高建樹, 梁慧中, 孟祥森
(1.中國(guó)民航大學(xué)機(jī)場(chǎng)學(xué)院, 天津 300300; 2.中國(guó)民航大學(xué)電子信息與自動(dòng)化學(xué)院, 天津 300300)
無桿飛機(jī)牽引車具有車身矮、牽引力大、高效、自動(dòng)化程度高等優(yōu)點(diǎn),現(xiàn)已逐漸成為飛機(jī)牽引設(shè)備的主力軍,外國(guó)機(jī)場(chǎng)使用這種牽引車已成為一種趨勢(shì)。中國(guó)在研制無桿飛機(jī)牽引車方面起步比較晚,仍處于研發(fā)的初級(jí)階段,隨著中國(guó)航空業(yè)的不斷發(fā)展,機(jī)場(chǎng)地面牽引設(shè)備投入使用不斷擴(kuò)大,就不得不依靠進(jìn)口。無桿飛機(jī)牽引車的研發(fā)過程中,為保證車輛的可靠性、安全性和穩(wěn)定性,需要進(jìn)行一系列檢測(cè)試驗(yàn),其中牽引車和飛機(jī)前起落架之間牽引力的檢測(cè)至關(guān)重要。在進(jìn)行牽引頂推運(yùn)行工況中,無桿飛機(jī)牽引車夾抱舉升機(jī)構(gòu)與飛機(jī)前起落架鼻輪直接接觸,起落架受載與傳載復(fù)雜多變,其受到的應(yīng)力是影響其壽命、安全的一項(xiàng)重要指標(biāo)[1],若牽引不當(dāng)會(huì)對(duì)飛機(jī)前起落架造成致命的損傷,所以對(duì)前起落架所受牽引力值大小的實(shí)際測(cè)量有很重要的工程意義。
中外飛機(jī)載荷實(shí)測(cè)廣泛采用應(yīng)變電測(cè)法[2],多應(yīng)用于飛機(jī)起降和地面運(yùn)行工況下。劉克格等[3]提出在起落架活塞桿與輪軸上布置彎矩、剪矩、扭矩應(yīng)變?nèi)珮驕y(cè)載,著陸試驗(yàn)結(jié)果表明,新方法無異常變化且可改善測(cè)量精度,經(jīng)過載荷校準(zhǔn),充分驗(yàn)證此方法的可行性。曹景濤[4]提出對(duì)飛機(jī)起落架進(jìn)行應(yīng)變改裝,實(shí)測(cè)飛機(jī)著陸時(shí)不同方向的載荷并進(jìn)行載荷標(biāo)定試驗(yàn),進(jìn)而計(jì)算得到飛機(jī)著陸實(shí)測(cè)載荷數(shù)據(jù)。Forrest[5]設(shè)計(jì)新型傳感器集成到飛機(jī)起落架組件中,采用直接測(cè)量法跟蹤測(cè)量起落架及機(jī)身主要支撐部件的疲勞損傷程度,為減震支柱的維修檢測(cè)提供預(yù)測(cè)和診斷。但相關(guān)文獻(xiàn)多集中對(duì)飛機(jī)起降或滑行工況進(jìn)行起落架載荷研究,前起落架支柱結(jié)構(gòu)及其主要部件的軸向剛度大[6],受力變化不明顯導(dǎo)致電橋靈敏度不高,且緩沖支柱內(nèi)部的緩沖內(nèi)壓也會(huì)增加外界誤差擾動(dòng),在前起落架支柱外筒上直接貼應(yīng)變片測(cè)取牽引力不現(xiàn)實(shí)并具有破壞性。吳光炬[7]編寫了無桿飛機(jī)牽引車夾持舉升機(jī)構(gòu)試驗(yàn)方法,涉及舉升力、牽引性能、工作穩(wěn)定性等項(xiàng)目,但對(duì)牽引力的實(shí)測(cè)方法原理并未詳細(xì)介紹,對(duì)無桿飛機(jī)牽引車牽引頂推飛機(jī)工況下前起落架的具體載荷測(cè)取與分析涉及較少。
