付 饒 王德鑫 邵 松 李家春 宋曉龍

（南京模擬技術(shù)研究所，江蘇 南京 210016）

0 引言

起落架作為無人直升機結(jié)構(gòu)的一個重要部件，用于承受機體與地面接觸所產(chǎn)生的靜動載荷，吸收和消耗無人直升機著陸所產(chǎn)生的沖擊能量，在避免直升機發(fā)生地面共振，降低直升機著陸撞擊所引起的過載，保障飛行安全等方面發(fā)揮著極為重要的作用[1-2]。

本文以某型無人直升機的緩沖式滑橇起落架為研究對象，建立起落架系統(tǒng)落震動力學(xué)模型。根據(jù)落震仿真分析結(jié)果，優(yōu)化緩沖器內(nèi)部充填參數(shù)和結(jié)構(gòu)設(shè)計參數(shù)，并以此為據(jù)指導(dǎo)實際生產(chǎn)的緩沖器的充填狀態(tài)，為緩沖器設(shè)計與優(yōu)化提供了一種具有工程意義的設(shè)計思路。

1 起落架落震動力學(xué)建模

某無人直升機配備獨立式緩沖器外置型滑橇起落架，如圖1所示。該起落架主要結(jié)構(gòu)包括橫梁、斜撐、拉桿、滑橇管及緩沖器等，整個系統(tǒng)除緩沖器外全部為剛體，同時，各件之間全部通過鉸鏈連接，進而形成一個個三角形（僅緩沖器所在三角形邊長可變），根據(jù)三角形穩(wěn)定性原理，該型式起落架始終處于穩(wěn)定狀態(tài)。

圖1 某無人直升機起落架結(jié)構(gòu)

1.1 起落架等效落震模型

根據(jù)無人直升機起落架適撞性設(shè)計要求[3]，如果考慮旋翼升力的影響，則必須把旋翼升力采用有效重量的方式引入落震分析模型中[4]，本文以Gdx代表有效重量。

根據(jù)分析，該起落架可等效為圖2所示的力學(xué)模型，其中，AB、BC為輕質(zhì)剛性桿，AC為可壓縮輕質(zhì)桿。

圖2 起落架結(jié)構(gòu)動力學(xué)簡化模型

圖中，H表示無人直升機落震試驗投放高度，Gdx表示落震試驗等效投放重量，表示起落架垂向接地速度，f表示起落架與地面的摩擦力，F(xiàn)S表示緩沖器提供的內(nèi)力。同時，在無人直升機落震過程中，起落架最大垂直壓縮量為yc，緩沖器行程為s，引起的起落架外擴量為xc。

起落架觸地瞬間，無人直升機著陸動能為E1，其表達式為：

由緩沖器壓縮引起的總勢能變化為E2，其表達式為：

基于能量守恒原理，上述全部能量一部分通過地面摩擦耗散，另一部分則轉(zhuǎn)變?yōu)榫彌_器的彈性變形能量。即落震過程的總能量方程為：

1.2 緩沖器動力學(xué)模型

某型無人直升機起落架采用單腔油針式油氣混合緩沖器，油針固定于外筒中心并且是變截面的，在正向壓縮行程開始時，壓縮速度相對較大，油孔面積也較大，保證油液流動阻力不大，避免出現(xiàn)載荷高峰；隨著壓縮量逐步增大，壓縮速度開始變小，油針的變截面使得通油孔面積逐步縮小，保證一定的阻尼，從而完成能量交換和熱耗散。緩沖器原理結(jié)構(gòu)剖面如圖3所示。

圖3 緩沖器內(nèi)部結(jié)構(gòu)剖面圖

在直升機落震過程中，緩沖器內(nèi)筒帶動壓油塞向內(nèi)壓縮，一方面要克服氣體彈簧力Fa，另一方面使得油液流經(jīng)過油孔及油針與活塞間的縫隙也必須施加足夠的壓力Fd，同時還要克服活塞與密封裝置的摩擦力Ff[5-8]。即作用在活塞上的總壓力Fs可以寫成如下表達式：

