劉瑋 鄭建軍

摘要：對(duì)大型客機(jī)全機(jī)結(jié)構(gòu)試驗(yàn)主起落架垂向加載方法進(jìn)行分析研究，提出一種基于雙層滾柱平臺(tái)的隨動(dòng)加載技術(shù)，并給出了加載裝置設(shè)計(jì)方案。通過(guò)計(jì)算及模擬試驗(yàn)對(duì)加載裝置的承載能力及阻尼特性進(jìn)行驗(yàn)證，最終成功應(yīng)用于型號(hào)試驗(yàn)。相比現(xiàn)有加載方法，該技術(shù)同時(shí)保證了加載精度與大載荷施加能力，能夠滿足靜強(qiáng)度試驗(yàn)及疲勞試驗(yàn)的需要。

關(guān)鍵詞：民用飛機(jī)；結(jié)構(gòu)試驗(yàn)；加載技術(shù)；起落架；隨動(dòng)加載

中圖分類號(hào)：V216.1文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：ADOI：10.19452/j.issn1007-5453.2020.12.005

起落架連接區(qū)是飛機(jī)設(shè)計(jì)、分析、驗(yàn)證的重點(diǎn)部位，對(duì)飛機(jī)的安全運(yùn)行有著重要影響[1]?！吨袊?guó)民用航空規(guī)章》（CCAR）25部“運(yùn)輸類飛機(jī)適航標(biāo)準(zhǔn)”（CCAR-25-R4）中對(duì)新研飛機(jī)地面載荷情況有詳細(xì)、明確的驗(yàn)證要求。大型客機(jī)主起落架連接區(qū)一般位于機(jī)翼根部附近，受到機(jī)翼載荷和起落架載荷的綜合作用，具有載荷幅值大，傳力路徑復(fù)雜的特點(diǎn)，必須通過(guò)地面靜力試驗(yàn)對(duì)其結(jié)構(gòu)強(qiáng)度及分析模型進(jìn)行驗(yàn)證。但是，由于起落架周邊空間緊張，不利于搭建大型加載設(shè)備，增加了試驗(yàn)難度。因此試驗(yàn)加載方案是否科學(xué)合理，直接關(guān)系到試驗(yàn)質(zhì)量和試驗(yàn)結(jié)果的有效性。

在國(guó)內(nèi)以往的全機(jī)靜強(qiáng)度試驗(yàn)中，主要采用一種懸空加載技術(shù)對(duì)起落架進(jìn)行加載[2-4]。這種方法如圖1所示，將起落架通過(guò)假輪懸掛在撬杠的一端，在撬杠的另一端通過(guò)力控作動(dòng)器施加主動(dòng)載荷，或通過(guò)約束位移施加被動(dòng)載荷。航向和側(cè)向的載荷通過(guò)水平安裝的作動(dòng)器直接施加。這種加載方式的優(yōu)點(diǎn)在于，被懸掛起來(lái)的起落架假輪在試驗(yàn)中的受力是收斂的，有助于保持飛機(jī)姿態(tài)穩(wěn)定。近年來(lái)，隨著新型號(hào)的不斷涌現(xiàn)，出現(xiàn)了一些高支柱、大變形的起落架結(jié)構(gòu)，起落架變形引起的載荷方向偏轉(zhuǎn)對(duì)試驗(yàn)的影響變得不可忽略[5-6]。在某大型客機(jī)首飛前靜力試驗(yàn)中，采用了預(yù)置加載技術(shù)，根據(jù)預(yù)估的起落架輪軸點(diǎn)變形量試前調(diào)整加載設(shè)備安裝位置，使得試驗(yàn)加載至最大載荷時(shí)垂向和水平方向加載力線與實(shí)際方向基本一致[7]。這種方法需要通過(guò)分析仿真和反復(fù)預(yù)試給出較為準(zhǔn)確的起落架變形量預(yù)估值，工作量較大。在某大型運(yùn)輸機(jī)全機(jī)靜力試驗(yàn)中，首次應(yīng)用了一種隨動(dòng)單向支持技術(shù)，對(duì)飛機(jī)54框進(jìn)行支持[8]；杜星提出了一種對(duì)起落架施加垂向載荷的隨動(dòng)加載方法，并分析了隨動(dòng)加載的穩(wěn)定性問(wèn)題，應(yīng)用于無(wú)人機(jī)等小型飛機(jī)的試驗(yàn)[5]；嚴(yán)沖針對(duì)水陸兩棲飛機(jī)的試驗(yàn)需求，提出了一種提高隨動(dòng)加載裝置穩(wěn)定性的方法[9]。上述幾種隨動(dòng)加載方法均基于滾珠式平面滾動(dòng)軸承實(shí)現(xiàn)隨動(dòng)功能，承載能力受到一定限制。段寶利針對(duì)單獨(dú)起落架試驗(yàn)設(shè)計(jì)了一種綜合試驗(yàn)臺(tái)[10]，但因結(jié)構(gòu)龐大、復(fù)雜，不適合在全機(jī)試驗(yàn)場(chǎng)合下應(yīng)用。

