許成杰

摘 要：輪載信號(hào)是飛機(jī)相關(guān)系統(tǒng)進(jìn)行空地狀態(tài)判斷的重要信號(hào)，輪載信號(hào)觸發(fā)時(shí)間對(duì)飛機(jī)各系統(tǒng)工作狀態(tài)具有重要影響。該文依據(jù)動(dòng)力學(xué)方法，初步建立了飛機(jī)從機(jī)輪接地至觸發(fā)輪載信號(hào)的動(dòng)力學(xué)模型，分析了飛機(jī)著陸狀態(tài)對(duì)輪載信號(hào)觸發(fā)時(shí)間的影響，對(duì)于飛機(jī)相關(guān)系統(tǒng)設(shè)計(jì)工作具有一定參考價(jià)值。

關(guān)鍵詞：著陸狀態(tài) 輪載信號(hào)觸發(fā)時(shí)間 動(dòng)力學(xué)模型

中圖分類號(hào)：TB47 文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：A 文章編號(hào)：1674-098X（2014）10（a）-0093-02

Analysis of the impact of aircraft landing status on the time to trigger the Weight on Wheel signal

XU Chengjie

（Shanghai Aircraft Design and Research Institute， Shanghai 200436，China）

Abstract：Weight on Wheel（WOW） signal is an electrical signal which plays an important role in confirming the air/ground condition of the airplane during landing phase. The time to trigger the WOW signal has important influence on the working condition of aircraft systems. Preliminary dynamic model from touchdown to the WOW signal is triggered was established according to dynamics method. Based on the dynamic model， the impact of landing status was analyzed.This model may have some reference value on the design of related aircraft systems.

Key words：Landing status Time to trigger the Weight on Wheel signal Dynamic model

輪載信號(hào)是直接表征飛機(jī)地空狀態(tài)的電氣信號(hào)，在著陸過(guò)程中，只有當(dāng)輪載信號(hào)明確指示飛機(jī)在地面時(shí)，相關(guān)飛機(jī)系統(tǒng)（剎車(chē)系統(tǒng)、飛控系統(tǒng)等）才能開(kāi)始工作[1][2]。例如，對(duì)于剎車(chē)系統(tǒng)，自動(dòng)剎車(chē)只有當(dāng)飛機(jī)在地面時(shí)才開(kāi)始工作，而自動(dòng)剎車(chē)可以有效縮短著陸滑跑距離、降低飛機(jī)對(duì)機(jī)場(chǎng)跑道的要求，因此輪載信號(hào)的觸發(fā)時(shí)間對(duì)飛機(jī)地面工作狀態(tài)有重要影響。經(jīng)研究，對(duì)輪載信號(hào)觸發(fā)時(shí)間的影響主要來(lái)自兩方面：一方面是緩沖器自身的設(shè)計(jì)參數(shù)，主要是緩沖支柱的充氣壓力、阻尼孔的阻尼系數(shù)等；另一方面是飛機(jī)的著陸狀態(tài)，主要是升力、重力、下沉速度等因素。在機(jī)型已經(jīng)確定的情況下，影響輪載信號(hào)觸發(fā)時(shí)間的主要是外部因素，該文著重研究飛機(jī)著陸狀態(tài)對(duì)輪載信號(hào)觸發(fā)時(shí)間的影響。

1 輪載信號(hào)的觸發(fā)

輪載信號(hào)的觸發(fā)一般通過(guò)傳感器檢測(cè)起落架緩沖支柱的位置變化來(lái)實(shí)現(xiàn)，當(dāng)前飛機(jī)的輪載信號(hào)傳感器多為接近式傳感器[3]，接近式傳感器包含一個(gè)由振蕩回路產(chǎn)生的高頻電磁場(chǎng)，該電磁場(chǎng)從傳感器感應(yīng)面輻射出來(lái)，根據(jù)感應(yīng)定律，當(dāng)具有導(dǎo)電能力的物體進(jìn)入該磁場(chǎng)會(huì)形成渦電流，渦電流消耗了振蕩回路的能量，振幅減小，傳感器可將該變化轉(zhuǎn)換成開(kāi)關(guān)信號(hào)，進(jìn)而判斷緩沖支柱的位置變化。

