朱晨辰，王彬文，劉小川，王計(jì)真，馬曉利

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

起落架是飛機(jī)的重要承力部件，作為飛機(jī)著陸滑跑階段的主要緩沖吸能裝置，具有吸收撞擊能量、減緩沖擊載荷的作用，直接影響飛機(jī)起飛、著陸過(guò)程中的安全[1]。隨著當(dāng)代軍用飛機(jī)跨戰(zhàn)區(qū)部署安排、民機(jī)的遠(yuǎn)航線運(yùn)營(yíng)，飛機(jī)在適航過(guò)程中，往往面臨需要在溫差較大的起降地著陸、在污染跑道等復(fù)雜地面環(huán)境下滑跑等情況，還可能遇到側(cè)風(fēng)、降雪等一系列惡劣環(huán)境，從而產(chǎn)生了一系列關(guān)乎飛機(jī)著陸安全的動(dòng)力學(xué)問(wèn)題。

商用噴氣式飛機(jī)事故（1959—2020 年）統(tǒng)計(jì)數(shù)據(jù)表明，飛機(jī)在著陸及滑跑階段事故發(fā)生率為30%，其中又有20%的事故與復(fù)雜環(huán)境相關(guān)。極端高低溫、濕滑道面等復(fù)雜著陸滑跑工況極易造成飛機(jī)起落架緩沖性能改變、輪胎特性改變、滑跑穩(wěn)定性改變等環(huán)境適用性問(wèn)題。CCAR-25 部25.1309（a）條款要求航空器起落架系統(tǒng)必須保證在各種可預(yù)期的運(yùn)行條件下能完成安全著陸及滑跑的預(yù)定功能，這里“可預(yù)期的運(yùn)行條件”就包括著陸滑跑階段可能遇到的極端高低溫環(huán)境、側(cè)風(fēng)及濕滑跑道等情況。依據(jù)適航條款要求，還需通過(guò)分析和試驗(yàn)的方法表明起落架在復(fù)雜環(huán)境下功能和性能的符合性，并制定相關(guān)的限制范圍，以保證飛機(jī)的著陸滑跑安全。

國(guó)外對(duì)大部分民機(jī)在復(fù)雜環(huán)境下的起落架相關(guān)著陸滑跑性能進(jìn)行了深入的研究，并寫入了飛機(jī)使用文件及維修手冊(cè)中。美國(guó)率先開始了飛機(jī)各系統(tǒng)對(duì)極端環(huán)境的適應(yīng)性研究，在考慮各類復(fù)雜環(huán)境因素的試驗(yàn)技術(shù)上也有一定進(jìn)展。俄羅斯研制的伊爾-76飛機(jī)起落架緩沖器性能參數(shù)有完整的隨溫度變化的參考數(shù)據(jù)，對(duì)于米格系列飛機(jī)，在環(huán)境試驗(yàn)方面也進(jìn)行了一定的研究。而國(guó)內(nèi)對(duì)飛機(jī)該部分起落架性能的研究及試驗(yàn)公開的較少，在已有型號(hào)研制中，對(duì)全機(jī)與少量系統(tǒng)進(jìn)行過(guò)環(huán)境試驗(yàn)，積累了一定的設(shè)計(jì)和試驗(yàn)經(jīng)驗(yàn)。目前，亟待開展考慮各種復(fù)雜著陸滑跑環(huán)境對(duì)起落架動(dòng)力學(xué)的理論分析及試驗(yàn)技術(shù)的探索，為新一代軍民機(jī)的效能發(fā)揮、服役安全和結(jié)構(gòu)減重提供技術(shù)支撐。

隨著計(jì)算機(jī)技術(shù)和非線性動(dòng)力學(xué)理論的發(fā)展、人工智能技術(shù)的不斷成熟，數(shù)字仿真已成為分析動(dòng)力學(xué)問(wèn)題的有力工具之一，結(jié)合理論、仿真、試驗(yàn)的一體化起落架動(dòng)力學(xué)分析體系也已成為主要的動(dòng)力學(xué)研究思路，對(duì)優(yōu)化和提高起落架在多種環(huán)境下緩沖性能的適應(yīng)性，提高起落架的承載能力、增加地面操縱安全性等具有重要意義。

本文梳理了考慮復(fù)雜環(huán)境的起落架動(dòng)力學(xué)試驗(yàn)技術(shù)，總結(jié)了高低溫、側(cè)風(fēng)、濕滑跑道等典型復(fù)雜環(huán)境影響下起落架動(dòng)力學(xué)的研究進(jìn)展，概述了起落架緩沖性能的智能優(yōu)化算法應(yīng)用，并結(jié)合未來(lái)起落架的設(shè)計(jì)需求，展望了復(fù)雜環(huán)境下起落架動(dòng)力學(xué)試驗(yàn)、分析與緩沖性能優(yōu)化的發(fā)展。

1 復(fù)雜環(huán)境下起落架動(dòng)力學(xué)試驗(yàn)技術(shù)

據(jù)近年民航著陸事故的統(tǒng)計(jì)數(shù)據(jù)[2]，復(fù)雜氣象條件引起的事故率為12%，道面積水及道面風(fēng)切變所引起的事故率為15%，是僅次于人為操縱因素之外的主要事故影響因素。因此，國(guó)內(nèi)外學(xué)者在常規(guī)的飛機(jī)起落架動(dòng)力學(xué)試驗(yàn)基礎(chǔ)上，針對(duì)復(fù)雜環(huán)境，發(fā)展并補(bǔ)充了相關(guān)的特性試驗(yàn)。

