湯阿妮，郭正旺，趙 華

（1.中國飛行試驗(yàn)研究院飛機(jī)所，西安710089；2.中國飛行試驗(yàn)研究院科研管理部，西安710089）

由于機(jī)場跑道及機(jī)身強(qiáng)度的限制，大型飛機(jī)多采用多輪多支柱起落架形式[1-2]，以降低起落架作用于機(jī)體和跑道道面的集中載荷。多支柱起落架載荷是個超靜定問題，牽扯到前、后多對主起落架緩沖剛度匹配，因此多支柱起落架布置、地面載荷確定以及緩沖功量分配的設(shè)計(jì)方法等具有不確定性。多輪多支柱起落架是中國在某大型運(yùn)輸機(jī)上首次采用的起落架結(jié)構(gòu)形式，各支柱間載荷分配、緩沖剛度匹配無相應(yīng)的設(shè)計(jì)規(guī)范，中國國內(nèi)亦無該形式起落架設(shè)計(jì)及布局的相關(guān)設(shè)計(jì)經(jīng)驗(yàn)[3]。為解決多支柱起落架載荷分配問題，國內(nèi)對多支柱起落架著陸及轉(zhuǎn)彎載荷進(jìn)行了大量仿真分析[4-9]，牟讓科等將落震試驗(yàn)結(jié)果與仿真分析結(jié)合，對多支柱起落架載荷分析又前進(jìn)了一步[10]。但實(shí)際飛機(jī)及起落架結(jié)構(gòu)是及其復(fù)雜的，仿真結(jié)果的正確性及可靠性通常無法保證。為徹底解決多輪多支柱起落架載荷分配問題，并對大型飛機(jī)起落架設(shè)計(jì)使用壽命進(jìn)行探索研究，以便獲取可靠的設(shè)計(jì)支持?jǐn)?shù)據(jù)，必須通過實(shí)際飛行試驗(yàn)進(jìn)行多支柱起落架使用載荷研究。

本文采用應(yīng)變法，以伊爾76 飛機(jī)主起落架為研究對象，在中國國內(nèi)首次實(shí)測了多輪多支柱起落架載荷，對多輪多支柱起落架著陸及轉(zhuǎn)彎載荷進(jìn)行定量分析研究，揭示了多輪多支柱起落架著陸及轉(zhuǎn)彎載荷的規(guī)律，為中國大型運(yùn)輸機(jī)起落架結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)和驗(yàn)證及大型運(yùn)輸機(jī)的研制提供參考。

1 試驗(yàn)機(jī)及測載試驗(yàn)

1.1 試驗(yàn)機(jī)

試驗(yàn)機(jī)為引進(jìn)的俄羅斯大型多輪多支柱起落架飛機(jī)伊爾76 飛機(jī)，該機(jī)起落架為五支柱前三點(diǎn)式布局，有1 個前起落架，4 個主起落架。主起落架為四輪并列支柱式，對稱布置在機(jī)身兩側(cè)。前、主起落架均可收放，并裝有良好的減震裝置。每個主起落架均為帶有可折斜支撐的單支柱套筒式四輪起落架，由承力構(gòu)件、4 個帶盤式液壓剎車裝置的機(jī)輪、收放機(jī)構(gòu)和艙門傳動機(jī)構(gòu)等組成。前起落架為單支柱搖臂式四輪起落架，由承力構(gòu)件、4 個帶液壓自動剎車裝置的機(jī)輪、收放機(jī)構(gòu)和艙門傳動機(jī)構(gòu)等組成。為改善地面滑行轉(zhuǎn)彎時的靈活性，前起落架上還裝有CyC-76 前輪轉(zhuǎn)彎操縱系統(tǒng)。圖1 給出了試驗(yàn)飛機(jī)及其起落架實(shí)物圖。

