杜金柱 盧學(xué)峰 陳熠

摘要：為了解決艦載機(jī)突伸緩沖器的設(shè)計(jì)與試驗(yàn)問(wèn)題，從艦載機(jī)前起落架的設(shè)計(jì)要求和約束出發(fā)，提出了一種兼具能量吸收、停機(jī)高度控制和突伸的緩沖器結(jié)構(gòu)形式。針對(duì)此結(jié)構(gòu)，給出了基于理論分析進(jìn)行突伸性能預(yù)測(cè)的方法。同時(shí)，也進(jìn)行了動(dòng)力學(xué)建模和仿真；并與遺傳算法結(jié)合，給出了指定行程下突伸速度邊界對(duì)應(yīng)的質(zhì)量。最后，進(jìn)行了突伸試驗(yàn)。試驗(yàn)結(jié)果表明，突伸速度主要取決于突伸行程和突伸質(zhì)量，而輪胎壓力不是主要因素。

關(guān)鍵詞：艦載機(jī)；起落架；緩沖器；突伸；彈射

中圖分類號(hào)：V文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：ADOI：10.19452/j.issn1007-5453.2022.01.009

艦載機(jī)起飛滑跑距離受到甲板長(zhǎng)度的嚴(yán)格限制，必須在極短的距離內(nèi)達(dá)到最小安全離艦速度和相應(yīng)起飛姿態(tài)。為達(dá)到這一目的，艦載機(jī)普遍采用滑躍起飛或彈射起飛。其中，彈射起飛對(duì)飛機(jī)的限制相對(duì)較少，適應(yīng)性更廣。在彈射起飛過(guò)程中，作為增加艦載機(jī)離艦迎角、提高飛行安全的重要技術(shù)手段，前起落架突伸已經(jīng)在眾多型號(hào)的艦載機(jī)上得到廣泛應(yīng)用[1-3]。

自20世紀(jì)90年代初開(kāi)始，國(guó)內(nèi)就艦載機(jī)彈射起飛突伸問(wèn)題開(kāi)展了一系列的研究工作。鄭本武[4-5]對(duì)艦載機(jī)彈射起飛過(guò)程及突伸對(duì)艦載機(jī)起飛航跡的影響進(jìn)行了研究；胡淑玲等[6]就突伸過(guò)程對(duì)起飛特性的影響進(jìn)行了研究；黃再興等[7]通過(guò)建立二自由度的力學(xué)模型推導(dǎo)了突伸運(yùn)動(dòng)方程以及兩種不同形式的雙腔緩沖器的空氣彈簧力及油液阻尼力的計(jì)算公式；沈強(qiáng)等[8-9]建立了以突伸時(shí)間為優(yōu)化目標(biāo)的艦載機(jī)前起落架突伸性能優(yōu)化模型，考察了起落架充填參數(shù)對(duì)艦載機(jī)突伸性能的影響。魏小輝等[10]研究了艦載機(jī)前起落架突伸動(dòng)力學(xué)分析及試驗(yàn)方法。

在國(guó)內(nèi)的研究中，大部分研究均是從獨(dú)立的突伸問(wèn)題出發(fā)，進(jìn)行突伸仿真分析。起落架的模型一般直接借鑒陸基飛機(jī)緩沖器的模型，未考慮艦載機(jī)起落架的功能要求與約束。另外，這些研究普遍偏重于驗(yàn)證。當(dāng)面對(duì)復(fù)雜的功能需求和設(shè)計(jì)約束時(shí)，更為重要的是設(shè)計(jì)出滿足所有要求的起落架緩沖支柱，這正是本文的出發(fā)點(diǎn)。

為了獲取起落架突伸緩沖器的設(shè)計(jì)要求，本文首先研究了艦載機(jī)起降過(guò)程，總結(jié)出突伸緩沖器的三項(xiàng)設(shè)計(jì)要求，并提出了一種兼具能量吸收、停機(jī)高度控制和突伸的緩沖器結(jié)構(gòu)。

