嚴 沖，王 海

（中國飛機強度研究所?全尺寸飛機結構靜力/疲勞航空科技重點實驗室，陜西?西安?710065）

在飛機研制過程中，通常采用“積木式”驗證策略，逐級對典型細節(jié)、組件、部件結構和全尺寸結構的設計和分析進行充分的試驗驗證[1]。與起落架結構相關的主要試驗有起落架部件試驗和起落架連接試驗。其中，起落架部件試驗考核起落架自身結構的強度和剛度，屬于部件結構試驗；起落架連接試驗作為全機結構靜強度試驗的子項目，旨在考核起落架與機身連接結構強度和剛度[2]。

水陸兩棲飛機的主起落架連接試驗，由于起落架結構特點及載荷情況，存在以下難點：

（1）起落架在水平考核載荷下的受彎變形，對垂向載荷精度產(chǎn)生明顯影響[3]；

（2）雙輪及垂直支腿結構，垂向載荷力線與起落架結構存在干涉，載荷施加難度大；

（3）起落架連接位置緊貼機身，且上接頭距離機翼下翼面較近，導致垂向、側向加載空間均嚴重不足，見圖1。

本文對大型水陸兩棲飛機主起落架連接試驗的試驗件、試驗工況篩選和試驗工況載荷進行了介紹，對試驗支持、載荷施加方式、力的傳遞和控制方式進行了研究，以及試驗測量及硬件設備情況，設計了可解決前文所述難點的試驗整體方案，通過試驗應變及變形數(shù)據(jù)驗證了方案的有效性，可為后續(xù)面臨同類問題的試驗提供參考。

1??試驗總體情況

1.1??試驗件

水陸兩棲飛機的主起落架連接試驗的試驗件是結構與真實飛機一致的靜力試驗機[4]，起落架支柱及機輪為滿足試驗的傳力、支持、固定、密封、與機身連接等項要求的假件，并且滿足試驗對于支柱緩沖器行程調節(jié)的要求，試驗考核部位為機身對起落架的支持結構，見圖1。

圖1 試驗機及考核部位示意圖

1.2??試驗工況篩選

試驗工況篩選的基本原則是從地面載荷工況中選取最大航向載荷工況、最大垂向載荷工況和最大橫向載荷工況作為主起落架連接靜力試驗工況，考慮正負兩個載荷方向，機輪載荷非對稱分配時考慮彎矩嚴重的非對稱分配情況，篩選情況見表1。

表1 主起落架連接靜力試驗工況篩選

1.3??試驗起落架載荷

由于飛機主起落架結構及試驗載荷具有對稱性，因此，試驗一般僅在一側起落架實施。水陸兩棲飛機的主起落架連接試驗在左主起實施，試驗載荷分為3個方向載荷：垂向、航向和側向，詳見表2（具體數(shù)值僅供參考）。

表2 主起落架連接靜力試驗各工況載荷

1.4??試驗配平載荷

在試驗中，為了保證飛機整體結構的受力平衡，即飛機所受合力∑FX、∑FY、∑FZ、∑MX、∑MY和∑MZ均為0，故需要對機體施加配平載荷以平衡起落架考核載荷，主要施加部位包括機身、機翼及發(fā)動機。配平載荷數(shù)值要求不超出施加部位本身的結構承載能力。

2??試驗方案

2.1??試驗支持

試驗支持為試驗件提供六自由度靜定約束[5]，使飛機處于懸空狀態(tài)，具體設置為：在左、右機翼及前起落架各設置一個垂向對拉點，提供垂向、俯仰和滾轉約束；在左、右內側發(fā)動機假件各設置一個航向約束點，提供航向、偏航約束。在后機身設置一個水平側向對拉點，提供側向約束，見圖2。

圖2 試驗機支持示意圖

2.2??試驗載荷施加

試驗載荷施加分為：起落架載荷及配平載荷，配平載荷的施加無特殊設計及實施難度，起落架載荷中的水平載荷（航向載荷、側向載荷）也通過水平承力柱和作動筒即可實現(xiàn)加載。而起落架垂向載荷則面臨加載精度要求、力線干涉及空間限制等技術問題。

2.2.1??起落架垂向載荷的隨動加載

主起落架垂向載荷施加的核心是消除起落架支柱在水平載荷下受彎變形對垂向載荷方向的影響。該項試驗中采用了隨動加載的總體方案，即起落架受載荷變形時，垂向載荷施加點隨起落架結構變形移動，保證載荷方向的精準。加載裝置設計如圖3、圖4所示，分為上、中、下三部分：隨動傳載結構、下部加載結構及中間設置的平面滾動軸承。其中，下部加載結構的垂向載荷加載能力可達700kN，加載行程可達500mm；隨動傳載結構可將載荷按比例準確地傳遞至雙假輪；平面滾動軸承可保證隨動時摩擦阻力系數(shù)低于0.3%。

