杜 瑞 ，許 鋒

(南京航空航天大學(xué) 飛行器先進(jìn)設(shè)計(jì)技術(shù)國(guó)防重點(diǎn)學(xué)科實(shí)驗(yàn)室，江蘇 南京 210016)

大型民用飛機(jī)起落架應(yīng)急斷離分析與仿真

杜 瑞 ，許 鋒

(南京航空航天大學(xué) 飛行器先進(jìn)設(shè)計(jì)技術(shù)國(guó)防重點(diǎn)學(xué)科實(shí)驗(yàn)室，江蘇 南京 210016)

起落架應(yīng)急斷離設(shè)計(jì)是民用飛機(jī)設(shè)計(jì)中必須考慮的問(wèn)題。根據(jù)適航相關(guān)規(guī)定，論述了起落架應(yīng)急斷離設(shè)計(jì)的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)要求。基于LMS Virtual. Lab Motion多體動(dòng)力學(xué)仿真平臺(tái)，建立了某型民用飛機(jī)主起落架的動(dòng)力學(xué)仿真模型。完成主起落架自由落震、地面滑跑過(guò)障礙物等情況的仿真計(jì)算，并著重對(duì)仿真過(guò)程中各斷離點(diǎn)載荷進(jìn)行分析，確定了相應(yīng)的斷離載荷和斷離序列，實(shí)現(xiàn)了大型民用飛機(jī)起落架應(yīng)急斷離動(dòng)力學(xué)特性的分析與仿真。

民用飛機(jī)；起落架；應(yīng)急斷離；LMS Virtual. Lab Motion；動(dòng)力學(xué)仿真；斷離序列

起落架是飛機(jī)重要的承力并兼有操縱特性的部件，在起降過(guò)程中，擔(dān)負(fù)著極其重要的使命。飛機(jī)的起飛和著陸是飛機(jī)事故的多發(fā)階段，大量統(tǒng)計(jì)表明，有50% 以上的安全事故發(fā)生在飛機(jī)起飛、著陸階段，這就要求起落架系統(tǒng)具有極高的安全特性[1]。

在民用飛機(jī)的設(shè)計(jì)中，為了降低事故的嚴(yán)重程度，減少對(duì)機(jī)組人員及乘客的傷害，國(guó)外成熟的機(jī)型往往在飛機(jī)主起落架結(jié)構(gòu)與機(jī)翼連接處采用應(yīng)急斷離設(shè)計(jì)。在起落架結(jié)構(gòu)承受大過(guò)載的情況下，實(shí)現(xiàn)起落架與機(jī)翼結(jié)構(gòu)的安全分離，從而避免因起落架失效而引發(fā)周邊機(jī)翼機(jī)身結(jié)構(gòu)的破壞，保護(hù)機(jī)翼油箱，防止失火爆炸[2]。

本文基于LMS Virtual. Lab Motion軟件在三維空間建立了某型民用飛機(jī)的主起落架多體動(dòng)力學(xué)模型，對(duì)飛機(jī)起降過(guò)程中可能遇到的大過(guò)載情況進(jìn)行動(dòng)力學(xué)仿真分析，對(duì)比不同參數(shù)對(duì)起落架應(yīng)急斷離特性的影響，得出相關(guān)結(jié)論，為起落架應(yīng)急斷離設(shè)計(jì)提供參考。

1 結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)要求

起落架應(yīng)急斷離設(shè)計(jì)屬于飛機(jī)結(jié)構(gòu)抗墜性的研究?jī)?nèi)容。飛機(jī)結(jié)構(gòu)的抗墜性是指在相關(guān)情況下飛機(jī)結(jié)構(gòu)的安全性，這種結(jié)構(gòu)安全性是指在墜撞發(fā)生時(shí)保障飛機(jī)上人員安全的特性，即結(jié)構(gòu)可以發(fā)生破壞，但是盡量保障飛機(jī)上人員的安全[3]。