目前，國(guó)外大部分軍民用飛機(jī)均進(jìn)行了詳細(xì)的起落架緩沖器高低溫性能研究，并在緩沖器的標(biāo)牌或維修手冊(cè)中給出了考慮溫度影響的靜壓曲線，如波音737 系列飛機(jī)、757系列飛機(jī)及空客系列飛機(jī)，其起落架緩沖器靜壓曲線均是一系列曲線范圍，如圖1 所示。在一定的使用極限溫度下，只要緩沖器靜壓曲線在規(guī)定范圍內(nèi)，就可以正常使用。

圖1 空客系列飛機(jī)緩沖器不同溫度下的維護(hù)曲線Fig.1 Maintenance curves of airbus planes buffers at different temperatures

國(guó)外關(guān)于起落架對(duì)高低溫影響的緩沖性能研究主要以試驗(yàn)為主，理論為輔。其中，西方國(guó)家的起落架供應(yīng)商（如利勃海爾、古德里奇等）基于常規(guī)的起落架落震試驗(yàn)，在落震試驗(yàn)臺(tái)架上增加環(huán)境溫度控制箱，對(duì)起落架結(jié)構(gòu)整體進(jìn)行加熱升溫或液氮降溫，然后進(jìn)行落震試驗(yàn)。這種方法可以比較直觀且真實(shí)地研究起落架緩沖器在高低溫條件下的緩沖性能。俄羅斯對(duì)部分飛機(jī)起落架也采用類似方法開展高低溫環(huán)境下的落震試驗(yàn)。

國(guó)內(nèi)沿用了國(guó)外的試驗(yàn)經(jīng)驗(yàn)，國(guó)軍標(biāo)GJB 67.9—1985、CCAR-25 都對(duì)此類動(dòng)力學(xué)試驗(yàn)內(nèi)容及設(shè)計(jì)要求進(jìn)行了一定的規(guī)定[3-6]，對(duì)相關(guān)試驗(yàn)設(shè)備也進(jìn)行了說(shuō)明。強(qiáng)度所開展過(guò)某型飛機(jī)起落架的低溫落震試驗(yàn)，采用引進(jìn)的溫度箱對(duì)起落架整體進(jìn)行降溫，對(duì)比了低溫狀態(tài)（-70℃）與常溫狀態(tài)（25℃）下起落架的緩沖性能，試驗(yàn)結(jié)果如圖2 所示，紅線、藍(lán)線分別為低溫、常溫狀態(tài)下垂直載荷隨時(shí)間變化曲線。低溫狀態(tài)下的著陸最大垂直載荷近乎是常溫狀態(tài)的兩倍，投放吊籃位移較常溫明顯減小，低溫狀態(tài)的吊籃加速度也近乎是常溫狀態(tài)的兩倍，低溫狀態(tài)緩沖性能明顯較差。

圖2 低溫、常溫狀態(tài)下垂直載荷變化圖Fig.2 Variation of vertical load at low temperature and normal temperature

魏小輝等[7]在此溫度箱的基礎(chǔ)上增加了用于實(shí)時(shí)監(jiān)測(cè)緩沖器內(nèi)腔瞬時(shí)油液數(shù)值的壓力變送器，集成了一種可實(shí)時(shí)監(jiān)控油壓的飛機(jī)起落架緩沖器極限工作溫度落震試驗(yàn)的裝置，如圖3所示，這種設(shè)計(jì)使試驗(yàn)獲取的數(shù)據(jù)更為精確。

圖3 起落架緩沖器極限工作溫度落震試驗(yàn)裝置Fig.3 Ultimate operating temperature shock test device for landing gear buffer

李冬梅等[8]發(fā)明了一種用于起落架落震試驗(yàn)的環(huán)境溫度模擬裝置，如圖4 所示。其上箱體裝備了現(xiàn)有的試驗(yàn)夾具，節(jié)省了試驗(yàn)件的反復(fù)安裝拆卸，下箱體設(shè)置制冷及加熱系統(tǒng)，以實(shí)現(xiàn)箱體內(nèi)溫度在-55～70℃的迅速變化，這使整體試驗(yàn)設(shè)備結(jié)構(gòu)更為緊湊。

圖4 起落架落震試驗(yàn)的環(huán)境溫度模擬裝置Fig.4 Ambient temperature simulation device for landing gear crash test

胡銳等[9]開展了高溫段（20～80℃）的起落架緩沖性能研究試驗(yàn)。試驗(yàn)過(guò)程中通過(guò)內(nèi)部夾有電阻絲的加熱帶對(duì)緩沖器外筒壁進(jìn)行加溫，采用熱電偶進(jìn)行溫度的實(shí)時(shí)監(jiān)控。其研究結(jié)果表明，高溫對(duì)起落架緩沖器充填壓力影響很大，80℃時(shí)的壓力值較常溫狀態(tài)變化率達(dá)24%，遠(yuǎn)高于±10%的容差試驗(yàn)要求。且隨著溫度的升高，起落架緩沖系統(tǒng)效率減小，緩沖性能逐漸惡化，如圖5所示。

