起落架載荷脫機校準(zhǔn)試驗技術(shù)研究

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(中國飛行試驗研究院，陜西 西安 710089)

0 引言

起落架載荷試飛是新機定型試飛的重要項目，是民機合格審定試飛的重要項目[1-2]。目前，國內(nèi)外普遍采用的起落架載荷實測方法為應(yīng)變法[3]。用應(yīng)變法進行載荷實測必須進行載荷地面校準(zhǔn)試驗，它是載荷實測的前提和關(guān)鍵，是關(guān)系到載荷實測結(jié)果正確與否的重要環(huán)節(jié)[4]。載荷地面校準(zhǔn)試驗，是模擬起落架在實際使用中的受載情況，對加裝了應(yīng)變電橋的起落架施加已知載荷，建立外載荷與電橋輸出之間的定量關(guān)系[5]。在進行起落架載荷校準(zhǔn)時，為提高校準(zhǔn)精度，需要加大載荷量級，增加載荷工況，使校準(zhǔn)載荷能夠盡可能真實模擬飛機實際使用情況[6]。

國內(nèi)進行的起落架地面校準(zhǔn)試驗主要采用聯(lián)機校準(zhǔn)[7]的方法，該方法是對裝配在飛機上的起落架直接進行加載校準(zhǔn)。從試驗安全性考慮，其加載工況受限嚴(yán)重，加載量級較小，全機平衡、約束、固定風(fēng)險較高，人機安全隱患較大。隨著各種復(fù)雜航空器的不斷發(fā)展，起落架的結(jié)構(gòu)愈加復(fù)雜、限制載荷不斷加大、受載工況愈加復(fù)雜，常規(guī)的聯(lián)機校準(zhǔn)方法無法進一步滿足校準(zhǔn)試驗的需要。

本文針對起落架載荷校準(zhǔn)實際需求，研究了一套起落架脫機載荷校準(zhǔn)試驗方法，并將該方法用于某型民機起落架載荷校準(zhǔn)試驗。

1 受載分析

起落架是航空器下部用于起飛降落或者地面滑行時支撐航空器并用于地面移動以及在地面上為飛機提供穩(wěn)定支撐的裝置，(起落架設(shè)計手冊)常見的起落架結(jié)構(gòu)如圖1所示。起落架承擔(dān)了飛機起飛著陸、滑行、轉(zhuǎn)彎、停機等狀態(tài)下地面對飛機的所有作用力。因此，在實際使用過程中，起落架受載狀態(tài)為空間混合力，為了方便載荷分析計算，通用的方法是將該力進行正交分解，分解為垂直載荷、航向載荷及側(cè)向載荷，這三向載荷在不同的使用情況下比例不同。

圖1 典型起落架結(jié)構(gòu)示意圖

地面載荷校準(zhǔn)試驗時必須模擬起落架真實受載狀態(tài)，因此在進行試驗校準(zhǔn)方案和校準(zhǔn)工況設(shè)計時需要充分考慮到起落架真實受載狀態(tài)。

2 試驗方法

起落架脫機校準(zhǔn)試驗，通過將起落架從飛機上拆下，固定在專門研制的地面臺架上，對起落架利用液壓自動控制系統(tǒng)實施加載。起落架在臺架上的安裝必需與在真實飛機上的安裝情況完全相同，包括連接方式、姿態(tài)等。

圖2 起落架假機輪結(jié)構(gòu)示意圖

起落架機輪用專門研制的假機輪代替以便于加載連接。假機輪上設(shè)有航向、側(cè)向和垂向加載點，其中，航向、垂向加載點通過起落架輪軸中心，剎車和側(cè)向加載點則位于機輪半徑加載點處。圖2即為某典型起落架假機輪結(jié)構(gòu)示意圖。

圖3 起落架脫機校準(zhǔn)試驗加載示意圖

航向、剎車和側(cè)向?qū)嵤┘虞d時通過假機輪對應(yīng)連接點鉸接加載單元進行加載。加載單元將載荷通過加載立柱傳遞到試驗地軌上面實現(xiàn)載荷加載。垂向加載實施則是通過加載杠桿兩端的垂向加載絲杠和垂向液壓作動器實現(xiàn)垂向加載。具體起落架脫機校準(zhǔn)加載參見圖3。

3 試驗優(yōu)勢

利用該方法可有效提升起落架校準(zhǔn)試驗?zāi)芰Γ嵘嗽囼灠踩院图虞d精度，更加符合起落架真實受載狀態(tài)。具體體現(xiàn)在以下幾個方面。

3.1 加載量級

圖4 起落架聯(lián)機校準(zhǔn)試驗加載

校準(zhǔn)載荷量級是影響校準(zhǔn)結(jié)果精度的重要指標(biāo)。基于加載平臺的聯(lián)機加載方法，垂向校準(zhǔn)載荷借助飛機自身重力進行加載，而航向和側(cè)向載荷是通過平臺表面與輪胎之間的摩擦作用施加給起落架結(jié)構(gòu)的，載荷較大時，機輪與平臺表面產(chǎn)生滑動，載荷難以施加。因此校準(zhǔn)載荷加載量級受到極大限制，圖4為某型飛機起落架聯(lián)機加載。

