萬健平，孫福強(qiáng)，黃瑞泉

（洪都航空工業(yè)集團(tuán)，江西 南昌330024）

飛機(jī)在著陸或不平坦的跑道高速滑行過程中，會產(chǎn)生較大沖擊載荷， 為了減輕這些沖擊載荷對機(jī)體產(chǎn)生不良影響，則要求由機(jī)輪、緩沖器、起落架主支架構(gòu)成的起落架系統(tǒng)能夠最大限度地減緩這些沖擊能量傳遞至飛機(jī)結(jié)構(gòu)， 有效降低地面沖擊載荷對機(jī)體結(jié)構(gòu)的影響。

起落架緩沖性能高低是直接影響到飛機(jī)性能和壽命的重要因素。 國外十幾年前就開始采用專業(yè)機(jī)械系統(tǒng)仿真設(shè)計(jì)軟件進(jìn)行起落架虛擬樣機(jī)設(shè)計(jì)，它的顯著優(yōu)點(diǎn)是研制周期短、效率高、成本低；國內(nèi)雖有利用仿真軟件進(jìn)行輔助設(shè)計(jì)和分析方面的著述，但軟件仿真結(jié)果與起落架結(jié)構(gòu)建模精確程度有很大關(guān)系，現(xiàn)在還處于探索和研究階段，目前我國主要采用傳統(tǒng)方法（設(shè)計(jì)制造、試驗(yàn)驗(yàn)證和修改設(shè)計(jì)）進(jìn)行起落架項(xiàng)目研制。

根據(jù)起落架結(jié)構(gòu)的不同，分為支柱式、搖臂式和其它形式，其吸耗能構(gòu)件—緩沖器則分為油液形式、氣體式、橡皮或彈簧形式等。 現(xiàn)普遍采用的油氣式緩沖器，有單腔定截面和變截面油孔及雙腔定截面、變截面油孔等形式。 本文涉及的起落架緩沖器即為單腔變截面油孔緩沖設(shè)計(jì)， 它的優(yōu)點(diǎn)是能將大部分沖擊能量變換為熱能耗散掉，并具有結(jié)構(gòu)緊湊、使用可靠等特點(diǎn)， 但對某些關(guān)鍵部件的制造工藝性要求較高，否則將難以獲得理想的緩沖效能。

1 問題

緩沖器是起落架系統(tǒng)中最重要的吸耗能部件，其合理、 高效的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)關(guān)系到整個(gè)緩沖系統(tǒng)的吸耗能效率。 某機(jī)型主起設(shè)計(jì)時(shí)，為減小起落架結(jié)構(gòu)尺寸，提升緩沖性能，采用了單腔油氣式變截面油孔緩沖器設(shè)計(jì)，結(jié)構(gòu)原理見圖1，它的顯著特點(diǎn)是：結(jié)構(gòu)簡單、緊湊，吸耗能效率高等。 然而在進(jìn)行起落架落震試驗(yàn)過程中，發(fā)現(xiàn)其緩沖性能并不十分理想，出現(xiàn)了載荷及吸耗能效率不穩(wěn)定等問題（見圖2、圖3），嚴(yán)重影響起落架整體的緩沖性能。

圖1 緩沖器結(jié)構(gòu)圖

圖2 不同滑蓋情況，載荷及緩沖器壓縮量曲線

圖3 不同滑蓋情況，緩沖器壓縮量周期變化對比曲線

2 故障原因

落震試驗(yàn)過程中，通過對緩沖器的氣腔體積（注油量）、壓力，油量及正反行程油孔子直徑、滑蓋厚度等相關(guān)參數(shù)進(jìn)行調(diào)整后， 起落架載荷及吸耗能情況有一定改善，但呈現(xiàn)性能不穩(wěn)定，載荷、效率系數(shù)時(shí)高時(shí)低，且無明顯的規(guī)律性。 為了查明故障原因，改善起落架的緩沖特性， 經(jīng)過對緩沖器結(jié)構(gòu)和試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行細(xì)致的分析后， 認(rèn)為活塞結(jié)構(gòu)上的三個(gè)阻尼油孔理論上雖為圓周均勻分布，但在實(shí)際加工時(shí)，因存在一定誤差， 使滑蓋在工作過程中受力不均而產(chǎn)生傾斜，加之滑桿和滑蓋表面光潔度不佳、滑桿與滑蓋間隙較小等因素， 造成滑蓋在運(yùn)動過程中隨機(jī)性摩擦卡滯，致使油流阻尼特性不穩(wěn)定，從而導(dǎo)致了起落架緩沖性能不穩(wěn)定。 由圖2、圖3 中對比曲線可以看出，當(dāng)滑蓋正行程運(yùn)動過程中出現(xiàn)卡滯時(shí)，阻尼系數(shù)增大，系統(tǒng)諧振周期延長，相應(yīng)曲線上升段出現(xiàn)滯后，正行程吸耗能量不充分，載荷峰值升高，效率系數(shù)降低。 為了驗(yàn)證分析結(jié)果，去除滑蓋（不改變正反行程阻尼，油阻尼系數(shù)減?。┖筮M(jìn)行試驗(yàn)，試驗(yàn)結(jié)果非常穩(wěn)定（見圖4、圖6），未出現(xiàn)大的載荷及效率系數(shù)波動，充分證明了上述判斷的正確性，同時(shí)也為緩沖結(jié)構(gòu)改進(jìn)指明了方向。

圖4 無滑蓋，載荷及緩沖器壓縮量曲線

圖5 改進(jìn)滑蓋，載荷及緩沖器壓縮量曲線

圖6 無滑蓋，緩沖器壓縮量周期變化對比曲線

圖7 改進(jìn)滑蓋，緩沖器壓縮量周期變化對比曲線

3 解決措施

故障原因查明后， 對滑蓋結(jié)構(gòu)進(jìn)行了更改設(shè)計(jì)（見圖8），同時(shí)對滑桿進(jìn)行相應(yīng)加長，并對滑蓋和滑桿接觸面進(jìn)行拋光處理， 盡量降低二者間的滑動摩擦系數(shù)。 結(jié)構(gòu)改進(jìn)后， 重新進(jìn)行了試驗(yàn)， 結(jié)果表明， 載荷峰值有所下降， 緩沖性能也比較穩(wěn)定， 改進(jìn)效果良好（見圖5 和圖7）。

圖8 a 滑蓋原件，b 滑蓋改進(jìn)件

4 結(jié)語

通過對該起落架緩沖性能問題的研究， 表明在起落架緩沖器結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)中， 不僅要考慮結(jié)構(gòu)上的合理性，還應(yīng)充分考慮活動部件的靈活性，有時(shí)往往因?qū)δ承┘?xì)節(jié)問題考慮不周，而導(dǎo)致不良結(jié)果。

上述起落架緩沖器為典型緩沖結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)， 有多個(gè)型號起落架采用了類似結(jié)構(gòu)， 該故障解決案例為日后起落架結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)和類似問題的排查提供了參照。

[1]麻士東.飛機(jī)起落架緩沖系統(tǒng)動力學(xué)仿真研究，南京航空航天大學(xué)碩士論文，2004.2.

[2]晉萍.飛機(jī)起落架動態(tài)性能仿真分析，南京航空航天大學(xué)碩士論文，2003.2.

[3]隋福成.飛機(jī)起落架緩沖器數(shù)學(xué)模型研究，沈陽飛機(jī)設(shè)計(jì)研究所，2001.6.

[4]黨玲平.飛機(jī)起落架動態(tài)特性的分析與研究，西北工業(yè)大學(xué)碩士論文，2006.3.