圖5 緩沖系統(tǒng)效率隨溫度變化曲線Fig.5 Buffer system efficiency as a function of temperature

以上方法均可以較真實(shí)地模擬高低溫環(huán)境，試驗(yàn)結(jié)果較準(zhǔn)確可靠，但高低溫環(huán)境箱及加熱帶結(jié)構(gòu)較復(fù)雜，設(shè)計(jì)周期長(zhǎng)，成本也較高。鑒于此，航空工業(yè)強(qiáng)度所提出了等效模擬方法進(jìn)行高低溫落震試驗(yàn)。該方法針對(duì)緩沖器腔內(nèi)的充填參數(shù)，通過(guò)將充填氣壓改成不同溫度點(diǎn)下的等效壓力，將緩沖器內(nèi)充填油液換成對(duì)應(yīng)黏度密度的替代油液，在常溫環(huán)境下進(jìn)行高低溫等效模擬試驗(yàn)。不過(guò)該等效試驗(yàn)方法尚未進(jìn)行試驗(yàn)驗(yàn)證，且未有公開發(fā)表的驗(yàn)證研究。

國(guó)內(nèi)目前所有飛機(jī)均未進(jìn)行過(guò)深入的極限高低溫起落架緩沖性能研究，大部分飛機(jī)不論在起落架標(biāo)牌還是維修手冊(cè)中，均只給出了一條常溫下的緩沖器靜壓曲線。少數(shù)科研機(jī)構(gòu)進(jìn)行了理論分析，但大都未經(jīng)過(guò)試驗(yàn)驗(yàn)證，或者與試驗(yàn)相符程度不高，計(jì)算結(jié)果難以用來(lái)指導(dǎo)飛機(jī)的設(shè)計(jì)及使用。其中，572 廠對(duì)AG600 飛機(jī)的高低溫靜壓曲線進(jìn)行研究，但沒(méi)有公開發(fā)表的理論成果。

在濕滑跑道試驗(yàn)研究方面，美國(guó)國(guó)家航空航天局（NASA）最早提出了建設(shè)針對(duì)飛機(jī)起落架輪胎滑水試驗(yàn)裝置的提案[10-11]。同期，Horne[12]等通過(guò)在起落架輪胎前緣設(shè)置噴水裝置，模擬飛機(jī)輪胎在濕滑道面上的運(yùn)行狀態(tài)進(jìn)行起落架的滑水試驗(yàn)。試驗(yàn)過(guò)程中，通過(guò)調(diào)節(jié)噴水裝置水流大小來(lái)控制輪胎前緣水膜的厚度，確保輪胎在均勻連續(xù)的濕滑跑道上行駛，以開展對(duì)起落架臨界滑水狀態(tài)的研究。國(guó)外一直沿用此方法，在起落架出廠手冊(cè)中給出了起落架的臨界滑水速度范圍。不過(guò)，在后續(xù)的研究中，學(xué)者們著重關(guān)注基于整機(jī)的濕滑跑道滑水試驗(yàn)，而僅針對(duì)起落架部件級(jí)的試驗(yàn)逐漸被剪裁。

總的來(lái)說(shuō)，考慮復(fù)雜環(huán)境的起落架試驗(yàn)技術(shù)主要圍繞高低溫環(huán)境展開，國(guó)內(nèi)外主要以試驗(yàn)驗(yàn)證為主，在探索溫度影響起落架性能方面的公開研究性試驗(yàn)較少，影響機(jī)理方面的研究未見(jiàn)報(bào)道。在濕滑跑道方面的研究被整機(jī)級(jí)研究替代，起落架部件級(jí)試驗(yàn)研究較少，且逐漸被剪裁。

2 復(fù)雜環(huán)境對(duì)起落架動(dòng)力學(xué)影響分析

2.1 高低溫環(huán)境

據(jù)統(tǒng)計(jì)，我國(guó)各地機(jī)場(chǎng)溫度差異較大，如新疆吐魯番機(jī)場(chǎng)一年超過(guò)35℃的天數(shù)在100 天以上，環(huán)境最高溫度達(dá)49.6℃，地表溫度曾達(dá)到83.3℃。而大興安嶺漠河機(jī)場(chǎng)年平均氣溫為-5℃，極端低溫為-52.3℃。極端的溫度將嚴(yán)重影響起落架緩沖支柱充填介質(zhì)的物理特性，使緩沖性能發(fā)生變化，進(jìn)一步影響飛機(jī)的起降安全，國(guó)內(nèi)外學(xué)者就此展開了一系列研究。

K. W. Mahinder[13-14]提出了包含溫度項(xiàng)的緩沖器內(nèi)空氣多變指數(shù)與油液阻尼系數(shù)的研究模型

式中，pa、pa0為瞬時(shí)壓力值、初始?jí)毫χ?，Ta、Ta0為瞬時(shí)溫度值、初始溫度值，d、a、ξ為試驗(yàn)系數(shù)。他在文獻(xiàn)中探討了包含溫度因素的雷諾數(shù)對(duì)于縮流孔和側(cè)流孔縮流系數(shù)的影響。此外，還研究了油液壓縮模量、氣體可溶性、氣穴現(xiàn)象，以及氣體多變指數(shù)對(duì)緩沖支柱緩沖特性的影響，在氣體多變指數(shù)中考慮溫度影響。這不僅為后續(xù)的研究奠定了理論基礎(chǔ)，也將溫度影響的突破點(diǎn)指向?qū)彌_器設(shè)計(jì)參數(shù)中的氣體多變指數(shù)及油液阻尼系數(shù)。

