摘" 要：大型水陸兩棲飛機(jī)主起落架結(jié)構(gòu)復(fù)雜，靜強(qiáng)度試驗(yàn)工況多、垂向載荷高，且緩沖支柱壓縮量多，為典型的小空間內(nèi)高載多壓縮量試驗(yàn)?zāi)M技術(shù)問題，試驗(yàn)設(shè)計(jì)難度較高。該文提出杠桿分載與壓縮量調(diào)節(jié)結(jié)合、優(yōu)化試驗(yàn)工況順序的技術(shù)方案，并設(shè)計(jì)可升降等強(qiáng)度等比例杠桿加載系統(tǒng)和多壓縮量便捷調(diào)節(jié)裝置，形成大型飛機(jī)起落架靜強(qiáng)度試驗(yàn)高載多壓縮量加載技術(shù)，具有便捷、高效、安全和可靠的優(yōu)點(diǎn)，有效解決小空間內(nèi)的垂向高載和多壓縮量模擬技術(shù)問題，已成功應(yīng)用于大型水陸兩棲飛機(jī)起落架部件的適航驗(yàn)證試驗(yàn)。

關(guān)鍵詞：水陸兩棲飛機(jī)；起落架；靜強(qiáng)度試驗(yàn)；加載技術(shù)；壓縮量

中圖分類號(hào)：V216.1 " " 文獻(xiàn)標(biāo)志碼：A 文章編號(hào)：2095-2945（2023）14-0013-05

Abstract： The main landing gear of large amphibious aircraft has complex structure， many static strength test conditions， high vertical load， and a large amount of cushion support compression， which is a typical technical problem of high load and multi-compression test in small space， and the test design is difficult. This paper puts forward a technical scheme of combining lever load distribution with compression adjustment and optimizing the sequence of test conditions， and designs a proportional lever loading system with equal strength and convenient adjustment device for multi-compression， which forms the high-load and multi-compression loading technology for the static strength test of large aircraft landing gear， which has the advantages of convenience， high efficiency， safety and reliability， and effectively solves the technical problems of vertical high load and multi-compression simulation in small space. It has been successfully applied to the airworthiness verification test of landing gear components of large amphibious aircraft.

Keywords： amphibious aircraft; landing gear; static strength test; loading technology; compression capacity

大型水陸兩棲飛機(jī)在由水上飛機(jī)發(fā)展而來，設(shè)計(jì)安裝有起落架，可同時(shí)滿足水上和陸基起降。我國研制的大型水陸兩棲飛機(jī)AG600的機(jī)身底部采用船體外形，為滿足密封和水動(dòng)力等要求，其主起落架布置于機(jī)身兩側(cè)，如圖1所示。AG600飛機(jī)主起落架采用懸臂外伸式單支柱起落架布局，為特殊的高支柱超靜定結(jié)構(gòu)[1-2]。為了驗(yàn)證AG600飛機(jī)起落架對(duì)CCAR-25-R4《運(yùn)輸類飛機(jī)適航標(biāo)準(zhǔn)》[3]中第25.305（a）、25.305（b）、25.307（a）及 25.307（d）條的符合性，規(guī)劃了主起落架靜強(qiáng)度試驗(yàn)[4]。本項(xiàng)試驗(yàn)的工況數(shù)量多，對(duì)應(yīng)的緩沖支柱壓縮量種類也較多，試驗(yàn)換裝及壓縮量調(diào)節(jié)的工作量大，且因起落架緩沖支柱高而帶來安全風(fēng)險(xiǎn)。同時(shí)，對(duì)于最高垂向載荷試驗(yàn)工況，起落架緩沖支柱壓縮量最大，致使試驗(yàn)垂向加載空間極小，試驗(yàn)加載設(shè)計(jì)和施工難度高，需針對(duì)AG600飛機(jī)起落架開展試驗(yàn)加載技術(shù)研究，解決狹小空間內(nèi)的高載多壓縮量試驗(yàn)?zāi)M難題。