在空難事故中，燃油溢出引發(fā)火災(zāi)甚至爆炸是造成大量人員傷亡的重要原因。為了避免因起落架的失效而引起機(jī)翼機(jī)身結(jié)構(gòu)件的破壞，保護(hù)機(jī)翼油箱，現(xiàn)代民用飛機(jī)主要通過(guò)在起落架接頭部位設(shè)計(jì)薄弱區(qū)來(lái)實(shí)現(xiàn)緊急情況下起落架結(jié)構(gòu)與機(jī)翼機(jī)身結(jié)構(gòu)的安全分離。常見(jiàn)的薄弱結(jié)構(gòu)為軸銷形式，因而稱為應(yīng)急斷離銷[4]。

美國(guó)聯(lián)邦航空管理局(FAR)頒布的FAR25適航標(biāo)準(zhǔn)和中國(guó)民用航空管理局(CAAR)頒布的CCAR25適航標(biāo)準(zhǔn)都對(duì)起落架應(yīng)急斷離做了明確的規(guī)定。

其中在CCAR25部[5]的25.721(a)中規(guī)定，主起落架系統(tǒng)設(shè)計(jì)必須符合如下要求，即如果在起飛和著陸過(guò)程中起落架因超載而損壞(假定超載向上向后作用)，其損壞狀態(tài)不可能導(dǎo)致下列后果：

a.客座量(不包含駕駛員)等于或小于9座的飛機(jī)，機(jī)身內(nèi)任何燃油系統(tǒng)溢出足夠量的燃油構(gòu)成起火危險(xiǎn)。

b.客座量(不包含駕駛員)等于或大于10座的飛機(jī)，燃油系統(tǒng)任何部分溢出足夠量的燃油構(gòu)成起火危險(xiǎn)。

在25.305中對(duì)應(yīng)急斷離結(jié)構(gòu)有如下要求:

a.結(jié)構(gòu)必須能夠承受限制載荷而無(wú)有害的永久變形。在直到限制載荷的任何載荷作用下，變形不得妨礙安全運(yùn)行。

b.結(jié)構(gòu)必須能夠承受極限載荷至少3s而不破壞。

因此，起落架應(yīng)急斷離設(shè)計(jì)應(yīng)滿足適航標(biāo)準(zhǔn)中的相關(guān)規(guī)定，在飛機(jī)發(fā)生墜撞時(shí)，主起落架與機(jī)翼連接部位的斷離銷能夠在機(jī)翼機(jī)構(gòu)破壞前首先斷離，從而不會(huì)導(dǎo)致起落架扯破機(jī)翼油箱造成燃油泄漏等危險(xiǎn)。

2 主起落架應(yīng)急斷離方案

本文以某型民用飛機(jī)為研究對(duì)象，其主起落架結(jié)構(gòu)如圖1所示，主起落架前耳1與機(jī)翼后梁采用轉(zhuǎn)動(dòng)副連接，后耳2鉸接在起落架支撐梁上，側(cè)撐桿與側(cè)撐桿接頭3連接處通過(guò)轉(zhuǎn)動(dòng)副連接。

1—前耳；2—后耳；3—側(cè)撐桿接頭

在異常情況下，起落架可能遇到以下過(guò)載：

a.飛機(jī)以過(guò)大下沉速度硬著陸，起落架受到過(guò)大垂直載荷。

b.起落架輪胎撞擊或通過(guò)障礙物，起落架受到過(guò)大阻力。

在以上情況下，起落架承受載荷超過(guò)極限載荷，起落架會(huì)逐步斷離，存在多個(gè)斷離點(diǎn)。分別將前耳1、后耳2、側(cè)撐桿接頭3處的軸銷連接設(shè)計(jì)為主起落架的薄弱區(qū)，起落架在受到大過(guò)載情況時(shí)這些薄弱區(qū)會(huì)逐步斷離，最后起落架從機(jī)翼機(jī)身結(jié)構(gòu)上脫離，從而達(dá)到保護(hù)機(jī)翼油箱的作用。