根據(jù)氣體壓縮多變方程，氣體彈簧力與緩沖器內(nèi)部充氣壓力和緩沖器內(nèi)部參數(shù)有關(guān)，具體表達式為：

式中：p0為緩沖器初始充氣壓力；V0為緩沖器氣腔初始容積；Aa為氣腔有效面積；s為緩沖器壓縮行程。

根據(jù)流量等式和液體縮流理論，油液以一定速率流經(jīng)過油孔，會在孔的兩端形成壓力差，實現(xiàn)能量耗散。因此得出油液阻尼力表達式為：

式中：為油液過孔阻力系數(shù)；ρ為油液密度；A為有效壓油面積；s˙為緩沖器活塞相對于外筒的運動速度；Aoil為過油面積。

活塞及密封裝置等的摩擦阻力與緩沖器內(nèi)壁的壓力、零件表面加工粗糙度等因素有關(guān)，計算時通常認為與空氣彈簧力成正比：

式中：km為活塞與緩沖器內(nèi)部的摩擦系數(shù)。

2 落震仿真與分析

2.1 落震仿真工況

起落架設(shè)計參數(shù)如表1所示，仿真過程需調(diào)整和優(yōu)化的參數(shù)分別為緩沖器初始充氣壓力和油針截面尺寸。

表1 起落架設(shè)計參數(shù)

現(xiàn)對該無人直升機垂直著陸工況進行仿真，其落震仿真工況參數(shù)如表2所示。

表2 起落架落震工況參數(shù)

2.2 落震仿真結(jié)果

基于起落架動力學(xué)模型，輸入表1及表2設(shè)計工況參數(shù)，對起落架著陸過程進行數(shù)值分析，計算2.5 s以內(nèi)各參數(shù)的變化過程。該落震數(shù)值仿真結(jié)果如表3所示，其過載曲線、能量變化曲線、緩沖器力曲線、緩沖器功量圖和垂向壓縮位移曲線變化過程分別如圖4～圖8所示。

圖8 某無人直升機垂向位移曲線

表3 起落架落震仿真結(jié)果

圖4 某無人直升機重心過載曲線

2.3 落震仿真分析

由上述各曲線分析可知，某型無人直升機緩沖式起落架落震過程包括正向壓縮和反向回彈兩個階段[9-10]。第一階段，起落架以2 m/s速度自由落震，在0.2 s時刻起落架垂向速度為0 m/s，此刻起落架被壓縮至最低點、緩沖器也被壓縮至最短狀態(tài)、滑橇跨度最大，然而落震產(chǎn)生的能量并未被緩沖器完全耗散和吸收，仍剩余部分能量作為內(nèi)能儲存起來，迫使起落架進入第二階段。第二階段，緩沖器反向回彈、起落架也被抬高一定距離、滑橇跨度也隨之收縮，大約在0.5 s時刻各項數(shù)值趨于平穩(wěn)，落震過程結(jié)束。

圖5 著陸過程能量曲線

圖6 緩沖器輸出力曲線

圖7 緩沖器功量圖

因此，基于本文提出的起落架落震等效動力學(xué)模型，可獲得在給定工況載荷約束下機體下部任務(wù)設(shè)備垂向尺寸不大于378.5 mm，即起落架初始高度（520 mm）減掉整機最大垂向位移141.5 mm；起落架緩沖器最大設(shè)計行程不小于80 mm，最大承載壓力不低于6 000 N。

3 結(jié)論

本文以某型無人直升機的緩沖式滑橇起落架為研究對象，建立了起落架系統(tǒng)落震動力學(xué)模型，并對起落架著陸過程進行數(shù)值分析，分析結(jié)果顯示，本方法可較為準確地識別無人直升機落震過程的過載與位移變化、起落架緩沖器承載與行程極限等參數(shù)，為無人直升機部件設(shè)計提供限制條件與約束。此外，該設(shè)計方法亦可用于其他型號直升機起落架的設(shè)計定型和試驗驗證，具有一定的工程意義[11-13]。