何嘉琦 周瑞鵬

（中國(guó)飛機(jī)強(qiáng)度研究所，陜西 西安710065）

飛機(jī)在降落過(guò)程中產(chǎn)生的動(dòng)能大部分通過(guò)起落架緩沖系統(tǒng)吸收。起落架緩沖系統(tǒng)不僅要滿足吸收著陸撞擊功量的要求，同時(shí)還應(yīng)兼顧起飛著陸滑行的要求。緩沖系統(tǒng)在飛機(jī)高速滑跑早“高低不平”的跑道時(shí)同樣也會(huì)產(chǎn)生較大載荷，上述現(xiàn)象對(duì)于小機(jī)輪尺寸起落架影響更為顯著。合理的緩沖系統(tǒng)參數(shù)選擇對(duì)于緩沖器設(shè)計(jì)尤為重要。

起落架系統(tǒng)緩沖特性分析常采用落震試驗(yàn)和仿真計(jì)算分析兩種方式。落震試驗(yàn)方面，Daughetee 針對(duì)落震試驗(yàn)的方法對(duì)艦載機(jī)起落架進(jìn)行了一系列研究[1]；齊丕騫研制能夠提供了恒定升力的落震試驗(yàn)仿升設(shè)備[2]；齊丕騫、牟讓科等討論了起落架緩沖器性能分析、試驗(yàn)、設(shè)計(jì)一體化技術(shù)[3]；史海文[4]針對(duì)起落架落震試驗(yàn)中起轉(zhuǎn)回彈載荷與起落架結(jié)構(gòu)過(guò)載關(guān)系進(jìn)行探討；豆清波等通過(guò)落震試驗(yàn)對(duì)油氣式起落架氣體壓縮多變指數(shù)變化規(guī)律進(jìn)行了研究，并對(duì)多變指數(shù)關(guān)系進(jìn)行了三次擬合，提高了起落架分析模型計(jì)算精度[5]；動(dòng)力學(xué)仿真方面，M.K.Wahi 等對(duì)油氣式起落架進(jìn)行了系統(tǒng)建模與仿真分析[6]；聶宏[7]對(duì)飛機(jī)起落架緩沖性能分析設(shè)計(jì)及壽命計(jì)算進(jìn)行了相關(guān)研究。

大多數(shù)針對(duì)油-氣式起落架緩沖性能研究主要關(guān)于緩沖系統(tǒng)內(nèi)部充填參數(shù)設(shè)計(jì)優(yōu)化及氣體多變指數(shù)等開展的，輪胎磨損而造成徑向剛度的變化對(duì)其緩沖性能影響尚未有人探討。但針對(duì)無(wú)人機(jī)起落架，受其飛機(jī)自身重量所限，起落架載荷較小，且其形式為油氣分離式無(wú)需考慮氣體多變指數(shù)等影響，同種輪胎在多次使用受磨損后其輪胎徑向剛度會(huì)有明顯變化，對(duì)起落架緩沖特性影響較為明顯。本文以某型無(wú)人機(jī)油-氣分離式起落架為研究對(duì)象，結(jié)合起落架落震試驗(yàn)探討同種航空輪胎在多次帶轉(zhuǎn)使用后徑向剛度變化對(duì)于起落架緩沖特性影響。

1 起落架緩沖系受力分析

起落架緩沖系統(tǒng)主要由兩部分組成：緩沖器與輪胎。起落架落震動(dòng)力學(xué)模型可采用目前使用最為廣泛的二質(zhì)量模型。即將緩沖器空氣彈簧的上部質(zhì)量（飛機(jī)起落架外筒以上部分的質(zhì)量）簡(jiǎn)化彈性支持質(zhì)量m1，空氣彈簧下部質(zhì)量（起落架氣體彈簧下部質(zhì)量，其中包括支柱活塞、剎車部件、輪胎、輪軸以及下扭力臂等的質(zhì)量m2）簡(jiǎn)化為非彈性支持質(zhì)量。圖1 為某型飛機(jī)油-氣分離式起落架緩沖器模型示意圖。

圖1 油氣分離式緩沖器模型圖

針對(duì)起落架緩沖器的受到的作用力，通?？梢苑譃榭諝鈴椈闪a、油液阻尼力Fh、起落架外筒與活塞桿的摩擦力Ff以及結(jié)構(gòu)限制力Fl。

某型無(wú)人機(jī)緩沖器受力示意圖如圖2 所示，其軸向力Fs可表示為：

圖2 緩沖器受力分析

式中，Ph表示主油腔瞬時(shí)壓力；Phs表示回油腔瞬時(shí)壓力；Ah-外筒內(nèi)徑；Ahs-回油腔壓油面積；ΔA 表示外筒環(huán)形面積；Patm表示當(dāng)?shù)卮髿鈮毫Α?/p>

1.1 空氣彈簧力Fa。緩沖器內(nèi)部的空氣彈簧力與支柱內(nèi)充填氣體初始?jí)毫?、壓氣面積相關(guān)，其內(nèi)部的空氣腔壓力隨活塞的行程變化?？諝鈴椈闪杀硎緸椋?/p>