Heininen[15]建立了考慮溫度因素的某型戰(zhàn)斗機(jī)油氣式緩沖器的仿真分析模型，仿真模擬了環(huán)境溫度變化所引起的緩沖器內(nèi)氣液比變化對(duì)緩沖器內(nèi)部壓力等參數(shù)的影響。其仿真結(jié)果說(shuō)明，如果溫度引起腔內(nèi)氣液比發(fā)生畸變，緩沖器的阻尼能力將會(huì)顯著下降，從而可能導(dǎo)致起落架的故障操作。

國(guó)內(nèi)在考慮溫度對(duì)起落架緩沖性能影響方面，也開展了一些分析與仿真研究。辛艷等[16]應(yīng)用LMS 軟件建模仿真，對(duì)比了低溫（-40℃）與常溫（15℃）狀態(tài)下的某型飛機(jī)起落架的緩沖性能。其將通過(guò)計(jì)算得到的兩個(gè)溫度下油液黏度值和腔內(nèi)壓力值作為初始輸入，仿真得到低溫時(shí)緩沖器行程較常溫更大，緩沖效率更高的結(jié)論。并對(duì)比分析了低溫情況下緩沖器氣腔彈簧力和油液阻尼力兩個(gè)因素對(duì)緩沖性能的影響，但理論分析的結(jié)果缺少低溫落震試驗(yàn)數(shù)據(jù)的支撐，結(jié)論的準(zhǔn)確性還有待驗(yàn)證。

Ning Shu等[17]研究了溫度變化對(duì)緩沖器油液性能的影響，并利用流體阻尼平臺(tái)對(duì)不同溫度下的緩沖器進(jìn)行了試驗(yàn)，得到了起落架緩沖器油阻尼力隨位移的變化規(guī)律，如圖6所示。然后基于動(dòng)網(wǎng)格技術(shù)，對(duì)起落架緩沖器內(nèi)部流場(chǎng)進(jìn)行了計(jì)算流體力學(xué)（CFD）模擬。其結(jié)論是，溫度的降低會(huì)導(dǎo)致油液黏度增加，黏度增加會(huì)導(dǎo)致雷諾數(shù)降低，雷諾數(shù)降低會(huì)導(dǎo)致流量系數(shù)降低，最終導(dǎo)致油液阻尼力增大。

圖6 不同溫度下油液阻尼力隨行程變化曲線Fig.6 Variation curve of oil damping force with stroke at different temperatures

方威等[18]主要針對(duì)溫度對(duì)緩沖器空氣彈簧力與輪胎性能的影響，對(duì)比了溫度范圍在-50～50℃區(qū)間起落架的緩沖性能變化，如圖7所示。其仿真結(jié)果表明:環(huán)境溫度的升高會(huì)導(dǎo)致起落架地面垂直載荷增加、緩沖器效率下降、使用過(guò)載系數(shù)增大等問(wèn)題；環(huán)境溫度降低會(huì)使緩沖器壓縮行程變長(zhǎng)、緩沖器效率增加，但當(dāng)溫度到達(dá)一定下限，將會(huì)危及飛行安全。

圖7 不同溫度下輪胎徑向力曲線Fig.7 Radial force curve of tire at different temperatures

目前，考慮環(huán)境溫度影響的起落架緩沖性能分析體系還處于發(fā)展階段，現(xiàn)有的研究都是僅通過(guò)軟件仿真，在研究溫度對(duì)單一參數(shù)影響規(guī)律的基礎(chǔ)上進(jìn)行疊加，進(jìn)行溫度影響的緩沖性能綜合分析，且均尚未進(jìn)行試驗(yàn)驗(yàn)證。未來(lái)在考慮溫度對(duì)多參數(shù)耦合的緩沖性能影響研究，結(jié)合理論和試驗(yàn)的完善分析體系建立方面還需進(jìn)一步深入探索。

2.2 側(cè)風(fēng)環(huán)境

霍志勤等[19]曾對(duì)歐洲民航商用飛機(jī)偏出跑道事件進(jìn)行統(tǒng)計(jì)，見(jiàn)表1。結(jié)果表明，側(cè)風(fēng)情況對(duì)飛機(jī)的安全行駛影響占據(jù)主導(dǎo)地位。在飛機(jī)著陸滑跑過(guò)程中，當(dāng)飛機(jī)受到側(cè)風(fēng)影響，原本起落架與道面的受力形式發(fā)生改變，飛機(jī)能否維持平衡狀態(tài)取決于飛機(jī)與道面之間的相互作用力是否可以抵抗飛機(jī)所受的側(cè)風(fēng)作用。

表1 歐洲地區(qū)偏出跑道事故主要因素統(tǒng)計(jì)Table 1 Statistics of main factors of off-track accidents in Europe