3 起落架動(dòng)力學(xué)模型的建立

3.1主起落架CAD模型

一般大型飛機(jī)起落架結(jié)構(gòu)復(fù)雜，包含子結(jié)構(gòu)部件較多，本文在不改變起落架機(jī)構(gòu)原理的情況下對(duì)主起落架結(jié)構(gòu)進(jìn)行簡(jiǎn)化，略去對(duì)模型分析不必要的部件，去除起落架結(jié)構(gòu)件之間的連接件，以相應(yīng)的運(yùn)動(dòng)副代替。動(dòng)力學(xué)分析中很難監(jiān)測(cè)銷軸上力的變化，所以對(duì)于主起落架與機(jī)翼連接的3個(gè)薄弱區(qū)的軸銷連接，同樣以運(yùn)動(dòng)副代替，并以運(yùn)動(dòng)副上的載荷代替應(yīng)急斷離銷的載荷。將構(gòu)建的主起落架各部件CATIA模型依次導(dǎo)入LMS Motion軟件中，添加相應(yīng)的運(yùn)動(dòng)副以及裝配關(guān)系，得到如圖2所示的主起落架系統(tǒng)模型。

圖2 建立的主起落架三維模型

3.2起落架緩沖系統(tǒng)的力學(xué)模型

起落架的緩沖系統(tǒng)主要包括緩沖器和輪胎兩部分，施加的力包括緩沖支柱軸向力、輪胎力以及重力等。緩沖器支柱軸向力包括空氣彈簧力、油液阻尼力、緩沖器結(jié)構(gòu)限制力等。相關(guān)力的施加如下：

a.空氣彈簧力。

本文研究的大型民機(jī)起落架采用的是油-氣緩沖器，起落架空氣彈簧力基于理想氣體方程的單腔緩沖器定義，空氣彈簧力的計(jì)算表達(dá)式為：

(1)

式中：S為起落架緩沖支柱行程，m；Pair0為緩沖支柱初始?xì)怏w壓力，Pa；P0為大氣壓力，Pa；Vair0為緩沖支柱初始?xì)馐殷w積，m3；Aair為緩沖支柱壓氣面積，m2；ζ為多變指數(shù)。

b.油液阻尼力。

本文研究的大型民機(jī)起落架采用變油孔設(shè)計(jì)，對(duì)于變油孔緩沖器，在忽略側(cè)油孔的影響后，油液阻尼力的函數(shù)表達(dá)式為：

(2)

式中ξ為油壓綜合阻尼系數(shù)：

(3)

c.結(jié)構(gòu)限制力。

緩沖器結(jié)構(gòu)限制力Fl的定義主要用來(lái)限制模型中緩沖器行程的上下限值，其表達(dá)式為:

(4)

d.輪胎力。

使用LMS Virtual. Lab Motion中的complex tire模塊模擬輪胎力，根據(jù)模型輪胎的相關(guān)參數(shù)添加相應(yīng)的垂向剛度和側(cè)向剛度系數(shù)。

4 動(dòng)力學(xué)仿真分析

4.1下沉速度對(duì)起落架應(yīng)急斷離的影響

大型民機(jī)在最大著陸質(zhì)量下的著陸下沉速度值一般根據(jù)飛機(jī)的預(yù)計(jì)使用情況確定，對(duì)于該型飛機(jī)而言，其使用下沉速度遵循CCAR25部的規(guī)定，在著陸設(shè)計(jì)質(zhì)量下，下沉速度為3.05m/s。該型飛機(jī)最大著陸質(zhì)量為66 600kg，根據(jù)重心位置為主起落架加載等效質(zhì)量，以下沉速度3.05m/s、航向速度50m/s自由落震得到的各斷離點(diǎn)最大載荷作為各斷離點(diǎn)應(yīng)急斷離銷的限制載荷，設(shè)計(jì)安全系數(shù)為1.5，各斷離點(diǎn)軸銷的限制載荷和極限載荷見(jiàn)表1。

