汪趙宏，王小鋒，吳 甜

（中航飛機起落架有限責任公司，湖南 長沙 410200）

0 引言

現(xiàn)代飛機要求前起落架應具有自動回中功能，主要是為了起飛離地后的信號邏輯判斷和二次著陸過程中飛機的方向穩(wěn)定性，同時可能影響起落架的收上操作。因此，文獻[1]中的第4.6條款中指出前起落架要進行機輪回中立性能試驗，主要用于驗證前輪糾偏機構是否具有足夠的糾偏力矩以保證前機輪能夠在任何位置回到中立位置。上、下凸輪回中技術在現(xiàn)代飛機起落架設計中得到了普遍推廣應用，回中試驗驗證中，主要通過使用液壓千斤頂來模擬考核，這種方法對于充填壓力小、活塞面積小的小飛機因阻滯力作用尚有一定效果，對于中大型飛機已越來越暴露處自身的缺陷性，主要體現(xiàn)在：

（1）起落架頂起后，千斤頂屬于被動卸油，取決于活塞桿外伸力負載；

（2）支柱突伸后，撤離千斤頂?shù)捻憫俣冗h低于活塞桿伸出速度；

（3）現(xiàn)代起落架活塞桿底部設計有千斤頂球窩，撤離千斤頂需要借助外力方可實現(xiàn)。

為此，提出前起落架的頂升、轉彎和快速撤離技術，應用氣壓傳動技術，通過氣源帶動頂升裝置頂起前起落架，并按設計要求實現(xiàn)轉彎，在到達指定位置后，通過反向驅動裝置，實現(xiàn)與起落架的快速撤離。

1 試驗要求分析

本技術主要用于臺架試驗中起落架的頂升、轉彎和快速撤離。從使用要求和功能進行分析，技術需要滿足地面載荷的傳遞、轉彎驅動和載荷瞬間撤離的要求，其特點必須保證機構的驅動穩(wěn)定、快速響應和位置反饋。通過采用新技術使緩沖支柱壓縮至詳細規(guī)范規(guī)定的行程使上、下凸輪脫開，然后使活塞桿相對于外筒轉動至規(guī)定角度，快速撤離頂升裝置后，活塞桿在氣壓作用下自動恢復到中立位置。

按照文獻[1]要求，進行前輪回中立性能試驗時，緩沖支柱的充填應分別按以下兩種狀態(tài)或試驗任務書規(guī)定的狀態(tài)進行：

（1）正常充氣壓力，正常油液充填量；

（2）90%正常充氣壓力，90%正常油液充填量。

因此，結合工程實際，對比傳統(tǒng)回中試驗技術，綜合分析氣壓作用下活塞桿伸出的物理特性，本文主要解決：

（1）可滿足設計要求行程的位置跟蹤和反饋功能；

（2）要確保在撤離頂升裝置后，活塞桿彈出的加速度小于頂升裝置的加速度。

2 系統(tǒng)原理分析

應用氣壓傳動系統(tǒng)的快充、快放技術，通過對氣瓶氣路的通斷和切換實現(xiàn)頂升和快速撤離機構的驅動，其系統(tǒng)原理圖（見圖1）。從圖中1可以看出，當需頂起起落架時，A腔充氣，手動切換換向閥17至Ⅱ位，聯(lián)通開關16，并閉合開關閥18，A腔通氣，B腔受壓縮，氣體排放至大氣環(huán)境中，在壓力作用下，缸筒21上移并帶動位置反饋器22至設計要求位置，此時，切斷開關閥18并斷路開關16，頂升裝置在內置氣壓作用下保持位置固定，實現(xiàn)起落架頂升；當頂起并轉動至所需角度后，需要快速撤離頂升裝置時，手動切換換向閥17至Ⅲ位，聯(lián)通開關16，并閉合開關閥18，B腔通氣，A腔受壓縮，氣體排放至大氣環(huán)境中。由于在回復狀態(tài)存在缸筒與基體的剛性撞擊，在裝置的下端設計剛度系數(shù)較小的彈簧以避免快速撞擊的危害，實現(xiàn)頂升裝置的快速撤離。

圖1 前起落架頂升、快速撤離技術系統(tǒng)原理圖

3 力學性能分析

起落架頂起是容易實現(xiàn)的，因此僅對起落架快速撤離技術進行分析。起落架頂升、轉彎到指定位置（角度）時，頂升裝置與起落架活塞桿組件部分處于相對平衡狀態(tài)，當需快速撤離裝置時，要確保裝置不會影響試驗有效性和正確性，必須滿足：