起落架在跑道滑跑時(shí)受到來(lái)自道面的作用力包括支撐力和摩擦力兩部分。當(dāng)側(cè)風(fēng)作用時(shí)，輪胎受到側(cè)向力，同時(shí)道面提供一個(gè)側(cè)向摩擦力來(lái)阻止輪胎發(fā)生側(cè)向滑移。由于輪胎自身的彈性及側(cè)偏特性，其行駛方向發(fā)生偏離。由此分析飛機(jī)輪胎的側(cè)偏行為是分析側(cè)風(fēng)作用下飛機(jī)與道面的相互作用的重要內(nèi)容之一。

牟讓科等[20]對(duì)飛機(jī)在非對(duì)稱載荷下著陸與滑跑時(shí)的受力進(jìn)行了分析，建立了飛機(jī)非對(duì)稱著陸過(guò)程中的六自由度全機(jī)動(dòng)力學(xué)模型，其研究結(jié)果可以較準(zhǔn)確地模擬飛機(jī)在非對(duì)稱著陸過(guò)程中飛機(jī)的受力情況。蘇彬[21]研究了飛機(jī)起落架橫向運(yùn)動(dòng)的特點(diǎn)，建立了一種可用于風(fēng)場(chǎng)且能反映起落架總體特性的數(shù)學(xué)模型，對(duì)風(fēng)場(chǎng)中飛機(jī)的起飛、著陸、滑行、轉(zhuǎn)彎等地面運(yùn)動(dòng)進(jìn)行了數(shù)值仿真。其研究結(jié)果能較準(zhǔn)確地模擬飛機(jī)在正側(cè)風(fēng)中著陸時(shí)，起落架緩沖支柱壓縮量及載荷因子的特性曲線，如圖8、圖9 所示，為側(cè)風(fēng)起飛、著陸仿真提供了工具。

圖8 緩沖支柱壓縮量隨時(shí)間變化曲線Fig.8 Cushioning prop compression curve with time

圖9 載荷因子隨時(shí)間變化曲線Fig.9 Curve of load factor with time

劉芳兵等[22]從飛機(jī)側(cè)風(fēng)著陸滑行時(shí)受力狀態(tài)和運(yùn)動(dòng)趨勢(shì)入手，引入側(cè)偏輪胎理論模型。

式中，μ為道面摩擦系數(shù)，μy為側(cè)向摩擦系數(shù)，v為飛機(jī)滑跑速度。其將側(cè)風(fēng)與輪胎相互作用轉(zhuǎn)化為兩個(gè)方向的摩擦系數(shù)。在此基礎(chǔ)上分析了不同側(cè)風(fēng)風(fēng)速下，起落架滑跑偏航角隨時(shí)間的變化規(guī)律，并通過(guò)ABAQUS對(duì)輪胎側(cè)向力系數(shù)和道面支撐力展開多工況分析，結(jié)果如圖10、圖11所示。

圖10 不同側(cè)風(fēng)風(fēng)速時(shí)的偏航角Fig.10 Yaw angle at different crosswind speeds

圖11 不同側(cè)風(fēng)風(fēng)速下偏航角隨時(shí)間的變化Fig.11 Yaw angle changes with time under different crosswind wind speeds

J. Cobb等[23]總結(jié)了側(cè)風(fēng)速度對(duì)飛機(jī)起落架偏航力的規(guī)律，并且提出側(cè)風(fēng)影響與濕滑跑道耦合情況對(duì)飛機(jī)著陸安全影響更大。

P. W. Richards等[24]在對(duì)飛機(jī)起落架非線性子系統(tǒng)建模時(shí)考慮了側(cè)風(fēng)因素對(duì)起落架及輪胎受力的影響，并通過(guò)GearSim起落架仿真軟件建立了考慮多因素的起落架子系統(tǒng)詳細(xì)模型，研究飛機(jī)及起落架的著陸載荷動(dòng)力學(xué)特性，其建立的仿真模型對(duì)起落架真實(shí)受載情況有較好的描述。

目前關(guān)于飛機(jī)側(cè)風(fēng)著陸階段的研究主要圍繞側(cè)風(fēng)中的飛機(jī)操縱控制展開，對(duì)飛機(jī)與道面相互作用的關(guān)注較少。輪胎側(cè)偏行為的研究也主要圍繞汽車輪胎展開，鮮少有針對(duì)飛機(jī)側(cè)偏輪胎與道面相互作用的研究。

2.3 濕滑跑道

飛機(jī)在濕滑跑道上發(fā)生的滑水現(xiàn)象是對(duì)著陸安全的重大威脅，飛機(jī)發(fā)生滑水現(xiàn)象是由于跑道表面積水改變了飛機(jī)輪胎與跑道面的接觸條件，從而造成飛機(jī)剎車失靈和操控性能降低，進(jìn)而引起跑道偏離事故。目前，國(guó)內(nèi)外對(duì)濕滑跑道影響的研究主要通過(guò)全機(jī)滑水試驗(yàn)和輪胎劃水試驗(yàn)進(jìn)行，輪胎動(dòng)力學(xué)部分也有相關(guān)的理論補(bǔ)充。

早在20 世紀(jì)中葉，美國(guó)國(guó)家航空咨詢委員會(huì)（NACA）就開始通過(guò)理論仿真結(jié)合試驗(yàn)對(duì)此問(wèn)題進(jìn)行研究。Horne 和Dreher[25]通過(guò)對(duì)輪胎滑水試驗(yàn)數(shù)據(jù)展開分析，得出了輪胎胎壓、道面水流速度等是影響輪胎抗滑性能的相關(guān)因素的結(jié)論，并通過(guò)擬合，得到了經(jīng)典的輪胎臨界滑水速度經(jīng)驗(yàn)公式