在實(shí)際設(shè)計(jì)中，一般將傳感器與緩沖支柱外筒固定，將標(biāo)靶設(shè)計(jì)成與扭力桿聯(lián)動(dòng)，當(dāng)緩沖支柱處于全伸長(zhǎng)狀態(tài)時(shí)，傳感器與標(biāo)靶保持“接近”狀態(tài)，即飛機(jī)處于“空中”；當(dāng)緩沖支柱壓縮時(shí)，標(biāo)靶“遠(yuǎn)離”傳感器，即飛機(jī)處于“地面”。

2 分析模型

根據(jù)已有設(shè)計(jì)經(jīng)驗(yàn)，著陸時(shí)，飄降（即飛機(jī)接地瞬時(shí)下沉速度為0）最不利于輪載信號(hào)的觸發(fā)，本文即針對(duì)這一情況進(jìn)行計(jì)算分析。以主起緩沖支柱氣腔以上的飛機(jī)部分為研究對(duì)象，對(duì)其彈跳過(guò)程即緩沖支柱壓縮過(guò)程進(jìn)行分析。

飛機(jī)接地時(shí)在垂直方向上的作用力為：重力、升力、緩沖支柱氣腔的支持力、緩沖支柱油孔阻尼力。其中重力即為飛機(jī)接地時(shí)總重，升力為：

（1）

式中為飛機(jī)升力系數(shù)，為空氣密度，為飛機(jī)著陸空速，機(jī)翼參考面積，由于接地至產(chǎn)生輪載信號(hào)時(shí)間很短，忽略這一過(guò)程中姿態(tài)角及空速變化，同時(shí)，在這一過(guò)程中，姿態(tài)角及空速應(yīng)逐漸減小，均有利于輪載信號(hào)的產(chǎn)生。同時(shí)，本模型假設(shè)擾流板打開(kāi)過(guò)程中，飛機(jī)升力系數(shù)按線性關(guān)系減小至完全打開(kāi)。

緩沖支柱氣腔支持力為：

（2）

式中為緩沖支柱初始充氣壓力，為氣腔橫截面積，為緩沖支柱行程。

緩沖支柱油孔阻尼力為：

（3）

式中為油孔阻尼系數(shù)，為緩沖支柱壓縮速度。

飛機(jī)豎直方向上的動(dòng)力學(xué)關(guān)系滿足：

ma （4）

式中，為飛機(jī)著陸時(shí)豎直方向所受合外力，為飛機(jī)著陸時(shí)質(zhì)量。

通過(guò)以上關(guān)系得到飛機(jī)著陸過(guò)程中各個(gè)時(shí)刻的加速度，再通過(guò)積分得到緩沖支柱行程的變化。根據(jù)輪載信號(hào)的觸發(fā)要求，緩沖支柱壓縮量在達(dá)到一定數(shù)量也就是標(biāo)靶遠(yuǎn)離接近傳感器一定距離且保持一段時(shí)間時(shí)即可確保觸發(fā)輪載信號(hào)，在以上模型中應(yīng)用這一邊界條件可以得出觸發(fā)輪載信號(hào)所需時(shí)間。

分析模型中，取t=0為緩沖支柱開(kāi)始?jí)嚎s的時(shí)刻，同時(shí)，該模型僅考慮飛機(jī)著陸時(shí)為雙側(cè)主起同時(shí)著陸的情形，單側(cè)主起著陸后，多數(shù)情形下另一側(cè)主起也會(huì)迅速接地，同樣適用于本模型。

3 計(jì)算結(jié)果

根據(jù)某型飛機(jī)的起落架緩沖支柱充氣壓力，機(jī)翼參考面積，氣腔橫截面積，油孔阻尼系數(shù)，基于Matlab R2012b，計(jì)算了幾種典型著陸狀態(tài)（大重量、中重量、小重量、大迎角、小迎角、大空速、中空速、小空速）下，從緩沖支柱開(kāi)始?jí)嚎s到輪載信號(hào)觸發(fā)（標(biāo)靶遠(yuǎn)離傳感器距離達(dá)到設(shè)定值）所需的時(shí)間，圖2及圖3為典型工況下緩沖支柱壓縮變化曲線。