王彬文等[5]在TA600飛機(jī)起落架靜強(qiáng)度試驗(yàn)中，設(shè)計(jì)了一體化多功能自平衡試驗(yàn)裝置，采用杠桿進(jìn)行分載，但其地面載荷低于AG600飛機(jī)主起落架的，且未就緩沖支柱壓縮量調(diào)節(jié)問題進(jìn)行探究。張柁等[6]針對(duì)飛機(jī)結(jié)構(gòu)試驗(yàn)中的單點(diǎn)大載荷加載技術(shù)問題，提出一種基于杠桿分載的力控與位控聯(lián)合的雙作動(dòng)筒間接加載方法，降低了摩擦力矩的影響，提高了單點(diǎn)大載荷加載準(zhǔn)確性，但對(duì)加載空間要求較大。張柁等[7]為解決該問題，提出了一種單點(diǎn)大載荷直接加載技術(shù)，但仍采用杠桿來施加側(cè)向載荷。張柁提出和改進(jìn)的單點(diǎn)大載荷加載技術(shù)占用空間仍然較大，無法滿足本項(xiàng)試驗(yàn)中的高載加載要求。劉冰等[8-13]在全機(jī)靜力試驗(yàn)中，針對(duì)起落架提出一種可修正誤差的垂向載荷隨動(dòng)加載與技術(shù)，采用“撬杠+立柱”的方式加載，加載裝置較大。杜星等[14]為在全機(jī)起落架高載試驗(yàn)中，設(shè)計(jì)了垂向加載隨動(dòng)裝置，垂向加載作動(dòng)筒直接施加垂向壓載。嚴(yán)沖、何月洲等[15-16]在進(jìn)行大型水陸兩棲飛機(jī)全機(jī)靜力試驗(yàn)中，研發(fā)了一種大載荷垂向隨動(dòng)加載與支持裝置，該裝置較高，不利于部件級(jí)起落架靜強(qiáng)度試驗(yàn)加載裝置設(shè)計(jì)。朱錦杰[17]為解決起落架疲勞試驗(yàn)垂向加載空間限制等問題，采用等比例杠桿進(jìn)行加載。胡波濤等[18]采用2個(gè)作動(dòng)筒推拉的方式進(jìn)行緩沖器的充油和放油，實(shí)現(xiàn)起落架變行程疲勞試驗(yàn)的壓縮量自動(dòng)調(diào)節(jié)，該方法對(duì)于周期短的靜強(qiáng)度試驗(yàn)而言，設(shè)備占用多、使用率低，且影響加載空間，并不適用于本項(xiàng)試驗(yàn)。張柁等[19]提出一種緩沖支柱加裝伺服閥的方法，實(shí)現(xiàn)起落架疲勞試驗(yàn)緩沖支柱壓縮量自動(dòng)調(diào)節(jié)問題。段寶利等[20]研制的起落架靜力/疲勞綜合試驗(yàn)平臺(tái)采用起落架倒裝方式進(jìn)行試驗(yàn)件安裝，通過控制活動(dòng)平臺(tái)垂向升降實(shí)現(xiàn)緩沖支柱壓縮量自動(dòng)調(diào)節(jié)，試驗(yàn)裝置較大。樊麗娟[21]通過杠桿加載解決垂向載荷高的問題，并提出壓縮量調(diào)節(jié)按照從小到大的順序。

本文針對(duì)AG600飛機(jī)主起落架的結(jié)構(gòu)和垂向載荷特征，通過加載空間和夾具強(qiáng)度分析，提出杠桿分載與多壓縮量調(diào)節(jié)相結(jié)合，同時(shí)優(yōu)化試驗(yàn)工況順序的技術(shù)方案，有效解決了小空間內(nèi)的垂向高載和多壓縮量模擬技術(shù)問題。在此基礎(chǔ)上，設(shè)計(jì)等強(qiáng)度等比例杠桿加載系統(tǒng)和多壓縮量便捷調(diào)節(jié)裝置，為AG600飛機(jī)主起落架靜強(qiáng)度試驗(yàn)提供了保障。

1" 起落架靜強(qiáng)度試驗(yàn)特征分析

1.1" 試驗(yàn)件及其尺寸空間

大型水陸兩棲飛機(jī)主起落架靜強(qiáng)度試驗(yàn)的試驗(yàn)件為左主起落架，其模型如圖2所示。試驗(yàn)件主要由外筒、活塞桿（含輪軸等）、安裝支架、上位鎖、下位鎖及收放機(jī)構(gòu)等構(gòu)成，N、K為下位鎖鎖殼與機(jī)身連接部位，O1、O2為外、內(nèi)側(cè)機(jī)輪中心點(diǎn)。其中，活塞桿與外筒共同組成緩沖支柱，其受垂向載荷后的長(zhǎng)度將發(fā)生變化，長(zhǎng)度的變量即為壓縮量Δh。試驗(yàn)加載設(shè)計(jì)時(shí)需考慮因行程變化帶來的空間限制問題，主要有上位鎖、下位鎖及航向桿影響，若設(shè)計(jì)階段考慮不周，將在這些部位與試驗(yàn)加載裝置產(chǎn)生干涉，影響試驗(yàn)結(jié)果的準(zhǔn)確性，甚至導(dǎo)致試驗(yàn)失敗。

