能量过高而过热时，保险丝插头可以释放轮胎压力。熔丝塞温度滞后于制动温度，可用下列公式进行计算：（3-116）其中，bftmp——熔断器的温度；bftmpi——熔断器初始温度；tamb——环境温度；tssf——稳态温度熔断器比tamb增加的量；bftau——熔断器冷却时间常数；当熔断器的温度到达bftmpm时，熔丝塞将熔化。作为btms的一部分，热电偶传感器安装在每个制动器上。传感器指示的制动温度滞后于制动器温度，必须用以下公式计算：（3-117）其中，bptmp——制动器温度传感器温度[°f]；bptmi——制动器传感器初始温度[°f]；tamb——环境温度[°f]；tssf——稳态温度传感器增加到tamb以上[°f]；bptau——制动温度传感器冷却时间常数[sec]；根据刹车散热片的温度和工作状态，可以推算出因温度而引起的刹车扭矩衰减因数fadeft；根据刹车系统内部的熔断器的冷却时间常数可以推算出刹车扭矩温度因数的比例系数k，与fadeft相乘可以得到刹车扭矩温度因数trqfct。从而使公式（3-105）计算出的刹车扭矩发生定量的衰减，即：（3-118）。s3、进入起落架收放子系统，完成收放机械部分建模及收放液压系统建模，实现起落架收放子系统的仿真，退出起落架收放子系统；（收放系统建模）：由上文的起落架收放系统的原理可以发现，起落架的收放系统实为一机-电-液系统，其中电控部分传递座舱的控制信号，控制指示灯的亮灭和电磁阀的开关、液压部分将接受的控制信号转换成控制力或控制力矩、机械部分将控制力之间转变成执行起落架动作的执行载荷。其中的机械部分是动力学建模的主要部分，液压部分只是与座舱系统和液压系统进行信号的交换。收放系统存在如图29的功能逻辑。因此，本节将对收放系统的机械部分和液压部分的建模进行说明。收放机械部分建模：作动筒将液压系统的输出负载信号转变成机械作用力传递给起落架机构本身，限位锁用来固定起落架机构的位置，起落架本身直接承接收放的作用力和限位锁的限位信号，执行收放的相应动作。起落架的限位锁包括挂钩锁和撑杆锁，其中主起上位锁为挂钩锁、主起下位锁和前起的上、下位锁为撑杆锁。主起落架上位锁动力学模型：主起落架上位锁的拓扑结构如图30所示。上位锁一般安装在起落架舱内，h1，h5为旋转铰、h4为滑移铰，为卷簧-阻尼器非约束力元，为线弹簧-阻尼器非约束力元，为冷气开锁力元；h2，h3为接触力约束，为完整约束。上位锁处于锁定状态，起落架通过锁环施加作用力fh于锁钩上，锁键对锁钩作用力为fh，同时在锁钩与锁键和锁壳铰接的位置安装有角弹簧，作用力矩分别为mh和mk，锁机构系统此时处于平衡状态。解锁时，解锁作动筒作用拉力为fa在锁键的一端，锁键逆时针转动，当锁钩与锁键脱离，锁钩在弹簧以及锁环作用下逆时针转动，最终锁环与锁钩分离，解锁过程中的机构动力学方程为:（3-119）式中，dh——锁钩转轴到锁环与锁钩接触点的向量；fh——锁环作用于锁钩上的摩擦力；jhook，jkey——锁钩和锁键对各自转轴的转动惯量；αhook，αkey——锁钩和锁键相对于锁壳转过的角度；ra——锁键转轴到作动筒作用点的向量；rn——锁键转轴到锁键与锁钩接触点的向量；——锁钩与锁键之间的摩擦力。起落架收起末端开始锁定时，位于缓冲支柱上的锁环撞击锁钩并带动锁钩转动，当锁钩完全勾住锁环，锁键在弹簧力矩的作用下顺时针转动至锁定位置，此时收放作动筒停止作动，锁钩依靠锁键的作用力将锁环固定在设定位置。锁机构的动力学方程如下：（3-120）式中：dn——锁钩转轴到锁钩与锁键接触点的向量。