表1 各斷離點(diǎn)軸銷載荷

通過(guò)改變主起落架離地高度，實(shí)現(xiàn)主起落架分別以3.05m/s、3.66m/s、4.00m/s、5.00m/s、6.00m/s的下沉速度接觸跑道,航向速度設(shè)定為50m/s。其前耳、后耳、側(cè)撐桿軸銷載荷變化分別如圖3、圖4、圖5所示。

圖3 前耳軸銷載荷

由圖3～5可知，起落架在以3.05m/s、3.66m/s、4.00m/s/、5.00m/s的下沉速度著陸時(shí)，其著陸瞬間的最大載荷都小于極限載荷，理論上不會(huì)發(fā)生起落架斷離的危險(xiǎn)。當(dāng)起落架以6.00m/s的下沉速度著陸時(shí)，各個(gè)接頭承受的瞬時(shí)最大載荷都超過(guò)了各接頭的極限載荷，起落架會(huì)發(fā)生斷離的情況。

在極限載荷以上起落架會(huì)逐漸斷離，第一斷離點(diǎn)的確定極為重要。考慮到起落架應(yīng)急斷離設(shè)計(jì)的目的是為了保護(hù)機(jī)翼油箱，如果與起落架支撐梁相連接的后耳先斷離，前耳軸銷和側(cè)撐桿軸銷在斷離過(guò)程中，前耳和側(cè)撐桿接頭可能會(huì)被某些部件卡住從而撬斷機(jī)翼后梁，進(jìn)而破壞機(jī)翼結(jié)構(gòu)、損壞機(jī)翼油箱。為了確保后梁結(jié)構(gòu)的安全，將前耳軸銷設(shè)計(jì)為第一斷離點(diǎn)，其強(qiáng)度應(yīng)低于機(jī)翼后梁以及附近主承力構(gòu)件的強(qiáng)度，以保證起落架斷離時(shí)機(jī)翼翼盒主承力結(jié)構(gòu)不會(huì)發(fā)生破裂。

圖4 后耳軸銷載荷

圖5 側(cè)撐桿軸銷載荷

根據(jù)起落架支撐結(jié)構(gòu)強(qiáng)度確定的強(qiáng)度系數(shù)為1.1[6]，將前耳軸銷的斷離載荷設(shè)定為2 498kN。通過(guò)仿真計(jì)算，當(dāng)前耳軸銷載荷達(dá)到斷離載荷時(shí)，后耳軸銷載荷為3 216kN，側(cè)撐桿接頭軸銷載荷為150.34kN。考慮到前耳先斷離，因此稍微增大后耳和側(cè)撐桿軸銷斷離載荷，將后耳軸銷的斷離載荷設(shè)定為3 300kN，側(cè)撐桿軸銷的斷離載荷設(shè)定為157kN。此時(shí)在大下沉速度下，主起落架前耳軸銷將首先發(fā)生斷離，由圖6，7可以看出在前耳軸銷發(fā)生斷離后，后耳軸銷和側(cè)撐桿軸銷載荷將急劇變大，遠(yuǎn)遠(yuǎn)超過(guò)設(shè)定的斷離載荷，因而在前耳軸銷斷離后，后耳軸銷和側(cè)撐桿接頭軸銷也將發(fā)生斷離，起落架整體脫離機(jī)翼機(jī)身結(jié)構(gòu)。

圖6 后耳軸銷載荷變化

圖7 側(cè)撐桿軸銷載荷變化

4.2高速滑跑過(guò)程中障礙物對(duì)起落架應(yīng)急斷離的影響

飛機(jī)在高速滑跑狀態(tài)下通過(guò)障礙物，緩沖器突然壓縮，會(huì)產(chǎn)生較大的沖擊載荷。下面針對(duì)這種滑跑受載情況，分析其對(duì)主起落架前耳軸銷、后耳軸銷和側(cè)撐桿軸銷載荷的影響。該型民機(jī)最大起飛質(zhì)量為72 800kg，根據(jù)重心位置為主起落架施加等效質(zhì)量，作為高速滑跑狀態(tài)下的仿真質(zhì)量。