由圖2可知，在著陸重量相同的情況下，升力越大，觸發(fā)輪載信號(hào)所需時(shí)間越長(zhǎng)，同時(shí)，在緩沖支柱壓縮量達(dá)到滿足輪載信號(hào)觸發(fā)的要求（圖中紅線所示為輪載信號(hào)觸發(fā)所需的臨界壓縮量）后，緩沖支柱均繼續(xù)壓縮，滿足觸發(fā)輪載信號(hào)所需要求。

由圖3可知，在升力變化相同的情況下，重力越大，觸發(fā)輪載信號(hào)所需時(shí)間越短，同時(shí)，在緩沖支柱壓縮量達(dá)到滿足輪載信號(hào)觸發(fā)的要求（圖中紅線所示為輪載信號(hào)觸發(fā)所需的臨界壓縮量）后，緩沖支柱均繼續(xù)壓縮，滿足觸發(fā)輪載信號(hào)所需要求。

根據(jù)以上各狀態(tài)計(jì)算結(jié)果，典型著陸狀態(tài)下輪載信號(hào)觸發(fā)時(shí)間范圍為0.15 s至1.5 s，同姿態(tài)角、同空速條件下，重量越大、觸發(fā)時(shí)間越短；同重量時(shí)，升力越小，觸發(fā)時(shí)間越短，且在達(dá)到輪載信號(hào)觸發(fā)所需壓縮量后緩沖支柱均繼續(xù)壓縮，滿足輪載信號(hào)觸發(fā)要求。經(jīng)過(guò)與某機(jī)型實(shí)際飛行數(shù)據(jù)對(duì)比，以上緩沖支柱壓縮量變化趨勢(shì)與試驗(yàn)數(shù)據(jù)基本一致，且輪載信號(hào)觸發(fā)時(shí)間與試驗(yàn)結(jié)果基本相當(dāng)。

4 結(jié)語(yǔ)

該文基于動(dòng)力學(xué)模型，建立了飛機(jī)從機(jī)輪接地至觸發(fā)輪載信號(hào)的動(dòng)力學(xué)模型，根據(jù)某型飛機(jī)實(shí)際參數(shù)，初步分析了重力、升力等因素對(duì)輪載信號(hào)觸發(fā)時(shí)間的影響，計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果基本一致，對(duì)其它機(jī)型的輪載信號(hào)觸發(fā)時(shí)間的計(jì)算有一定借鑒意義。

參考文獻(xiàn)

[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)：起飛著陸系統(tǒng)設(shè)計(jì)[M].北京：航空工業(yè)出版社，2001.

[2] 中國(guó)民航局.CCAR25-R4 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].中國(guó)：中國(guó)民用航空局，2011.

[3] 馮永勝.起落架系統(tǒng)輪載信號(hào)分析[J].科技資訊，2011（29）：28.endprint

摘 要：輪載信號(hào)是飛機(jī)相關(guān)系統(tǒng)進(jìn)行空地狀態(tài)判斷的重要信號(hào)，輪載信號(hào)觸發(fā)時(shí)間對(duì)飛機(jī)各系統(tǒng)工作狀態(tài)具有重要影響。該文依據(jù)動(dòng)力學(xué)方法，初步建立了飛機(jī)從機(jī)輪接地至觸發(fā)輪載信號(hào)的動(dòng)力學(xué)模型，分析了飛機(jī)著陸狀態(tài)對(duì)輪載信號(hào)觸發(fā)時(shí)間的影響，對(duì)于飛機(jī)相關(guān)系統(tǒng)設(shè)計(jì)工作具有一定參考價(jià)值。

關(guān)鍵詞：著陸狀態(tài) 輪載信號(hào)觸發(fā)時(shí)間 動(dòng)力學(xué)模型

中圖分類號(hào)：TB47 文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：A 文章編號(hào)：1674-098X（2014）10（a）-0093-02

Analysis of the impact of aircraft landing status on the time to trigger the Weight on Wheel signal

XU Chengjie

（Shanghai Aircraft Design and Research Institute， Shanghai 200436，China）

Abstract：Weight on Wheel（WOW） signal is an electrical signal which plays an important role in confirming the air/ground condition of the airplane during landing phase. The time to trigger the WOW signal has important influence on the working condition of aircraft systems. Preliminary dynamic model from touchdown to the WOW signal is triggered was established according to dynamics method. Based on the dynamic model， the impact of landing status was analyzed.This model may have some reference value on the design of related aircraft systems.