撑杆式锁模型撑杆的结构拓扑如图31所示。h1、h2、h3、h4、h6、h7为旋转铰，h5为平移铰；为冷气系统传递的驱动力元。该机构具有以下特点：（1）收放转轴为sa1。、侧撑杆下接头相对于缓冲支柱的转轴sa2以及侧撑杆上接头相对于机体安装支座的转轴sa3相交于一点p，p点称为前交点。（2）收放机构中侧撑杆上下接头、上下侧撑杆、上下锁撑杆、锁撑杆接头以及解锁作动筒始终位于同一个平面，且相邻构件之间铰接转轴都垂直于这个平面，该同一平面随着收放。运动是变化的，因此以上零件除侧撑杆上接头外均做空间运动。（3）起落架收起时作动筒输出拉力克服重力、惯性力等外载荷作用，放下时同样输出拉力，避免起落架放下过快对机体造成冲击。（4）起落架收起时首先下位锁解锁，之后收放作动筒开始作动使起落架收起。收放液压系统建模：（1）作动筒部分的建模液压系统通过作动筒为起落架解锁、收放等操作提供动力，起落架收放过程需要三个液压作动筒。下位锁作动筒两端油口分别与两个单项节流阀串联，起落架收起解锁时压力油液从有杆腔端进入作动筒，油液在人口端节流，出口端不节流；起落架放下锁定时压力油液从无杆腔端进入作动筒，油液在入121端节流，出口端不节流。上位锁作动筒在有杆腔油口串联一个单向节流阀，上位锁解锁时，油液从有杆腔流入作动筒，油液在入口端节流，出口端不节流；当油液从无杆腔流入从有杆腔流出时，进出口端都不节流，便于锁键及时回复到锁定位置。起落架收起时压力油液从有杆腔端油口进入收放作动筒，压力油进口端通过收起进油节流阀节流，作动筒无杆腔内油液通过—个可变节流孔和—个固定大小的节流孔流出；起落架放下时油液从无杆腔端油口流入，出口端经放下出油节流阀流出，进出口端都节流，使得活塞两端形成压差，有杆腔端压力大于无杆腔端压力并使得作动筒输出拉力；可变节流孔面积根据作动筒活塞位移进行调节，当活塞运动接近作动筒末端时，可变节流孔完全关闭，油液仅从较小的固定节流孔中流出，以此减小流量降低活塞运动速度避免起落架碰锁时速度过大。收放作动筒活塞无杆腔和有杆腔两端活塞面积分别为a1和a2，活塞两端压力分别记为p1和p2，节流孔面积分别记作f0、f1以和石，管路进出压力记为p0和p3，起落架收起过程中作动筒方程如（3-121）式所示，起落架放下过程作动筒方程（3-122）式所示。（3-121）（3-122）式中：——节流孔相应流动状态下的流量系数；——油液流过节流孔的流量；f——作动筒输出的拉力；（2）液压系统其他部分的建模计算给定空速下飞机空载所需压力：（3-123）其中，presal在当前空速下空载所需压力，pa235空速为235节所需压力，vt当前飞机当量空速。计算液压流体流入收放作动筒产生的正流体流量：（3-124）其中，q——收放作动筒无杆腔流量；coef——孔板压降系数；psuppg——收放作动筒模型所受压力；presdw——收放作动筒对自重作出反应所需压力；presal——收放作动筒对自重作出反应所需压力；arat——起落架延伸比（有杆腔与无杆腔面积比）；计算收放作动筒当前体积：（3-125）其中，v——当前收放作动筒体积，q——收放作动筒无杆腔流量；计算收放作动筒活塞位置：（3-126）其中，po——收放作动筒无杆腔活塞位置（1——伸展，0——回缩）；v——当前收放作动筒体积；；totv——收放作动筒最大体积确定起落架位置：（3-128）其中，gearpo——起落架位置（1——伸展，0——回缩）。