本文建立的障礙物是截面形狀為1-cos的凸起物，凸起物波長(zhǎng)為220mm，根據(jù)波音公司對(duì)機(jī)場(chǎng)道面平整度的評(píng)價(jià)標(biāo)準(zhǔn)[7](如圖8所示)，該波長(zhǎng)下凸起物波峰高度大于30mm即為不可接受的凸起物高度，會(huì)影響飛機(jī)的運(yùn)行安全。因而初步建立的凸起物波峰高度為30mm，波長(zhǎng)為220mm，障礙物側(cè)向?qū)挾葹? 000mm。大型民用飛機(jī)著陸接地速度一般為50m/s左右，起飛速度一般為60m/s左右，取最大速度60m/s作為高速滑跑的分析速度。

仿真過(guò)程中，設(shè)定仿真時(shí)間為40s，凸起物距滑跑啟動(dòng)點(diǎn)距離為1 000m，使全機(jī)進(jìn)入穩(wěn)定滑跑狀態(tài)，各參數(shù)平穩(wěn)后滑跑通過(guò)凸起物，方便觀察分析。如圖9～11所示，高速滑跑狀態(tài)下，主起落架通過(guò)凸起物，各軸銷將受到較大的瞬時(shí)沖擊載荷，在通過(guò)波長(zhǎng)為220mm，波峰高度為30mm的凸起物時(shí)，各軸銷載荷瞬時(shí)最大值都遠(yuǎn)小于4.1中確定的限制載荷，因而在此情況下起落架不會(huì)發(fā)生斷離的危險(xiǎn)。

圖8 波音公司機(jī)場(chǎng)道面平整度評(píng)價(jià)標(biāo)準(zhǔn)

圖9 前耳軸銷載荷

圖10 后耳軸銷載荷

保持飛機(jī)滑跑速度60m/s,凸起物波長(zhǎng)為220mm，不斷增加凸起物的高度進(jìn)行仿真計(jì)算，研究主起落架過(guò)凸起物瞬間的各斷離點(diǎn)軸銷載荷最大值的變化情況。表2給出了不同波峰高度下起落架過(guò)凸起物瞬間3個(gè)斷離點(diǎn)軸銷載荷最大值的變化情況。

圖11 側(cè)撐桿軸銷載荷

表2凸起物波峰高度變化對(duì)各斷離點(diǎn)軸銷載荷的影響

工況凸起物波長(zhǎng)/mm凸起物波峰高度/mm過(guò)凸起物瞬間各斷離點(diǎn)軸銷載荷最大值/kN前耳軸銷后耳軸銷側(cè)撐桿軸銷122030797．9933．949．22220351098．01063．068．23220401461．01222．091．04220451914．01490．0119．65220502396．01948．0150．16220552936．02465．0184．2

從表中可以看出，保持波長(zhǎng)不變，隨著凸起物高度增加，3個(gè)斷離點(diǎn)軸銷承受載荷將不斷增大。由工況6可以看出，前耳軸銷和側(cè)撐桿軸銷首先達(dá)到斷離載荷。因此，飛機(jī)在高速滑跑狀態(tài)下，主起落架過(guò)大障礙物，前耳軸銷和側(cè)撐桿軸銷承受載荷會(huì)首先達(dá)到斷離載荷并發(fā)生斷離，然后后耳軸銷載荷急劇增大發(fā)生斷離，起落架整個(gè)脫離機(jī)翼機(jī)身結(jié)構(gòu)。

5 結(jié)束語(yǔ)