圖1 伊爾76 飛機(jī)及其起落架Fig.1 Aircraft IL76 and the landing gears

1.2 應(yīng)變法測載

載荷測量采用應(yīng)變法[11-12]。應(yīng)變法測量起落架結(jié)構(gòu)載荷要在結(jié)構(gòu)受力分析的基礎(chǔ)上，在測載結(jié)構(gòu)主要傳力部位安裝應(yīng)變計(jì)電橋，模擬結(jié)構(gòu)實(shí)際受載情況，對測載起落架進(jìn)行加載校準(zhǔn)，建立的載荷模型為

式中：F 為起落架外載荷，包括垂向載荷、航向載荷、側(cè)向載荷等。其中垂向載荷作用于機(jī)輪中心，指向上為正，用Pz表示；航向載荷在水平面內(nèi)，垂直于垂向載荷，在著陸及滑行使用情況，作用于機(jī)輪中心，向前為正，用Px表示，剎車狀態(tài)僅適用于主起落架，作用于輪胎接地點(diǎn)，恒指向后；側(cè)向載荷垂直于xoz 平面，作用于輪胎接地點(diǎn)，對主起落架指向內(nèi)側(cè)為正，對前起落架指向右側(cè)為正，用Fy表示。ε 為應(yīng)變計(jì)電橋響應(yīng)；β 為載荷系數(shù)，載荷校準(zhǔn)時確定；n 表示電橋數(shù)。

圖2 給出了主起落架輪軸及支柱部分應(yīng)變計(jì)安裝照片。

圖2 部分應(yīng)變計(jì)電橋加裝示意圖Fig.2 Sketch of some strain gauge bridges

1.3 飛行試驗(yàn)

起落架的載荷使用情況包括著陸、轉(zhuǎn)彎、剎車和滑行等[12-14]。為了獲得起落架在不同使用狀態(tài)下的載荷，試飛科目包括最大起飛重量起飛、最大著陸重量著陸、大下沉速度著陸、大剎車壓力剎車、大速度轉(zhuǎn)彎及地面滑行等。本文對著陸和轉(zhuǎn)彎情況進(jìn)行分析。飛行試驗(yàn)過程中，測試參數(shù)除了直接用于載荷實(shí)測的應(yīng)變參數(shù)外，還包括飛機(jī)重心三向過載、著陸下沉速度、著陸水平速度、著陸姿態(tài)角、滑行速度和燃油重量等飛行參數(shù)，以及起落架緩沖器行程、前起落架轉(zhuǎn)彎作動器行程、主起落架剎車壓力等起落架特征參數(shù)。

2 數(shù)據(jù)處理方法

2.1 無量綱化

將實(shí)測載荷除以對應(yīng)起落架的停機(jī)載荷，計(jì)算載荷系數(shù)，以消除飛機(jī)重量對起落架載荷的影響

式中：Px、Pz、Fy分別為航向載荷、垂向載荷及側(cè)向載荷；px、pz、py為對應(yīng)載荷系數(shù)；Ptj為對應(yīng)起落架的停機(jī)載荷，表示停機(jī)狀態(tài)每個起落架承受的飛機(jī)重量。

2.2 載荷正確性分析

取著陸階段飛機(jī)升力等于重力，地面滑行階段忽略升力，對載荷實(shí)測結(jié)果正確性進(jìn)行分析，即有

式中：nx、ny、nz分別為飛機(jī)重心處航向、側(cè)向及法向過載；G 為飛機(jī)重量；Psl為飛機(jī)升力；PE為發(fā)動機(jī)推力；Pxi、Pzi、Fyi中下標(biāo)1 到5 分別代表前起、左前主起、左后主起、右前主起及右后主起。

2.3 參數(shù)相容性分析

驗(yàn)證載荷正確性后，還需對不同受載情況的載荷進(jìn)行飛行參數(shù)相容性分析，如，轉(zhuǎn)彎情況需考慮轉(zhuǎn)彎速度、轉(zhuǎn)彎半徑、轉(zhuǎn)彎作動器行程等與載荷之間的匹配關(guān)系。一般分析公式可表示為

