周瑞鵬 宋德軍 陳熠

摘要：不同下沉速度下，起落落震油孔流量系數(shù)、氣體多變指數(shù)在計(jì)算過(guò)程中的選取有一定差別?；贏LTLAS軟件，對(duì)某型艦載機(jī)起落架不同下沉速度工況進(jìn)行分析，并結(jié)合落震試驗(yàn)數(shù)據(jù)對(duì)流量系數(shù)、氣體多變指數(shù)進(jìn)行計(jì)算。結(jié)果表明，采用常值氣體多變指數(shù)、流量系數(shù)在不同下沉速度下取值，對(duì)起落架緩沖性能影響較大。通過(guò)試驗(yàn)實(shí)測(cè)值與本文計(jì)算結(jié)果進(jìn)行對(duì)比，使得垂直載荷峰值大小與實(shí)測(cè)結(jié)果誤差在3%以內(nèi)，驗(yàn)證了不可測(cè)參數(shù)取值范圍，為艦載機(jī)起落架緩沖器計(jì)算提供重要參考。

關(guān)鍵詞：艦載機(jī)；起落架；緩沖器；落震試驗(yàn)；仿真分析

中圖分類號(hào)：V226文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：ADOI：10.19452/j.issn1007-5453.2022.01.011

由于海洋環(huán)境的復(fù)雜性，艦載機(jī)相對(duì)于陸基飛機(jī)所遭受的環(huán)境更加惡劣，使其在起降過(guò)程中遭受的風(fēng)險(xiǎn)遠(yuǎn)大于路基飛機(jī)。艦載機(jī)高過(guò)載、大載荷的特點(diǎn)對(duì)其起落架的設(shè)計(jì)又提出了更高的要求[1-3]?？紤]到飛機(jī)起落架真實(shí)結(jié)構(gòu)的復(fù)雜性及緩沖器壓縮復(fù)雜物理過(guò)程，合理的簡(jiǎn)化不僅能顯著地降低計(jì)算成本，同時(shí)也能夠在設(shè)計(jì)初期把握起落架動(dòng)力學(xué)特性，提高型號(hào)的研制效率。

針對(duì)飛機(jī)起落架動(dòng)力學(xué)有關(guān)問(wèn)題研究，早期多集中于起落架系統(tǒng)動(dòng)力學(xué)建模與緩沖器模型的簡(jiǎn)化。Milwizky等[4]將飛機(jī)著陸過(guò)程簡(jiǎn)化為自由落體與緩沖器壓縮兩個(gè)階段，并在緩沖器壓縮時(shí)將起落架簡(jiǎn)化為二質(zhì)量模型進(jìn)行分析，并對(duì)緩沖器中的空氣彈簧力、油液阻尼力、皮碗摩擦力以及輪胎的非線性力等進(jìn)行了探討；Mayo[5]在對(duì)水上飛機(jī)降落研究中引入機(jī)翼彈性模態(tài)，得出了此種情況更接近實(shí)際試驗(yàn)的結(jié)果；Cook等[6]基于此前研究，考慮兩種機(jī)身模態(tài)，將機(jī)體動(dòng)力學(xué)方程與起落架運(yùn)動(dòng)方程耦合，對(duì)飛機(jī)著陸過(guò)程中動(dòng)特性進(jìn)行了分析；WAHI[7]討論了雷諾數(shù)、油孔幾何參數(shù)對(duì)流量系數(shù)的影響；Black[8]將輪胎動(dòng)力學(xué)對(duì)起落架動(dòng)態(tài)特性的耦合關(guān)系進(jìn)行了討論。國(guó)內(nèi)有關(guān)起落架動(dòng)力學(xué)問(wèn)題主要伴隨型號(hào)研制工作開展。齊丕騫等[9]通過(guò)起落架落震試驗(yàn)，結(jié)合國(guó)內(nèi)外現(xiàn)有研究提出了基于起落架緩沖器性能分析、試驗(yàn)與設(shè)計(jì)一體化方法；豆清波等[10]通過(guò)落震試驗(yàn)對(duì)緩沖器內(nèi)部壓力進(jìn)行測(cè)量，探討了落震試驗(yàn)過(guò)程緩沖器氣體多變指數(shù)的變化規(guī)律；浦志明等[11]、邵一舟等[12]都對(duì)油孔的阻尼特性進(jìn)行了研究。

在上述研究中，大部分針對(duì)路基飛機(jī)起落架緩沖性能或單獨(dú)針對(duì)氣體多變指數(shù)、油孔流量系數(shù)等不可測(cè)參數(shù)進(jìn)行研究，并未推廣至艦載機(jī)大下沉速度著陸情況，且缺乏試驗(yàn)數(shù)據(jù)比較支持。