1.2" 試驗(yàn)載荷與壓縮量

大型水陸兩棲飛機(jī)主起落架地面載荷靜強(qiáng)度試驗(yàn)中均需施加垂向載荷，并模擬4種緩沖器壓縮量，其中最大垂向載荷■F■高達(dá)42 kN，最大壓縮量Δhmax為329 mm。對(duì)于O2點(diǎn)，在最大壓縮量狀態(tài)下，載荷最高。此時(shí)扣除假輪垂向加載中心與假輪頂部的距離、垂向加載連接長(zhǎng)度后，下位鎖鎖銷端部與輪軸之間的距離很小，極不利于加載裝置設(shè)計(jì)和試驗(yàn)實(shí)施，屬于試驗(yàn)設(shè)計(jì)和實(shí)施的難點(diǎn)之一。

2" 高載多壓縮量加載技術(shù)方案

2.1" 垂向加載與控制方案

針對(duì)主起落架靜強(qiáng)度試驗(yàn)的垂向載荷高、加載裝置設(shè)計(jì)空間狹小的難題，設(shè)計(jì)了垂向加載杠桿系統(tǒng)，加載方案如圖3所示。首先確定等比例杠桿加載方案，將加載端的加載載荷降低一半。杠桿的中部通過加載接頭與加載假輪連接，杠桿的右端通過加載拉板與加載作動(dòng)筒連接，杠桿的左端通過松緊螺套與支架連接。在調(diào)節(jié)緩沖支柱壓縮量的同時(shí)，通過調(diào)節(jié)松緊螺套長(zhǎng)度、作動(dòng)筒行程，配套替換不同長(zhǎng)度的拉板，可實(shí)現(xiàn)杠桿加載系統(tǒng)隨壓縮量調(diào)節(jié)而升降。再根據(jù)試驗(yàn)載荷值選定測(cè)力傳感器，確定傳感器高度尺寸，明確加載杠桿的高度和寬度的設(shè)計(jì)范圍值。然后根據(jù)航向桿及預(yù)計(jì)值，確定杠桿的力臂L的設(shè)計(jì)范圍值。最后根據(jù)載荷及高度和寬度的設(shè)計(jì)范圍值進(jìn)行杠桿設(shè)計(jì)。

在試驗(yàn)加載時(shí)，單個(gè)杠桿加載系統(tǒng)共使用2個(gè)測(cè)量傳感器，以杠桿中部的測(cè)力傳感器為垂向加載控制反饋端，以杠桿右端與加載作動(dòng)筒連接的測(cè)量傳感器為垂向加載的載荷監(jiān)控端。

2.2" 行程調(diào)節(jié)及加載順序方案

大型水陸兩棲飛機(jī)起落架注油閥位于緩沖支柱的高處，調(diào)節(jié)時(shí)需打開該閥門，給壓縮量調(diào)節(jié)帶來不便，且存在試驗(yàn)人員跌落安全隱患。大型水陸兩棲飛機(jī)主起落架靜強(qiáng)度試驗(yàn)工況多，為了降低不同工況之間的換裝、緩沖支柱內(nèi)液壓油的排放和充注工作量，減少緩沖支柱壓縮量調(diào)節(jié)時(shí)間，采用如下3種方法：①設(shè)計(jì)壓縮量地面調(diào)節(jié)裝置，將排油、排氣和充油的閥門和手柄均位于地面，且充油和排油均采用同一套液壓裝置；②杠桿為試驗(yàn)人員緩沖開關(guān)支柱注油閥門、試驗(yàn)檢查提供操作平臺(tái)，降低高空作業(yè)安全風(fēng)險(xiǎn)；③按照優(yōu)先實(shí)施壓縮量小的工況的原則優(yōu)化試驗(yàn)工況的順序，減少充油和排油次數(shù)，達(dá)到了降低工作量、提高效率的目的。