s4、进入故障特情子系统，完成起落架爆胎建模，实现故障特情子系统的仿真，退出故障特情子系统；（故障特情建模）：起落架的故障和特情包含很多种，比较常见的故障包括爆胎、起落架收放故障、起落架折断、刹车失效等，爆胎、收放故障和刹车失效是比较常见的故障，其中的爆胎经常发生；起落架的特情包括尾部冲击、机身着地、飞机倾覆等，其中尾部冲击比较常见。本节将对爆胎故障和尾部冲击特情的建模做具体论述。起落架爆胎建模：（1）爆胎的成因和响应分析起落架轮胎爆胎是飞机中最常见，也是对飞机影响最多的一种故障类型。爆胎一般发生在飞机着陆的瞬间、地面滑跑阶段和飞机的刹车过程中。这些过程可使起落架的受到地面和上机身的垂向挤压，也可使起落架航向或者侧向受到静摩擦，当这种挤压和摩擦超过轮胎本身的极限时，就会发生爆胎。对于起落架的爆胎，一般的成因如下：地面滑跑时，飞机速度超过轮胎所能承受的最大速度阈值，即：vt>flight_vt_threshold（3-129）起落架刹车时，刹车压力超过轮胎能承受的最大压力阈值，即：bp>brake_press_threshold（3-130）飞机着陆时，轮胎所受压力大于最大承受值，即：ftirez>tirez_press_theshold（3-131）飞机滑跑或者着陆过程中，由于跑道不平整或者遇到尖锐物体，轮胎被刺破。几乎所有大型现代化运输飞机都具有成对的车轮和轮胎。如果单个轮胎发生故障，则配合件将在过度偏转的情况下承受合并的载荷。如果负载很高，滑行时间很长，则可能会导致第二次故障，从而留下两个漏气轮胎。长时间在装有漏气的轮胎上滑行会导致切碎和切割橡胶材料，使轮辋成为滚动表面。在故障序列中，一个车轮轴可能会遇到以下滚动条件：1、两个好轮胎（即在发生任何故障之前），或2、一个超载了和一个相邻漏气的轮胎，或3、两个在橡胶上滚动的轮胎，或4、两个漏气的轮胎在轮辋上滚动。轮胎可能会因磨损或刹车过热而损坏，从而导致车轮保险丝插头熔化。飞行员在滑行和起飞滑行过程中可能无法识别出故障。如果飞行员继续起飞，他们必须在随后的着陆中应对故障情况。在极少数情况下，轮胎也会因刹车过热而放气，这会导致车轮上的保险塞熔化。失效的轮胎模型可以合理地表示上述情况。这是通过修改滚动，转弯和制动摩擦系数，轮胎和支杆几何形状以及垂直力来实现的。发生爆胎之后，轮胎的刹车摩擦系数、车轮滚动阻力、转弯增益、车轮半径、支柱受力等指标都会发生变化，使得载荷重新分配、导致飞机发生偏航，运动的稳定性将受到显著影响。具体的说，起落架发生爆胎之后，会产生如下响应：飞机的行进方向突然发生偏离，飞机的速度产生突然变化；发生爆胎的轮胎，受力突然增大，在高速滑跑过程中，轮毂或者残余橡胶与地面剧烈摩擦，进而切断橡胶或者损坏轮毂轮辋结构；其他轮胎受载增大，导致起落架受力不稳定；起落架收到冲击，可能会损坏支柱、作动筒等部件；飞机产生某一方向的倾覆力矩，可能会导致飞机发生倾斜，甚至侧翻；可能会导致飞机起火。造成飞机制动摩擦系数降低、转弯增益降低，降低飞机的刹车和转弯性能。eicas刹车压力部分示数出现异常；触发告警逻辑，中央控制台告警系统产生爆胎故障告警信息，告警灯亮。爆胎模型的建立：起落架在地面的运动可以等效为车辆的运动。根据dugoff模型理论，车辆的纵向力和侧向力，不仅和轮胎刚度有关，同时还和滑移率等参数有关。两个力满足如下规律：（3-131）其中，（3-132）式中ftirex，ftirey，ftirez分别为轮胎的纵向力、侧向力、垂向力，i=1，2，3，4，5，6，7，8分别表示：前起左轮、前起右轮、左起前外侧轮、左起后外侧轮、左起前内侧轮、左起后内侧轮，右起前外侧轮、右起后外侧轮、右起前内侧轮、右起后内侧轮。