本文針對(duì)飛機(jī)起落架著陸落震試驗(yàn)情況，首先推導(dǎo)起落架緩沖器受力形式，建立起落架二質(zhì)量動(dòng)力學(xué)方程；并針對(duì)起落架落震試驗(yàn)進(jìn)行了介紹，然后應(yīng)用ALTLAS軟件對(duì)某型飛機(jī)主起落架進(jìn)行仿真，并與落震試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行對(duì)比；分析在不同下沉速度下，不可測(cè)參數(shù)取值對(duì)最大垂直載荷的影響，確定不可測(cè)參數(shù)取值范圍，從而為艦載機(jī)起落架緩沖性能計(jì)算提供重要依據(jù)。

1系統(tǒng)運(yùn)動(dòng)微分方程

油氣式緩沖器通過(guò)內(nèi)部空氣彈簧力與油液阻尼力起緩沖作用。空氣彈簧剛度對(duì)緩沖器勢(shì)能儲(chǔ)備有較大影響，高的勢(shì)能儲(chǔ)備將導(dǎo)致撞擊反彈和較大的過(guò)載；油液阻尼是緩沖器耗能的主要組成部分，其大小與緩沖器壓油面積、油孔大小、形狀以及支柱壓縮速度均相關(guān)。

2起落架落震試驗(yàn)

起落架落震分為緩沖器選參試驗(yàn)和驗(yàn)證試驗(yàn)兩種，緩沖器選參試驗(yàn)用于起落架緩沖器參數(shù)調(diào)節(jié)及緩沖性能的優(yōu)化；驗(yàn)證試驗(yàn)用于驗(yàn)證起落架緩沖系統(tǒng)在滿足吸收能力的同時(shí)其撞擊載荷、結(jié)構(gòu)和充填參數(shù)與設(shè)計(jì)要求的符合性[10]。

起落架落震試驗(yàn)通常在專用試驗(yàn)臺(tái)進(jìn)行，其組成包括起落架落震試驗(yàn)臺(tái)、機(jī)輪帶轉(zhuǎn)裝置和測(cè)試系統(tǒng)等。起落架落震試驗(yàn)臺(tái)主要包括試驗(yàn)臺(tái)架、提升鎖持系統(tǒng)、液壓系統(tǒng)、仿升系統(tǒng)、控制系統(tǒng)等設(shè)備，落震試驗(yàn)設(shè)備組成示意如圖1所示。

起落架落震試驗(yàn)項(xiàng)目包括：設(shè)計(jì)著陸試驗(yàn)、充填參數(shù)容差試驗(yàn)、飛機(jī)增重試驗(yàn)、儲(chǔ)備能量試驗(yàn)及耐久性試驗(yàn)。

起落架落震試驗(yàn)過(guò)程如下：（1）飛機(jī)機(jī)輪觸臺(tái)時(shí)的下沉速度由落體系統(tǒng)的投放高度保證，由控制系統(tǒng)將落體系統(tǒng)提升到預(yù)定的投放高度，升力由仿升筒內(nèi)充壓保證；（2）落體系統(tǒng)由起落架、夾具、吊籃和配重等組成；（3）采用落震試驗(yàn)專用的三向測(cè)力平臺(tái)；（4）飛機(jī)的航向速度采用逆航向帶轉(zhuǎn)的方式進(jìn)行模擬，輪緣切線速度要達(dá)到試驗(yàn)要求預(yù)定的速度；（5）由控制系統(tǒng)打開吊籃上部的鎖鉤，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)。

3基于ALTLAS起落架落震試驗(yàn)仿真

本文落震試驗(yàn)仿真計(jì)算基于ALTLAS軟件，ALTLAS為中國(guó)飛機(jī)強(qiáng)度研究所在多年理論與試驗(yàn)相結(jié)合的基礎(chǔ)上開發(fā)出來(lái)的工程化系統(tǒng)軟件，它主要用于飛機(jī)起落架緩沖器物理參數(shù)識(shí)別、緩沖器油孔參數(shù)優(yōu)化、著陸滑跑載荷分析等。軟件主要分參數(shù)化建模、計(jì)算、后置處理三大模塊，后置處理模塊包括曲線數(shù)據(jù)顯示、曲線繪制、典型計(jì)算結(jié)果顯示；軟件計(jì)算流程如圖2所示。

在飛機(jī)著陸和滑跑分析動(dòng)力學(xué)建模中，將飛機(jī)質(zhì)量分為彈簧支撐質(zhì)量（飛機(jī)起落架外筒以上部分的質(zhì)量）和非彈簧支撐質(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），非彈簧支撐質(zhì)量簡(jiǎn)化集中于非彈簧支撐質(zhì)量中心，起落架緩沖支柱簡(jiǎn)化為無(wú)質(zhì)量彈性桿，其動(dòng)力學(xué)簡(jiǎn)化模型如圖3所示。所有獨(dú)立自由度的動(dòng)力學(xué)方程降階為一階方程后，采用“四階龍格-庫(kù)塔”法對(duì)動(dòng)力學(xué)方程組進(jìn)行時(shí)域求解。

