復雜機構設計中的載荷敏感性分析

陸 波 /

(上海飛機設計研究院，上海 201210)

復雜機構設計中的載荷敏感性分析

陸 波 /

(上海飛機設計研究院，上海 201210)

設計復雜機構，涉及的載荷種類往往很多，為達成設計目的，每一載荷的敏感性均應進行分析，并完成作用力等效綜合。載荷敏感性分析目的是找出機構中對實現功能會造成較大影響的載荷因素，通過作用力等效綜合，回答系統在全工作包線內能否滿足設計需求，以保證機構功能順利實現。以某型飛機前起落架機構設計為例，對其運動過程中的各種載荷進行了敏感性分析，再現了實際工作中出現的問題，并提出解決方案，體現了載荷敏感性分析在復雜機構設計中的應用和重要性。

復雜機構；載荷敏感性；起落架收放；作用力等效綜合

0 引言

復雜機構往往有很多的連接點以及機構元件、驅動元件等，以實現復雜的受控運動，滿足系統設計目標。機構工作時會有各種各樣的載荷因素，如重力、彈簧力、摩擦力和流體動力等。對于復雜系統而言，為了保證能夠順利實現設計功能，需要完成運動學/動力學分析，找出對系統工作影響最大的載荷因素，并保證該因素在可能的范圍內，不會阻礙系統功能的實現。

本文以某型飛機前起落架機構為例，重點考慮各種將載荷或位移放大的機構，分析各載荷的敏感性，提出需要重點關注的因素，為設計提供參考和依據。

1 概述

載荷敏感性分析的根本方法是將各種載荷因素等效到同一約束處(下稱目標約束)，通過該約束對應的等效力或力矩來判斷各載荷因素的敏感性。分析時需要考慮各載荷的敏感度，還要考慮各載荷的實際大小，使用其綜合作用效果來完成各載荷的敏感性分析。

對于等效用的目標約束，有多種不同的選擇，一般也都可以得到相似的結論；其中以機構的驅動約束為目標進行等效，得到各載荷對驅動約束的廣義等效力，不但可以完成敏感性分析，還可以直接與驅動的能力進行對比，對于機構能否完成設計功能的結論會更加明確。

將各載荷因素等效到目標約束的方法可以通過傳力路徑逐一等效，但此方法要覆蓋機構運動的全過程，計算工作量將會非常大。采用目前成熟的運動學/動力學分析軟件，可以很好地解決這一問題。

2 實例分析

在某型飛機前起落架收放系統的設計中，起落架迎風氣動力和重力是比較明顯的載荷因素，因其幫助放下而阻止收上，使設計分析工作的重點集中在收上而非放下過程，導致該機型前起落架在放下過程中，出現了非預期的情況。飛行試驗發現自由放和超過一定速度后，前起落架不能放下上鎖。

該問題目前已經得到妥善解決，但付出了很大代價，最后解決問題的根本就是完成了完整的載荷敏感性分析。對復雜機構設計而言，完整的載荷敏感性分析至關重要。在該實例中，無論收上還是放下，均應完成完整的載荷敏感性分析，然后重點關注敏感性很大的載荷因素，對其提出較為精確的數據要求。如果設計初期完成分析，將不會出現后續的設計問題。

對此前起落架機構進行載荷敏感性分析時，很多時候會選擇起落架主轉動軸作為等效目標，得到需要克服各載荷因素的等效主轉軸力矩，對敏感性分析而言是足夠的，但驅動能力能否滿足設計需求，則需要將驅動能力也等效為主轉軸力矩后，才能得出結論。對于由線性油缸驅動的起落架系統而言，如果直接針對油缸的線性力進行等效，則不但可以完成敏感性分析，還可以直接得到系統能力是否滿足設計要求的結論。

2.1 數據準備

在敏感性分析時，由于良好潤滑的各約束的摩擦力理論上對機構運動的影響不大，因此重點考查其它的載荷因素：其中重力、彈簧力和最大液壓力是明確的，各艙門氣動力會隨飛行速度、起落架姿態發生變化；敏感性分析時，將明確的載荷直接進行等效；而各氣動力則需要按單位載荷進行等效，然后根據不同飛行速度下，運動過程中每一時刻的氣動力，得到實際氣動力的等效載荷曲線；再將全部載荷綜合，與驅動能力對比，即可得出能否達成設計目標的結論。

分析前需要準備機構的慣性載荷、最大液壓力、鎖彈簧力、運動過程中各速度對應的氣動力。其中，氣動力包括起落架本體的迎風氣動力和各起落架艙門的氣動力。起落架本體的迎風氣動力一般根據迎風面積，使用近似公式計算。而艙門氣動力一般早期可以結合相似型號的數據或風洞試驗數據，后期使用飛行試驗測量結果進行校準。在不同飛行速度下，完成多次收放動作，測量各艙門相連拉桿的軸力，得到完整運動過程的氣動載荷歷程。圖1為分析得到的迎風氣動力隨飛行速度和起落架位置的變化曲線、前艙門左右拉桿和后艙門左右拉桿在三個起落架收放角度時，隨飛行速度的變化曲線。其中，圖1(a)橫軸為收放角度，縱軸為迎風氣動力對起落架轉軸等效力矩的計算結果。每個速度一條曲線，圖1(b)和1(c)橫軸為飛行速度，縱軸為拉桿力。每根拉桿在起落架放下鎖定、自由放下不能上鎖的靜力平衡點和收上鎖定三個位置各有一條曲線。力的單位均為N，力矩單位均為N.m。

