一種飛機輪胎剛度測試用模型參數等效修正方法技術

本發明專利技術公開了一種飛機輪胎剛度測試用模型參數等效修正方法，涉及飛機測試技術領域，包括以下步驟：

【技術實現步驟摘要】
一種飛機輪胎剛度測試用模型參數等效修正方法


[0001]本專利技術涉及飛機測試
，具體是涉及一種飛機輪胎剛度測試用模型參數等效修正方法
。

技術介紹

[0002]航空飛機的輪胎在起落架發生擺振的過程中，輪胎側向力
、
回正力矩與其滑跑速度
、
振動頻率密切相關
。
美國蘭利中心的研究報告通過試驗得出，航空飛機輪胎剛度隨輪胎的滾動狀態
、
滑跑速度
、
振動頻率變化，通過對比不滾動輪胎動力學特性與滾動輪胎動力學特性，兩者力學特性相差很大，其中滾動輪胎扭轉剛度不到不滾動輪胎扭轉剛度的三分之一
。
擺振分析中使用的輪胎模型，例如，
Smiley
模型
、Moreland
模型
、
魔術公式等，這些模型中的輪胎側向力
、
回正力矩只是輪胎側向變形的函數，沒有考慮輪胎滑跑速度
、
振動頻率對輪胎側向載荷的影響，從而導致模型不夠精確，計算響應與實際物理過程誤差較大
。
而飛機及起落架的輕量化設計需求提高，對擺振分析的精度要求也更高，因此有必要在擺振分析中考慮運動狀態對航空飛機輪胎側向動力學性能的影響
。

技術實現思路

[0003]針對上述存在的問題，本專利技術提供了一種飛機輪胎剛度測試用模型參數等效修正方法
。
[0004]本專利技術的技術方案是：一種飛機輪胎剛度測試用模型參數等效修正方法，包括以下步驟：
S1、
測試系統構建：在待測試飛機的起落架的上支柱與下支柱之間安裝一個扭轉作動器，用于調整飛機輪胎的偏轉角度及振動頻率，將所述起落架通過夾具固定在吊籃底部，所述吊籃兩側通過滑塊與滑軌滑動連接，吊籃頂部設有垂直作動器，所述垂直作動器固定設置于試驗室頂部，所述滑軌固定設置于試驗室兩側的固定橫梁上，試驗室下方設有飛輪；
S2、
測試試驗：驅動飛輪轉動，通過垂直作動器下放飛機輪胎與轉動中的飛輪接觸，并通過扭轉作動器調整飛機輪胎的角度和振動頻率，假設飛機輪胎轉速與振動頻率的比值相同的工況下，飛機輪胎的側向動力學特性是近似的，將需要模擬的飛機輪胎轉速
v1和振動頻率
f1代入等效公式中，等效公式為：
λ
=f1/v1，式中，
λ
為等效系數；由于在測試試驗中扭轉作動器能力受限，驅動頻率很難達到真實飛機起落架的
15Hz
以上振動頻率，因此采用等效飛機輪胎轉速
v2和等效振動頻率
f2來替代需要模擬的飛機輪胎轉速
v1和振動頻率
f1，將等效飛機輪胎轉速
v2和等效振動頻率
f2代入到等效公式中，滿足
λ
=f2/v2，因此，在等效振動頻率
f2及等效系數
λ
確定后，可通過
v2=f2/
λ
計算等效飛機輪胎轉速
v2；
S3、
數據擬合：通過等效飛機輪胎轉速
v2和等效振動頻率
f2擬合飛機輪胎的回正力矩幅值隨速度與振動頻率變化而變化的公式，由扭轉剛度修正系數表示，如下式：，式中，
τ
t1
為真實扭轉剛度修正系數，
τ
t2
為等效扭轉剛度修正系數；通過等效飛機輪胎轉速
v2和等效振動頻率
f2擬合飛機輪胎的側向力幅值隨速度與振動頻率變化而變化的公式，由側向剛度修正系數表示，如下式：，式中，
τ
l1
為真實側向剛度修正系數，
τ
l2
為等效側向剛度修正系數
。
[0005]進一步地，所述步驟
S1
中所述飛輪由驅動電機驅動，所述吊籃頂部兩側各設有一個減震器，所述減震器底部與所述固定橫梁連接
。
[0006]說明：通過減震器避免試驗過程中出現數據波動過大的問題
。
[0007]進一步地，所述步驟
S1
中起落架兩側扭力臂上粘貼有應變儀
。
[0008]說明：通過應變儀監測動態響應數據
。
[0009]進一步地，所述步驟
S2
中振動頻率
f1的取值范圍為
10~20Hz
，等效振動頻率
f2的取值范圍為
0.25~1Hz。
[0010]說明：所限定的振動頻率范圍為一般情況下飛機輪胎的常見振動頻率范圍
。
[0011]進一步地，所述步驟
S2
中飛機輪胎轉速
v1的取值范圍為
10~125m/s
，等效飛機輪胎轉速
v2的取值范圍為
2~20m/s。
[0012]說明：所限定的飛機輪胎轉速為一般情況下飛機輪胎的常見轉速
。
[0013]進一步地，所述步驟
S2
中，共測試
10~20
組飛機輪胎的動態響應數據，動態響應數據包括飛機輪胎的偏轉角
α
、
飛機輪胎的垂向載荷
F
z
以及飛機輪胎的側向載荷與回正力矩
。
[0014]說明：通過監測收集多組動態響應數據從而實現數據擬合
。
[0015]更進一步地，所述步驟
S3
數據擬合前需要將數據進行標準化處理，所述標準化處理方法為：假設在飛機輪胎轉速
v1范圍內飛機輪胎的回正力矩振幅
M
的最小值為1，而飛機輪胎的回正力矩振幅
M
由下式確定：，式中，
k
α
是回正力矩系數，取
1m/rad
，
α
m
是限制角度，取
0.1745rad
，
α
是飛機輪胎的偏轉角，
F
z
是飛機輪胎的垂向載荷；通過動態響應數據中得到的多組飛機輪胎的偏轉角
α
、
飛機輪胎的垂向載荷
F
z
的數據，以及等效飛機輪胎轉速
v2隨等效振動頻率
f2變化而變化的數據，獲得等效扭轉剛度修正系數
τ
t2
的擬合公式，如下式所示：，同時通過數據反演得到參數
a1、a2、a3、a4、a5的值；假設在飛機輪胎轉速
v1范圍內飛機輪胎的橫向力
F
振幅最大值為1，而飛機輪胎的橫向力
F
由下式確定：，式中，
k
λ
是飛機輪胎的側向力系數；
通過等效飛機輪胎轉速
v2隨等效振動頻率
f2變化而變化的數據，獲得等效側向剛度修正系數
τ
l2
的擬合公式，如下式所示：，同時通過數據反演得到參數
a6的值<本文檔來自技高網...