式中：Vx為航向速度，Vz為垂向速度，φ 及θ 為飛機(jī)姿態(tài)角，D 為起落架緩沖器壓縮行程，DS 為轉(zhuǎn)彎作動器行程，R 為轉(zhuǎn)彎半徑，PS 為剎車壓力。不同的載荷情況取不同的參數(shù)，具體公式形式也不同，如轉(zhuǎn)彎情況，主要參數(shù)為轉(zhuǎn)彎速度、半徑、轉(zhuǎn)彎作動器行程等，著陸階段則著重分析著陸下沉速度、著陸水平速度、著陸重量、著陸姿態(tài)以及緩沖器壓縮行程等參數(shù)。在下述轉(zhuǎn)彎載荷分析中將具體說明轉(zhuǎn)彎情況的應(yīng)用。

3 實(shí)測結(jié)果分析

3.1 著陸載荷

3.1.1 典型著陸載荷實(shí)測結(jié)果

圖3 給出了2 次典型的著陸狀態(tài)左側(cè)前、后主起落架載荷及相關(guān)飛行參數(shù)時間歷程曲線。圖3（a,b）給出了水平著陸，飛機(jī)著陸俯仰角φ 為1.58°，下沉速度Vz為1.1 m/s，著陸重量G 為130 t，前、后主起落架觸地時間極為接近時，左側(cè)前、后起落架緩沖器壓縮行程（DZQ和DZH）、飛機(jī)重心處航向及法向過載（nx和nz）、左側(cè)前、后起落架航向載荷和垂向載荷（PZQx,PZQz,PZHx,PZHz）時間歷程曲線。從圖3（a,b）中可以看出，左側(cè)前主起落架著陸垂向載荷、起轉(zhuǎn)/回彈載荷均大于后主起落架。

圖3（c,d）給出了機(jī)尾下沉著陸，飛機(jī)著陸俯仰角φ 為7.98°，下沉速度Vz為1.41 m/s，著陸重量G 為142 t，前、后主起落架觸地時間差約為3 s 時，左側(cè)前、后起落架緩沖器壓縮行程（DZQ和DZH）、飛機(jī)重心處航向及法向過載（nx和nz）、左側(cè)前、后起落架航向載荷和垂向載荷（PZQx,PZQz,PZHx,PZHz）時間歷程曲線。從圖3（c,d）中可以看出，左側(cè)后主起落架著陸垂向載荷大于左側(cè)前主起落架著陸垂向載荷。

表1 給出了4 個主起落架著陸時垂向載荷、起轉(zhuǎn)載荷和回彈載荷實(shí)測極大值。

圖3 主起落架著陸載荷及相關(guān)參數(shù)時間歷程Fig.3 Curves of main landing gear loads and related param-eters during landing

表1 著陸狀態(tài)主起落架實(shí)測載荷極值Table 1 Load extreme value of main landing gear during landing

3.1.2 著陸載荷分析

著陸主要考察起落架承受垂向和航向起轉(zhuǎn)及回彈載荷的能力。著陸垂向載荷大小取決于著陸質(zhì)量、著陸下沉速度及著陸姿態(tài)。下沉速度和著陸質(zhì)量決定了著陸能量的大小，是決定著陸載荷的關(guān)鍵，對多支柱起落架，著陸姿態(tài)（表征為著陸俯仰角和滾轉(zhuǎn)角）決定前、后主起落架觸地的時間差，影響前、后主起落架著陸載荷分配。一般情況下，總是后主起落架最先著地，前主起落架再著地,前起落架最后著地。故后主起落架將承擔(dān)較大的著陸能量，導(dǎo)致著陸載荷較大。為改善前、后主起落架載荷分配情況，一般通過改變緩沖器充填參數(shù)的方式[15]，以改變支柱剛度，達(dá)到使前、后主起落架受載相當(dāng)?shù)哪康?。圖4 給出了左側(cè)前、后主起落架著陸載荷對比關(guān)系，PZQ代表左前主起載荷，PZH代表左后主起載荷。從圖4 可以看出左側(cè)前、后主起落架載荷基本相當(dāng)，右側(cè)主起落架結(jié)果類似。