Key words：Landing status Time to trigger the Weight on Wheel signal Dynamic model

輪載信號(hào)是直接表征飛機(jī)地空狀態(tài)的電氣信號(hào)，在著陸過(guò)程中，只有當(dāng)輪載信號(hào)明確指示飛機(jī)在地面時(shí)，相關(guān)飛機(jī)系統(tǒng)（剎車(chē)系統(tǒng)、飛控系統(tǒng)等）才能開(kāi)始工作[1][2]。例如，對(duì)于剎車(chē)系統(tǒng)，自動(dòng)剎車(chē)只有當(dāng)飛機(jī)在地面時(shí)才開(kāi)始工作，而自動(dòng)剎車(chē)可以有效縮短著陸滑跑距離、降低飛機(jī)對(duì)機(jī)場(chǎng)跑道的要求，因此輪載信號(hào)的觸發(fā)時(shí)間對(duì)飛機(jī)地面工作狀態(tài)有重要影響。經(jīng)研究，對(duì)輪載信號(hào)觸發(fā)時(shí)間的影響主要來(lái)自兩方面：一方面是緩沖器自身的設(shè)計(jì)參數(shù)，主要是緩沖支柱的充氣壓力、阻尼孔的阻尼系數(shù)等；另一方面是飛機(jī)的著陸狀態(tài)，主要是升力、重力、下沉速度等因素。在機(jī)型已經(jīng)確定的情況下，影響輪載信號(hào)觸發(fā)時(shí)間的主要是外部因素，該文著重研究飛機(jī)著陸狀態(tài)對(duì)輪載信號(hào)觸發(fā)時(shí)間的影響。

1 輪載信號(hào)的觸發(fā)

輪載信號(hào)的觸發(fā)一般通過(guò)傳感器檢測(cè)起落架緩沖支柱的位置變化來(lái)實(shí)現(xiàn)，當(dāng)前飛機(jī)的輪載信號(hào)傳感器多為接近式傳感器[3]，接近式傳感器包含一個(gè)由振蕩回路產(chǎn)生的高頻電磁場(chǎng)，該電磁場(chǎng)從傳感器感應(yīng)面輻射出來(lái)，根據(jù)感應(yīng)定律，當(dāng)具有導(dǎo)電能力的物體進(jìn)入該磁場(chǎng)會(huì)形成渦電流，渦電流消耗了振蕩回路的能量，振幅減小，傳感器可將該變化轉(zhuǎn)換成開(kāi)關(guān)信號(hào)，進(jìn)而判斷緩沖支柱的位置變化。

在實(shí)際設(shè)計(jì)中，一般將傳感器與緩沖支柱外筒固定，將標(biāo)靶設(shè)計(jì)成與扭力桿聯(lián)動(dòng)，當(dāng)緩沖支柱處于全伸長(zhǎng)狀態(tài)時(shí)，傳感器與標(biāo)靶保持“接近”狀態(tài)，即飛機(jī)處于“空中”；當(dāng)緩沖支柱壓縮時(shí)，標(biāo)靶“遠(yuǎn)離”傳感器，即飛機(jī)處于“地面”。

2 分析模型

根據(jù)已有設(shè)計(jì)經(jīng)驗(yàn)，著陸時(shí)，飄降（即飛機(jī)接地瞬時(shí)下沉速度為0）最不利于輪載信號(hào)的觸發(fā)，本文即針對(duì)這一情況進(jìn)行計(jì)算分析。以主起緩沖支柱氣腔以上的飛機(jī)部分為研究對(duì)象，對(duì)其彈跳過(guò)程即緩沖支柱壓縮過(guò)程進(jìn)行分析。