綜上所述，隨著民用飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度考核驗(yàn)證體系的不斷發(fā)展，起落架變形引起的加載誤差越來(lái)越受到重視。但現(xiàn)有的技術(shù)或者涉及較多的計(jì)算、換裝工作量，或者承載能力不足，難以滿足大型客機(jī)靜強(qiáng)度試驗(yàn)和疲勞試驗(yàn)的需求。本文提出了一種基于雙層滾柱平面軸承的大噸位起落架隨動(dòng)加載方案，在實(shí)現(xiàn)垂向加載位移跟隨的同時(shí)大幅降低了隨動(dòng)機(jī)構(gòu)的最大應(yīng)力水平，提高了加載裝置承載能力，經(jīng)驗(yàn)證后成功應(yīng)用于型號(hào)試驗(yàn)。

1起落架隨動(dòng)加載問(wèn)題

1.1隨動(dòng)加載原理

起落架垂向隨動(dòng)加載技術(shù)的核心思想是，當(dāng)起落架受到試驗(yàn)載荷作用而發(fā)生變形時(shí)，垂向加載力線能夠自動(dòng)跟隨起落架輪軸點(diǎn)平移，在此過(guò)程中保持載荷方向始終垂直于地面。

現(xiàn)有的隨動(dòng)加載裝置采用滾珠式的平面滾動(dòng)軸承結(jié)構(gòu)形式。一種典型的隨動(dòng)加載機(jī)構(gòu)如圖2所示，滾珠以上的鋼板成為移動(dòng)板，滾珠以下的鋼板成為固定板，將用于垂向加載的作動(dòng)器固定在移動(dòng)板上。機(jī)構(gòu)充分利用了滾動(dòng)運(yùn)動(dòng)阻力低的特點(diǎn)，消除了作動(dòng)器在水平面內(nèi)受到的約束。參考文獻(xiàn)[5]證明，當(dāng)加載裝置隨動(dòng)機(jī)構(gòu)運(yùn)動(dòng)阻力足夠小時(shí)，裝置沒(méi)有傾倒的風(fēng)險(xiǎn)。

起落架是全機(jī)靜力試驗(yàn)中載荷量級(jí)最大、最集中的部位，隨動(dòng)加載裝置自身必須具備充分的承載能力，在最大加載載荷下仍能正常工作。隨動(dòng)機(jī)構(gòu)中，滾珠與上下鋼板接觸形式類似于點(diǎn)接觸，在加載過(guò)程中會(huì)產(chǎn)生較高的應(yīng)力水平，可能在鋼板表面產(chǎn)生壓痕，或使得滾珠發(fā)生塑性變形，導(dǎo)致運(yùn)動(dòng)阻力升高。目前所見(jiàn)的文獻(xiàn)中，主要通過(guò)模擬試驗(yàn)的方法對(duì)隨動(dòng)機(jī)構(gòu)的承載能力進(jìn)行測(cè)試，尚無(wú)定量的計(jì)算或仿真結(jié)果見(jiàn)報(bào)道。