為解決牽引頂推工況下飛機(jī)前起落架所受牽引力的精準(zhǔn)測(cè)量問題,首先通過有限元法對(duì)前起落架進(jìn)行靜力分析,在前起落架部件適當(dāng)位置布置應(yīng)變?nèi)珮颍缓笸ㄟ^載荷校準(zhǔn)試驗(yàn)及數(shù)據(jù)分析處理,建立應(yīng)變片響應(yīng)輸出與已知加載牽引力的函數(shù)關(guān)系,并在牽引A320飛機(jī)前起落架中進(jìn)行應(yīng)用。為牽引力大小測(cè)量提供新思路,對(duì)無桿飛機(jī)牽引車的檢測(cè)具有重要的實(shí)際意義。
A320飛機(jī)前起落架結(jié)構(gòu)示意圖如圖1所示,主要由支柱外筒、阻力前撐桿、活塞桿、緩沖支柱、轉(zhuǎn)向作動(dòng)筒、扭力臂、輪胎等組成。當(dāng)無桿飛機(jī)牽引車牽引頂推飛機(jī)過程中,牽引車夾持舉升機(jī)構(gòu)將飛機(jī)輪胎抱起離地,起落架此時(shí)所受載荷可三維正交分解為航向Px、側(cè)向Py和垂向Pz3個(gè)方向,根據(jù)適航規(guī)定,航向力Px為飛機(jī)被牽引或無剎車滑跑時(shí)由機(jī)輪中心指向飛機(jī)航向的力;側(cè)向力Py為飛機(jī)轉(zhuǎn)彎時(shí)由機(jī)輪接地面指向飛機(jī)正側(cè)面的力;垂向力Pz為飛機(jī)滑跑、著陸或被舉升抬起后由機(jī)輪中心垂直地面向上的力[8]。在飛機(jī)航向方向支柱與阻力前撐桿形成三角形結(jié)構(gòu)承受航向載荷,側(cè)向載荷由支柱外筒側(cè)向與減震總成形成的三角形結(jié)構(gòu)承受,在垂向方向則由支柱外筒承受載荷。
圖1 前起落架結(jié)構(gòu)及受載示意圖Fig.1 Schematic diagram of nose landing gear structure and loading
該前起落架通過支柱外筒和前撐桿的頂端與機(jī)身用關(guān)節(jié)軸承連接,形成三角結(jié)構(gòu),輪胎輪軸與支柱外筒所受載荷傳遞到此結(jié)構(gòu)上,起落架疲勞壽命相關(guān)文獻(xiàn)分析指出,前起落架耳片、耳片與支柱連接處、減震總成三腳架與支柱連接處和前撐桿等處會(huì)提早出現(xiàn)疲勞損壞[9]。顯然阻力前撐桿結(jié)構(gòu)受載荷變形明顯,所以初步考慮在此結(jié)構(gòu)處粘貼應(yīng)變片進(jìn)行應(yīng)力測(cè)量,進(jìn)而為之后前起落架所受牽引頂推力的大小計(jì)算等后續(xù)相關(guān)工作提供參考數(shù)據(jù)。為獲得起落架準(zhǔn)確應(yīng)力變形程度為應(yīng)變片布置位置的選取提供參考依據(jù),對(duì)起落架進(jìn)行有限元建模并進(jìn)行相應(yīng)工況靜力學(xué)分析。
進(jìn)行簡(jiǎn)化后的前起落架Solidworks零件和整體結(jié)構(gòu)示意圖如圖2所示。
在Solidworks軟件中建立A320飛機(jī)前起落架主要零部件時(shí),將飛機(jī)前起落架被牽引頂推直線運(yùn)動(dòng)工況下不會(huì)發(fā)生相對(duì)位置運(yùn)動(dòng)的部件固化成整體[10],后導(dǎo)入ANSYS軟件網(wǎng)格劃分,前起落架整體結(jié)構(gòu)有限元模型如圖3所示。
設(shè)置前起落架材料為具有超高強(qiáng)度的合金鋼 40CrNi2Si2MoVA,是我國(guó)航空業(yè)廣泛采用的材料,其材料屬性如表1所示。