飛機(jī)接地時(shí)在垂直方向上的作用力為：重力、升力、緩沖支柱氣腔的支持力、緩沖支柱油孔阻尼力。其中重力即為飛機(jī)接地時(shí)總重，升力為：

（1）

式中為飛機(jī)升力系數(shù)，為空氣密度，為飛機(jī)著陸空速，機(jī)翼參考面積，由于接地至產(chǎn)生輪載信號(hào)時(shí)間很短，忽略這一過(guò)程中姿態(tài)角及空速變化，同時(shí)，在這一過(guò)程中，姿態(tài)角及空速應(yīng)逐漸減小，均有利于輪載信號(hào)的產(chǎn)生。同時(shí)，本模型假設(shè)擾流板打開(kāi)過(guò)程中，飛機(jī)升力系數(shù)按線性關(guān)系減小至完全打開(kāi)。

緩沖支柱氣腔支持力為：

（2）

式中為緩沖支柱初始充氣壓力，為氣腔橫截面積，為緩沖支柱行程。

緩沖支柱油孔阻尼力為：

（3）

式中為油孔阻尼系數(shù)，為緩沖支柱壓縮速度。

飛機(jī)豎直方向上的動(dòng)力學(xué)關(guān)系滿足：

ma （4）

式中，為飛機(jī)著陸時(shí)豎直方向所受合外力，為飛機(jī)著陸時(shí)質(zhì)量。

通過(guò)以上關(guān)系得到飛機(jī)著陸過(guò)程中各個(gè)時(shí)刻的加速度，再通過(guò)積分得到緩沖支柱行程的變化。根據(jù)輪載信號(hào)的觸發(fā)要求，緩沖支柱壓縮量在達(dá)到一定數(shù)量也就是標(biāo)靶遠(yuǎn)離接近傳感器一定距離且保持一段時(shí)間時(shí)即可確保觸發(fā)輪載信號(hào)，在以上模型中應(yīng)用這一邊界條件可以得出觸發(fā)輪載信號(hào)所需時(shí)間。

分析模型中，取t=0為緩沖支柱開(kāi)始?jí)嚎s的時(shí)刻，同時(shí)，該模型僅考慮飛機(jī)著陸時(shí)為雙側(cè)主起同時(shí)著陸的情形，單側(cè)主起著陸后，多數(shù)情形下另一側(cè)主起也會(huì)迅速接地，同樣適用于本模型。

3 計(jì)算結(jié)果

根據(jù)某型飛機(jī)的起落架緩沖支柱充氣壓力，機(jī)翼參考面積，氣腔橫截面積，油孔阻尼系數(shù)，基于Matlab R2012b，計(jì)算了幾種典型著陸狀態(tài)（大重量、中重量、小重量、大迎角、小迎角、大空速、中空速、小空速）下，從緩沖支柱開(kāi)始?jí)嚎s到輪載信號(hào)觸發(fā)（標(biāo)靶遠(yuǎn)離傳感器距離達(dá)到設(shè)定值）所需的時(shí)間，圖2及圖3為典型工況下緩沖支柱壓縮變化曲線。

由圖2可知，在著陸重量相同的情況下，升力越大，觸發(fā)輪載信號(hào)所需時(shí)間越長(zhǎng)，同時(shí)，在緩沖支柱壓縮量達(dá)到滿足輪載信號(hào)觸發(fā)的要求（圖中紅線所示為輪載信號(hào)觸發(fā)所需的臨界壓縮量）后，緩沖支柱均繼續(xù)壓縮，滿足觸發(fā)輪載信號(hào)所需要求。

由圖3可知，在升力變化相同的情況下，重力越大，觸發(fā)輪載信號(hào)所需時(shí)間越短，同時(shí)，在緩沖支柱壓縮量達(dá)到滿足輪載信號(hào)觸發(fā)的要求（圖中紅線所示為輪載信號(hào)觸發(fā)所需的臨界壓縮量）后，緩沖支柱均繼續(xù)壓縮，滿足觸發(fā)輪載信號(hào)所需要求。

根據(jù)以上各狀態(tài)計(jì)算結(jié)果，典型著陸狀態(tài)下輪載信號(hào)觸發(fā)時(shí)間范圍為0.15 s至1.5 s，同姿態(tài)角、同空速條件下，重量越大、觸發(fā)時(shí)間越短；同重量時(shí)，升力越小，觸發(fā)時(shí)間越短，且在達(dá)到輪載信號(hào)觸發(fā)所需壓縮量后緩沖支柱均繼續(xù)壓縮，滿足輪載信號(hào)觸發(fā)要求。經(jīng)過(guò)與某機(jī)型實(shí)際飛行數(shù)據(jù)對(duì)比，以上緩沖支柱壓縮量變化趨勢(shì)與試驗(yàn)數(shù)據(jù)基本一致，且輪載信號(hào)觸發(fā)時(shí)間與試驗(yàn)結(jié)果基本相當(dāng)。