cxi，cyi分别为轮胎的纵向刚度和侧偏刚度；si为轮胎滑移率；ψi为轮胎动态参数；f（ψi）为关于ψi的函数；μ为路面摩擦系数；αi为车轮侧偏角；re为车轮有效滚动半径，ωi为车轮旋转角速度，ui为车轮纵向速度。根据低压轮胎实验所得结论：飞机爆胎之后，轮胎的纵滑刚度cx、侧偏刚度cy、垂向刚度cz、滚动阻力ff和车轮半径r等，都发生了变化。其中轮胎的纵向刚度减小到正常时的34.28%，侧偏刚度减小为正常轮胎的37.63%，与地面间的附着系数增大20倍，垂直刚度变为正常时的7.8%。实际中轮胎刚度等参数变化值会更大，故取爆胎后轮胎的纵向刚度、侧偏刚度、垂直刚度、滚动阻力、有效半径分别为正常值的8%、10%、6%、25倍和2/3，假定均为线性变化，变化过程如图32。t0为爆胎时刻，t为爆胎截止时间，以轮胎纵向刚度变化值为例，纵向刚度变化满足：（3-133）其中，cx0为正常状态下的轮胎纵向刚度；cx’=0.08cx0为爆胎后轮胎的纵向刚度。同理可得轮胎的侧偏刚度、垂直刚度、滚动阻力以及有效滚动半径的变化函数。相应的，轮胎的滚阻力矩和回正力矩也将随以上参数的变化而变化，滚阻力矩变化满足：（3-134）其中rl表示轮胎负载半径。回正力矩的变化满足：（3-135）其中，dx为轮胎拖距：（3-136）其中：dx0为初始回正力臂；de为终值回正力臂；d1和d2为回正力臂曲线的曲率因数，xc为轮胎纵向变形，yc为侧向平移变形，结合垂向变形zc，其表达式为：（3-137）爆胎后飞机其他指标的变化建模：爆胎之后，起落架上的轮胎被分成超载轮胎和故障轮胎，对于车轮轴上的一个超载和一个故障轮胎，轮胎的滚动和转弯能力会受到影响。未失效轮胎的系数为1，而过载轮胎的负载系数为2。（3-138）式中，nytres——未失效轮胎数，overlf——轮胎过载因子，crngn——转弯增益。对于一个车轴上的两个轮胎，滚动，转弯和制动都会受到影响。系数的值取决于车轮是在橡胶上还是在轮辋上滚动。未失效轮胎的系数为零，两个轮胎的单独轮胎负载系数为1。在橡胶滚动的修改是：（3-139）在轮辋滚动的修改是：（3-140）爆胎之后，剩余轮胎也会承受总的支柱垂直载荷。除了重新分配原始的稳态垂直载荷外，振动载荷也是轮胎故障的副产品。这些振动载荷导致加速度，提示飞行员已经发生故障。当飞机在地面上时，单个失效轮胎的振动力可以定义为：如果飞机在地面：（3-146）式中，ib——故障轮胎振动载荷；a——振动载荷增益；gvib——振动载荷增益；vbar——飞机质心速度；rnumbr——区间为[0，1]的均匀分布的随机数；轮胎每转一整圈，就会选择一个新的随机数。每旋转半圈就会发生极性变化。旋转频率受计算机帧时间的限制。飞机升空后，轮胎运动失败的提示将继续，直到车轮停止旋转为止。由于不再存在地面干扰并且震动支柱完全伸展，所以不再存在随机振动，并且振动载荷可以表示为：如果飞机在空中：（3-147）式中，vto——飞机起飞时的质心速度；totim——起飞后时间；spdnrt——轮胎减速度；对于每一个轮胎所受的垂向力的变化，有：（3-148）在故障情况下，支柱的垂直载荷会通过增加的轮胎振动力进行调整。将各个轮胎的振动力相加，以确定支柱的总振动力，然后将其添加到支柱的垂直载荷中。（3-149）爆胎对整机动力学的影响：爆胎对飞机的整个动力学特性都会产生影响，因此与分析爆胎的具体影响规律，必须结合爆胎后整机的动力学特性进行分析。