2.2 模型建立

該機型前起落架機構主要由主支柱和與之聯動的前后艙門組成，在上位和下位均由過中心的鎖撐桿進行鎖定，并由鎖彈簧幫助維持鎖定位置。驅動裝置有開鎖作動缸和收放作動缸。當正常放下功能失效時，由自由放下手柄通過鋼索，驅動各液壓缸兩腔都接通回油、解除上位鎖后，依靠重力和氣動力自由放下。

建模時，保留所有具有運動關系的部件和全部的質量特性，加入力學元件和運動約束，得到收上和放下狀態的分析模型，如圖2所示。

2.3 分析結果

等效約束選擇為收放作動缸，所考慮的載荷都向作動缸的線性力進行等效。其中不隨飛行速度變化的重力、鎖彈簧力、上位最大開鎖液壓力直接等效，結果見圖3。各氣動力速度變化，則按單位載荷進行等效，結果見圖4。圖中，橫軸表示起落架的放下角度，0°為收上狀態，縱軸表示各實際載荷或單位載荷等效的收放作動缸的軸力，其中為正表示阻止放下，為負表示幫助放下。

從圖3和圖4中可以看出，液壓開鎖力、鎖彈簧力、重力、前艙門氣動力在放下接近上鎖時，等效力突然增加，非常敏感，其中液壓開鎖力、鎖彈簧力幫助上鎖，前艙門氣動力、重力阻止上鎖。后艙門氣動力和迎風氣動力的敏感性不高。

2.4 作用力綜合

有了各氣動載荷的等效值和實測值后，就可以計算得到實測值在運動過程中的等效值，如圖5所示，將各等效值累加即可得到實現設計功能需要的驅動力。

在本實例中，有液壓的動力放和無液壓的自由放的作用力綜合結果見圖6。圖中橫軸表示起落架放下角度(°)，0°為收上狀態，縱軸為收放作動缸等效軸力(N)，圖例中數字表示飛行速度(節)。作動缸能力為0表示無液壓，右側小圖為接近放下上鎖階段的局部放大。

由圖6可見，動力放時，飛行速度為250節時需要的驅動力已經略超作動缸的能力，如果飛行中沒有擾動，此速度將會是起落架能夠動力放下的最大速度。而自由放的作用力綜合結果顯示，全部速度都不能放下上鎖。

2.5 分析

復雜機構設計不能達成設計目的，將會影響機構的工作，必須有可靠的解決方案。通過對圖3和圖5的分析，在起落架放下即將上鎖(放下角度為101°)時，全部飛行速度各載荷因素對應的等效作動缸軸力見表1。

表1 各載荷因素對應等效作動缸軸力(104N)

以飛行速度為180Kn為例，各載荷敏感度見圖7。

根據表1和圖7，在起落架放下即將上鎖時，前艙門氣動力、液壓開鎖力和鎖彈簧力具有很高的敏感度，其中又以前艙門氣動力和液壓開鎖力最為敏感，這兩個載荷的變化會對系統功能實現產生很大影響。前艙門氣動力會隨飛行速度的增大而增大，而最大液壓開鎖力和鎖彈簧力是恒定的，且自由放時沒有液壓開鎖力。因此機構本身的設計導致存在一個速度門檻值，大于此速度，起落架將不能動力放下上鎖。而自由放時沒有液壓開鎖力去克服前艙門氣動力的影響，即使低速飛行也會存在不能自由放下上鎖的問題。

2.6 解決方案分析

通過分析，找到影響前起落架放下的主要原因是前艙門氣動力。要解決這一問題，最有效的方法可以是降低前艙門氣動力的敏感度，也可以是減小前艙門氣動力。要降低敏感度，需要重新設計機構，改變傳力路徑，對機構及周邊的結構作調整；如果要改變氣動力，需要更改艙門外形，需要根據飛機的具體情況做出選擇。經綜合考慮，選取通過修改前艙門氣動力的傳力路徑的方案，使問題得以解決。

3 結論

敏感性分析中的等效目標可以有多種選擇，但等效目標與驅動有關時，可以減少分析工作量，較容易得出設計是否滿足功能要求的結論。

實例中選取收放作動缸為等效目標，通過各載荷對前起落架放下特性的敏感性分析，再進行作用力綜合，分析了機構的能力和可能出現的問題，找到最敏感因素，較準確地再現了某型飛機前起落架的飛行和鐵鳥試驗現象，并據此提出有效解決方案。結果表明，機構載荷敏感性分析對機構設計至關重要。

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[6] 鐘永光，等. 系統動力學[M].北京：科學出版社，2009.

The Load Sensitivity Analysis for ComplexLinkage Design

LU Bo

(Shanghai Aircraft Design and Research Institute, Shanghai 201210,China)

Complex Linkage design must deal with multiplicate loads. The sensitivity of each load must be analyzed, as well as the load equivalent integration. The main cause of sensitive loads shall be discovered by means of sensitivity analysis, the load equivalent integration ensures design function can be achieved. As the example shows, an aircraft nose landing gear cannot be normally and alternatively extended on some conditions during flight test and iron bird test. The load sensitivity analysis and load equivalent integration method are used to reappear and solve the problem. The application and importance of this method for complex linkage design are showed.

complex linkage; load sensitivity; landing gear retraction and extension; load equivalent integration

10.19416/j.cnki.1674-9804.2017.03.009

陸波男，碩士，研究員。主要研究方向：起落架、剎車、液壓能源系統設計仿真驗證。Tel: 021-20864743,E-mail: lubo@comac.cc

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