4 結(jié)語(yǔ)

該文基于動(dòng)力學(xué)模型，建立了飛機(jī)從機(jī)輪接地至觸發(fā)輪載信號(hào)的動(dòng)力學(xué)模型，根據(jù)某型飛機(jī)實(shí)際參數(shù)，初步分析了重力、升力等因素對(duì)輪載信號(hào)觸發(fā)時(shí)間的影響，計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果基本一致，對(duì)其它機(jī)型的輪載信號(hào)觸發(fā)時(shí)間的計(jì)算有一定借鑒意義。

參考文獻(xiàn)

[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)：起飛著陸系統(tǒng)設(shè)計(jì)[M].北京：航空工業(yè)出版社，2001.

[2] 中國(guó)民航局.CCAR25-R4 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].中國(guó)：中國(guó)民用航空局，2011.

[3] 馮永勝.起落架系統(tǒng)輪載信號(hào)分析[J].科技資訊，2011（29）：28.endprint

摘 要：輪載信號(hào)是飛機(jī)相關(guān)系統(tǒng)進(jìn)行空地狀態(tài)判斷的重要信號(hào)，輪載信號(hào)觸發(fā)時(shí)間對(duì)飛機(jī)各系統(tǒng)工作狀態(tài)具有重要影響。該文依據(jù)動(dòng)力學(xué)方法，初步建立了飛機(jī)從機(jī)輪接地至觸發(fā)輪載信號(hào)的動(dòng)力學(xué)模型，分析了飛機(jī)著陸狀態(tài)對(duì)輪載信號(hào)觸發(fā)時(shí)間的影響，對(duì)于飛機(jī)相關(guān)系統(tǒng)設(shè)計(jì)工作具有一定參考價(jià)值。

關(guān)鍵詞：著陸狀態(tài) 輪載信號(hào)觸發(fā)時(shí)間 動(dòng)力學(xué)模型

中圖分類號(hào)：TB47 文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：A 文章編號(hào)：1674-098X（2014）10（a）-0093-02

Analysis of the impact of aircraft landing status on the time to trigger the Weight on Wheel signal

XU Chengjie

（Shanghai Aircraft Design and Research Institute， Shanghai 200436，China）

Abstract：Weight on Wheel（WOW） signal is an electrical signal which plays an important role in confirming the air/ground condition of the airplane during landing phase. The time to trigger the WOW signal has important influence on the working condition of aircraft systems. Preliminary dynamic model from touchdown to the WOW signal is triggered was established according to dynamics method. Based on the dynamic model， the impact of landing status was analyzed.This model may have some reference value on the design of related aircraft systems.

Key words：Landing status Time to trigger the Weight on Wheel signal Dynamic model

輪載信號(hào)是直接表征飛機(jī)地空狀態(tài)的電氣信號(hào)，在著陸過(guò)程中，只有當(dāng)輪載信號(hào)明確指示飛機(jī)在地面時(shí)，相關(guān)飛機(jī)系統(tǒng)（剎車(chē)系統(tǒng)、飛控系統(tǒng)等）才能開(kāi)始工作[1][2]。例如，對(duì)于剎車(chē)系統(tǒng)，自動(dòng)剎車(chē)只有當(dāng)飛機(jī)在地面時(shí)才開(kāi)始工作，而自動(dòng)剎車(chē)可以有效縮短著陸滑跑距離、降低飛機(jī)對(duì)機(jī)場(chǎng)跑道的要求，因此輪載信號(hào)的觸發(fā)時(shí)間對(duì)飛機(jī)地面工作狀態(tài)有重要影響。經(jīng)研究，對(duì)輪載信號(hào)觸發(fā)時(shí)間的影響主要來(lái)自兩方面：一方面是緩沖器自身的設(shè)計(jì)參數(shù)，主要是緩沖支柱的充氣壓力、阻尼孔的阻尼系數(shù)等；另一方面是飛機(jī)的著陸狀態(tài)，主要是升力、重力、下沉速度等因素。在機(jī)型已經(jīng)確定的情況下，影響輪載信號(hào)觸發(fā)時(shí)間的主要是外部因素，該文著重研究飛機(jī)著陸狀態(tài)對(duì)輪載信號(hào)觸發(fā)時(shí)間的影響。

