管簧式起落架落震試驗及分析

賈玉紅， 夏 濤， 宋 銳

(北京航空航天大學 航空科學與工程學院, 北京 100191)

管簧式起落架落震試驗及分析

賈玉紅， 夏 濤， 宋 銳

(北京航空航天大學 航空科學與工程學院, 北京 100191)

為了獲得管簧式起落架著陸性能的特點，設計了管簧式起落架落震試驗，以獲得相關的落震性能參數。同時設計了落震測試系統，并通過對起落架落震系統的測試，確定落震試驗操作系統的可行性。通過改變管簧式起落架下落高度和投放質量以及機輪帶轉等參數，總結機輪所受的最大垂向力和起落架最大垂向位移的變化規律，得到管簧式起落架的相關落震性能參數，為起落架設計提供參考。

起落架；落震試驗；著陸性能；最大垂向力；最大垂向位移

飛機起落架是飛機起飛和著陸時承受機身重量與吸收沖擊載荷的重要部件[1-2]。固定彈簧式起落架包括管簧式起落架和板簧式起落架。固定彈簧式起落架在飛機著陸過程中吸收和消散功量的方法有別于其他設置有緩沖器的起落架，采用常規的緩沖性能計算方法對飛機主起落架進行計算分析時，起落架吸收和儲存功量計算結果和飛機實際使用情況差異較大。因此規劃了管簧式起落架落震試驗,通過試驗研究飛機主起落架緩沖系統吸收功量和功量儲備的能力。通過落震試驗分析數據,可以得到起落架落震時的一些重要動力學參數，為完善起落架設計理論提供實際數據[3]。

1 落震試驗部分

1.1 試驗裝置

圖1為起落架機輪不帶轉時安裝位置示意圖，落震裝置由吊箱提升系統、試驗臺架、吊箱位移傳感器、

圖1 落震裝置示意圖

配重吊箱、支柱應力測量系統、起落架位移測量裝置、落震測力平臺等組成。起落架下落時松開吊箱提升系統的掛鉤，起落架和配重吊箱一起下落，起落架機輪接觸到落震測力平臺時，起落架機輪開始壓縮，起落架管簧也開始壓縮，落震測力平臺安裝有測力傳感器，可以測出起落架受到的垂向力、航向力以及側向力，吊箱位移傳感器可以測出起落架下落的位移，以便精確控制起落架的下落高度。吊箱位移傳感器的量程為1 000 mm，靈敏度為0.1%，數據的采集頻率為1000 Hz。

位移測量系統通過機輪輪軸連接銷帶動位移測量裝置運動，位移測量裝置的用途是得到輪軸在空間中運動的位移，測量的原理是通過角度傳感器測量出連桿之間的相對轉角的變化，通過角度變化及連桿長度計算，即可得到機輪軸在空間中的運動位移。機輪測量裝置示意圖如圖2所示。

圖2 位移測量裝置示意圖

角度傳感器的量程為360°，靈敏度為0.1%，數據的采集頻率為1 000 Hz。

因為試驗件管簧式起落架在落震試驗過程中除了有垂向位移外，還有較大的側向位移和航向位移，所以必須采用三向位移測量裝置進行測量。

由空間連桿機構組成的起落架機輪位移測量裝置簡圖如圖3所示。連桿1上的A點和機輪軸心重合，由于連桿具有良好的動態跟隨性能，使空間測位裝置連桿1端頭A點與機輪輪軸心保持同步運動。數據采集系統采集并記錄3個角度傳感器的角度變化，并將其代入空間狀態方程，結合各連桿長度等參數即可計算出落震過程中各瞬時機輪在空間X、Y、Z三個方向上的位移變化量。

圖3 位移測量原理圖

A點與機輪輪軸通過十字萬向節連接。在結點1安裝角度傳感器1測量連桿1與2的轉角θ1，在結點2安裝角度傳感器2、3分別測量連桿2與Z軸的相對角度θ2和連桿平面繞Z軸轉動的角度θ3。支點O不在臺面，設其到水平臺面的距離為a，其坐標為(0，0，a)，由轉角θ2和桿長L2可計算出結點1的坐標值(x1，y1，z1)；再利用轉角θ1和臂長L1計算出A點的坐標值(x2，y2，z2)；最后，根據整體繞Z軸的旋轉角θ3對A點的坐標進行旋轉變換，得到連桿1端頭A點的空間坐標(x，y，z)[4]。

(1)

(2)

(3)

起落架落震位移測量裝置構造示意圖如圖4所示。

圖4 位移測量裝置示意圖

如圖5使用馬達帶動帶轉機輪，從而帶動起落架機輪轉動。機輪帶轉可以更準確地模擬飛機在著陸時的實際狀態。試驗過程，機輪的轉速為2 000 r/min，此為機輪的接地速度。