1.2大型客機(jī)主起隨動(dòng)加載裝置設(shè)計(jì)思路

現(xiàn)有的加載技術(shù)并不能完全滿足大型客機(jī)起落架靜強(qiáng)度試驗(yàn)或疲勞試驗(yàn)需要，有必要在現(xiàn)有技術(shù)上進(jìn)行改進(jìn)，開(kāi)發(fā)一種新的加載裝置，在保證加載精度的同時(shí)大幅提升裝置自身的承載能力。為此需要考慮以下幾個(gè)方面：（1）裝置必須與試驗(yàn)機(jī)幾何邊界條件匹配，且足夠緊湊，能夠在試驗(yàn)現(xiàn)場(chǎng)局促的環(huán)境下安裝，并選擇合理的位置建立與試驗(yàn)機(jī)的接口；（2）裝置需要有充裕的承載能力儲(chǔ)備，以滿足大型客機(jī)靜強(qiáng)度試驗(yàn)或疲勞試驗(yàn)的需要；考慮使用滾柱替代現(xiàn)有隨動(dòng)機(jī)構(gòu)中的滾珠，變點(diǎn)接觸為線接觸，從而大幅降低接觸區(qū)的應(yīng)力水平；（3）裝置需要實(shí)現(xiàn)垂向加載設(shè)備在水平面內(nèi)任意方向?qū)ζ鹇浼芗佥喌奈灰聘S，并盡可能降低隨動(dòng)機(jī)構(gòu)的阻尼；可通過(guò)正交布置兩層滾柱陣列的方式，將水平面內(nèi)的運(yùn)動(dòng)分解后分別實(shí)現(xiàn)跟隨；（4）必須考慮假輪在試驗(yàn)中可能出現(xiàn)的最大位移，合理設(shè)定裝置行程指標(biāo)；（5）需要考慮應(yīng)用該裝置時(shí)試驗(yàn)機(jī)的約束及保護(hù)形式。

2大型客機(jī)主起隨動(dòng)加載技術(shù)方案

針對(duì)大型客機(jī)全機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度試驗(yàn)的需要，提出一種新的起落架隨動(dòng)加載方案，設(shè)計(jì)一種全新構(gòu)型的隨動(dòng)機(jī)構(gòu)，在不增加機(jī)構(gòu)尺寸的前提下大幅提升承載能力，同時(shí)選擇合適位置建立加載裝置與起落架的接口，最大程度地利用空間。

2.1技術(shù)指標(biāo)

綜合分析某大型客機(jī)限制載荷靜力試驗(yàn)結(jié)果和極限載荷靜力試驗(yàn)任務(wù)要求，對(duì)各個(gè)工況下主起落架輪軸點(diǎn)的變形量進(jìn)行預(yù)估，篩選出垂向載荷及預(yù)計(jì)航向、側(cè)向變形最大的嚴(yán)重工況，見(jiàn)表1。

根據(jù)表1中的載荷及預(yù)估變形，考慮一定余量后，確定隨動(dòng)加載裝置設(shè)計(jì)指標(biāo)：（1）承載能力：能夠施加900kN垂向載荷，各零組件不能發(fā)生有害永久變形。（2）位移跟隨性：隨動(dòng)阻力不大于垂向載荷的0.3%。（3）行程指標(biāo)：加載作動(dòng)器行程200mm；隨動(dòng)機(jī)構(gòu)行程航向-150～250mm；側(cè)向-200～200mm。（4）空間協(xié)調(diào)性：能夠在飛機(jī)水線距地面高度5000mm的條件下安裝，占地面積不大于1.5m×1.5m。

2.2技術(shù)方案

大型客機(jī)主起隨動(dòng)加載裝置由隨動(dòng)機(jī)構(gòu)、加載機(jī)構(gòu)和與起落架連接的接口機(jī)構(gòu)三部分組成，如圖3所示。

