胡波濤，鄧凡臣，林亮亮

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

1 引 言

起落架作為飛機(jī)實(shí)現(xiàn)起飛、著陸功能的主要結(jié)構(gòu)，在飛機(jī)設(shè)計(jì)與分析中占有非常重要的位置[1]。飛機(jī)起落架因受載大，多采用高強(qiáng)度的合金鋼材料，具有疲勞極限高、裂紋檢出概率低、擴(kuò)展速率高的特點(diǎn)[2]。為保證飛行安全，適航規(guī)章及相關(guān)標(biāo)準(zhǔn)均要求進(jìn)行起落架的地面疲勞試驗(yàn)[3，4]。

為吸收著陸撞擊過(guò)程中的沖擊能量，起落架設(shè)計(jì)有緩沖器結(jié)構(gòu)，內(nèi)填充油氣混合物。進(jìn)行地面試驗(yàn)時(shí)，為保持起落架輪軸在規(guī)定的位置，緩沖器內(nèi)全部填充液壓油[5]。以往的起落架疲勞試驗(yàn)中，對(duì)緩沖器的壓縮量設(shè)置一般有兩種方法：一是在整個(gè)試驗(yàn)過(guò)程中將行程固定，試驗(yàn)載荷均轉(zhuǎn)換為在此固定行程下的載荷；二是將試驗(yàn)分為幾個(gè)不同的階段，每個(gè)階段設(shè)置一種緩沖器行程[6]。這兩種方法雖然簡(jiǎn)單，但未能模擬起落架的真實(shí)受載情況。隨著國(guó)內(nèi)外飛機(jī)設(shè)計(jì)水平的發(fā)展以及試驗(yàn)要求的提高，變行程疲勞試驗(yàn)逐漸成為主流[7，8]。

這里所說(shuō)的變行程是要求在疲勞試驗(yàn)的每個(gè)起落中都變化行程，因此不可能手動(dòng)進(jìn)行，必須由計(jì)算機(jī)控制，并將變行程控制編入載荷譜中。李衛(wèi)東等在某型飛機(jī)前起落架、發(fā)動(dòng)機(jī)組合體試驗(yàn)中采用了變行程疲勞試驗(yàn)技術(shù)[9]，通過(guò)位控作動(dòng)筒連接注油器，事先標(biāo)定好每個(gè)壓縮行程下對(duì)應(yīng)的位控作動(dòng)筒的位移值，然后將此位移值輸入試驗(yàn)載荷譜中，試驗(yàn)時(shí)通過(guò)控制位控作動(dòng)筒的位移值對(duì)緩沖器支柱進(jìn)行注油和放油，實(shí)現(xiàn)了緩沖器行程的增大或減小。這種方法需要經(jīng)常對(duì)緩沖器行程和位控作動(dòng)筒位移值的關(guān)系進(jìn)行標(biāo)定，且要求整個(gè)液壓系統(tǒng)中沒(méi)有空氣，否則會(huì)引起較大誤差。

本文提出了一種自動(dòng)變行程的方案，在起落架緩沖支柱安裝位移傳感器，可在試驗(yàn)過(guò)程中隨時(shí)準(zhǔn)確控制起落架緩沖支柱的壓縮量。對(duì)該控制方案的控制效果進(jìn)行了試驗(yàn)驗(yàn)證，并應(yīng)用在正式試驗(yàn)中。

2 變行程原理

本方案采用兩個(gè)作動(dòng)筒推拉的方式對(duì)起落架的緩沖器進(jìn)行充油和放油，設(shè)備連接圖如圖1所示。控制系統(tǒng)采用MTS協(xié)調(diào)加載控制系統(tǒng)，該系統(tǒng)可根據(jù)要求設(shè)置超差、超限、掉電等安全保護(hù)限。作動(dòng)筒一采用位移控制，位移傳感器安裝于起落架緩沖支柱上，可隨時(shí)監(jiān)測(cè)緩沖支柱的壓縮量。為節(jié)省成本，將作動(dòng)筒二改裝作為注油器使用，將作動(dòng)筒二的有桿腔通過(guò)液壓管道與起落架緩沖器連接，無(wú)桿腔接回油。