為了分析和評(píng)估突伸緩沖器的性能，建立了起落架的動(dòng)力學(xué)模型，開(kāi)展了理論分析和數(shù)值仿真。通過(guò)理論分析給出了突伸速度的計(jì)算公式；然后將動(dòng)力學(xué)模型嵌入遺傳算法框架中，獲取突伸速度、突伸行程和突伸質(zhì)量的關(guān)系曲線。最后，進(jìn)行了不同類型的突伸試驗(yàn)，分析了影響突伸性能的主要因素。

1功能需求

1.1著艦吸能需求

艦載機(jī)起飛、著陸方式與陸基飛機(jī)差異非常明顯。艦載機(jī)普遍采用滑躍起飛或彈射起飛，著艦是攔阻著艦方式。

在艦載機(jī)彈射起飛過(guò)程，需要前起落架具備突伸的能力，因此前起落架對(duì)應(yīng)的緩沖器就稱為突伸緩沖器。顧名思義，具有突伸功能的緩沖器。這說(shuō)明緩沖器要兼具緩沖和突伸兩項(xiàng)功能。相比陸基飛機(jī)，艦載機(jī)大下沉速度、大功量的狀態(tài)，是緩沖器首先要解決的問(wèn)題。

在著艦過(guò)程中，緩沖器最主要的功能就是在載荷限制條件下，吸收著艦的能量。對(duì)應(yīng)的能量取決于下沉速度和當(dāng)量質(zhì)量，可通過(guò)式（1）計(jì)算[11]：

大功量緩沖器需要更長(zhǎng)的緩沖行程，例如，某型飛機(jī)陸基型緩沖器行程為400mm，艦載型行程為600mm。緩沖器行程的增加是大下沉速度著艦導(dǎo)致的，也為突伸緩沖器結(jié)構(gòu)布置提供了空間。

1.2停機(jī)適配需求

艦載機(jī)彈射飛機(jī)前，起落架需要與彈射拖梭等設(shè)備配合。即在不同的彈射起飛重量（質(zhì)量）下，彈射桿都能順利地與拖梭配合。這就要求在不同的彈射起飛重量下，前起落架的壓縮量是不變的。

傳統(tǒng)的緩沖器是很難勝任這個(gè)需求的，這就需要重新設(shè)計(jì)緩沖器的結(jié)構(gòu)。

在靜壓曲線設(shè)計(jì)上，需要起落架的靜壓曲線存在一垂直段，相應(yīng)的靜壓曲線載荷前低后高。因此，實(shí)現(xiàn)突伸功能的區(qū)域應(yīng)位于垂直段的后面。

1.3突伸反彈需求

為了把起落架從飛機(jī)中剝離出來(lái)，作為一個(gè)單獨(dú)的系統(tǒng)進(jìn)行突伸研究，需要從飛機(jī)總體角度出發(fā)，經(jīng)等效折算給出起落架的突伸能力要求。折算后的內(nèi)容是：在規(guī)定的時(shí)間內(nèi)，對(duì)于給定的重量狀態(tài)，使之達(dá)到要求的速度。本文的重點(diǎn)不在研究如何等效折算，重點(diǎn)是從起落架的角度出發(fā)，研究實(shí)現(xiàn)突伸速度這一目標(biāo)的方法。

本文使用的具體條件和目標(biāo)：突伸時(shí)間0.12～0.15s，突伸質(zhì)量5200～7500kg，突伸行程450～550mm，突伸速度1～2.5m/s。

在一般情況下，很難給定突伸初始狀態(tài)的行程，通常是研究一個(gè)行程范圍內(nèi)的突伸能力。

2起落架突伸緩沖器的設(shè)計(jì)

