尤 穎，張 明,2

(1.南京航空航天大學(xué)飛行器先進(jìn)設(shè)計(jì)技術(shù)國防重點(diǎn)科學(xué)實(shí)驗(yàn)室，江蘇 南京 210016) (2.南京航空航天大學(xué)機(jī)械結(jié)構(gòu)力學(xué)及控制國家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，江蘇 南京 210016)

多輪起落架[1-2]常見的結(jié)構(gòu)形式有兩種，分別為多輪單支柱式和多輪多支柱式。增加機(jī)輪的個(gè)數(shù)可以有效減小單個(gè)機(jī)輪的垂向載荷，提高飛機(jī)在跑道上的通過性和飛機(jī)在起降以及滑行過程中的安全性。

多支柱布局形式可以有效地減小重型飛機(jī)對機(jī)場跑道的沖擊，減少輪胎間的相互作用對飛機(jī)漂浮性能產(chǎn)生的不利影響；多個(gè)支柱同時(shí)承擔(dān)著陸時(shí)產(chǎn)生的巨大沖擊，使得單個(gè)支柱上的軸向受力明顯減小，令飛機(jī)的傳力構(gòu)件受力減?。粏蝹€(gè)起落架結(jié)構(gòu)較小，需要的收藏空間也較小[3-4]。

綜上，多輪多支柱起落架將會(huì)是我國未來大型民機(jī)設(shè)計(jì)時(shí)的選擇。但是對于地面載荷在多支柱起落架各支柱上如何分配的問題，尚需要進(jìn)行探討。為研究多輪多支柱起落架的載荷分配問題，本文以波音公司的B-747客機(jī)為例，建立了多輪多支柱起落架地面動(dòng)力學(xué)分析模型并進(jìn)行了協(xié)同仿真，以為今后研究該類問題奠定基礎(chǔ)[5-6]。

1 小車式起落架緩沖性能分析

1.1 機(jī)構(gòu)運(yùn)動(dòng)模型

多輪起落架本身較復(fù)雜，圖1所示為四輪小車式(單支柱多輪)起落架結(jié)構(gòu)示意圖。建模時(shí)對其結(jié)構(gòu)進(jìn)行了合理簡化，簡化后的部件包括主支柱外筒、主支柱活塞桿、上下扭力臂、車架、機(jī)輪、車架穩(wěn)定器等。

圖1 四輪小車式起落架結(jié)構(gòu)示意圖

在仿真平臺(tái)中利用運(yùn)動(dòng)副將各部件連接起來。單支柱起落架各部件間的運(yùn)動(dòng)關(guān)系如圖2所示。

圖2 單支柱起落架各部件間運(yùn)動(dòng)關(guān)系

1.2 緩沖支柱動(dòng)力學(xué)模型

大型客機(jī)起落架采用單腔油氣緩沖器，單腔油氣緩沖器主要由氣腔、側(cè)油腔、主油腔、油針組成，如圖3所示。

1—?dú)馇唬?—側(cè)油腔；3—主油腔；4—油針

單腔油氣式緩沖器在工作過程中的軸向載荷主要由空氣彈簧力Fam、油液阻尼力Fhm和結(jié)構(gòu)摩擦力Ff組成[7]。

(1)

(2)

(3)

1.3 落震緩沖性能分析

小車式起落架輪胎型號為50 × 20.0 R 22, 34 PR,仿真參數(shù)見表1，圖4～圖6為仿真結(jié)果，由圖可知，功量圖飽滿，緩沖器位移隨時(shí)間變化曲線自然平穩(wěn)，航向載荷變化正常，滿足緩沖性能設(shè)計(jì)要求。

表1 仿真參數(shù)