式中，Ph表示主油腔瞬時(shí)壓力；Phs表示回油腔瞬時(shí)壓力；Ah表示外筒內(nèi)徑；Ahs表示回油腔壓油面積；Patm表示當(dāng)?shù)卮髿鈮毫?；γ表示氣體壓縮多變指數(shù)。

氣體多變指數(shù)是求解空氣彈簧力的重要參數(shù)。在落震試驗(yàn)過(guò)程中，緩沖器氣體壓縮速度通常在毫秒內(nèi)完成，以至于受到壓縮產(chǎn)生的氣體釋放的熱量無(wú)法及時(shí)傳遞到外筒，可將上述壓縮過(guò)程作為絕熱過(guò)程。油-氣混合式起落架內(nèi)油液會(huì)在受壓時(shí)噴濺到氣腔內(nèi)形成油氣混合體，氣體緩沖器內(nèi)壓縮過(guò)程成為多變過(guò)程，氣體多變指數(shù)在全行程通常取γ=1.05～1.3。油氣分離式起落架油氣并不相通，氣體多變指數(shù)將按γ=1.4 的絕熱規(guī)律被壓縮。

1.2 油液阻尼力Fh。油液阻尼力主要由緩沖器在支柱受壓后內(nèi)部油液流經(jīng)主油孔及回油孔產(chǎn)生的壓力差而行成。油液阻尼力大小與壓油面積、支柱壓縮速度、油孔大小以及形狀等密切相關(guān)。油液阻尼力可表示為：

其中，ρ 為 油液密度；Vd、Vds為主、回油孔過(guò)流速度；Cd、Cds為主、回油孔流量系數(shù)；Ad為主油孔過(guò)流面積；Ads為回油孔過(guò)流面積；Ah為外筒內(nèi)徑；Ahs為回油腔壓油面積。

Sng( )是符號(hào)函數(shù)，具體形式如下：

1.3 摩擦力Ff。緩沖器內(nèi)部的摩擦力主要由兩部分組成：緩沖器皮碗摩擦力與緩沖支柱彎曲產(chǎn)生的摩擦力?？梢詫憺椋?/p>

1.4 結(jié)構(gòu)限制力Fl。緩沖系統(tǒng)結(jié)構(gòu)限制力可寫為：

1.5 輪胎垂直力Vt。航空輪胎的性能取決于其輪廓尺寸、充氣壓力和輪胎剛度等，對(duì)于標(biāo)準(zhǔn)航空輪胎，其輪胎載荷與壓縮量δ可以用以下公式表面：

式中，nt為單個(gè)起落架機(jī)輪數(shù)目；Cr為輪胎垂直針對(duì)當(dāng)量阻尼系數(shù)。

2 起落架落震試驗(yàn)

飛機(jī)起落架落震試驗(yàn)屬于部件級(jí)試驗(yàn)，用以模擬飛機(jī)著陸撞擊地面時(shí)其動(dòng)力學(xué)特性。新設(shè)計(jì)的起落架需通過(guò)落震試驗(yàn)驗(yàn)證其緩沖器吸收額定功量的能力及地面載荷是否超過(guò)載荷限制。

2.1 試驗(yàn)原理。國(guó)內(nèi)落震試驗(yàn)通常為立柱式試驗(yàn)臺(tái)，如圖3 所示。其組成部分通常包括試驗(yàn)臺(tái)架、提升/鎖持系統(tǒng)、帶轉(zhuǎn)系統(tǒng)、測(cè)量系統(tǒng)等。其核心是通過(guò)落體系統(tǒng)重量及提升高度滿足起落架在著陸過(guò)程下沉速度及所需吸收的功量。采用減縮法進(jìn)行落震試驗(yàn)時(shí)，為滿足起落架測(cè)試功量與理論功量的偏差不大于規(guī)定值，應(yīng)根據(jù)重心位移的實(shí)測(cè)值進(jìn)行迭代試驗(yàn)所需投放質(zhì)量。

圖3 起落架落震試驗(yàn)示意圖

其計(jì)算方法如下：

式中：

Wt-投放質(zhì)量，kg；

W-當(dāng)量質(zhì)量，kg；

h-投放高度，m；

Yc-重心位移，m。

2.2 試驗(yàn)過(guò)程。起落架落震試驗(yàn)試驗(yàn)過(guò)程如下：

2.2.1 飛機(jī)機(jī)輪觸及測(cè)力平臺(tái)時(shí)的下沉速度由落體系統(tǒng)的投放高度保證，現(xiàn)場(chǎng)控制人員控制提升作動(dòng)筒將落體系統(tǒng)提升到預(yù)定的投放高度。

2.2.2 落體系統(tǒng)由起落架、夾具、吊籃和配重等組成，安裝人員利用標(biāo)準(zhǔn)配重塊調(diào)節(jié)投放質(zhì)量，以此滿足不同的功量要求。