圖1 設(shè)備連接圖

將兩個(gè)作動(dòng)筒水平固定于地面，作動(dòng)筒活塞桿互相連接。試驗(yàn)前，先將起落架緩沖支柱充滿油，排出油中的氣體，將緩沖支柱調(diào)整至最大伸長(zhǎng)位置，位移傳感器采零。當(dāng)需要壓縮緩沖支柱時(shí)，由計(jì)算機(jī)控制作動(dòng)筒一推拉作動(dòng)筒二，從而將緩沖支柱內(nèi)的油液抽進(jìn)作動(dòng)筒二的油腔內(nèi)。當(dāng)位移傳感器測(cè)得壓縮量達(dá)到指令值時(shí)，由計(jì)算機(jī)控制作動(dòng)筒一停止動(dòng)作；反之同理。試驗(yàn)控制原理框圖見(jiàn)圖2。

圖2 控制原理框圖

3 試驗(yàn)驗(yàn)證

3.1 試驗(yàn)概述

為驗(yàn)證試驗(yàn)方案的可行性，采用已完成靜力試驗(yàn)的某型起落架及其夾具對(duì)該方案進(jìn)行驗(yàn)證。

采用倒裝方式將起落架固定在支持夾具上(如圖3所示)，收放作動(dòng)筒用松緊螺套代替，機(jī)輪及輪胎用假輪代替。

試驗(yàn)設(shè)置2個(gè)加載點(diǎn)：1#加載點(diǎn)為圖1中所示的位控作動(dòng)筒一；2#加載點(diǎn)為起落架的垂向載荷加載點(diǎn)。起落架緩沖器最大結(jié)構(gòu)行程為260mm，位移傳感器量程選擇500mm。2#加載點(diǎn)作動(dòng)筒選用規(guī)格為100kN的作動(dòng)筒，測(cè)力傳感器選用100kN。

3.2 試驗(yàn)過(guò)程及結(jié)果

起落架緩沖器的初始位置為全伸長(zhǎng)狀態(tài)。為使緩沖器可全行程變化，試驗(yàn)前要保證作動(dòng)筒二與起落架相連的油腔中的油盡可能地少。

首先將2#加載點(diǎn)位移值調(diào)整至某一狀態(tài)，然后1#加載點(diǎn)進(jìn)行加載、卸載，觀察過(guò)程中2#加載點(diǎn)位移值的反饋情況。進(jìn)行了6個(gè)行程的試驗(yàn)，1#、2#加載點(diǎn)的控制結(jié)果如表1所示，包括了緩沖器壓縮量的增加和減小過(guò)程。

表1 試驗(yàn)結(jié)果

這里截取一張?jiān)囼?yàn)過(guò)程中控制系統(tǒng)中的載荷-時(shí)間曲線，如圖4所示?？梢?jiàn)，在大部分區(qū)域，反饋值與指令值重合，在載荷加載、卸載過(guò)程中，1#點(diǎn)位移反饋值能很好地跟隨指令值。在曲線右部，反饋值與指令值有一穩(wěn)定的差值，是起落架垂向加載裝置的干涉導(dǎo)致。

(a)2#點(diǎn)載荷隨時(shí)間變化情況

試驗(yàn)結(jié)果表明，此方案可以實(shí)現(xiàn)起落架緩沖器行程的自動(dòng)控制，且誤差可以控制在MTS整體控制誤差1%以內(nèi)。另外，此驗(yàn)證試驗(yàn)并未像以往試驗(yàn)?zāi)菢踊ㄙM(fèi)大量精力排出緩沖支柱內(nèi)的氣體，因而大大節(jié)省了試驗(yàn)時(shí)間，加快了試驗(yàn)進(jìn)度。

4 結(jié) 論

本文采用兩個(gè)作動(dòng)筒推拉的方法，將位控指令編入控制系統(tǒng)的載荷譜，實(shí)現(xiàn)了緩沖器行程的高精度控制，提高了試驗(yàn)效率，可推廣應(yīng)用于飛機(jī)起落架的靜力、疲勞試驗(yàn)中。