本文論述了大型民用飛機(jī)起落架應(yīng)急斷離設(shè)計(jì)的原理以及適航的相關(guān)要求，提出了大型民機(jī)起落架應(yīng)急斷離的設(shè)計(jì)方案。根據(jù)給定的相關(guān)參數(shù)，利用LMS Virtual. Lab Motion多體動(dòng)力學(xué)仿真軟件建立了某型民用飛機(jī)主起落架系統(tǒng)的動(dòng)力學(xué)模型。針對(duì)飛機(jī)起降過(guò)程中可能遇到的大過(guò)載情況，分析了大下沉速度、高速滑跑過(guò)凸起物兩種狀況下起落架應(yīng)急斷離的動(dòng)力學(xué)特性，確定了斷離載荷和斷離順序。

本文僅對(duì)大型民機(jī)單獨(dú)主起落架系統(tǒng)進(jìn)行了仿真與分析，進(jìn)一步的研究工作是完善動(dòng)力學(xué)模型，建立包含機(jī)身、前起落架系統(tǒng)和主起落架系統(tǒng)的動(dòng)力學(xué)仿真模型，增加新的仿真工況，實(shí)現(xiàn)全機(jī)狀態(tài)下起落架應(yīng)急斷離特性的仿真計(jì)算與分析。

[1] 高澤迥, 黃振威. 飛機(jī)設(shè)計(jì)手冊(cè):起飛著陸系統(tǒng)設(shè)計(jì) (14 分冊(cè))[M]. 北京：航空工業(yè)出版社, 2002.

[2] SAE AIR4566．Crashworthy Landing Gear Design [S]. USA: SAE Technical Paper, 2007.

[3] 侯成義, 葛東云. 民用飛機(jī)結(jié)構(gòu)抗墜性設(shè)計(jì)的研究進(jìn)展[J]. 航空工程進(jìn)展, 2011(1):70-77.

[4] 范耀宇, 郭海沙, 馬世偉. 民用飛機(jī)吊掛應(yīng)急斷離設(shè)計(jì)研究[J]. 民用飛機(jī)設(shè)計(jì)與研究, 2010(4): 28-41.

[5] CCAR25R4.中國(guó)民用航空規(guī)章第25部：運(yùn)輸類飛機(jī)適航標(biāo)準(zhǔn) [S]. 北京：中國(guó)民航管理局，2001.

[6] 范祺鋒，王燕，李源，等. 一種起落架應(yīng)急斷離銷試驗(yàn)臺(tái)及試驗(yàn)方法:中國(guó)：CN 103630346 A[P]. 2014-03-12.

[7] Boeing Company. Runway Roughness Criteria [S]. USA:Boeing Structures Engineering Concurrence，1994-05-12.

Analysisandsimulationofemergencybreakawayforlargecivilaircraftlandinggear

DU Rui, XU Feng

(Nanjing University of Aeronautics and Astronautics, Jiangsu Nanjing, 210016, China)

It is necessary key item for civil aircraft design to focus on the emergency breakaway design of landing gear. According to the airworthiness regulations, it analyzes the structural requirements of the landing gear emergency breakaway design. Based on multi-body dynamical simulating plate of LMS Virtual Lab Motion, it establishes the dynamical model of an civil aircraft main landing gear, simulates the main landing gear model of free drop and taxiing obstacles, analyzes the disconnection point load, concludes the breakaway loads and the failure sequence. These results lead to the dynamical analysis and simulation of emergency breakaway for large civil aircraft landing gear.

landing gear; emergency breakaway; LMS Virtual Lab; dynamical simulation; failure sequence

10.3969/j.issn.2095-509X.2014.12.009

2014-11-25

江蘇高校優(yōu)勢(shì)學(xué)科建設(shè)工程資助項(xiàng)目

杜瑞(1989—)，男，江蘇淮安人，南京航空航天大學(xué)碩士研究生，主要研究方向?yàn)轱w機(jī)結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)仿真。

V226

A

2095-509X(2014)12-0038-05