采用固结于飞机质心的机体坐标系，整机的仿真模型包含十三个自由度，包括三自由度的机体动力学模型和10个单自由度的机轮运动模型。该模型考虑了车辆的纵向、横向和横摆运动：假定模型中前轮转角相同，后轮转角位0；发动机牵引机翼、带动轮胎运动；路面的摩擦系数恒定；前起落架轮距为d，主起落架外侧轮轮距为d-c，内侧轮轮距为d+c，考虑轮胎的滚动阻力、忽略风阻。fxi，fyi为轮胎纵向力和侧向力，vx，vy为飞机质心的纵向和侧向速度，r为飞机横摆角速度、δ为前轮转弯角、d为主起落架中心距离、c为四轮小车起落架的轮距、a，b为主起落架和前起落架距质心的距离；β为质心的侧偏角。定义为飞机质心的纵向速度和侧向速度的夹角值，有：（3-150）飞机运动方程的变化：牛顿第二定律只能应用于地面坐标系中，在计算飞机在地面运动的纵向和侧向运动时，需将车身坐标系中的加速度转换为地面坐标系中的加速度ax，ay，二者之间的关系为：（3-151）则飞机的运动方程有：纵向：（3-152）垂向：（3-153）综合所有作用到z轴上的扭矩，飞机横摆角速度方程（逆时针为正）：（3-154）其中，（3-155）ffi为每个轮胎的滚动阻力，i=1~10，jz为飞机绕z轴的转动惯量，为飞机横摆角加速度。2）滚动阻力的变化滚动阻力可由：（3-156）估算出，其中f为滚动阻力系数，fsi为轮胎动态载荷，滚阻系数的估算公式为：（3-157）其中，f0，f1，f4为轮胎系数，取f0=0.0081，f1=0.0012，f4=0.0003，考虑到在实际的道路行驶时，滚动阻力系数值比试验测的数据大，所以增加一个放大系数k，那么实际的滚动阻力可表示为：（3-158）3）轮胎动载荷变化飞机在地面运动时产生的纵向和侧向加速度都会导致垂直载荷的转移，忽略侧倾和俯仰的耦合作用，得到各轮胎上的动态垂直载荷为：（3-159）式中，g为重力加速度，l=a+b为轴距，h为质心高度；轮胎运动方程的变化：（3-160）式中，jtire为轮胎转动惯量，为轮胎角加速度，tdi，tbi分别为轮胎的驱动和制动力矩。轮速的方向定义为沿机轮平面的运动方向，在轮胎侧偏角α1，α2很小可以忽略的情况下，可以计算出的各轮轮速为：（3-161）r为轮胎角速度，根据轮胎的纵向、侧向速度，考虑到轮胎的横摆影响，可得到轮胎的侧偏角：（3-162）。根据本发明的另一方面，提供了一种用于飞机起落架模拟的仿真系统，该系统包括：转弯子系统，用于计算飞机前轮及主轮转弯角，并完成转弯力作用下机轮轮心沿y轴受力的数学模型的计算，实现转弯子系统的仿真；进入刹车子系统，用于完成正常和备用液压刹车系统建模及防滑刹车系统建模，并计算刹车力作用下机轮轮心沿x方向受力的数学模型及刹车热对刹车扭矩的影响，实现刹车子系统的仿真；起落架收放子系统，用于完成收放机械部分建模及收放液压系统建模，实现起落架收放子系统的仿真；故障特情子系统，用于完成起落架爆胎建模，实现故障特情子系统的仿真。综上所述，本发明能够模拟飞机起落架的工作，可提高飞行员的训练水平，可提高飞行员飞行信心及飞行安全；适用于飞行训练模拟器起落架分系统的研制工作，是进行飞行训练模拟器起落架分系统研制生产的依据。通过对刹车力，转弯角度，起落架收放角度，起落架收放速度，起落架舱门角度及起落架舱门收放角度等的计算，模拟了正常情况下的起落架收放，刹车，转弯的运动模态。以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。当前第1页12