嚴(yán) 沖，何月洲

（中國飛機(jī)強(qiáng)度研究所?全尺寸飛機(jī)結(jié)構(gòu)靜力/疲勞航空科技重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，陜西?西安?710065）

我國新研的大型水陸兩棲飛機(jī)兼顧水陸兩用，飛行任務(wù)復(fù)雜、載荷工況多，其主起落架為雙輪高支柱超靜定結(jié)構(gòu)，與陸基飛機(jī)相比，具有結(jié)構(gòu)復(fù)雜、柔性大的特點(diǎn)[1-3]。在全機(jī)結(jié)構(gòu)靜強(qiáng)度試驗(yàn)中，起落架安裝試驗(yàn)考核載荷分為垂向載荷和水平載荷，其中，水平載荷會引起起落架支柱明顯受彎變形，對載荷精度產(chǎn)生較大影響[4]。中國民用航空規(guī)章第25部運(yùn)輸類飛機(jī)適航標(biāo)準(zhǔn)（CCAR-25-R4）第25.301條載荷條款（c）明確規(guī)定：如果載荷作用下的變形會顯著改變外部載荷或內(nèi)部載荷的分布，則必須考慮載荷分布變化的影響[5]。作為將用于民用領(lǐng)域的大型水陸兩棲飛機(jī)，其試驗(yàn)載荷施加必須滿足該條款要求。

本文對現(xiàn)有起落架加載技術(shù)進(jìn)行分析，研究大載荷隨動加載技術(shù)，在隨動加載穩(wěn)定性原理的基礎(chǔ)上，分析提高加載穩(wěn)定性的思路及方法，繼而設(shè)計(jì)新型隨動加載裝置，以實(shí)現(xiàn)700kN載荷量級的隨動加載。新型隨動加載裝置經(jīng)過測試驗(yàn)證后，可應(yīng)用于大型水陸兩棲飛機(jī)全機(jī)結(jié)構(gòu)靜強(qiáng)度試驗(yàn)，達(dá)到滿足試驗(yàn)技術(shù)要求、保證加載精度的目標(biāo)。

1??現(xiàn)有起落架加載技術(shù)分析

現(xiàn)有起落架加載技術(shù)主要有3種：立柱-撬杠式、垂向差動加載和隨動加載。3種加載方式在型號試驗(yàn)中都有應(yīng)用，均通過一定的方案設(shè)計(jì)或技術(shù)手段來消除起落架結(jié)構(gòu)變形帶來的加載誤差，但均存在不足，具體見表1。

表1 現(xiàn)有起落架加載技術(shù)分析

從各項(xiàng)技術(shù)指標(biāo)分析看，隨動加載方式可在試驗(yàn)全過程中保證起落架垂向載荷的加載精度，但由于傾倒風(fēng)險(xiǎn)的存在，僅應(yīng)用于載荷較小的無人機(jī)起落架試驗(yàn)中。通過選用更高加載能力作動筒，并對其隨動加載抗傾倒能力進(jìn)行提升，可拓展其應(yīng)用范圍，使之滿足大型滅火水陸兩棲飛機(jī)試驗(yàn)加載技術(shù)要求。

2??隨動加載的穩(wěn)定性分析

在起落架垂向載荷的隨動加載過程中，加載作動筒隨著起落架假輪變形，在與假輪連接處產(chǎn)生對作動筒的水平牽引力，作動筒底部則存在反向的摩擦力，牽引力與摩擦力形成一對力偶，使作動筒產(chǎn)生傾倒趨勢。

2.1??傾倒風(fēng)險(xiǎn)分析

對作動筒的受力分析如圖1所示，存在垂向正壓力P、水平牽引力F、法向支持力FN及平面隨動機(jī)構(gòu)摩擦力FS。在4個(gè)作用力下處于臨界平衡位置，鋼珠數(shù)量為n，鋼珠半徑為r，鋼珠滾動摩阻系數(shù)為δ。受水平牽引力F作用時(shí)，作動筒有向右運(yùn)動趨勢，忽略其自重，可得：

若牽引力F大于摩擦力FS，則垂向隨動加載作動筒開始向右移動。

由圖1（a）、圖1（b）可知，當(dāng)牽引力F逐漸增大時(shí)，法向支持力FN由作動筒軸線位置向右側(cè)偏移，同時(shí)摩擦力FS逐漸增大；當(dāng)FS達(dá)到最大摩擦力FSmax時(shí)，加載裝置將開始移動；當(dāng)FN的作用線偏移至鋼珠上表面右邊線時(shí)，加載裝置將翻倒。圖1（c）表示FS率先到達(dá)極限值FSmax，F(xiàn)N還在鋼珠上表面內(nèi)，加載裝置先移動；而在圖1（d）中，F(xiàn)N的作用線已經(jīng)偏移到它的極限位置，F(xiàn)S還小于FSmax，加載裝置先翻倒[6]。