隨動(dòng)機(jī)構(gòu)位于加載裝置的底部，既要能夠承受試驗(yàn)載荷作用，又要能夠在平面內(nèi)低阻運(yùn)動(dòng)，是整個(gè)加載裝置的關(guān)鍵承載部件。隨動(dòng)機(jī)構(gòu)結(jié)構(gòu)如圖4所示，由三層承壓板和兩層滾柱陣列組成。承壓板為GCr15軸承鋼材質(zhì)，整體鍛造成形，熱處理后精磨，表面硬度達(dá)到HRC 65。由下往上三層承壓板面積分別為1200mm×1200mm、800mm×1200mm、800mm×800mm；滾柱材質(zhì)與承壓板相同，直徑38mm，長(zhǎng)105mm，下、中層承壓板之間布置144枚，中、上層承壓板之間布置96枚。格柵托盤(pán)為鋁制，僅用于約束滾柱相對(duì)位置，不起承載作用。

加載機(jī)構(gòu)主要為一臺(tái)液壓作動(dòng)器，額定壓力21MPa，最大加載能力940kN，最大行程200mm。作動(dòng)器上安裝測(cè)力傳感器，量程1100kN。為適應(yīng)不同試驗(yàn)場(chǎng)景需求，加載機(jī)構(gòu)具備主動(dòng)和被動(dòng)兩種工作模式。對(duì)起落架連接區(qū)考核工況，要求盡可能準(zhǔn)確地施加起落架載荷，采用主動(dòng)加載模式，作動(dòng)器帶油壓，活塞桿主動(dòng)伸出施加力載荷，并通過(guò)力傳感器和伺服控制系統(tǒng)對(duì)載荷進(jìn)行監(jiān)控；對(duì)起落架連接區(qū)非考核工況，采用被動(dòng)加載模式，作動(dòng)器不帶油壓，通過(guò)機(jī)械裝置鎖定活塞桿伸出量，為起落架提供垂向支持。

選擇起落架支柱底緣作為實(shí)際施加載荷的部位，在起落架支柱底部安裝插入式碗形頂墊，通過(guò)球頭頂桿與碗形頂墊建立對(duì)起落架的加載接口。在大型客機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度驗(yàn)證體系中，起落架本體通常規(guī)劃有單獨(dú)的試驗(yàn)進(jìn)行考核，全機(jī)靜力試驗(yàn)只需關(guān)心機(jī)翼根部主起連接區(qū)的載荷傳遞，因此選擇起落架支柱底緣而非假輪進(jìn)行加載，不會(huì)對(duì)試驗(yàn)考核有效性造成影響。

2.3承載能力計(jì)算

2.3.1隨動(dòng)機(jī)構(gòu)承載能力

隨動(dòng)機(jī)構(gòu)是整套加載裝置的關(guān)鍵承載部件，在最大試驗(yàn)載荷作用下，隨動(dòng)機(jī)構(gòu)的任何部件不能發(fā)生損傷或有害永久變形。滾柱-承壓板副的接觸應(yīng)力問(wèn)題可以看作是經(jīng)典的圓柱-平面接觸問(wèn)題，對(duì)于此類問(wèn)題可通過(guò)赫茲（Hertz）接觸理論進(jìn)行求解[11]。假設(shè)兩個(gè)平行圓柱之間存在線接觸，作用于接觸面上的總壓力為F，初始接觸長(zhǎng)度為B，圓柱半徑分別為ρ1、ρ2，材料彈性模量E1、E2，泊松比μ1、μ2，則接觸區(qū)域最大應(yīng)力經(jīng)驗(yàn)公式：

2.3.2接口連接件承載能力

作為加載裝置與起落架連接接口的球頭頂桿與碗形頂墊是傳載的關(guān)鍵機(jī)構(gòu)，使用ABAQUS有限元分析軟件對(duì)頂桿頂墊進(jìn)行校核，建立了ABAQUS CAE環(huán)境下的零件有限元模型。計(jì)算結(jié)果顯示，在900kN載荷作用下，頂桿整體應(yīng)力水平較低；頂墊部件在球窩內(nèi)表面下部應(yīng)力水平稍高，最高約244MPa，滿足強(qiáng)度要求。碗形頂墊有限元應(yīng)力云圖如圖5所示。