基于突伸緩沖器的功能分析，開(kāi)展緩沖器結(jié)構(gòu)特性的設(shè)計(jì)與分析，以確定吸能、突伸兼容的處理方法。

首先考慮著艦吸收能量的要求。艦載機(jī)著艦過(guò)程中下沉速度達(dá)到7～8m/s的水平，遠(yuǎn)遠(yuǎn)高于陸基著陸3m/s的水平?？紤]到能量與速度呈平方的關(guān)系，對(duì)應(yīng)的過(guò)載會(huì)顯著提高。同時(shí)，吸收的能量又有一部分需要消耗掉，轉(zhuǎn)化為熱能，以避免著陸、著艦過(guò)程中的劇烈振蕩。

對(duì)于這項(xiàng)要求，滑躍起飛的飛機(jī)與彈射起飛的飛機(jī)是一致的，即增加起落架緩沖器的行程。如何兼容停機(jī)高度的控制與突伸成為設(shè)計(jì)的關(guān)鍵。關(guān)鍵點(diǎn)在于：（1）突伸與落震（著艦）耗能是矛盾的。落震的反彈過(guò)程需要較大的油液阻尼力，而突伸不需要油液阻尼或較小的油液阻尼。這就要求消耗能量的區(qū)域與釋放能量的區(qū)域分開(kāi)。（2）由于控制停機(jī)高控垂直段的存在，其自然成為劃分不同區(qū)域的界限。前段吸能、耗能，后段用于突伸。（3）在消耗能量方面，垂直段之前，為了消耗吸收的能量，靜壓曲線應(yīng)是偏低的。垂直段之后，是否要消耗能量，取決于靜壓曲線的具體情況。

基于起落架功能的梳理，本文提出一種緩沖器功能區(qū)域劃分，如圖1所示。在停機(jī)狀態(tài)，通過(guò)區(qū)域Ⅲ的左邊界來(lái)保證，在不同重量狀態(tài)下，飛機(jī)的停機(jī)壓縮量都相同。通過(guò)區(qū)域Ⅲ存儲(chǔ)的能量，在突伸時(shí)，進(jìn)行釋放，達(dá)到使飛機(jī)抬頭增大迎角的作用。在大下沉速度著艦時(shí)，Ⅰ、Ⅱ、Ⅲ都可吸收能量。其中，Ⅰ吸收的能量對(duì)應(yīng)油液阻尼力吸收的能量，回彈時(shí)轉(zhuǎn)化為熱能。緩沖器的壓力曲線對(duì)應(yīng)點(diǎn)A→B→C→D的連線。其中，BC段即為垂直段。

滿足圖1要求的靜壓曲線如圖2所示。實(shí)現(xiàn)靜壓曲線的緩沖器內(nèi)部結(jié)構(gòu)如圖3所示。

計(jì)算結(jié)果如圖6所示，結(jié)果表明，總體上隨突伸行程的增加，最大突伸質(zhì)量（上部曲線）、最小突伸質(zhì)量都在增加（下部曲線）；上邊界包線和下邊界包線近似線性。

4起落架突伸試驗(yàn)

4.1試驗(yàn)方法

在突伸試驗(yàn)中，通過(guò)外力將起落架壓縮到指定的行程，并快速釋放，以此來(lái)檢查突伸速度、位移等參數(shù)。

4.2評(píng)定標(biāo)準(zhǔn)

突伸指標(biāo)一般包含突伸質(zhì)量、突伸速度和突伸時(shí)間等指標(biāo)。在0.12～0.15s內(nèi)，完成前起落架突伸運(yùn)動(dòng)；上部質(zhì)量在0.12～0.15s內(nèi)，垂直速度應(yīng)在1～2.5m/s內(nèi)；在突伸耐久性中，突伸時(shí)間內(nèi)上部質(zhì)量的垂直速度變化不大于10%。

4.3試驗(yàn)內(nèi)容

突伸試驗(yàn)規(guī)劃了突伸性能試驗(yàn)和突伸耐久性試驗(yàn)。突伸性能試驗(yàn)包括綜合性能試驗(yàn)、輪胎壓力敏度試驗(yàn)和緩沖器壓力容差試驗(yàn)。