圖4 左側(cè)前、后主起落架著陸載荷對比圖Fig.4 Comparison of landing loads of left front and rear main landing gears

在載荷設(shè)計(jì)中，利用不均勻系數(shù)表征載荷分配情況，對單側(cè)兩支柱起落架，其定義為后支柱最大載荷與前、后支柱最大載荷之和的比值

根據(jù)式（4），分別計(jì)算著陸時左側(cè)主起落架與右側(cè)主起落架垂向載荷的最大不均勻系數(shù)kmax、最小不均勻系數(shù)kmin及平均不均勻系數(shù)kmea，如表2 所示。從統(tǒng)計(jì)學(xué)的角度看，該機(jī)主起落架著陸載荷分配良好。

表2 著陸狀態(tài)主起落架垂向載荷不均勻系數(shù)Table 2 Ununiformity coefficients of vertical loads of main landing gears during landing

起轉(zhuǎn)與回彈載荷是飛機(jī)著陸載荷的重要組成部分。起轉(zhuǎn)載荷取決于著陸時的水平速度、垂向載荷及跑道粗糙度。圖5 給出了左前主起落架起轉(zhuǎn)載荷(PZQxQZ)與對應(yīng)著陸垂向載荷(PZQz)之間的關(guān)系曲線，其斜率可達(dá)到0.42，相關(guān)系數(shù)為0.89，即在起落架機(jī)輪起轉(zhuǎn)過程中，起轉(zhuǎn)摩擦系數(shù)平均值可達(dá)到0.42，與小飛機(jī)同等跑道飛行狀態(tài)相比，這一數(shù)值偏大[16]。其原因在于該機(jī)起落架機(jī)輪數(shù)目較多、輪胎較寬、輪胎觸地面積較大?；貜椵d荷取決于起轉(zhuǎn)載荷及起落架支柱的航向剛度。實(shí)測結(jié)果發(fā)現(xiàn)，與起轉(zhuǎn)載荷相比，回彈載荷較小，起轉(zhuǎn)載荷平均是回彈載荷的2.7 倍。這是由于較大的起轉(zhuǎn)載荷需要較強(qiáng)的航向剛度，較大的航向剛度則減小了起轉(zhuǎn)時的變形，因此回彈載荷較小。

圖5 起轉(zhuǎn)載荷與垂直載荷關(guān)系曲線Fig.5 Relationship curve between spin-up load and vertical load

3.2 轉(zhuǎn)彎載荷

3.2.1 典型轉(zhuǎn)彎載荷實(shí)測結(jié)果

圖6 給出了兩次連續(xù)左轉(zhuǎn)彎過程，前起落架轉(zhuǎn)彎作動器行程(DS)、重心側(cè)向過載(ny) 、4 個主起落架垂向載荷(PZQz、PZHz、PYQz、PYHz)和側(cè)向載荷(FZQy、FZHy、FYQy、FYHy)時間歷程曲線。轉(zhuǎn)彎速度為5 m/s，外側(cè)主輪處轉(zhuǎn)彎半徑約30 m。由圖6 知，轉(zhuǎn)彎時，前主起落架側(cè)向載荷指向轉(zhuǎn)彎圓心反方向，形成了阻礙飛機(jī)轉(zhuǎn)彎的力矩。后主起落架和前起落架側(cè)向載荷指向轉(zhuǎn)彎圓心，提供轉(zhuǎn)彎向心力。后主起落架側(cè)向載荷遠(yuǎn)大于前主起落架。

表3 給出了轉(zhuǎn)彎時4 個主起落架垂向載荷與側(cè)向載荷系數(shù)實(shí)測極大值。4 個主起落架垂向載荷極值均大于其停機(jī)載荷，最大達(dá)1.66。后主起落架側(cè)向載荷系數(shù)最大達(dá)0.47。由此可見，對多支柱起落架而言，轉(zhuǎn)彎狀態(tài)比著陸狀態(tài)受載情況更加嚴(yán)重。