3模擬試驗(yàn)驗(yàn)證

大型客機(jī)主起隨動(dòng)加載技術(shù)采用了新的設(shè)計(jì)構(gòu)型，新型隨動(dòng)機(jī)構(gòu)的承載能力和阻力特性直接關(guān)系到全機(jī)試驗(yàn)的有效性和安全性，需要用模擬試驗(yàn)驗(yàn)證，滿足各項(xiàng)設(shè)計(jì)指標(biāo)后，方能用于正式型號(hào)試驗(yàn)。

模擬試驗(yàn)裝置如圖6所示，通過(guò)加載裝置自帶的垂向作動(dòng)器對(duì)隨動(dòng)機(jī)構(gòu)施加垂向載荷，通過(guò)連接至地面的承載杠桿機(jī)構(gòu)承受垂向加載反力；水平加載點(diǎn)通過(guò)承載杠桿作用于隨動(dòng)機(jī)構(gòu)，用于評(píng)估隨動(dòng)機(jī)構(gòu)的運(yùn)動(dòng)阻力。

3.1承載能力驗(yàn)證

承載能力試驗(yàn)?zāi)康脑谟隍?yàn)證隨動(dòng)機(jī)構(gòu)及垂向加載作動(dòng)器的設(shè)計(jì)、制造是否達(dá)到設(shè)計(jì)指標(biāo)。垂向加載點(diǎn)逐級(jí)加載至900kN，保載30s后退載。試驗(yàn)中，加載過(guò)程平穩(wěn)，反饋跟隨良好，無(wú)異常響聲。試驗(yàn)后拆解檢查，全部滾柱未發(fā)現(xiàn)永久變形或裂紋，承壓板與滾柱接觸面未發(fā)現(xiàn)明顯壓痕；球頭頂桿及碗形頂墊未發(fā)現(xiàn)有害變形，頂墊球窩內(nèi)面下部發(fā)藍(lán)層有磨損，磨損位置與有限元分析的高應(yīng)力區(qū)基本一致。試驗(yàn)后碗形頂墊照片和承壓板表面及照片分別如圖7和圖8所示。

3.2運(yùn)動(dòng)阻力測(cè)試

運(yùn)動(dòng)阻力測(cè)試對(duì)隨動(dòng)機(jī)構(gòu)逐級(jí)施加垂向下壓載荷，測(cè)試隨動(dòng)機(jī)構(gòu)在各級(jí)載荷下的運(yùn)動(dòng)阻力是否滿足設(shè)計(jì)指標(biāo)。由于隨動(dòng)機(jī)構(gòu)運(yùn)動(dòng)時(shí)會(huì)受到來(lái)自承載杠桿機(jī)構(gòu)的水平附加約束，因此直接測(cè)量隨動(dòng)機(jī)構(gòu)運(yùn)動(dòng)阻力是較為困難的。本文采用一種試推法對(duì)隨動(dòng)機(jī)構(gòu)運(yùn)動(dòng)阻力進(jìn)行估測(cè)。垂向點(diǎn)加載至200kN、400kN、600kN、800kN，分別保載，每次保載時(shí)，水平加載點(diǎn)施加相當(dāng)于垂向點(diǎn)載荷±0.3%的水平恒定力，通過(guò)位移傳感器測(cè)量隨動(dòng)平臺(tái)上承壓板位移，如果上承壓板能夠被往復(fù)推動(dòng)，則證明隨動(dòng)機(jī)構(gòu)運(yùn)動(dòng)阻力小于垂向載荷的0.3%。試驗(yàn)結(jié)果見(jiàn)表2。