式中，vh為輪胎臨界劃水速度；p為輪胎氣壓。該經(jīng)典公式通過(guò)試驗(yàn)數(shù)據(jù)得出，也是輪胎滑水問(wèn)題的經(jīng)典結(jié)論之一。大多數(shù)飛機(jī)在適航手冊(cè)上對(duì)在濕滑跑道上滑跑的臨界安全速度也是通過(guò)此經(jīng)驗(yàn)公式得出的。

在后來(lái)的研究中，學(xué)者們不僅限于對(duì)滑跑臨界速度的研究，逐漸把重點(diǎn)放在機(jī)輪的受載特性研究上。G. W. H. Van[26]提出飛機(jī)輪胎在一定水膜厚度上的升力公式，如式（6）所示，對(duì)原有的起落架動(dòng)力學(xué)輪胎的受力模型進(jìn)行了補(bǔ)充

式中，L為輪胎受到的升力；ρ為流體密度；V為滑跑速度；S為輪胎接地區(qū)域面積；CLH為升力系數(shù)，取值范圍為0.67～0.85。

李岳等[27]建立了基于CEL 算法的飛機(jī)起落架輪胎與積水道面的流固耦合分析模型，推導(dǎo)了輪胎接觸面動(dòng)水壓強(qiáng)與起落架垂直載荷的表達(dá)式，研究了水膜厚度對(duì)起落架受載及臨界滑水速度的影響規(guī)律，如圖12所示。其研究表明，起落架地面支撐力隨積水道面滑跑速度的增大而震蕩下降，且在相同滑跑速度下，起飛加速?zèng)_擊階段的垂直載荷較著陸階段更大，濕滑道面對(duì)飛機(jī)起飛階段比著陸階段影響更大。

圖12 加速與減速著陸沖擊支撐力曲線Fig.12 Acceleration and deceleration landing impact support curves

王永繁[28]以波音737主起落架為研究對(duì)象，用Fluent建立了考慮濕滑跑道的起落架動(dòng)力學(xué)分析模型，對(duì)起落架輪胎著水滑跑過(guò)程進(jìn)行了仿真。其研究得出，當(dāng)?shù)烂娣e水較淺、水膜厚度較薄時(shí)，動(dòng)水壓強(qiáng)的增長(zhǎng)率較低，其引起的輪胎抬升與偏向力不足以對(duì)飛機(jī)安全造成威脅。當(dāng)水膜厚度在5mm、8mm 以上，輪胎動(dòng)水壓強(qiáng)增長(zhǎng)迅速，8mm 情況下，機(jī)輪受到動(dòng)水壓強(qiáng)平均增長(zhǎng)率達(dá)到42.5%，機(jī)輪所受的偏向力和抬升力將會(huì)使飛機(jī)有偏出跑道的可能。

圖13 道面支撐力計(jì)算模型Fig.13 Calculation model of pavement support force

閆坤[29]針對(duì)污染跑道下的飛機(jī)起飛和著陸過(guò)程，提出了受液體污染物的阻力計(jì)算模型。計(jì)算得到了某型飛機(jī)起落架在濕滑跑道上滑跑速度與機(jī)輪所受阻力的變化關(guān)系，還得到了在不同深度積雪跑道上滑跑速度與機(jī)輪所受阻力的變化關(guān)系，如圖14、圖15所示。

圖14 5mm積水跑道滑跑速度與阻力的變化關(guān)系Fig.14 Variation relationship between running speed and resistance of 5mm water racetrack

圖15 15mm/20mm/25mm干雪跑道滑跑速度與阻力的變化關(guān)系Fig.15 Variation relationship between speed and resistance of 15mm/20mm/25mm dry snow track

Huijbrechts等[30]建立了一個(gè)包含側(cè)風(fēng)及污染跑道耦合的飛機(jī)起落架滑跑動(dòng)力學(xué)模型，計(jì)算了4 種側(cè)風(fēng)與濕滑跑道組合工況，提出了一種在污染跑道上降低滑跑漂移風(fēng)險(xiǎn)的方法，并結(jié)合已有的試驗(yàn)數(shù)據(jù)庫(kù)，開發(fā)了用以驗(yàn)證著陸滑跑偏移風(fēng)險(xiǎn)的分析系統(tǒng)。

國(guó)外對(duì)濕滑跑道的研究整體起步較早，進(jìn)行了大量理論結(jié)合仿真的研究，且有大量的地面實(shí)測(cè)數(shù)據(jù)支撐。國(guó)內(nèi)起步較晚，且缺少相關(guān)試驗(yàn)數(shù)據(jù)和理論支持，相應(yīng)的適航規(guī)章文件也還處在研究階段。現(xiàn)有相關(guān)研究中，在汽車輪胎滑水問(wèn)題上的研究較多，但較少出現(xiàn)結(jié)合起落架結(jié)構(gòu)的飛機(jī)輪胎與濕滑道面相互作用的相關(guān)理論，還需進(jìn)一步發(fā)展。

