（中航通飛研究院有限公司，廣東 珠海 519040）

1 引言

起落架是飛機(jī)重要承力部件，在飛機(jī)起降過程中擔(dān)負(fù)著極其重要的使命。在研發(fā)過程中，設(shè)計(jì)人員需深入了解與起落架相關(guān)的機(jī)構(gòu)學(xué)、運(yùn)動(dòng)學(xué)，分析其靜動(dòng)特性，爭(zhēng)取用最輕的重量、最緊湊的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)出最為安全可靠的起落架。起落架的一個(gè)重要指標(biāo)是，在飛機(jī)降落撞擊時(shí)減小地面對(duì)機(jī)輪的作用力，從而改善飛機(jī)結(jié)構(gòu)受載情況[1]。搖臂式起落架被廣泛用于小型飛機(jī)，其優(yōu)點(diǎn)是通過設(shè)計(jì)一個(gè)小行程緩沖器，利用杠桿原理將機(jī)輪的緩沖行程放大，達(dá)到降低飛機(jī)著陸過載的目的。

傳統(tǒng)的起落架研發(fā)過程為設(shè)計(jì)，生產(chǎn)，試驗(yàn)，根據(jù)試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計(jì)，重新生產(chǎn)和試驗(yàn)，經(jīng)過多輪迭代后才能獲得較優(yōu)的產(chǎn)品，研制周期長(zhǎng)，經(jīng)費(fèi)高。

起落架動(dòng)力學(xué)仿真技術(shù)，是指在起落架研發(fā)過程中，通過合理的假設(shè)，在專業(yè)分析軟件中建立起落架的動(dòng)力學(xué)模型，針對(duì)起落架在使用中的各種工況進(jìn)行仿真分析，預(yù)測(cè)起落架的緩沖性能，根據(jù)仿真結(jié)果給出優(yōu)化方案，從而實(shí)現(xiàn)最優(yōu)設(shè)計(jì)。本文以某型飛機(jī)搖臂式起落架為對(duì)象，運(yùn)用動(dòng)力學(xué)仿真技術(shù)，研究起落架的動(dòng)態(tài)性能。

2 起落架動(dòng)力學(xué)模型

2.1 起落架動(dòng)力學(xué)模型的一般假設(shè)

一般把搖臂式起落架動(dòng)力學(xué)模型簡(jiǎn)化成圖1所示。將起

落架所承受的飛機(jī)重量簡(jiǎn)化為一個(gè)集中重量，有上下運(yùn)動(dòng)自由度。起落架支架和搖臂均簡(jiǎn)化為彈性梁，搖臂可繞轉(zhuǎn)軸運(yùn)動(dòng)。輪胎重量和轉(zhuǎn)動(dòng)慣量集中作用在輪軸上。分別用兩個(gè)非線性彈簧模擬輪胎垂向和航向變形。緩沖器簡(jiǎn)化成彈簧、液壓阻尼器和摩擦阻尼器的并聯(lián)體。其中，緩沖器和輪胎的模擬是模型重點(diǎn)關(guān)注的部分。大型通用軟件 Abaqus提供較好的工具，可通過建立有限元模型比較有效地模擬緩沖器和輪胎。

圖1 搖臂式起落架動(dòng)力學(xué)模型

2.2 起落架有限元模型

起落架三維實(shí)體模型見圖 2。將實(shí)體模型導(dǎo)入 Abaqus CAE中，得到各主要部件的質(zhì)心位置、質(zhì)量、轉(zhuǎn)動(dòng)慣量以及各部件連接點(diǎn)位置等。在有限元模型中，beam單元模擬支架及搖臂，shell單元模擬輪胎，translator運(yùn)動(dòng)副模擬緩沖器，hinge運(yùn)動(dòng)副模擬支架與搖臂、搖臂與機(jī)輪之間的相對(duì)運(yùn)動(dòng)關(guān)系，point mass/inertia單元調(diào)配各部件質(zhì)心參數(shù)，使用boundary condition約束支架的運(yùn)動(dòng)，使支架只能在垂直方向上自由移動(dòng)。起落架有限元模型見圖3。

圖2 CATIA中起落架幾何模型

圖3 起落架有限元模型

2.3 緩沖器參數(shù)

起落架采用具有變油孔的油-氣緩沖器。油-氣緩沖器用空氣儲(chǔ)存能量，消散能量則通過油液以一定的控制速度流經(jīng)通油孔產(chǎn)生節(jié)流阻尼實(shí)現(xiàn)。油-氣緩沖器的緩沖特性綜合反映在緩沖器軸向力上。軸向力分解為空氣彈簧力、油液阻尼力和干摩擦力等三部分，關(guān)系式如下[2]：

在Abaqus 軟件中使用translator運(yùn)動(dòng)副中可實(shí)現(xiàn)空氣彈簧力、油液阻尼力和干摩擦力等的參數(shù)設(shè)置。