圖4 主起落架落震功量圖

圖5 吊籃位移和緩沖器行程

2 多支柱起落架各支柱載荷分配

2.1 對稱著陸載荷計(jì)算與分析

該飛機(jī)起落架系統(tǒng)由1個(gè)雙輪前起和4個(gè)小車式主起(分別在機(jī)翼和機(jī)身上)組成，對稱著陸工況參數(shù)見表2，對稱著陸仿真結(jié)果如圖7所示。

表2 對稱著陸工況參數(shù)

圖7 對稱著陸工況仿真結(jié)果

從圖7可以看出：1)機(jī)身主起著陸載荷隨著著陸俯仰角增加而增加，機(jī)翼主起和前起落架(以下簡稱前起)著陸載荷在著陸俯仰角分別為6°和2°時(shí)最?。?)著陸俯仰角為正時(shí)，機(jī)身主起比機(jī)翼主起載荷大得多，并隨著著陸俯仰角的增加而增加。

圖8為著陸俯仰角為6°時(shí)左機(jī)身與機(jī)翼主起的功量圖。

圖8 6°俯仰角時(shí)左機(jī)身機(jī)翼主起功量圖

從圖8可以看出，飛機(jī)著陸俯仰角為正值時(shí)，機(jī)身主起緩沖器功量圖不飽滿，緩沖器處于欠阻尼狀態(tài)，緩沖效率較低。

2.2 支柱載荷分配改進(jìn)

在2.1節(jié)中的初始參數(shù)下各支柱載荷相差較大，緩沖器效率也低。若對載荷差別過大給予改進(jìn)，可提高機(jī)身主起緩沖器效率，也可縮短機(jī)身與機(jī)翼主起啟動(dòng)時(shí)間差?？s小機(jī)身主起緩沖器主油孔尺寸可提高機(jī)身主起緩沖器效率，將機(jī)翼主起延長可縮短機(jī)身與機(jī)翼主起啟動(dòng)時(shí)間差。

將機(jī)身主起緩沖器主油孔直徑從28 mm分別縮小為26 mm和24 mm，機(jī)身和機(jī)翼主起載荷變化情況如圖9和圖10所示。

從圖9和圖10可以得出：1)縮小機(jī)身主起緩沖器主油孔尺寸，可以減小飛機(jī)對稱著陸工況下的機(jī)翼主起的著陸載荷；2)在飛機(jī)著陸俯仰角為0°和2°時(shí)，縮小機(jī)身主起緩沖器主油孔會(huì)使機(jī)身主起著陸載荷先減小后增加，在飛機(jī)著陸俯仰角為6°和8°時(shí)，縮小機(jī)身主起緩沖器主油孔會(huì)使機(jī)身主起著陸載荷減?。?)縮小機(jī)身主起緩沖器主油孔尺寸，可使不同著陸俯仰角下機(jī)身主起著陸載荷變化范圍縮小。

圖9 不同緩沖器主油孔的機(jī)身主起載荷

圖10 不同緩沖器主油孔的機(jī)翼主起載荷

圖11和圖12分別為著陸俯仰角為8°、主起緩沖器主油孔直徑為28 mm和24 mm時(shí)左機(jī)身與機(jī)翼主起的功量圖。

圖11 8°俯仰角、28 mm主油孔時(shí)著陸功量圖

圖12 8°俯仰角、24 mm主油孔時(shí)著陸功量圖

由圖11和圖12可以得出，縮小機(jī)身主起緩沖器主油孔尺寸，可使飛機(jī)著陸俯仰角為正時(shí)機(jī)身主起的緩沖功量圖更加飽滿，提高緩沖器效率從而降低機(jī)身主起的著陸載荷，同時(shí)可以吸收更多的著陸能量，從而使機(jī)翼主起著陸載荷也降低。

為縮短機(jī)身與機(jī)翼主起啟動(dòng)時(shí)間差，將機(jī)翼主起設(shè)置成比機(jī)身主起長50 mm來讓機(jī)翼主起盡可能早觸地。圖13和圖14是主起長度差對機(jī)身與機(jī)翼主起載荷的影響。