3 起落架動(dòng)力學(xué)性能優(yōu)化新方法

緩沖系統(tǒng)是飛機(jī)起落架的重要組成部分，要求其能吸收并消耗飛機(jī)著陸沖擊時(shí)產(chǎn)生的動(dòng)能，且保證起落架的強(qiáng)度剛度不超過(guò)設(shè)計(jì)范圍[31-32]。緩沖系統(tǒng)性能的好壞直接影響到飛機(jī)著陸過(guò)程的安全性，還要盡可能保證起落架的質(zhì)量輕，結(jié)構(gòu)尺寸小，強(qiáng)度和耐久性達(dá)到設(shè)計(jì)要求。因此，使起落架的綜合緩沖性能達(dá)到最優(yōu)，對(duì)于提高起落架的承載能力、增加地面操縱安全性和乘員舒適性等具有重要的意義。

起落架著陸滑跑過(guò)程是一個(gè)具有多輸入、多輸出的非線性動(dòng)態(tài)過(guò)程，其輸入和輸出變量之間并不是簡(jiǎn)單的一一映射關(guān)系，學(xué)者們通常把它歸結(jié)成一個(gè)多目標(biāo)優(yōu)化問(wèn)題進(jìn)行求解。隨著多目標(biāo)遺傳算法、粒子群算法、蟻群算法被逐漸提出，且它們運(yùn)算效率高、精度高的優(yōu)勢(shì)在各類優(yōu)化求解問(wèn)題上有廣泛應(yīng)用前景，學(xué)者們逐步將其應(yīng)用于起落架性能優(yōu)化。

Airoldi 等[33-34]運(yùn)用遺傳算法，以起落架系統(tǒng)的標(biāo)準(zhǔn)特性與其仿真模型之間的區(qū)別為目標(biāo)函數(shù)，以氣體的多變指數(shù)和阻尼參數(shù)為設(shè)計(jì)變量，對(duì)非線性起落架模型進(jìn)行了優(yōu)化設(shè)計(jì)。優(yōu)化結(jié)果被成功應(yīng)用在了一種小型飛機(jī)非線性起落架的更新改型上，如圖16、圖17 所示。其后幾年中，Viana和A. C. Felipe 等[35]用遺傳算法和粒子群優(yōu)化方法同樣求解了此類問(wèn)題，也得到了較好的結(jié)果。

圖16 垂直力隨時(shí)間變化Fig.16 The vertical force varies with time

圖17 垂直位移隨時(shí)間變化Fig.17 Vertical displacement varies with time

晉萍等[36]以著陸垂直載荷為目標(biāo)函數(shù)，利用Adams軟件中的智能優(yōu)化器對(duì)緩沖器初始?jí)毫?、油孔面積和油針截面半徑進(jìn)行了優(yōu)化設(shè)計(jì)，優(yōu)化后的著陸垂直載荷降低了3%，獲得了較好的緩沖優(yōu)化結(jié)果。藺越國(guó)等[37]采用ADAMS 里的優(yōu)化器，以緩沖支柱最大載荷和緩沖效率為目標(biāo)函數(shù)，以油孔面積為設(shè)計(jì)變量進(jìn)行了多目標(biāo)優(yōu)化設(shè)計(jì)，得到了某型起落架緩沖器的最優(yōu)改型方案。徐方舟等[38]采用LMS優(yōu)化器，針對(duì)某型飛機(jī)主起落架緩沖器，對(duì)緩沖器充填參數(shù)及阻尼孔配置進(jìn)行了綜合優(yōu)化，其研究結(jié)果是緩沖性能落震最大載荷降低了19%，緩沖器效率由69%提升至78%，過(guò)載由3.67 降至2.90，緩沖性能提升明顯。劉天輝等[39]采用改進(jìn)后的非線性響應(yīng)面方法，以緩沖器緩沖效率為優(yōu)化目標(biāo)，支柱最大垂直載荷和最大行程為約束條件，對(duì)緩沖器內(nèi)的設(shè)計(jì)變量進(jìn)行了優(yōu)化。優(yōu)化后緩沖器效率較優(yōu)化前增大了4.6%，優(yōu)化前后的功量圖如圖18所示。

圖18 優(yōu)化前后功量圖對(duì)比Fig.18 Comparison between power map before and after optimization

隨著粒子群算法、退火算法、遺傳算法等智能算法的逐漸完善，多目標(biāo)優(yōu)化的結(jié)果可以保證結(jié)果的綜合最優(yōu)性。將其用于起落架緩沖性能優(yōu)化問(wèn)題中，可以實(shí)現(xiàn)緩沖性能的綜合最優(yōu)，同時(shí)實(shí)現(xiàn)優(yōu)化過(guò)程的自適應(yīng)和自動(dòng)化，有效縮短起落架的設(shè)計(jì)開發(fā)周期，是未來(lái)發(fā)展的重要方向之一。

4 結(jié)論及展望

國(guó)內(nèi)外在起落架動(dòng)力學(xué)分析、優(yōu)化及試驗(yàn)部分已經(jīng)開展了長(zhǎng)期的研究，初步形成了起落架動(dòng)力學(xué)分析及相關(guān)的試驗(yàn)技術(shù)，為現(xiàn)有型號(hào)研制和保證服役安全提供了基本的保障。而結(jié)合復(fù)雜環(huán)境對(duì)起落架緩沖性能進(jìn)行分析的研究較少，且整體處于初步探索的階段。