1 輪載信號(hào)的觸發(fā)

輪載信號(hào)的觸發(fā)一般通過(guò)傳感器檢測(cè)起落架緩沖支柱的位置變化來(lái)實(shí)現(xiàn)，當(dāng)前飛機(jī)的輪載信號(hào)傳感器多為接近式傳感器[3]，接近式傳感器包含一個(gè)由振蕩回路產(chǎn)生的高頻電磁場(chǎng)，該電磁場(chǎng)從傳感器感應(yīng)面輻射出來(lái)，根據(jù)感應(yīng)定律，當(dāng)具有導(dǎo)電能力的物體進(jìn)入該磁場(chǎng)會(huì)形成渦電流，渦電流消耗了振蕩回路的能量，振幅減小，傳感器可將該變化轉(zhuǎn)換成開(kāi)關(guān)信號(hào)，進(jìn)而判斷緩沖支柱的位置變化。

在實(shí)際設(shè)計(jì)中，一般將傳感器與緩沖支柱外筒固定，將標(biāo)靶設(shè)計(jì)成與扭力桿聯(lián)動(dòng)，當(dāng)緩沖支柱處于全伸長(zhǎng)狀態(tài)時(shí)，傳感器與標(biāo)靶保持“接近”狀態(tài)，即飛機(jī)處于“空中”；當(dāng)緩沖支柱壓縮時(shí)，標(biāo)靶“遠(yuǎn)離”傳感器，即飛機(jī)處于“地面”。

2 分析模型

根據(jù)已有設(shè)計(jì)經(jīng)驗(yàn)，著陸時(shí)，飄降（即飛機(jī)接地瞬時(shí)下沉速度為0）最不利于輪載信號(hào)的觸發(fā)，本文即針對(duì)這一情況進(jìn)行計(jì)算分析。以主起緩沖支柱氣腔以上的飛機(jī)部分為研究對(duì)象，對(duì)其彈跳過(guò)程即緩沖支柱壓縮過(guò)程進(jìn)行分析。

飛機(jī)接地時(shí)在垂直方向上的作用力為：重力、升力、緩沖支柱氣腔的支持力、緩沖支柱油孔阻尼力。其中重力即為飛機(jī)接地時(shí)總重，升力為：

（1）

式中為飛機(jī)升力系數(shù)，為空氣密度，為飛機(jī)著陸空速，機(jī)翼參考面積，由于接地至產(chǎn)生輪載信號(hào)時(shí)間很短，忽略這一過(guò)程中姿態(tài)角及空速變化，同時(shí)，在這一過(guò)程中，姿態(tài)角及空速應(yīng)逐漸減小，均有利于輪載信號(hào)的產(chǎn)生。同時(shí)，本模型假設(shè)擾流板打開(kāi)過(guò)程中，飛機(jī)升力系數(shù)按線性關(guān)系減小至完全打開(kāi)。

緩沖支柱氣腔支持力為：

（2）

式中為緩沖支柱初始充氣壓力，為氣腔橫截面積，為緩沖支柱行程。

緩沖支柱油孔阻尼力為：

（3）

式中為油孔阻尼系數(shù)，為緩沖支柱壓縮速度。

飛機(jī)豎直方向上的動(dòng)力學(xué)關(guān)系滿足：

ma （4）

式中，為飛機(jī)著陸時(shí)豎直方向所受合外力，為飛機(jī)著陸時(shí)質(zhì)量。

通過(guò)以上關(guān)系得到飛機(jī)著陸過(guò)程中各個(gè)時(shí)刻的加速度，再通過(guò)積分得到緩沖支柱行程的變化。根據(jù)輪載信號(hào)的觸發(fā)要求，緩沖支柱壓縮量在達(dá)到一定數(shù)量也就是標(biāo)靶遠(yuǎn)離接近傳感器一定距離且保持一段時(shí)間時(shí)即可確保觸發(fā)輪載信號(hào)，在以上模型中應(yīng)用這一邊界條件可以得出觸發(fā)輪載信號(hào)所需時(shí)間。