1.2 試驗調試

(1) 起落架落震系統的安裝調試：將管簧式起落架按鋁合金接頭的形式進行安裝，為了降低起落架安裝后對投放重心改變造成的吊箱對支柱滑軌附加彎矩，引起滑軌與吊箱摩擦增大，在試驗臺吊箱結構空間允許范圍內使板簧式起落架安裝卡具的安裝點，盡量靠近配重吊箱重心位置，然后按起落架實際安裝要求，將起落架鋁合金接頭通過螺栓，水平安裝在吊箱下平面，使安裝后的起落架符合試驗大綱落震前的初始狀態。圖6所示是試驗所用的管簧式起落架。

圖5 帶轉落震裝置示意圖

圖6 管簧式起落架

基于安全因素考慮，試驗前安裝調試過程中，落震試驗中所需配重按最小提升質量進行試驗。在起落架安裝完畢后，對吊箱初始安裝高度，所需配重等進行了實際安裝調試。首先，將起落架及安裝卡具固定在吊箱底部，按照試驗測力平臺高度，使機輪與臺面剛剛接觸作為基準。

(2) 起落架機輪胎壓調試：輪胎充氣，通過氣壓表進行胎壓的實時測量。在試驗調試過程中，輪胎壓力采用0.2 MPa。

(3) 測力傳感器的調試：起落架落震試驗中共安裝了6個測力傳感器，其中4個垂向傳感器測量垂向力， 因為起落架落震時同時存在垂向力、側向力和航向力，為了消除各向力之間的干擾，在測力平臺上設計了兩層導軌，通過測力平臺中的兩層導向滑軌，釋放相應方向的自由度，使在測力平臺受到的各向內力傳遞至相應的測力傳感器上。將測力平臺安裝完畢后，對測力平臺各方向傳感器進行調試。通過添加已知配重塊的質量My，比較和傳感器測出的質量Mc，δ1是配重質量測量的相對誤差，對比數據見表1。

(4) 吊箱重心位移傳感器調試：目前市場上能夠滿足較大直線運動速度的直線位移傳感器較少，最終選定KPC-1000型直線位移傳感器，傳感器適應的最大速度10 m/s，量程1 000 mm，試驗要求最大速度3.46 m/s，量程550 mm，滿足試驗要求。 通過將位移傳感器測量數據與直接測量數據進行對比，滿足精度要求。對位移傳感器的調試，通過提升吊箱高度，并使用刻度尺進行位移測量，對位移傳感器進行校驗。通過刻度尺量得位移Ly以及位移傳感器測得位移Lc進行對比，驗證位移傳感器測量準確，δ2是配重質量測量的相對誤差，對比數據見表1。

表1 試驗調試數據表

由表1可知，力傳感器最大誤差為0.02%，位移傳感器最大誤差為0.1%，符合試驗要求。

(5) 落震接地速度測試：機輪接地速度通過兩種方式進行測量，第一種方式為通過吊箱提升高度進行計算，另一種方式為通過位移傳感器所測得的數據進行微分計算，以提升200 mm高度進行落震試驗為例，通過理論計算得到的落震速度為2.007 m/s, 通過對位移傳感器所得測的位移數據進行微分計算，得到的落震速度為1.980 m/s, 兩者誤差為1.34%，符合試驗要求。

通過對試驗系統相關設備的調試，進行相關的預試驗分析，確定試驗系統的測量數據符合精度要求，可以進行下一步試驗。

2 落震試驗數據處理

2.1 數據計算方法

自變量數據包括起落架下降的投放高度H，投放質量M，機輪帶轉或不帶轉。

投放高度H指機輪最下外緣距平臺的距離。它根據下沉速度決定，即：

(4)

式中：V為接地下沉速度；g為重力加速度。

有效投放質量M指吊箱、夾具、起落架、配重及其附加重量集合的總落體質量。

按下述公式關系計算有效投放質量：

(5)

式中：M1為落震試驗對應當量質量；d為起落架整體重心位移。

起落架承受的最大地面垂直載荷Pmax與其停機載荷G的比值稱為起落架過載，對應此起落架的停機載荷G=5 233 N，起落架過載影響結構重量和乘員的舒適性[5]。起落架的過載可以定義為

(6)

吸收功量W1是垂向力在機輪剛開始受壓縮到最大壓縮量這段時間里所做的功，可以定義為

(7)

起落架效率系數表示減震器在最大壓縮量Smax和最大載荷Pmax的條件下，吸收撞擊能量的能力，可以定義為

(8)

吸收功量W1和投放功量W2的比值稱為落震系統效率[6]，可以定義為

(9)

2.2 落震試驗測量數據及處理

垂向力F是指起落架機輪受到的最大的垂向力。文中論述的位移是起落架整體位移，它包括管簧的壓縮量和機輪的壓縮量，通過吊箱位移傳感器進行測量，起落架垂向位移測試的起點在機輪接地時刻。垂向位移y是指起落架下落過程中起落架最大的垂向位移。管簧式起落架機輪不帶轉和帶轉數據見表2和表3。