圖13 主起長度差對機(jī)身主起載荷的影響

圖14 主起長度差對機(jī)翼主起載荷的影響

從圖13和圖14可以得出：1)延長機(jī)翼主起長度使飛機(jī)機(jī)翼主起著陸載荷增加，機(jī)身主起著陸載荷減??；2)著陸俯仰角為正時(shí)，機(jī)身主起比機(jī)翼主起著陸載荷大，延長機(jī)翼主起長度可減小機(jī)身與機(jī)翼主起載荷差，從而優(yōu)化載荷分配結(jié)果。

2.3 滾轉(zhuǎn)著陸載荷分配分析

采用多支柱多輪起落架的飛機(jī)在滾轉(zhuǎn)著陸中需考慮各支柱的載荷分配，圖15給出了著陸俯仰角為4°時(shí)主起著陸載荷隨滾轉(zhuǎn)角的變化。

圖15 4°俯仰角下飛機(jī)滾轉(zhuǎn)著陸載荷分配

由圖15可以得出，隨著滾轉(zhuǎn)角變大，該飛機(jī)左偏滾轉(zhuǎn)著陸會(huì)使飛機(jī)左側(cè)機(jī)身和機(jī)翼主起載荷增大，右側(cè)機(jī)身和機(jī)翼主起載荷減小。

3 關(guān)聯(lián)支柱技術(shù)的應(yīng)用與分析

3.1 工作原理

關(guān)聯(lián)支柱(圖16)技術(shù)是通過一根管道將飛機(jī)同一側(cè)的兩個(gè)主起氣腔連通起來，即支柱連通，使兩個(gè)氣腔中的氣體自由來往，保持同側(cè)兩個(gè)主起氣腔壓力始終相同。當(dāng)飛機(jī)尾沉、滾轉(zhuǎn)著陸或在不平道面滑行時(shí)，若某一起落架受到?jīng)_擊，其緩沖器會(huì)急劇壓縮，氣腔壓力增加，使氣腔內(nèi)氣體快速流到另一起落架氣腔中，從而減緩載荷的沖擊。由于相互連接的緩沖器氣腔氣壓相等，因此緩沖器中空氣彈簧力不能用式(1)進(jìn)行計(jì)算，支柱連通設(shè)計(jì)時(shí)緩沖器空氣彈簧力的計(jì)算式如下：

圖16 關(guān)聯(lián)支柱示意圖

(4)

式中：Fams,Famy分別為機(jī)身和機(jī)翼主起空氣彈簧力；Aams,Aamy分別為機(jī)身和機(jī)翼主起緩沖器壓氣面積；V0ms,V0my分別為機(jī)身和機(jī)翼主起全伸長時(shí)氣腔中空氣體積；sms,smy分別為機(jī)身和機(jī)翼主起緩沖器位移。

3.2 支柱連通對載荷分配的影響

支柱連通連接的是機(jī)身主起和機(jī)翼主起的氣腔，理論上可起到減小尾沉和滾轉(zhuǎn)著陸時(shí)主起間載荷差異的作用。圖17和圖18為對稱著陸時(shí)支柱連通對機(jī)身與機(jī)翼主起載荷的影響。

圖17 支柱連通對機(jī)身主起載荷的影響

圖18 支柱連通對機(jī)翼主起載荷的影響

由圖17和圖18可得，飛機(jī)著陸俯仰角較小(2°～6°)時(shí)，支柱連通可縮小機(jī)身與機(jī)翼主起著陸載荷差距；在著陸俯仰角達(dá)到8°時(shí)，支柱連通沒有明顯作用。

圖19和圖20分別為著陸俯仰角為4°、支柱不連通與連通時(shí)的左機(jī)身和左機(jī)翼主起的功量圖。

圖19 支柱不連通、4°俯仰角時(shí)著陸功量圖

圖20 支柱連通、4°俯仰角時(shí)著陸功量圖

由圖19和圖20可得，支柱連通使尾沉著陸時(shí)機(jī)身主起空氣彈簧力變小，機(jī)身主起緩沖器壓縮到結(jié)構(gòu)行程，飛機(jī)硬著陸。