圖6 主起落架轉(zhuǎn)彎載荷及轉(zhuǎn)彎作動器時間歷程Fig.6 Curves of main landing gear loads and related param-eters during turning

表3 轉(zhuǎn)彎狀態(tài)主起落架實(shí)測載荷極值Table 3 Extreme loads value of main landing gear during turning

3.2.2 轉(zhuǎn)彎載荷分析

（1）幾點(diǎn)假設(shè)

飛機(jī)在地面轉(zhuǎn)彎是一種圓周運(yùn)動，受多種因素影響，為簡化分析過程，對飛機(jī)轉(zhuǎn)彎運(yùn)動作以下假設(shè)：

①飛機(jī)作勻速轉(zhuǎn)彎，起落架無側(cè)滑；

②將飛機(jī)作為剛體進(jìn)行分析，忽略飛機(jī)彈性變形、起落架緩沖器內(nèi)部運(yùn)動；

③忽略道面不平度和側(cè)風(fēng)影響；

④忽略飛機(jī)俯仰運(yùn)動；

⑤地面轉(zhuǎn)彎均為低速運(yùn)動，忽略飛機(jī)升力影響。

（2）轉(zhuǎn)彎運(yùn)動平衡方程

根據(jù)實(shí)測結(jié)果給出多支柱起落架轉(zhuǎn)彎時受力圖（圖7）。圖7 為俯視圖，未標(biāo)注出垂向載荷，僅用字母表示。飛機(jī)要完成地面轉(zhuǎn)彎，需滿足2 個條件：足夠的向心力及足夠的轉(zhuǎn)向力矩。

圖7 多支柱起落架轉(zhuǎn)彎載荷示意圖Fig.7 Sketch of loads of multi-strut landing gears during turning

根據(jù)假設(shè)及受力分析，地面轉(zhuǎn)彎飛機(jī)受力平衡及運(yùn)動關(guān)系，即側(cè)向載荷、偏航力矩及滾轉(zhuǎn)力矩關(guān)系式分別為

式中：m 為飛機(jī)質(zhì)量，V 為轉(zhuǎn)彎速度，R 為轉(zhuǎn)彎半徑，Iz為飛機(jī)轉(zhuǎn)動當(dāng)量慣性矩，ω 為轉(zhuǎn)向速度，Mcz為操縱力矩，L 為主起落架與重心之間的側(cè)向距離，T為發(fā)動機(jī)推力線到重心側(cè)向距離，A 為前主起落架與重心之間的航向距離，H 為輪胎接地點(diǎn)到飛機(jī)重心的垂向距離。

垂向載荷、航向載荷及俯仰力矩依據(jù)假設(shè)與轉(zhuǎn)彎運(yùn)動關(guān)系不大，本文未列出。

（3）載荷分析

式(5)為飛機(jī)轉(zhuǎn)彎圓周運(yùn)動向心力公式，結(jié)合圖7 可知，向心力來源于起落架與地面之間的側(cè)向摩擦力。對于三支柱起落架，無Fy2及Fy4；而對于多支柱起落架，由于Fy2及Fy4的存在，要滿足飛機(jī)轉(zhuǎn)彎的向心力要求，只有增大其他支柱的側(cè)向載荷。實(shí)測結(jié)果表明，后主起落架側(cè)向載荷遠(yuǎn)大于前主起落架，正是為滿足向心力需求而產(chǎn)生的必然結(jié)果。在統(tǒng)計(jì)的156 次轉(zhuǎn)彎中，后主起落架側(cè)向載荷平均是前主起落架側(cè)向載荷的1.7 倍，最大可達(dá)到6 倍。