分析模型中，取t=0為緩沖支柱開(kāi)始?jí)嚎s的時(shí)刻，同時(shí)，該模型僅考慮飛機(jī)著陸時(shí)為雙側(cè)主起同時(shí)著陸的情形，單側(cè)主起著陸后，多數(shù)情形下另一側(cè)主起也會(huì)迅速接地，同樣適用于本模型。

3 計(jì)算結(jié)果

根據(jù)某型飛機(jī)的起落架緩沖支柱充氣壓力，機(jī)翼參考面積，氣腔橫截面積，油孔阻尼系數(shù)，基于Matlab R2012b，計(jì)算了幾種典型著陸狀態(tài)（大重量、中重量、小重量、大迎角、小迎角、大空速、中空速、小空速）下，從緩沖支柱開(kāi)始?jí)嚎s到輪載信號(hào)觸發(fā)（標(biāo)靶遠(yuǎn)離傳感器距離達(dá)到設(shè)定值）所需的時(shí)間，圖2及圖3為典型工況下緩沖支柱壓縮變化曲線。

由圖2可知，在著陸重量相同的情況下，升力越大，觸發(fā)輪載信號(hào)所需時(shí)間越長(zhǎng)，同時(shí)，在緩沖支柱壓縮量達(dá)到滿足輪載信號(hào)觸發(fā)的要求（圖中紅線所示為輪載信號(hào)觸發(fā)所需的臨界壓縮量）后，緩沖支柱均繼續(xù)壓縮，滿足觸發(fā)輪載信號(hào)所需要求。

由圖3可知，在升力變化相同的情況下，重力越大，觸發(fā)輪載信號(hào)所需時(shí)間越短，同時(shí)，在緩沖支柱壓縮量達(dá)到滿足輪載信號(hào)觸發(fā)的要求（圖中紅線所示為輪載信號(hào)觸發(fā)所需的臨界壓縮量）后，緩沖支柱均繼續(xù)壓縮，滿足觸發(fā)輪載信號(hào)所需要求。

根據(jù)以上各狀態(tài)計(jì)算結(jié)果，典型著陸狀態(tài)下輪載信號(hào)觸發(fā)時(shí)間范圍為0.15 s至1.5 s，同姿態(tài)角、同空速條件下，重量越大、觸發(fā)時(shí)間越短；同重量時(shí)，升力越小，觸發(fā)時(shí)間越短，且在達(dá)到輪載信號(hào)觸發(fā)所需壓縮量后緩沖支柱均繼續(xù)壓縮，滿足輪載信號(hào)觸發(fā)要求。經(jīng)過(guò)與某機(jī)型實(shí)際飛行數(shù)據(jù)對(duì)比，以上緩沖支柱壓縮量變化趨勢(shì)與試驗(yàn)數(shù)據(jù)基本一致，且輪載信號(hào)觸發(fā)時(shí)間與試驗(yàn)結(jié)果基本相當(dāng)。

4 結(jié)語(yǔ)

該文基于動(dòng)力學(xué)模型，建立了飛機(jī)從機(jī)輪接地至觸發(fā)輪載信號(hào)的動(dòng)力學(xué)模型，根據(jù)某型飛機(jī)實(shí)際參數(shù)，初步分析了重力、升力等因素對(duì)輪載信號(hào)觸發(fā)時(shí)間的影響，計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果基本一致，對(duì)其它機(jī)型的輪載信號(hào)觸發(fā)時(shí)間的計(jì)算有一定借鑒意義。

參考文獻(xiàn)

[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)：起飛著陸系統(tǒng)設(shè)計(jì)[M].北京：航空工業(yè)出版社，2001.

[2] 中國(guó)民航局.CCAR25-R4 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].中國(guó)：中國(guó)民用航空局，2011.

[3] 馮永勝.起落架系統(tǒng)輪載信號(hào)分析[J].科技資訊，2011（29）：28.endprint