【技術保護點】

【技術特征摘要】
1.
一種飛機輪胎剛度測試用模型參數等效修正方法，其特征在于，包括以下步驟：
S1、
測試系統構建：在待測試飛機的起落架的上支柱與下支柱之間安裝一個扭轉作動器（1），用于調整飛機輪胎的偏轉角度及振動頻率，將所述起落架通過夾具（2）固定在吊籃（3）底部，所述吊籃（3）兩側通過滑塊（4）與滑軌（5）滑動連接，吊籃（3）頂部設有垂直作動器（6），所述垂直作動器（6）固定設置于試驗室頂部，所述滑軌（5）固定設置于試驗室兩側的固定橫梁（7）上，試驗室下方設有飛輪（8）；
S2、
測試試驗：驅動飛輪（8）轉動，通過垂直作動器（6）下放飛機輪胎與轉動中的飛輪（8）接觸，并通過扭轉作動器（1）調整飛機輪胎的角度和振動頻率，假設飛機輪胎轉速與振動頻率的比值相同的工況下，飛機輪胎的側向動力學特性是近似的，將需要模擬的飛機輪胎轉速
v1和振動頻率
f1代入等效公式中，等效公式為：
λ
=f1/v1，式中，
λ
為等效系數；由于在測試試驗中扭轉作動器（1）能力受限，驅動頻率很難達到真實飛機起落架的
15Hz
以上振動頻率，因此采用等效飛機輪胎轉速
v2和等效振動頻率
f2來替代需要模擬的飛機輪胎轉速
v1和振動頻率
f1，將等效飛機輪胎轉速
v2和等效振動頻率
f2代入到等效公式中，滿足
λ
=f2/v2，因此，在等效振動頻率
f2及等效系數
λ
確定后，可通過
v2=f2/
λ
計算等效飛機輪胎轉速
v2；
S3、
數據擬合：通過等效飛機輪胎轉速
v2和等效振動頻率
f2擬合飛機輪胎的回正力矩幅值隨速度與振動頻率變化而變化的公式，由扭轉剛度修正系數表示，如下式：，式中，
τ
t1
為真實扭轉剛度修正系數，
τ
t2
為等效扭轉剛度修正系數；通過等效飛機輪胎轉速
v2和等效振動頻率
f2擬合飛機輪胎的側向力幅值隨速度與振動頻率變化而變化的公式，由側向剛度修正系數表示，如下式：，式中，
τ
l1
為真實側向剛度修正系數，
τ
l2
為等效側向剛度修正系數
。2.
根據權利要求1所述的一種飛機輪胎剛度測試用模型參數等效修正方法，其特征在于，所述步驟
S1
中所述飛輪（8）由驅動電機（9）驅動，所述吊籃（3）頂部兩側各設有一個減震器（
10
），所述減震器（
10
）底部與所述固定橫梁（7）連接
。3.
根據權利要求1所述的一種飛機輪胎剛度測試用模型參數等效修正方法，其特征在于，所述步驟
S1
中起落架兩側扭力臂上粘貼有應變儀
。4.
根據權利要求1所述的一種飛機輪胎剛度測試用模型參數等效修正方法，其特征在于，所述步驟
S2
中振動頻率
f1的取值范圍為
10~20Hz
，等效振動頻率
f2的取值范圍為
0...

【專利技術屬性】
技術研發人員：劉沖沖，王彬文，張宇，劉勝利，黎偉明，馬曉利，白春玉，王計真，
申請(專利權)人：中國飛機強度研究所，
類型：發明
國別省市：