式(6)為轉(zhuǎn)彎時轉(zhuǎn)向力矩公式。飛機(jī)轉(zhuǎn)彎時，首先要使前輪偏轉(zhuǎn)一定的角度，偏轉(zhuǎn)角增大到某一數(shù)值，將保持不變，飛機(jī)繞某一瞬時中心作圓周運(yùn)動[7]，該偏角決定了飛機(jī)的轉(zhuǎn)彎半徑。前輪偏轉(zhuǎn)必須有足夠的轉(zhuǎn)向力矩，不同的轉(zhuǎn)彎方式，轉(zhuǎn)向力矩來源亦不同。操縱前輪轉(zhuǎn)彎，由飛行員提供操縱力矩；不對稱推力轉(zhuǎn)彎，由發(fā)動機(jī)推力差形成的力矩提供；不對稱剎車轉(zhuǎn)彎，則由剎車載荷之差引起的力矩提供。

由式(5)可知，對于三支柱起落架，無Fy2及Fy4，因此所需的轉(zhuǎn)向力矩只需滿足前輪偏轉(zhuǎn)需求即可。而對多支柱起落架，由于無Fy2及Fy4的存在，引起了反向力矩，故除滿足前輪偏轉(zhuǎn)需求外，在整個轉(zhuǎn)彎過程中，還必須平衡該反向力矩，這正是多支柱起落架在地面轉(zhuǎn)彎難度增大的原因。該反向力矩的大小與前主起落架側(cè)向載荷量值及前主起落架與重心之間的距離有關(guān)。而側(cè)向載荷大小又與轉(zhuǎn)彎速度及轉(zhuǎn)彎半徑等有關(guān)。前主起落架與重心之間的距離由結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)決定，從提高轉(zhuǎn)彎機(jī)動性的角度看，前主起落架應(yīng)盡量靠近重心。

根據(jù)式(5)分析形成無Fy2及Fy4的原因。大型飛機(jī)多支柱起落架完成地面轉(zhuǎn)彎運(yùn)動，除了繞某一中心的圓周運(yùn)動外，還必須繞重心轉(zhuǎn)動。由于前、后主起落架分別位于重心前、后位置，形成了不同方向的轉(zhuǎn)動，最終形成了不同方向的側(cè)向載荷。

側(cè)向載荷隨轉(zhuǎn)彎角度（轉(zhuǎn)彎半徑減?。┘稗D(zhuǎn)彎速度的增大急劇增大（圖8），而前主起落架急劇增大的側(cè)向載荷不利于飛機(jī)轉(zhuǎn)向，為了達(dá)到轉(zhuǎn)彎的目的，必須通過不斷擠壓輪胎、增大前主起落架變形的方式，克服不利的側(cè)向力，這直接影響輪胎及起落架的使用壽命。此外，前、后主起落架不同方向的側(cè)向力對機(jī)身形成了較大的扭矩，轉(zhuǎn)彎方向不同，扭矩方向隨之改變。因此，轉(zhuǎn)彎造成了機(jī)身不利的疲勞受載，這是常規(guī)三支柱起落架沒有的新載荷情況，在靜力試驗(yàn)及機(jī)身設(shè)計(jì)時應(yīng)予以考慮。故在結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)時應(yīng)當(dāng)減小前主起落架側(cè)向載荷以提高飛機(jī)地面轉(zhuǎn)彎的機(jī)動性，并減小機(jī)身疲勞受載。在國外大型飛機(jī)多支柱起落架設(shè)計(jì)中，采取前主起落架轉(zhuǎn)向（如An-124、An-225），或在轉(zhuǎn)彎時抬起前主起落架的方式，以改變前主起落架側(cè)向載荷方向或直接消除前主起落架引起的不利側(cè)向載荷。另一方面，為減小轉(zhuǎn)彎時機(jī)身承受的扭矩，前、后主起落架之間的距離不宜過大。

圖8 轉(zhuǎn)彎載荷與轉(zhuǎn)彎角度關(guān)系曲線Fig.8 Curve of relationship between turning load and angle