圖21和圖22分別為著陸俯仰角為4°、左滾轉(zhuǎn)著陸時(shí)支柱連通對機(jī)身和機(jī)翼主起的影響。

從圖21和圖22可以得出：1)飛機(jī)向左滾轉(zhuǎn)著陸，支柱連通會(huì)增加兩側(cè)機(jī)翼主起著陸載荷；2)在飛機(jī)左滾轉(zhuǎn)角較小(1°～2°)時(shí)，支柱連通可以減小兩側(cè)機(jī)身主起的著陸載荷；3)在飛機(jī)滾轉(zhuǎn)角為3°時(shí)，支柱連通反而會(huì)增大左機(jī)身主起的著陸載荷。

圖21 滾轉(zhuǎn)著陸時(shí)支柱連通對機(jī)身主起影響

圖22 滾轉(zhuǎn)著陸時(shí)支柱連通對機(jī)翼主起影響

圖23和圖24分別為著陸俯仰角為4°、滾轉(zhuǎn)角為3°、支柱不連通與支柱連通時(shí)右機(jī)身和右機(jī)翼主起功量圖。

圖23 支柱不連通、4°俯仰角、3°滾轉(zhuǎn)角時(shí)主起功量圖

圖24 支柱連通、4°俯仰角、3°滾轉(zhuǎn)角時(shí)主起功量圖

由圖23和圖24可得，飛機(jī)的左滾轉(zhuǎn)角達(dá)到3°時(shí)，支柱連通會(huì)導(dǎo)致右機(jī)身主起緩沖器壓縮量達(dá)到結(jié)構(gòu)行程限制，出現(xiàn)硬著陸現(xiàn)象。

3.3 緩沖性能改進(jìn)

為解決3.2中出現(xiàn)的硬著陸問題，在關(guān)聯(lián)支柱設(shè)計(jì)時(shí)應(yīng)考慮加大緩沖器的阻尼。對緩沖器進(jìn)行改進(jìn)，將緩沖器壓油面積增大至0.060 5 m2。圖25和圖26分別為增大壓油面積、使用關(guān)聯(lián)支柱技術(shù)后該飛機(jī)對稱著陸和滾轉(zhuǎn)著陸的主起功量圖。

圖25 增大壓油面積后對稱著陸主起功量圖

圖26 增大壓油面積后滾轉(zhuǎn)著陸主起功量圖

由圖25和圖26可知，適當(dāng)增加緩沖器的壓油面積可以避免支柱連通時(shí)因緩沖器結(jié)構(gòu)行程限制而出現(xiàn)的硬著陸現(xiàn)象。

4 結(jié)論

1)對于多輪多支柱起落架飛機(jī)，正著陸俯仰角會(huì)增加機(jī)身主起著陸載荷，減小前起著陸載荷；

2)減小機(jī)身主起緩沖器主油孔直徑和增加機(jī)翼主起長度，都可減小主起間的載荷差異，優(yōu)化載荷分配；

3)左偏滾轉(zhuǎn)著陸使飛機(jī)左機(jī)身和左機(jī)翼的主起載荷都增加，右機(jī)身和右機(jī)翼的主起載荷都減??；

4)飛機(jī)著陸俯仰角較小(2°～6°)時(shí)，支柱連通設(shè)計(jì)可縮小機(jī)身和機(jī)翼主起著陸載荷差距；

5)飛機(jī)左滾轉(zhuǎn)角較小(1°～2°)時(shí)，支柱連通可以減小兩側(cè)機(jī)身主起的著陸載荷。

6)增大緩沖器油腔壓油面積可以避免支柱連通時(shí)出現(xiàn)的硬著陸現(xiàn)象。