表2 不帶轉數據表

由圖7可知，管簧式起落架機輪不帶轉時，當投放高度增大時，輪胎所受的最大垂向力增長速度先慢后快最后變慢。

由圖8可知，管簧式起落架機輪不帶轉時當投放高度增大時，起落架的垂向變形近似成比例的增大。

由圖9可知，管簧式起落架機輪帶轉時當投放高度增大時，輪胎所受的最大垂向力增長速度先慢后快。

圖7 投放高度-垂向力圖

圖8 投放高度-垂向變形圖

表3 帶轉數據表

圖9 投放高度-垂向力圖

由圖10可知，管簧式起落架機輪帶轉時當投放高度增大時，起落架的垂向變形的近似成比例的增大。

由圖11可知，在下落高度H一定的情況下，管簧式起落架機輪帶轉和不帶轉時所受的垂向力大小相似，同一工況下垂向力大小差距不超過3%。

圖10 投放高度-垂向變形圖

圖11 投放高度-垂向力圖

由圖12可知，在飛機起落架的下落高度H一定的情況下，機輪帶轉時起落架的垂向變形大于機輪不帶轉時的起落架垂向變形，對應相同的下落高度，機輪帶轉時的起落架垂向變形比機輪不帶轉時起落架垂向變形高16%左右。

圖12 投放高度-垂向變形圖

因為機輪帶轉時，起落架系統的總能量有系統的重力勢能和機輪轉動的動能，機輪不帶轉時，起落架系統的總能量只有系統的重力勢能，對應于相同的下落高度，機輪帶轉和不帶轉對應的起落架系統的重力勢能相同，所以對應于相同的下落高度，機輪帶轉時的起落架系統的總能量大于機輪不帶轉時起落架系統的總能量。從起落架落下，到機輪壓縮至最大位移處，系統的總能量轉化為系統的彈性勢能和摩擦力做功產生的內能，彈性勢能對應起落架的垂向位移。

而當機輪帶轉時，由于機輪的轉動，所以機輪受到的側向力相對較小，摩擦力做的功也較小。所以機輪帶轉時，最后轉化的彈性勢能多，故起落架的垂向位移大。

由表4可知，在下落高度低于294 mm時，帶轉時的起落架過載大于不帶轉時的起落架過載，在下落高度大于294 mm時，帶轉時的起落架過載小于不帶轉時的起落架過載，在下降高度為247 mm時，兩者差距最大為3.7%，過載最大值為3.77。

表4 起落架的過載數據表

由表5和表6可知，管簧式起落架效率系數在41%以上，最大值為47.1%，落震系統效率在92%以上，最大值為97.5%。

表5 機輪不帶轉時效率系數和吸收率

表6 機輪帶轉時效率系數和吸收率

圖13和圖14是起落架下落高度343 mm，機輪帶轉時的工況數據圖，Z為起落架機輪的壓縮量，mm，T為時間，ms。從功量圖中可知，最大垂向力大約18 000 N，最大垂向位移大約240 mm。從垂向力圖中可以讀出垂向力隨時間的變化，觀察垂向力變化的趨勢，可以發現機輪在工作臺面彈起3次，垂向力峰值在18 000 N左右。

圖13 功量圖

圖14 垂向力圖

3 結 論

(1) 通過對應參數的試驗調試，滿足試驗精度要求，成功地進行了管簧式起落架落震試驗，并獲得了可靠有效的實測數據。

(2) 管簧式起落架機輪帶轉時當投放高度增大時，輪胎所受的最大垂向力增長速度先慢后快。管簧式起落架機輪不帶轉時，當投放高度增大時，輪胎所受的最大垂向力增長速度先慢后快最后變慢。不論管簧式起落架機輪是非帶轉，投放高度增大時，起落架的垂向變形近似成比例的增大。

(3) 在下落高度H一定的情況下，起落架機輪帶轉和不帶轉時所受的垂向力的大小相似，誤差在3%左右，機輪帶轉時的垂向變形都比不帶轉時高30 mm左右，管簧式起落架機輪帶轉參數會影響機輪的垂向變形。

(4) 管簧式起落架在下落高度低于294 mm時，帶轉時過載大于不帶轉時過載，在下落高度大于294 mm時，帶轉時過載小于不帶轉時過載，在下降高度為247 mm時，兩者差距最大為3.7%，過載最大值為3.77。管簧式起落架效率系數在41%以上，最大值為47.1%，落震系統效率在92%以上，最大值為97.5%。

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Drop test and analysis of the landing gear of the tube spring

JIA Yuhong, XIA Tao, SONG Rui

(School of Aeronautic Science and Engineering, Beihang University, Beijing 100191, China)

In order to get the characteristics of the landing performance of a pipe spring landing gear, we designed a test to obtain the relevant parameters of the drop shock. At the same time, we designed the system of the drop test, and determined the feasibility of the operating system of the drop test by the test of landing gear system. By changing the drop height and delivery quality and machine wheel rotation speed and other parameters, we could get the variation law of the maximum vertical displacement of the wheel and the maximum vertical displacement of the landing gear and the related parameters. This work provides references for landing gear design.

landing gear; drop test; landing performance; maximum vertical force; maximum vertical displacement

2015-10-14 修改稿收到日期：2016-03-01

賈玉紅 女，博士，教授，1966年生

夏濤 男，碩士，1992年生

V216

A

10.13465/j.cnki.jvs.2017.08.034