圖2 前起落架結(jié)構(gòu)模型Fig.2 Model of nose landing gear structure
圖3 前起落架有限元網(wǎng)格劃分模型Fig.3 Finite element meshing model of nose landing gear
表1 材料屬性
然后對(duì)前起落架結(jié)構(gòu)施加約束和載荷。在減震總成與機(jī)身相連處橫梁、拖鏈組件與機(jī)身相連處橫梁等處實(shí)施固定約束;參考對(duì)Douglas TBL200型無桿飛機(jī)牽引車牽引力計(jì)算[11]及查閱Douglas TBL200 手冊(cè)[12]可知,其最大牽引力為110 000 N;查閱東方航空的A320飛機(jī)維護(hù)手冊(cè)[13]可知,A320飛機(jī)規(guī)定前起落架最大允許負(fù)載為 94 250 N,所以對(duì)前起落架兩鼻輪外部中心分別施加47 125 N的航向和逆航向載荷;參考飛機(jī)靜載前起落架承載分析,因?yàn)闋恳囂鹎捌鹇浼芨叨葍H為134 mm,所以飛機(jī)前起落架和主起落架所承載的重量變化很小,可忽略不計(jì)[14],經(jīng)計(jì)算得飛機(jī)滿載靜止時(shí)前起落架對(duì)飛機(jī)的支持力為98 000 N,同樣在牽引工況下也可記為98 000 N,因此對(duì)前起落架減震總成、拖鏈組件與飛機(jī)連接耳軸處分別施加總和為98 000 N垂直向下的載荷;同樣,在飛機(jī)輪胎在與無桿牽引車下托鏟接觸點(diǎn)處施加98 000 N垂直向上的支持力。對(duì)以上模型進(jìn)行分析處理,得到如圖4~圖6所示位移與應(yīng)力云圖。
圖4 飛機(jī)前起落架位移云圖Fig.4 Displacement cloud diagram of nose landing gear
圖5 飛機(jī)前起落架應(yīng)力云圖Fig.5 Stress cloud diagram of nose landing gear
圖6 阻力前撐桿應(yīng)力云圖Fig.6 Stress cloud diagram of resistance front strut
根據(jù)仿真后阻力前撐桿應(yīng)力云圖變化情況可知,最大應(yīng)力處位于飛機(jī)前起落架支柱外筒與減震總成連接耳片下端,同時(shí)阻力前撐桿下端靠近支柱外筒處受力明顯大于其他處,并且應(yīng)變變化較為平穩(wěn),為168~171 MPa,位移為0.64 mm,故證明了之前推測(cè)并確定應(yīng)變片的具體粘貼位置。
飛機(jī)前起落架結(jié)構(gòu)復(fù)雜、零件眾多且造價(jià)昂貴,能合理布片位置有限。查閱應(yīng)力測(cè)力要求,部件應(yīng)變輸出較大且應(yīng)力較不集中處是應(yīng)變片粘貼的理想位置,因?yàn)閼?yīng)力集中處雖然應(yīng)變輸出大,但各個(gè)方向擾動(dòng)也大,其應(yīng)變狀態(tài)并不穩(wěn)定[15]。參考飛機(jī)起落架載荷研究相關(guān)論文[3],在飛機(jī)滑跑、轉(zhuǎn)彎、著陸沖擊等工況下,外筒軸向剛度大,受力變化不明顯導(dǎo)致電橋靈敏度不高;而扭力臂雖然受力彎曲變形較大,但易受緩沖器內(nèi)壓影響,并且結(jié)構(gòu)慣性質(zhì)量較大;活塞桿下端外側(cè)與輪軸內(nèi)外側(cè)是比較理想的應(yīng)變載荷測(cè)量切面,結(jié)構(gòu)慣性質(zhì)量相對(duì)較小,且測(cè)量切面與行程變化無關(guān)。