在動(dòng)力學(xué)試驗(yàn)技術(shù)方面，國(guó)內(nèi)大多通過(guò)引進(jìn)國(guó)外先進(jìn)技術(shù)，在考慮環(huán)境影響因素的機(jī)構(gòu)的可靠性試驗(yàn)開展了較為充分的研究，但針對(duì)起落架系統(tǒng)動(dòng)力學(xué)的研究和試驗(yàn)較少。考慮復(fù)雜環(huán)境的試驗(yàn)技術(shù)主要圍繞高低溫環(huán)境展開，國(guó)內(nèi)外均以試驗(yàn)驗(yàn)證為主，在探索環(huán)境對(duì)緩沖性能影響方面的研究及試驗(yàn)成果較少。濕滑跑道方面的研究主要以整機(jī)級(jí)外場(chǎng)試飛/著陸試驗(yàn)或單輪胎地面試驗(yàn)為主，考慮起落架系統(tǒng)的濕滑跑道滑跑試驗(yàn)研究較為缺乏。

在環(huán)境影響分析方面，溫度因素尚未得到理論結(jié)合試驗(yàn)驗(yàn)證的完善分析體系，還需進(jìn)行進(jìn)一步的歸納。側(cè)風(fēng)著陸目前大多的研究主要圍繞操縱控制展開，在地面受載形式變化與道面的滑跑性能上研究不多，還需進(jìn)一步深入探索。濕滑道面滑跑方面的研究大多針對(duì)汽車輪胎，相關(guān)輪胎劃水動(dòng)力學(xué)理論在飛機(jī)輪胎上的適用性不高，且針對(duì)起落架在濕滑跑道上滑跑穩(wěn)定性的研究較少，對(duì)起落架受載情況的變化研究還需進(jìn)一步發(fā)展。

在結(jié)合智能算法的緩沖性能綜合優(yōu)化方面的研究，大多是對(duì)緩沖器結(jié)構(gòu)參數(shù)方面的優(yōu)化，對(duì)用工程經(jīng)驗(yàn)值的緩沖器設(shè)計(jì)參數(shù)的優(yōu)化研究較少。對(duì)現(xiàn)有試驗(yàn)數(shù)據(jù)利用程度不高，可以開展根據(jù)試驗(yàn)數(shù)據(jù)驅(qū)動(dòng)的起落架非線性動(dòng)力學(xué)建模方法研究。應(yīng)用粒子群算法、退火算法、遺傳算法等智能算法，對(duì)起落架的緩沖性能優(yōu)化問(wèn)題進(jìn)行結(jié)合，實(shí)現(xiàn)緩沖性能的綜合最優(yōu)，同時(shí)實(shí)現(xiàn)優(yōu)化過(guò)程自適應(yīng)和自動(dòng)化，是未來(lái)發(fā)展的重要方向之一。

起落架著陸與滑跑動(dòng)力學(xué)問(wèn)題是一個(gè)復(fù)雜的非線性動(dòng)力學(xué)問(wèn)題，加之服役場(chǎng)景日趨惡劣、輪胎動(dòng)態(tài)特性較為復(fù)雜、起落架與機(jī)身結(jié)構(gòu)相互耦合等問(wèn)題，其研究的難度進(jìn)一步加大。盡管起落架著陸滑跑方面的研究已有近百年的歷史，但諸多難題尚未攻克，仍未形成完善的考慮多因素影響的起落架動(dòng)力學(xué)分析及試驗(yàn)技術(shù)體系。而飛機(jī)新型號(hào)研制過(guò)程中新的適航環(huán)境，必然會(huì)帶來(lái)更多更嚴(yán)峻的挑戰(zhàn)。

根據(jù)國(guó)內(nèi)外關(guān)于復(fù)雜環(huán)境對(duì)起落架緩沖性能影響的研究現(xiàn)狀和起落架緩沖技術(shù)的發(fā)展要求，以下幾個(gè)方面的問(wèn)題有待于進(jìn)一步深入研究:（1） 建立考慮溫度影響的完善起落架緩沖器分析數(shù)學(xué)模型，其中涉及氣動(dòng)熱及流體力學(xué)相關(guān)領(lǐng)域，為進(jìn)一步提高起落架的環(huán)境適應(yīng)性提供必要的理論基礎(chǔ)；（2） 側(cè)風(fēng)、濕滑跑道研究方面，細(xì)化飛機(jī)輪胎滑跑受載特性，如考慮機(jī)輪受載的流固耦合問(wèn)題、考慮起落架結(jié)構(gòu)的輪胎滑水穩(wěn)定性問(wèn)題等；（3） 發(fā)展更高效更精準(zhǔn)的緩沖性能分析與優(yōu)化算法，并結(jié)合歷年大量試驗(yàn)數(shù)據(jù)，開展數(shù)據(jù)驅(qū)動(dòng)的起落架非線性動(dòng)力學(xué)建模方法研究，規(guī)范起落架相關(guān)工程經(jīng)驗(yàn)參數(shù)取值范圍；（4） 完善考慮環(huán)境因素的起落架動(dòng)力學(xué)試驗(yàn)技術(shù)規(guī)范，研發(fā)通用性好、可用于實(shí)驗(yàn)室的部件級(jí)環(huán)境模擬試驗(yàn)設(shè)備。