在綜合性能試驗(yàn)中，依據(jù)試驗(yàn)數(shù)據(jù)繪制了突伸速度與壓縮行程的關(guān)系曲線圖，如圖7所示。數(shù)據(jù)表明，在給定質(zhì)量的條件下，突伸速度與壓縮量呈線性關(guān)系。在突伸質(zhì)量為5.2t、行程為460～530mm的情況下，0.12s時(shí)刻突伸速度的范圍是1.2～2.27m/s；在突伸質(zhì)量為7t、行程為460～550mm的情況下，0.12s突伸速度的范圍是1.18～2.27m/s。在給定壓縮量530mm的條件下，突伸速度與突伸質(zhì)量呈反比的關(guān)系，突伸質(zhì)量越大，突伸的速度越小，試驗(yàn)數(shù)據(jù)如圖8所示。突伸質(zhì)量為5～7.5t的條件下，突伸速度的范圍是2.26～1.74m/s。

在輪胎壓力敏度試驗(yàn)中，突伸速度與輪胎壓力的關(guān)系曲線如圖9所示。從參數(shù)的變化上看，機(jī)輪充填壓力對(duì)突伸速度的影響不明顯。

在緩沖器壓力容差試驗(yàn)中，突伸速度與緩沖器壓力的關(guān)系曲線如圖10所示。在5.2t狀態(tài)下，突伸速度的范圍是2.09～2.42m/s；在6t狀態(tài)下，突伸速度的范圍是1.81～2.22m/s；在7t狀態(tài)下，突伸速度的范圍是1.68～1.99m/s。緩沖器高壓腔壓力的提高會(huì)明顯提高突伸速度。

突伸耐久性試驗(yàn)進(jìn)行了3000次，上部質(zhì)量的垂直速度變化不大于10%。

試驗(yàn)數(shù)據(jù)和仿真結(jié)果表明：（1）試驗(yàn)數(shù)據(jù)與仿真數(shù)據(jù)吻合，驗(yàn)證了理論方法和數(shù)值仿真的正確性；（2）突伸速度隨突伸行程的增加而增加，隨突伸質(zhì)量的增加而降低，并在一段時(shí)間內(nèi)具有單調(diào)性；（3）突伸質(zhì)量、突伸行程是影響突伸速度的主要因素，而輪胎壓力不是主要的影響因素。

5結(jié)論

通過(guò)研究，可以得出以下結(jié)論：針對(duì)艦載機(jī)前起落架的功能需求，本文提出一種兼具能量吸收、停機(jī)高度控制和突伸的緩沖器結(jié)構(gòu)形式；給出了起落架突伸緩沖器靜壓曲線線性化的處理方法，建立了從理論上預(yù)測(cè)突伸速度的方法；將動(dòng)力學(xué)分析和遺傳算法結(jié)合，給出了起落架突伸能力邊界分析的一種方法；研究了影響起落架突伸性能的因素，結(jié)論是突伸行程和突伸質(zhì)量是影響其性能的主要因素。

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Design and Test of Landing Gear’s Sudden-Extension Absorber

Du Jinzhu1，Lu Xuefeng1，Chen Yi2

1. AVIC Shenyang Aircraft Design & Research Institute，Shenyang 110035，China

2. AVIC Aircraft Strength Research Institute of China，Xi’an 710065，China

Abstract： In order to solve the design and test problems of landing gear strut for carrier-borne aircraft， this paper proposes a kind of sudden-extension absorber which combines energy absorption， landing gear height control and sudden-extension according to the design requirements and constraints of the nose landing gear of carrier-borne aircraft. Aiming at this structure， a method for predicting sudden-extension performance based on theoretical analysis is presented. At the same time， the dynamics modeling and simulation are also carried out. Combined with the genetic algorithm， the results of calculating the mass of the sudden-extension boundary under the specified stroke are given. Finally， the sudden-extension test is carried out. The test results show that the sudden-extension speed mainly depends on the stroke and the mass， but the tire pressure is not the main factor.

Key Words： carrier aircraft； landing gear； absorber； sudden-extension； catapult-assisted takeoff

3403500338233