由表2中的試驗(yàn)數(shù)據(jù)可見(jiàn)，在200～800kN的各級(jí)垂向載荷下，隨動(dòng)平臺(tái)受水平加載點(diǎn)推拉均可往復(fù)移動(dòng)，表明隨動(dòng)平臺(tái)運(yùn)動(dòng)阻力小于垂向載荷的0.3%，能夠達(dá)到設(shè)計(jì)指標(biāo)的要求。

經(jīng)過(guò)模擬試驗(yàn)驗(yàn)證，大型客機(jī)主起隨動(dòng)加載裝置的承載能力、運(yùn)動(dòng)阻力均達(dá)到了設(shè)計(jì)指標(biāo)要求，能夠?qū)崿F(xiàn)預(yù)期功能，可以應(yīng)用于型號(hào)試驗(yàn)。

4型號(hào)應(yīng)用

大型客機(jī)主起隨動(dòng)加載技術(shù)在完成模擬試驗(yàn)驗(yàn)證后，已成功應(yīng)用于某型在研民機(jī)的全機(jī)靜力試驗(yàn)，共參與了首飛后13個(gè)限制載荷工況和23個(gè)極限載荷工況的靜力試驗(yàn)。以主起落架連接區(qū)極限載荷試驗(yàn)的轉(zhuǎn)彎工況中為例，右主起垂向最大載荷達(dá)到807kN，起落架輪軸點(diǎn)航向變形188mm，側(cè)向變形156mm。試驗(yàn)過(guò)程中，隨動(dòng)加載裝置工作正常，隨動(dòng)機(jī)構(gòu)運(yùn)動(dòng)順暢，試驗(yàn)加載平穩(wěn)、準(zhǔn)確。試驗(yàn)時(shí)保留了撬杠機(jī)構(gòu)作為備份，撬杠機(jī)構(gòu)連接件始終處于松弛狀態(tài)，不傳遞試驗(yàn)載荷。試驗(yàn)現(xiàn)場(chǎng)照片如圖9所示。

5結(jié)論

以大型客機(jī)主起落架加載技術(shù)為研究對(duì)象，對(duì)原有技術(shù)進(jìn)行重大改進(jìn)，提出了基于雙層滾柱式平面軸承的隨動(dòng)加載方案，并針對(duì)某在研民機(jī)靜力試驗(yàn)需求給出了加載裝置具體設(shè)計(jì)方案，經(jīng)分析校核及模擬試驗(yàn)結(jié)果表明，新型加載裝置具備承載能力強(qiáng)、運(yùn)動(dòng)阻力低、結(jié)構(gòu)緊湊等特點(diǎn)，能夠有效地提升試驗(yàn)加載精度，并減少加載點(diǎn)預(yù)置等工作量，提高了試驗(yàn)考核的質(zhì)量與效率。

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（責(zé)任編輯陳東曉）

作者簡(jiǎn)介

劉瑋（1988-）男，碩士，工程師。主要研究方向：飛機(jī)結(jié)構(gòu)試驗(yàn)技術(shù)。

Tel：15002110447E-mail：liuweifdu@126.com

鄭建軍（1986-）男，碩士，高級(jí)工程師。主要研究方向：飛機(jī)結(jié)構(gòu)試驗(yàn)技術(shù)。

Self-adaptable Loading Technique for Main Landing Gears in Structural Test of Large Airliner

Liu Wei*，Zheng Jianjun

Key Laboratory of Static and Fatigue Test of Full Scale Aircraft，AVIC Aircraft Strength Research Institute，Xian 710065，China

Abstract： In order to meet the requirements of model test， the vertical loading method of the main landing gears in full scale aircraft structure test of large civil aircraft is analyzed and studied. A self-adaptable loading technology based on double roller platform is proposed， and the design scheme of the loading device is given. The load-bearing capacity and damping characteristics of the loading device are verified by calculation and simulation test. The new technology is successfully applied to model test. Compared with the original loading method， this technology ensures not only the loading accuracy， but also the bearing capacity， which can meet the needs of ultimate load test and fatigue test.

Key Words： civil aircraft； structural test； loading technique； landing gear； self-adaptable loading