2.3" 試驗(yàn)流程

為了實(shí)現(xiàn)高載加載和多壓縮量調(diào)節(jié)、確保試驗(yàn)順利高效完成，設(shè)計(jì)如圖4所示的試驗(yàn)流程。在完成試驗(yàn)安裝和設(shè)備調(diào)試后，根據(jù)試驗(yàn)工況要求完成加載夾具換裝和檢驗(yàn)，再采用頂升裝置進(jìn)行緩沖支柱壓縮量調(diào)節(jié)，然后連點(diǎn)并進(jìn)行30%限制載荷預(yù)試試驗(yàn)。預(yù)試時(shí)測(cè)量緩沖支柱活塞桿的垂向位移（即試驗(yàn)壓縮量），采用線性外推的方法估計(jì)111%限制載荷試驗(yàn)的試驗(yàn)壓縮量，當(dāng)其不超過時(shí)即可在重復(fù)2次預(yù)試，檢查試驗(yàn)的重復(fù)性。在滿足重復(fù)性后，根據(jù)預(yù)試測(cè)得的輪軸位移值線性預(yù)估加載點(diǎn)的位移值，以此作為加載作動(dòng)器位移調(diào)節(jié)量，調(diào)節(jié)加載作動(dòng)筒底座的位置，即完成變形加載預(yù)制，在檢驗(yàn)后即可進(jìn)行正式地面載荷試驗(yàn)。

3" 垂向加載可升降杠桿設(shè)計(jì)

采用雙腹板梁等比例杠桿結(jié)構(gòu)，長(zhǎng)度2L=4 700 mm，其中部最危險(xiǎn)，剖面如圖5所示。其中，D=60 mm，a1=60 mm。對(duì)于ZW0：1工況，垂向載荷最高、壓縮量最大，致使杠桿的最大拉應(yīng)力較大。為滿足試驗(yàn)要求，對(duì)文獻(xiàn)[5]中的杠桿進(jìn)行優(yōu)化，得到圖5的杠桿，其關(guān)鍵尺寸見表1。杠桿采用等強(qiáng)度設(shè)計(jì)，選用Q460材料焊接而成。

Y軸方向的軸慣性矩計(jì)算公式如下[22]

Jy=■z2dzdy。（1）

對(duì)于與坐標(biāo)軸對(duì)稱的矩形，其Y軸方向的軸慣性矩計(jì)算公式簡(jiǎn)化如下

Jy=■yz3，（2）

則，杠桿在危險(xiǎn)剖面的Y軸方向軸慣性矩為

Jy=■[a3b■■-a1b■■-（a3-a2）b■■-（a2-a1）D3]=67.95×107 mm4。（3）

最大拉應(yīng)力σmax位于杠桿危險(xiǎn)剖面的頂部

σmax=■=156.9 MPa。（4）

f=■=2.9。（5）

安全系數(shù)f為2.9，滿足試驗(yàn)要求。

4" 起落架靜強(qiáng)度試驗(yàn)

以左主起為試驗(yàn)對(duì)象，將其安裝在承力墻上，按照?qǐng)D4的流程開展靜強(qiáng)度試驗(yàn)，使用了圖6中設(shè)計(jì)的杠桿。試驗(yàn)現(xiàn)場(chǎng)如圖7所示，測(cè)得的位移曲線如圖8所示，重要部位應(yīng)變曲線如圖9所示，試驗(yàn)加載過程平穩(wěn)、回零較好，杠桿未出現(xiàn)變形、損傷及干涉等問題。

5" 結(jié)論

1）從杠桿分載、連接件變長(zhǎng)度設(shè)計(jì)及優(yōu)化試驗(yàn)工況順序等途徑提出試驗(yàn)加載技術(shù)方案，突破了狹小空間高載多壓縮量加載技術(shù)難題，有效提高效率、降低風(fēng)險(xiǎn)。

2）設(shè)計(jì)的可升降杠桿加載系統(tǒng)，加載效率高，已成功應(yīng)用于大型水陸兩棲飛機(jī)主起落架靜強(qiáng)度試驗(yàn)，試驗(yàn)加載過程平穩(wěn)、無干涉，滿足試驗(yàn)加載要求。

3）提出的試驗(yàn)加載技術(shù)可有效解決靜強(qiáng)度試驗(yàn)中的高載多壓縮量加載問題，在型號(hào)試驗(yàn)中具有良好的推廣應(yīng)用價(jià)值。

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