（1）撤離瞬間裝置的加速度大于活塞桿組件的加速度；

（2）撤離過程中裝置與活塞桿組件不允許發(fā)生干涉，要求同步速度差始終要大于零。

因此，裝置設計過程中，需對活塞桿組件與裝置的力學性能分別進行分析，確保滿足上述條件。

3.1 活塞桿組件力學性能分析

在頂升裝置頂起起落架到指定行程后，緩沖器受壓縮，此時，

（1）氣體壓力[2]：

（2）活塞桿組件自身重量：

（3）活塞桿組件的加速度

活塞桿組件在裝置撤離后，在外伸過程中，氣腔釋放壓力，容積變大，因此，活塞桿組件受氣體的作用的加速度是一個變加速度（加速度變?。瑫r，外伸過程中要考慮活塞桿組件的重力作用以及摩擦力帶來的阻滯作用。為方便計算，此處忽略摩擦力帶來的阻滯作用，其結果偏保守。

綜合（1）、（2），活塞桿組件的外伸加速度為：

從（3）、（4）可以看出，隨著活塞桿行程的變化，加速度一直在變小，速度也相應的增量在變小，考慮到上下凸輪嚙合時間為1～2 s，因此，分析過程中采用最大的加速度進行分析對比。

3.2 頂升裝置力學性能分析

氣瓶在釋放氣體的過程中，壓力一直在減小，為確保裝置可快速實現(xiàn)撤離，取頂升裝置回復到最終位置的氣體壓力為設計基準，計算最終位置活動部件缸體的加速度和速度公式，忽略缸筒之間的摩擦阻滯以及自身產(chǎn)生的重力加速度影響。

3.3 性能對比分析

通過對活塞桿組件以及頂升裝置的加速度和速度計算分析，要滿足快速撤離的要求，必須確保：

只有滿足上述條件，才能確保撤離過程中裝置與活塞桿組件不允許發(fā)生干涉，要求同步速度差始終要大于零。且在計算分析時對主動作用和被動作用均采用保守分析計算，工程應用可滿足要求。

從（5）中可以看出，起落架初始壓力、活塞桿面積、壓縮行程以及活塞桿組件質量均已知，同時缸體的質量及缸體作用面積均可計算得出，因此，可計算得出最終狀態(tài)的氣缸壓力，根據(jù)氣瓶終了顯示壓力，結合1～2 s時間內上下凸輪嚙合，可視為絕熱過程，氣瓶充氣壓力可用下式計算。

4 裝置準確定位、穩(wěn)態(tài)運動分析

在頂起起落架過程中，由于氣體響應快，需控制壓力開關，并需按設計要求頂升起落架到指定位置；同時在快速撤離后，由于缸筒自身的動能帶來的不利影響均應在設計過程中予以克服。

4.1 準確定位

如圖1所示，在裝置中設計位移尺和位置跟蹤器，通過劃線或示數(shù)，在活塞桿到指定位置后，關閉開關，切換手動換向閥到零位，保證活塞桿頂升位置正確。

4.2 穩(wěn)態(tài)運動分析

快速撤離裝置后，為避免缸筒運動到終了位置時對裝置產(chǎn)生有害撞擊，需設計末端緩沖，減少撞擊。文中是在缸筒下端設計彈簧裝置，與裝置活塞桿固聯(lián)，用以克服有害影響。減少緩沖的方法有很多，也可運用氣彈簧作用，在活塞頭越過排氣孔時，密閉的小氣腔也可實現(xiàn)有效緩沖。

5 實例引證

某型無人機前起落架參數(shù)：

活塞桿質量為3.2 kg，氣腔初始充氣壓力P0=0.35 MPa，活塞桿直徑d=40 mm，活塞桿全行程SH=125 mm，停機壓縮行程70 mm.氣腔初始容積V0=183 mL，大氣壓力p=0.1 MPa.

起落架在放下時最大的瞬時加速度為

氣缸設計參數(shù)：

氣缸運動部分的質量m缸=17.6 kg，氣缸活塞直徑d=60 mm；

氣源壓力P源=12 MPa，減壓閥設定壓力（氣缸工作壓力）P氣=2 MPa，氣瓶容積為40 L，氣缸運動行程為160 mm（大于前起落架壓縮行程70 mm）。

氣缸在初始運動時的瞬態(tài)加速度最大值為

氣瓶充氣壓力可用如下公式計算得出

通過理論計算以及實際驗證，起落架在撤離過程中與快撤裝置（氣缸外筒）未發(fā)生干涉現(xiàn)象。

同時通過以上計算過程可知，對于前起落架氣腔初始充氣壓力較大的飛機，需要滿足公式（5），可通過增大氣缸工作壓力P氣和氣缸直徑d，從而改變氣缸的加速度值，最終滿足快速撤離的設計要求。

6 結束語

綜上分析得出：

（1）給出了前起落架頂升、快速撤離的系統(tǒng)原理和裝置技術實現(xiàn)途徑，經(jīng)分析，可滿足試驗任務書以及文獻[1]的要求；

（2）本技術可作為通用技術使用，既能保證型號研制需求，又可作為外場服務的地勤設備。