圖1 隨動加載作動筒受力分析

2.2??提高抗傾倒能力的方法

由隨動加載作動筒平移而不翻到的充要條件出發(fā)，對影響加載穩(wěn)定性的因素進(jìn)行分析。

2.2.1??滾動摩阻系數(shù)δ

降低滾動摩阻系數(shù)δ可以提高作動筒抗傾倒能力，但該系數(shù)與隨動界面、鋼珠材料及加工工藝相關(guān)，在同樣材料及工藝下，滾動摩阻系數(shù)δ無法有效降低。

2.2.2??隨動傳載結(jié)構(gòu)底面尺寸L

增大尺寸L可以提高作動筒抗傾倒能力，大型試驗(yàn)的試驗(yàn)場環(huán)境復(fù)雜，加載裝置尺寸受限，存在明顯邊界值，改變范圍有限。

2.2.3??滾珠半徑r

提高滾珠半徑r可提高作動筒加載穩(wěn)定性，但會降低承載滾珠數(shù)量，造成單點(diǎn)載荷較大的問題，易使隨動界面產(chǎn)生壓痕，造成實(shí)施難題。

2.2.4??隨動部分高度H

降低該高度H可提高加載穩(wěn)定性，通過加載裝置設(shè)計(jì)大幅降低隨動部分高度的可行性較高。在某型無人機(jī)起落架安裝試驗(yàn)中，通過設(shè)置承載平臺及選用較小行程作動筒，成功降低了隨動部分高度H，提高了穩(wěn)定性，如圖2所示。

綜上，隨動加載加載穩(wěn)定性的提高主要通過裝置設(shè)計(jì)降低隨動部分高度實(shí)現(xiàn)，且應(yīng)綜合考慮滾動摩阻系數(shù)δ、傳載底面尺寸L等多項(xiàng)因素。

圖2 某無人機(jī)隨動加載設(shè)計(jì)

3??新型隨動加載裝置設(shè)計(jì)

按照大型水陸兩棲飛機(jī)起落架安裝試驗(yàn)載荷及相關(guān)技術(shù)要求，新型隨動加載裝置的垂向載荷加載能力應(yīng)達(dá)到700kN。該量級加載能力作動筒尺寸較大，僅以標(biāo)準(zhǔn)600kN加載能力、500mm行程作動筒為例（700kN為非標(biāo)準(zhǔn)型號），長度超過1600mm，考慮試驗(yàn)中活塞桿外伸量及載荷傳感器尺寸，實(shí)際隨動部分尺寸H將超過2000mm，給隨動加載穩(wěn)定性帶來較大風(fēng)險(xiǎn)。因此，通過裝置設(shè)計(jì)，將加載作動筒固定，平面滾動軸承移至作動筒頂端，可極大降低H，提高隨動加載裝置抗傾倒能力。

3.1??附加偏心矩的產(chǎn)生

對加載作動筒進(jìn)行固定，在起落架受載變形時(shí)會產(chǎn)生一定的偏心矩，原理如圖3所示：試驗(yàn)加載前，起落架受力點(diǎn)與內(nèi)置加載作動筒處于共線狀態(tài)；起落架受水平載荷變形后，作動筒仍處于原位置，施加垂向力F，而傳載結(jié)構(gòu)隨著起落架變形發(fā)生移動，偏移量為e，此時(shí)會對下方加載結(jié)構(gòu)產(chǎn)生偏心矩M=F×e。根據(jù)歷史統(tǒng)計(jì)數(shù)據(jù)，由起落架安裝試驗(yàn)載荷及實(shí)測變形可得，該偏心矩可高達(dá)100kN·m。

3.2??四剪刀臂平動機(jī)構(gòu)

如圖3所示，新型隨動加載裝置需設(shè)置機(jī)械機(jī)構(gòu)來實(shí)現(xiàn)以下兩項(xiàng)主要功能：

（1）平衡加載過程中產(chǎn)生的偏心矩；

（2）在加載過程中保證平面滾動軸承處于水平，提供穩(wěn)定隨動平面。

基于上述功能要求，新型隨動加載裝置采用了四剪刀臂設(shè)計(jì)方案，剪刀臂一端鉸支、另一端簡支，該結(jié)構(gòu)的幾何特性可保證垂向加載時(shí)，隨動平面隨作動筒升降，且在升降過程中垂向平動并保持水平。結(jié)構(gòu)可自平衡水平隨動位移產(chǎn)生的偏心矩，受力分析見圖4。