結(jié)合上節(jié)對(duì)前起落架有限元模型的靜力學(xué)分析,在無桿飛機(jī)牽引車牽引頂推飛機(jī)直線運(yùn)動(dòng)工況下,前起落架阻力前撐桿下端表面中線附近主要受因牽引頂推產(chǎn)生的航向力而彎曲變形,變化較平穩(wěn),對(duì)剪力響應(yīng)較弱,對(duì)彎矩最為敏感且傳力途徑唯一,在飛機(jī)被牽引或頂推直線運(yùn)動(dòng)工況下此處最能反映載荷受力情況。
因此將電橋布置在阻力前撐桿下端據(jù)支柱筒耳片150 mm處的上下表面沿軸向正應(yīng)變最大處和負(fù)應(yīng)變最大處,保證較高測(cè)力敏感度。布置惠斯通測(cè)量全橋M,全橋電路包含4個(gè)阻值均為350Ω的電阻應(yīng)變片,全部參加彎曲應(yīng)變測(cè)量,具體應(yīng)變片粘貼情況和測(cè)試截面如圖7所示。
圖7 距耳片150 mm處應(yīng)變片粘貼情況及測(cè)試截面Fig.7 Strain gauge attachment and test section at 150 mm from ear piece
為增大電橋輸出值,應(yīng)變片布置沿前撐桿彎曲應(yīng)變方向,并將分別對(duì)稱貼于上下表面沿軸線方向的應(yīng)變片R2與R4、R3與R1置于相鄰橋臂,可使應(yīng)變電橋輸出相互疊加,增大輸出電壓,惠斯通全橋電路如圖8所示。圖8中,1和2兩端為輸入電壓Vi;3和4兩端為輸出電壓Vo。由應(yīng)變電橋和材料力學(xué)相關(guān)知識(shí)可得,飛機(jī)前起落架被牽引工況下阻力前撐桿受到彎矩載荷,測(cè)載切面的上表面受拉載荷,應(yīng)力為正[16],R2→R2+ΔR,R3→R3+ΔR;下表面受壓載荷,應(yīng)力為負(fù),R1→R1-ΔR,R4→R4-ΔR,其中ΔR為電阻值變化量。
M為應(yīng)變電橋圖8 惠斯通全橋電路圖Fig.8 Wheatstone full bridge circuit diagram
確定應(yīng)變片粘貼方式與組橋電路后,使用一個(gè)已校準(zhǔn)的傳統(tǒng)牽引桿來校準(zhǔn)阻力前撐桿上所貼應(yīng)變片。采用模擬飛機(jī)檢測(cè)車,令前起落架輪胎處于制動(dòng)狀態(tài),通過已標(biāo)定過的牽引力牽引和頂推前起落架,對(duì)應(yīng)變電橋采集到的數(shù)據(jù)進(jìn)行校準(zhǔn)測(cè)試,記錄標(biāo)定測(cè)試數(shù)據(jù),得出線性關(guān)系,建立前起落架阻力前撐桿載荷與牽引力大小的關(guān)系。
建立函數(shù)關(guān)系前,需要先分析應(yīng)變?nèi)珮驅(qū)π?zhǔn)載荷變化的響應(yīng)特性,包括應(yīng)變電橋的線性度、靈敏度、穩(wěn)定性和單向性[17]等。線性度為應(yīng)變響應(yīng)與載荷變化之間的線性相關(guān)性,只有保證具有良好的線性度才能進(jìn)行下一步載荷方程的建立;靈敏度為全橋電路在校準(zhǔn)載荷下電壓輸出量級(jí);單向性為應(yīng)變片布片合理、電橋設(shè)計(jì)正確情況下,應(yīng)變輸出不受其他應(yīng)力等干擾信號(hào)的影響,只對(duì)所測(cè)應(yīng)力敏感。