在有限空間內，使載荷從作動筒傳遞至假輪，且滿足雙輪載荷比例分配、以拉向載荷施加的條件，通過整體框式載荷傳遞結構設計來實現(xiàn)。

圖3 隨動加載結構示意圖

圖4 隨動加載三維模型

2.2.2??有限空間內完成載荷傳遞

載荷從作動筒開始傳遞，通過下部加載結構、平面滾動軸承、隨動傳載結構和杠桿系統(tǒng)，最終以拉載形式的點載荷施加在主起落架假輪上，見圖5、圖6。通過杠桿層級的并聯(lián)，假輪垂向向上空間使用僅520mm，滿足了尺寸空間要求，見圖7、圖8。與某型總體尺寸接近的運輸機主起落架加載相比，節(jié)省了大量空間，見圖9。

圖5 載荷傳遞路徑

圖6 載荷通過結構傳遞

2.3??雙輪載荷控制及比例分配

通常主起落架垂向載荷施加僅設置一個加載點，通過單個傳感器的反饋值控制單個作動筒實現(xiàn)加載，如圖9所示。

圖7 載荷施加所用空間

圖8 試驗實施照片

由于空間限制，水陸兩棲飛機無法設置單個加載點或雙輪各設置一個加載點加載。設置雙傳感器，按照結構幾何尺寸，雙傳感器載荷相等，其反饋和值為作動筒傳遞至隨動傳載結構立柱頂端的總載荷，即F1～F4之和，可通過反饋和值控制作動筒加載。在傳感器上下端杠桿設置調節(jié)區(qū)間，可通過同時調節(jié)杠桿力臂比實現(xiàn)雙輪載荷比例分配，使?jié)M足試驗要求，可調范圍為左右輪載荷比0.60～1.67，見圖10、圖11。

圖9 某型機主起加載所用空間

圖10 雙輪載荷控制及比例分配簡圖

如表2所示，由于主起落架連接試驗各工況支柱緩沖器壓縮量不同，故工況間需要進行壓縮量調節(jié)，隨動加載方案中的下部加載結構內置了作動筒，可通過位控模式進行壓縮量的精準調節(jié)，位控模式精度為0.1mm，可滿足試驗要求。

圖11 層級并聯(lián)的杠桿系統(tǒng)設計

起落架水平載荷通過水平承力柱和作動筒加載，作動筒直接連接假輪接頭。配平載荷中的機身、機翼載荷通過膠布帶-杠桿系統(tǒng)和作動筒加載；發(fā)動機載荷通過作動筒加載至發(fā)動機假件接頭。

2.4??數(shù)據(jù)測量

主起落架連接結構應變測量點布置在主起落架結構、主起落架上部梁、下位鎖安裝梁和機身相關框位框前后橫梁上，主起落架連接結構應變測量點位置左右對稱。

位移測量左主起假件支柱底部、左主起假輪右側、左主起假件支柱底部，見圖12。

圖12 主起落架位移測量點布置圖示

2.5??加載、控制及數(shù)據(jù)采集設備

試驗設備包括試驗加載設備、加載控制設備、數(shù)據(jù)采集設備，使用前均已校準，并在有效期內使用。

2.5.1??加載設備

加載設備包括液壓作動筒和測力傳感器，按照試驗技術要求，測力傳感器精度優(yōu)于0.5級。

2.5.2??加載控制設備

加載控制設備使用MTS FlexTest 200加載控制系統(tǒng)，控制系統(tǒng)誤差小于1%，可以滿足試驗對加載誤差的要求，即每一級載荷值均滿足：加載點動態(tài)誤差≤3%Pmax（Pmax為該點最大載荷值）；加載點靜態(tài)誤差≤1%Pmax；試驗系統(tǒng)具有能夠自動保存加載系統(tǒng)保護前后各10s載荷數(shù)據(jù)的能力。

2.5.3??數(shù)據(jù)采集設備

試驗數(shù)據(jù)采集使用HBM、ST18數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)，能對應變、位移進行實時自動同步采集，在采集過程中可對選定的重要通道實時顯示數(shù)據(jù)、曲線。數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)的測量誤差小于1%。

3??試驗結果

主起落架連接靜力試驗各工況按照調試、預試及正式試驗（67%極限載荷）的順序進行，按照載荷譜逐級加載，各加載點載荷最大誤差0.51%，滿足加載誤差要求，對試驗件各約束點支反力載荷進行了監(jiān)控，最大誤差4455N，表明試驗加載精度滿足要求。

在試驗加載及退載過程中逐級進行了應變及變形測量，應變數(shù)據(jù)重復性好，主要傳力構件上應變-載荷曲線線性度好，表明結構無殘余應變，見圖13。起落架支柱底部在著陸1工況航向變形102.3mm，側向1工況側向變形67.2mm，與理論計算值吻合。

試驗后對試驗件進行變形檢查，結果表明：主起落架連接結構未發(fā)現(xiàn)可見有害永久變形或破壞，其他機體結構未見異常，水陸兩棲飛機主起落架連接結構具備承受各工況67%極限載荷的能力。

圖13 主起試驗著陸1工況部分應變曲線

4??結論

本文針對水陸兩棲飛機主起落架連接試驗提出了一套試驗整體方案，保證了起落架垂向載荷加載精度，解決了空間限制難以實施的問題，試驗過程及數(shù)據(jù)驗證了方案的合理有效。該試驗方案可為面臨同樣難點的飛機結構強度試驗提供參考。