吳曉宇

【摘 要】本文針對某大型飛機前起落架進行了緩沖器參數的理論計算，并用落震動力學仿真進行驗證分析。結果表明：理論計算與落震仿真結果基本吻合，該緩沖參數的計算方法可應用于工程實踐。

【關鍵詞】起落架；緩沖器；變油孔；落震仿真

起落架是飛機著陸緩沖、滑行減振和停機支撐的重要部件，緩沖器（又稱減震器）和機輪是起落架的主要緩沖構件，起著吸收和耗散飛機著陸撞擊、地面不平激勵的飛機運動能量和保證飛機安全的重要作用。緩沖器參數設計以飛機緩沖系統(tǒng)動力學分析為基礎，是飛機起落架設計的重要方面，也是飛機緩沖系統(tǒng)性能的重要保證。

1 起落架結構參數

本文在初始計算時，由飛機設計人員提供了近似的原始數據：

在計算中，假設飛機最大停機重量等于最大起飛重量。前起落架最大停機載荷通過重心前限得到。根據總體設計人員提供的重心前限的相關數據可以計算前起落架的最大停機載荷：

F===273100N

2 起落架緩沖系統(tǒng)著陸撞擊功量計算

根據CCAR-25部的要求，一般陸基飛機的使用下沉速度=3.05m/s。根據能量守恒的原則，起落架緩沖系統(tǒng)吸收功量（緩沖器所吸收能量與輪胎吸收能量之和）應該等于著陸時動能和勢能變化量之和。

一般在初始參數估算時，假設機翼產生的升力等于著陸時飛機的重力，則飛機著陸產生的勢能為零，起落架緩沖系統(tǒng)著陸撞擊功量等于飛機動能的變化量，而前起落架的著陸撞擊功量Esysn要用到當量質量Mndl，其計算方式如下：

M=M=189500×=38872kg

μ為平均滑動摩擦系數，一般取0.4。

E=×M×V則E=×38872×3.05=180804J。

3 起落架的傳力系數、過載的確定以及使用行程計算

對于受彎的支柱式起落架，傳力系數為常值，不隨行程變化而變化。？漬=cos？準這里為起落架安裝角度與飛機攻角之和。對于該前起落架？準=0，所以？漬=1。

起落架過載定義為著陸階段緩沖器最大軸向力與停機狀態(tài)下緩沖器軸向力之比。在確定n時，可以參考同類型機種過載，對于大型飛機來說的，建議取值0.75～1.5，這里將前起落架取n=1.35。

緩沖器的使用行程應根據能量守恒原理進行求解。初始設計時一般認為緩沖器吸收90%的著陸功量，于是緩沖器應吸收的能量Eh=Esys×0.9，則使用行程為：

S=====0.473m

4 活塞桿面積、初始充壓和氣室體積的工程選取方法

定義Ptj為緩沖器在停機位置的氣腔壓力，一般取值10.35×（1±0.4）MPa，這里取13.75MPa，這是為了可以使得在維護的過程中使用標準壓縮機進行充壓。

活塞桿面積：A===0.01986m

？姿定義為緩沖器初始氣室體積與使用行程下的氣室體積之比，對于大型飛機而言，？姿=5～7，這里可以先選?。孔?6。

由=？姿，可得氣室體積：V===0.0127m

初始充壓P0的選取應使空氣彈簧所吸收的功量不太大，一般情況下可考慮不超過40%的使用功。即（？姿-1）？燮0.4E，式中？酌為氣體多變指數這里取為1.1。

所以P0最大可以?。篜==3.269MPa。

5 變油孔面積的選取

確定變油孔面積沿行程變化時應按以下三點設計：①在S=S（S為最大使用行程）處用公式f（s=s）=來確定油孔面積；②面積變化斜率為負；③在行程初期油孔面積應取較大值。根據經驗，在作初步設計時：

當S=0時，f（0）取為：f（0）？燮0.03A0；

當S=S時，f（ssy）按公式f（s=s）=計算

當0f（s）>f（s）。

因此前起落架緩沖器油孔面積取值范圍應為：

0.0001526m？燮f（s）？燮0.0005958m

在確定了變油孔面積取值范圍之后，可通過對限油針桿截面尺寸的不斷優(yōu)化來最終確定變油孔的具體尺寸。

6 落震動力學仿真驗證

利用設計人員提供的結構參數和上述計算所得緩沖器參數，基于ADAMS軟件建立了動力學模型，并進行了前起落架落震動力學仿真。

由圖2可知起落架緩沖器的使用行程為。由圖3可知緩沖器的工作效率為67%。

7 結論

本文采用能量守恒原理對某大型飛機的起落架緩沖器參數進行了理論計算，并用所得參數輸入動力學模型中進行了仿真分析。結果表明落震仿真與理論計算基本吻合，該緩沖參數的計算方法可應用于工程實踐。

【參考文獻】

[1]飛機設計手冊[M].航空工業(yè)出版社.

[2]飛機起落架強度設計指南[M].四川科學技術出版社.

[責任編輯：田吉捷]