圖3 偏心矩的產(chǎn)生

圖4 偏心矩下剪刀臂結(jié)構(gòu)受力

3.3??主要技術(shù)指標(biāo)

新型起落架隨動加載裝置的應(yīng)用對象為大型水陸兩棲飛機(jī)全機(jī)起落架安裝試驗(yàn)，詳細(xì)技術(shù)指標(biāo)依據(jù)行業(yè)技術(shù)標(biāo)準(zhǔn)及全機(jī)試驗(yàn)整體規(guī)劃，并參照具體試驗(yàn)載荷及預(yù)估變形提出，兼顧一定通用性，詳見表2。

表2 新型加載裝置主要技術(shù)指標(biāo)

4??新型隨動加載裝置測試及應(yīng)用

4.1??新型隨動加載裝置的測試

依據(jù)表2中技術(shù)指標(biāo)，對采用四剪刀臂技術(shù)方案的新型試驗(yàn)裝置進(jìn)行了詳細(xì)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)。在試驗(yàn)應(yīng)用前，需進(jìn)行相關(guān)測試，以確認(rèn)是否滿足試驗(yàn)要求，確保試驗(yàn)機(jī)安全。

4.1.1??測試方案

測試試驗(yàn)需進(jìn)行起落架最大垂向載荷、結(jié)構(gòu)最大偏心矩、垂向加載及水平隨動行程及起落架安裝工況模擬等測試，傳統(tǒng)固定約束邊界難以滿足測試要求。測試采用了主動控制載荷模擬約束邊界的方案：

（1）外置垂向作動筒采用力控加載，通過杠桿對裝置施加主動載荷，模擬加載過程中的起落架邊界約束；

（2）裝置內(nèi)置作動筒，采用位控加載的模式試驗(yàn)垂向變形模擬；

（3）通過水平作動筒位控施加水平位移模擬受載變形。

測試項(xiàng)目遵循先難后易的原則設(shè)置，主要測試項(xiàng)目見表3，總體實(shí)施效果見圖5。

表3 測試試驗(yàn)項(xiàng)目

4.1.2??測試結(jié)果

依據(jù)測試數(shù)據(jù)，對比技術(shù)指標(biāo)，新型隨動加載裝置可滿足設(shè)計(jì)要求，見表4。測試項(xiàng)目中的起落架試驗(yàn)?zāi)M工況選取了大型水陸兩棲飛機(jī)的右轉(zhuǎn)彎及尾沉著陸工況，測試載荷包絡(luò)實(shí)際試驗(yàn)載荷，見圖6。測試結(jié)果表明，該新型隨動加載裝置可滿足試驗(yàn)要求。

圖5 測試實(shí)施圖

表4 測試結(jié)果與技術(shù)指標(biāo)對比

圖6 模擬工況測試載荷與試驗(yàn)載荷對比

4.2??新型隨動加載裝置的試驗(yàn)應(yīng)用

新型隨動加載裝置已應(yīng)用于AG600飛機(jī)全機(jī)靜力試驗(yàn)中，見圖7。在主起落架試驗(yàn)中，裝置實(shí)現(xiàn)了起落架載荷隨動加載，加載過程流暢，各部件運(yùn)行良好，實(shí)現(xiàn)了各自功能。試驗(yàn)主要考核部位在加載和卸載過程中應(yīng)變、位移線性度好、對稱性好，部分應(yīng)變曲線見圖8。

圖7 型號試驗(yàn)應(yīng)用

5??結(jié)論

本文所述新型試驗(yàn)裝置針對水陸兩棲飛機(jī)靜力試驗(yàn)起落架隨動加載需求研發(fā)，通過測試及型號試驗(yàn)驗(yàn)證，裝置的設(shè)計(jì)滿足了技術(shù)指標(biāo)及試驗(yàn)技術(shù)要求，保障了AG600飛機(jī)起落架試驗(yàn)的順利進(jìn)行。同時(shí)，新裝置通用性的設(shè)計(jì)使其具有在其他型號試驗(yàn)推廣應(yīng)用的前景。

圖8 某主起試驗(yàn)工況應(yīng)變曲線