本文以某型艦載機(jī)主起落架為例，根據(jù)其內(nèi)部充填參數(shù)和結(jié)構(gòu)參數(shù)進(jìn)行建模仿真計(jì)算，并與落震試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行對(duì)比。主起落架落震試驗(yàn)時(shí)，下沉速度為：5.65m/s、5.85m/s、6.05m/s、6.45m/s、7m/s（0°和12.5°）。試驗(yàn)采用縮減質(zhì)量法進(jìn)行，起落架安裝姿態(tài)分為0°和12.5°。不同下沉速度下，垂直載荷計(jì)算值與實(shí)測(cè)值對(duì)比曲線如圖4所示，垂直載荷最大值的計(jì)算值與實(shí)測(cè)值對(duì)比見(jiàn)表1。

通過(guò)試驗(yàn)曲線和仿真結(jié)構(gòu)對(duì)比可以看出，計(jì)算載荷符符合性較好，垂直載荷最大值小于3%，垂直載荷最大值峰值符合性較好，分析計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)實(shí)測(cè)結(jié)果保持大致一致；驗(yàn)證了軟件計(jì)算結(jié)果的精確性。

圖5和圖6為下沉速度2.5m/s，不同流量系數(shù)與氣體多變指數(shù)取值對(duì)起落架緩沖性能計(jì)算結(jié)果對(duì)比，從圖中可看處，流量系數(shù)線性對(duì)垂直載荷最大值影響較大，氣體多變指數(shù)對(duì)起落架落震試驗(yàn)垂直載荷最大值幾乎無(wú)影響。

不同流量系數(shù)垂直載荷峰值對(duì)比見(jiàn)表2，起落架垂直載荷受流量系數(shù)影響較大，隨著流量系數(shù)不斷增大，垂直載荷峰值不斷變小。不同氣體多變指數(shù)起落架支柱壓縮量對(duì)比見(jiàn)表3，計(jì)算過(guò)程中起落架緩沖器支柱壓縮量受氣體多變指數(shù)影響較大，隨著多變指數(shù)的增加，起落架壓縮量最大值在不斷減小。

圖7與圖8為不同下沉速度下，采用常值計(jì)算起落架緩沖性能流量系數(shù)與氣體多變指數(shù)變化曲線?？梢钥闯觯S著下沉速度增加，氣體多變指數(shù)與流量系數(shù)均呈現(xiàn)類似線性上升趨勢(shì)，本文計(jì)算起落架在5.65～7m/s時(shí)，氣體多變指數(shù)取值在1.22～1.25，流量系數(shù)在0.71～0.73范圍內(nèi)。

4結(jié)論

本文基于ALTLAS起落架緩沖性能分析軟件，針對(duì)某型艦載機(jī)主起落架進(jìn)行落震仿真計(jì)算，并與落震試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行了對(duì)比，并考慮了不同下沉速度下不可測(cè)參數(shù)的取值變化。通過(guò)多個(gè)實(shí)測(cè)工況對(duì)比，驗(yàn)證了在大下沉速度情況下，合理的不可測(cè)參數(shù)取值得到的垂直載荷峰值計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)實(shí)測(cè)結(jié)果誤差小于3%。同時(shí)，計(jì)算結(jié)果也表明，不同下沉速度情況下應(yīng)考慮不同取值的不可測(cè)參數(shù)進(jìn)行計(jì)算，在進(jìn)行起落架緩沖器設(shè)計(jì)時(shí)應(yīng)給予考慮。

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Analysis on Cushioning Performance of Landing Gear of Carrier-based Aircraft Based on ALTLAS

Zhou Ruipeng1，Song Dejun2，Chen Yi1

1. AVIC Aircraft Strength Research Institute of China，Xi’an 710012，China

2. AVIC Shenyang Aircraft Design and Research Institute of China，Shenyang 110035，China

Abstract： In simulation calculation， discharge coefficient and gas polytropic index are distinct at different sinking speeds. In this paper， based on ALTLAS software， the landing gear of a carrier aircraft machine is analyzed under different sinking speeds， the flow coefficient and gas polytropic index are corrected by combing the landing gear test data. The results show that the value of constant gas polytropic index and flow coefficient at different sinking speeds have a great impact on the buffer performance of landing gear. The error between the calculated vertical load peak value and the measured result is less than 3%， which provides an important reference for the calculation of landing gear buffer of carrier aircraft.

Key Words： carrier aircraft； landing gear； buffer； drop test； simulation analysis

3146500338228