在前起落架轉(zhuǎn)向角為0°時(shí)進(jìn)行牽/推測(cè)試,應(yīng)變電橋響應(yīng)信號(hào)隨載荷變化的時(shí)間歷程如圖9所示。由圖9可知,應(yīng)變電橋響應(yīng)隨載荷線性變化,線性度良好,不受干擾信號(hào)影響,具有良好單向性、穩(wěn)定性和靈敏度等響應(yīng)特性,可使用此數(shù)據(jù)進(jìn)行校準(zhǔn)標(biāo)定。
圖9 應(yīng)變電橋M輸出隨標(biāo)定載荷變化歷程Fig.9 Variation history of strain bridge M output with calibration load
a為截距;b為斜率;R2為擬合曲線的 擬合優(yōu)度;r為Pearson相關(guān)系數(shù)圖10 牽引力標(biāo)定曲線Fig.10 Traction calibration curve
記錄校準(zhǔn)測(cè)試時(shí)已知牽引力與對(duì)應(yīng)應(yīng)變片響應(yīng)輸出值,通過軟件擬合計(jì)算與分析,繪制牽引力標(biāo)定曲線,如圖10所示。由圖10可知,前起落架阻力前撐桿載荷與無桿飛機(jī)牽引車牽引力大小的函數(shù)關(guān)系y=244.26x+16 831,該直線斜率即為校準(zhǔn)系數(shù),利用校準(zhǔn)系數(shù)可把貼于前撐桿應(yīng)變片的輸出數(shù)值間接換算得出牽引力。
在無桿飛機(jī)牽引車牽引力實(shí)測(cè)中,記錄某次無桿飛機(jī)牽引車牽引飛機(jī)前起落架直線運(yùn)動(dòng)工況下阻力前撐桿加裝應(yīng)變電橋的響應(yīng)輸出,利用上節(jié)校準(zhǔn)所得的校準(zhǔn)系數(shù),換算得到牽引力大小數(shù)值,繪制牽引力實(shí)測(cè)曲線如圖11所示。
圖11 牽引力實(shí)測(cè)曲線Fig.11 Measured traction curve
由圖11可知,無桿飛機(jī)牽引車夾抱舉升機(jī)構(gòu)將飛機(jī)前起落架鼻輪抱起并固定,需要施加一個(gè)較大的牽引力使飛機(jī)由靜止?fàn)顟B(tài)獲得初速度并繼續(xù)向前運(yùn)動(dòng),之后以不高于20 km/h的速度牽引飛機(jī)勻速直線運(yùn)動(dòng),牽引力基本維持在46~48 kN。
上述牽引力時(shí)間歷程曲線,反映出前起落架相關(guān)工況受載特點(diǎn),符合無桿飛機(jī)牽引車牽引飛機(jī)直線運(yùn)動(dòng)的變化規(guī)律。運(yùn)用在檢測(cè)無桿飛機(jī)牽引車試驗(yàn)中,對(duì)無桿飛機(jī)牽引車的設(shè)計(jì)、生產(chǎn)、零件的后期改進(jìn)都有重要意義,為夾抱舉升機(jī)構(gòu)夾抱飛機(jī)前起落架鼻輪牽引工況和飛機(jī)結(jié)構(gòu)可靠性的研究提供良好科學(xué)依據(jù)與數(shù)據(jù)基礎(chǔ)。
(1)通過對(duì)前起落架結(jié)構(gòu)與靜力學(xué)分析,選擇在阻力前撐桿下端受力較大且應(yīng)力變化較平穩(wěn)的位置布置應(yīng)變?nèi)珮螂娐?,測(cè)量精度較高且響應(yīng)特性良好。
(2)所提出的牽引力檢測(cè)方法已在A320飛機(jī)前起落架上成功實(shí)測(cè)應(yīng)用,結(jié)果表明應(yīng)用此方法進(jìn)行飛機(jī)前起落架阻力前撐桿載荷測(cè)量,建立了飛機(jī)前起落架阻力前撐桿載荷值與無桿飛機(jī)牽引車牽引力之間的函數(shù)關(guān)系,獲得前起落架受力檢測(cè)新方法,同時(shí)提供測(cè)量牽引力大小的新思路。