2.4 輪胎剛度及摩擦系數(shù)

輪胎與地面接觸后，垂向力是輪胎壓縮量的函數(shù)。假設(shè)輪胎材料為橡膠，彈性模型為 20MPa，通過調(diào)節(jié)輪胎 shell單元的厚度可最終逼近輪胎垂向彈簧的剛度。由于帶轉(zhuǎn)的輪胎相對(duì)于地面有切向運(yùn)動(dòng)，在摩擦力（航向力）的作用下，輪胎產(chǎn)生切向變形。一般認(rèn)為輪胎-地面摩擦系數(shù)是關(guān)于滑移比的函數(shù)，其關(guān)系如圖4所示[2]。定義輪胎與地面的接觸關(guān)系后，在contact property的tangential behavior選項(xiàng)可輸入此關(guān)系曲線。由于缺乏輪胎切向剛度資料，因此模型沒有重點(diǎn)模擬輪胎切向剛度。

圖4 輪胎-地面摩擦系數(shù)與滑移比的關(guān)系曲線

3 起落架動(dòng)力學(xué)分析結(jié)果

起落架落震試驗(yàn)是驗(yàn)證起落架緩沖特性的重要試驗(yàn)。進(jìn)行某型飛機(jī)起落架落震試驗(yàn)時(shí)，機(jī)輪外廓切向速度為 146 km/h，起落架從0.475 m高度自由落體。使用abaqus顯式求解器dynamic explicit分析起落架的動(dòng)響應(yīng)過程。

圖5給出了緩沖器完成第一次壓縮和反彈過程中垂向力和航向力時(shí)間歷程曲線。從數(shù)據(jù)可以看出，航向力仿真峰值相對(duì)試驗(yàn)峰值出現(xiàn)得較晚，而垂向力仿真峰值比試驗(yàn)峰值出現(xiàn)得較早。此外，無論是航向力還是垂向力峰值，其仿真結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果都很接近，相對(duì)誤差在2000 N以內(nèi)，精度滿足工程應(yīng)用要求。從曲線還可以發(fā)現(xiàn)，在0.4 s之后，垂向力的仿真結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果吻合得很好，航向力仿真值與試驗(yàn)值的很接近，均穩(wěn)定在零附近。由此可見，在仿真分析中，航向力的計(jì)算精度在很大程度上影響了垂向力的精度。

圖5 起落架動(dòng)響應(yīng)結(jié)果

總體來看，某型飛機(jī)起落架動(dòng)力學(xué)仿真分析結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果比較吻合，說明起落架動(dòng)力學(xué)仿真技術(shù)有效可靠，可在起落架研發(fā)過程發(fā)揮很好的作用。

4 結(jié)論

（1）起落架動(dòng)力學(xué)仿真技術(shù)能有效地預(yù)測(cè)了起落架的性能。在迭代優(yōu)化設(shè)計(jì)階段，起落架仿真技術(shù)可以代替落震試驗(yàn)對(duì)當(dāng)前的設(shè)計(jì)方案進(jìn)行評(píng)估，直到最優(yōu)方案確定后才進(jìn)行產(chǎn)品制造和試驗(yàn)，從而縮短了研制周期，節(jié)省研發(fā)經(jīng)費(fèi)。

（2）為了提高仿真精度，需進(jìn)一步細(xì)化輪胎-地面摩擦系數(shù)，并尋找可以有效模擬輪胎切向剛度的方法，從而提高航向力的計(jì)算精度。

（3）起落架動(dòng)力學(xué)仿真技術(shù)還可用于分析更為復(fù)雜的工程問題，如將起落架有限元模型裝配到飛機(jī)全機(jī)動(dòng)力學(xué)分析有限元模型上，模擬復(fù)雜的飛機(jī)著陸撞擊過程。

【符號(hào)說明】

AO——通油孔面積，是關(guān)于SM的函數(shù)

Cd——通油孔阻尼系數(shù)，取0.75

FA——壓氣面積

FO——壓油面積

n——空氣多變指數(shù)，取1.07

P0——?dú)馇怀跏級(jí)毫?/p>

QA——空氣彈簧力

QF——干摩擦力

QO——油液阻尼力

QV——軸向力

SM——緩沖器行程

——緩沖器壓縮速度

VA——?dú)馇怀跏俭w積

μ——摩擦系數(shù)，取0.04

ρO——油液密度

[1]《飛機(jī)設(shè)計(jì)手冊(cè)》總編委會(huì).飛機(jī)設(shè)計(jì)手冊(cè)第14冊(cè)[M].北京:航空工業(yè)出版社,2002.12.

[2]《飛機(jī)設(shè)計(jì)手冊(cè)》總編委會(huì).飛機(jī)設(shè)計(jì)手冊(cè)第9冊(cè)[M].北京:航空工業(yè)出版社,2001.12.