式（7）為飛機(jī)滾轉(zhuǎn)力矩平衡表達(dá)式。飛機(jī)在直線滑行過程中，起落架受到的側(cè)向載荷很小，飛機(jī)兩側(cè)主起落架受到的垂向載荷大致相當(dāng)，在垂直平面保持滾轉(zhuǎn)力矩的平衡。在轉(zhuǎn)彎過程中，由于側(cè)向力的增加，其合力方向指向轉(zhuǎn)彎圓心，相對飛機(jī)重心，增加了外翻的滾轉(zhuǎn)力矩。為了保持力矩平衡，外側(cè)主起落架垂向載荷將增大，內(nèi)側(cè)主起落架垂向載荷將減小。對多支柱起落架，雖然前主起落架側(cè)向力指向轉(zhuǎn)彎圓心反方向，但側(cè)向總載荷指向轉(zhuǎn)彎圓心，即Fy1+Fy3+Fy5-Fy2-Fy4指向轉(zhuǎn)彎圓心。故側(cè)向力對垂向載荷大小變化的影響與三支柱是相同的。內(nèi)、外側(cè)起落架垂向載荷變化的幅度與轉(zhuǎn)彎速度、半徑等參數(shù)有關(guān)，文獻(xiàn)[17]給出了轉(zhuǎn)彎時三支柱起落架垂向載荷經(jīng)驗(yàn)估算公式為

式（8）中各符號含義，可參考文獻(xiàn)[17]，外側(cè)起落架取正號，載荷增加，內(nèi)側(cè)起落架取負(fù)號，載荷減小。當(dāng)內(nèi)側(cè)起落架垂向載荷減小到0 時，就達(dá)到飛機(jī)翻倒臨界條件。根據(jù)上述公式，進(jìn)行相應(yīng)的折算后，利用實(shí)測數(shù)據(jù)進(jìn)行驗(yàn)證，結(jié)果是比較吻合的。由此可見，轉(zhuǎn)彎時外側(cè)后主起落架將承受更大的垂向與側(cè)向組合載荷，是后主起落架嚴(yán)重的受載情況之一。

多支柱起落架除滿足上述轉(zhuǎn)彎載荷規(guī)律外，由于前、后主起落架不同方向的側(cè)向載荷，對前、后支柱垂向載荷變化量的影響亦不同。對外側(cè)起落架，后主起落架垂向載荷增大的幅度大于前主起落架；對內(nèi)側(cè)起落架，后主起落架垂向載荷減小的幅度大于前主起落架。因此轉(zhuǎn)彎運(yùn)動增大了前、后主起落架垂向載荷的不均勻性。與穩(wěn)定滑行狀態(tài)相比，轉(zhuǎn)彎時，前、后主起落架垂向載荷的差異最大可增至10%左右。

4 結(jié) 論

（1）伊爾76 飛機(jī)著陸過程前、后主起落架承擔(dān)的載荷基本相當(dāng)，表明該機(jī)起落架載荷分配合理，成功將著陸載荷分散到了兩組不同的支柱上。

（2）與常規(guī)小飛機(jī)三支柱起落架相比，多支柱起落架起轉(zhuǎn)載荷較大，回彈載荷較小，起轉(zhuǎn)載荷平均為回彈載荷的2.7 倍。

（3）多支柱起落架轉(zhuǎn)彎載荷與三支柱起落架有很大不同，前主起落架側(cè)向載荷指向轉(zhuǎn)彎圓心反方向，形成阻礙飛機(jī)轉(zhuǎn)彎的力矩，后主起落架與前起落架側(cè)向載荷提供轉(zhuǎn)彎向心力，后主起落架側(cè)向載荷平均為前起落架的1.7 倍，最大可達(dá)6 倍；前、后主起落架側(cè)向載荷構(gòu)成對機(jī)身不利扭矩，是多支柱起落架新的載荷情況。

（4）轉(zhuǎn)彎是后主起落架垂向及側(cè)向組合受載的嚴(yán)重工況，增大了前、后主起落架垂向載荷的不均勻性，與穩(wěn)定滑行相比，前、后主起落架垂向載荷差異最大可增大10%左右。

（5）為增大多支柱起落架地面轉(zhuǎn)彎的機(jī)動性及受載合理性，后主起落架應(yīng)著重轉(zhuǎn)彎載荷分析，前主起落架應(yīng)著力于降低側(cè)向載荷。