2.2.3 飛機(jī)的航向速度采用機(jī)輪逆航向帶轉(zhuǎn)的方式進(jìn)行模擬，帶轉(zhuǎn)人員操作帶轉(zhuǎn)設(shè)備將輪緣切線速度達(dá)到試驗(yàn)要求預(yù)定的速度。

2.2.4 試驗(yàn)時(shí)，控制人員打開吊籃上部的電磁鎖，落體系統(tǒng)自由下落，撞擊測(cè)力平臺(tái)，同時(shí)觸發(fā)采集系統(tǒng)，獲取各通道測(cè)試數(shù)據(jù)，測(cè)試人員采集試驗(yàn)數(shù)據(jù)。

3 試驗(yàn)結(jié)果分析

對(duì)某型起落架在中國(guó)飛機(jī)強(qiáng)度研究所沖擊動(dòng)力學(xué)研究所2TM落震試驗(yàn)臺(tái)進(jìn)行試驗(yàn)。吊籃重心位移、緩沖器行程采用拉線位移傳感器測(cè)試，地面載荷采用三向測(cè)力平臺(tái)進(jìn)行測(cè)試，輪胎壓縮量采用光學(xué)測(cè)量方法進(jìn)行測(cè)量。以下試驗(yàn)數(shù)據(jù)中輪胎充填壓力均為：1.35Mpa。圖4～圖8 為高度318.8mm 時(shí)同種充填參數(shù)狀態(tài)下未受嚴(yán)重磨損航空輪胎和受嚴(yán)重磨損狀態(tài)下航空輪胎地面載荷、吊籃重心位移、支柱位移及輪胎壓縮量等數(shù)據(jù)。

圖8 地面載荷（未磨損情況）

圖4 地面載荷（嚴(yán)重磨損情況）

圖5 地面載荷（未磨損情況）

圖6 吊籃、支柱位移（嚴(yán)重磨損情況）

從圖4～圖7 可以看出，兩種情況下會(huì)對(duì)地面垂直載荷的油峰和氣峰造成一定影響，輪胎受到多次帶轉(zhuǎn)磨損嚴(yán)重后，其地面載荷峰值會(huì)增大。對(duì)比嚴(yán)重磨損情況與未受到嚴(yán)重磨損情況的的輪胎最大壓縮量（吊籃重心位移與支柱壓縮量差值），兩者分別為：38.91mm 和34.59mm，未受到嚴(yán)重磨損的機(jī)輪輪胎壓縮量要小多次帶轉(zhuǎn)磨損后。對(duì)比兩者垂直載荷，可以看出未受到嚴(yán)重磨損情況下垂直載荷油峰峰值為25.59kN 要高于嚴(yán)重磨損情況23.57kN，氣峰峰值載荷為23.78kN 則要低于嚴(yán)重磨損情況28.88kN，油峰載荷增加是由于輪胎剛度增加導(dǎo)致支柱在壓縮過(guò)程中相對(duì)速度增加導(dǎo)致載荷增大；油峰載荷增大導(dǎo)致氣峰載荷降低。

圖7 吊籃、支柱位移（未磨損情況）

繼續(xù)提高投放高度情況下，圖8 和圖9 為高度459mm、圖10和圖11 為高度538mm 情況下，使用未受到嚴(yán)重磨損的輪胎情況下起落架地面載荷與吊籃、支柱位移。從圖中可以看出，隨著投放高度增加活塞桿支柱壓縮量分別為154.46mm 和152.96mm，幾乎不發(fā)生變化，地面載荷中油峰載荷隨著投放高度增加?？梢钥闯鲚喬偠葘?duì)無(wú)人機(jī)起落架緩沖性能影響較為明顯。

圖9 吊籃、支柱位移（未磨損情況）

圖10 地面載荷（未磨損情況）

圖11 吊籃、支柱位移（未磨損情況）

4 結(jié)論

通過(guò)對(duì)某型飛機(jī)油-氣分離式起落架落震試驗(yàn)中對(duì)地面載荷、吊籃重心及支柱位移、輪胎壓縮量等數(shù)據(jù)監(jiān)控，對(duì)比某型無(wú)人機(jī)起落架在相同充填參數(shù)下，其由于機(jī)輪帶轉(zhuǎn)造成輪胎剛度差異對(duì)于起落架緩沖特性的影響?？梢缘贸鲆韵陆Y(jié)論：

4.1 小型無(wú)人機(jī)起落架航空輪胎磨損程度對(duì)于其徑向剛度影響較大，易對(duì)緩沖系統(tǒng)造成影響。

4.2 在相同投放高度下，增加輪胎徑向高度可以增加油峰載荷，降低地面最大垂直載荷；減小緩沖支柱壓縮量。

4.3 相同投放重量下，對(duì)于不同投放高度，輪胎剛度增大對(duì)于油峰載荷影響較為明顯，緩沖支柱壓縮量基本不變。