圖5 起落架脫機校準(zhǔn)試驗加載

起落架脫機校準(zhǔn)試驗方法完全是借助液壓自動加載系統(tǒng)對起落架固定平臺上的起落架進行校準(zhǔn)工況模擬加載，其加載量級可達限制載荷的100%。圖5即為我國某型飛機起落架脫機校準(zhǔn)試驗加載。

表1為某型飛機聯(lián)機試驗校準(zhǔn)加載和脫機校準(zhǔn)試驗各向載荷加載量級對比，從中可以明顯看出脫機校準(zhǔn)載荷量級遠(yuǎn)遠(yuǎn)大于聯(lián)機校準(zhǔn)。因此，在加載量級方面，脫機校準(zhǔn)方法明顯優(yōu)于聯(lián)機校準(zhǔn)。

表1 聯(lián)機校準(zhǔn)和脫機校準(zhǔn)載荷量級對比

3.2 載荷工況模擬

常規(guī)的聯(lián)機加載校準(zhǔn)中，由于試驗對象為整個飛機，為確保飛機安全，往往是先施加垂直載荷，再逐步施加其它方向的載荷，其加載效果如圖6所示。另外受到試驗現(xiàn)場條件所限，部分起落架的真實受載工況無法實施。以上因素均限制了聯(lián)機校準(zhǔn)試驗精度的進一步提升。

圖6 聯(lián)機載荷校準(zhǔn)試驗加載曲線

脫機校準(zhǔn)時，起落架單獨進行試驗，各向校準(zhǔn)載荷可相互獨立進行施加，可以完全模擬起落架各種實際受載狀態(tài)，在組合加載時也可依據(jù)實際不同比例同時施加，可有效提高校準(zhǔn)試驗的加載精度，圖7即為脫機載荷校準(zhǔn)試驗工況。

3.3 安全性和試驗效率

起落架脫機校準(zhǔn)方法同聯(lián)機校準(zhǔn)相比，在安全性和試驗效率方面有著明顯優(yōu)勢：

1)將起落架從飛機支持結(jié)構(gòu)功能中脫離出來，固定在地面臺架上，避免了聯(lián)機加載時需考慮全機約束、固定、平衡的技術(shù)難題，試驗過程安全、可控；

圖7 脫機載荷校準(zhǔn)試驗加載曲線

2)所有加載設(shè)備一次安裝到位，加載精度更高，采用液壓自動控制協(xié)調(diào)加載系統(tǒng)進行加載，提高試驗效率。

4 試驗應(yīng)用

目前，該方法已成功應(yīng)用于我國多型飛機起落架載荷校準(zhǔn)，并將試驗結(jié)果成功應(yīng)用于起落架地面載荷試飛中，完成了型號合格審定任務(wù)。本文以某型民機起落架載荷試飛為例，對其脫機校準(zhǔn)試驗及后續(xù)飛行試驗進行分析說明。

圖8 脫機校準(zhǔn)試驗垂向載荷曲線

該型飛機起落架在進行脫機校準(zhǔn)時包括前起落架和兩個主起起落架共計三個試驗件，每個起落架分為5個行程進行校準(zhǔn)，共設(shè)計試驗工況255個，其最大載荷達170 kN。這與聯(lián)機校準(zhǔn)時校準(zhǔn)工況數(shù)量和加載量級有著顯著提高，因此能夠全狀態(tài)模擬起落架受載，提升試驗精度。整個試驗周期為18個工作日，同聯(lián)機校準(zhǔn)周期相比也有著顯著提升。使用脫機校準(zhǔn)，其校準(zhǔn)載荷誤差均在3%以內(nèi)，能夠充分滿足起落架載荷飛行實測的需要。圖8為某型起落架垂向載荷方程計算結(jié)果和試驗結(jié)果對比圖，其方程誤差為1.2%。

將脫機校準(zhǔn)得到的載荷方程帶入飛行數(shù)據(jù)中即可得到起落架真實載荷。圖9以某型飛機右主起落架為例介紹了地面著陸科目試飛試驗結(jié)果。圖中所示著陸時飛機狀態(tài)為：飛機重量36328 kg，著陸下沉速度為2.01 m/s。從圖中可知，當(dāng)緩沖器支柱行程發(fā)生變化時刻即飛機著陸時右主起落架垂向載荷出現(xiàn)急劇上升，最高達236985 N，而航向載荷出現(xiàn)了明顯的起轉(zhuǎn)回彈載荷，其最大載荷為-83853 N，而側(cè)向受載較小，最大為27751 N。

圖9 右主起落架著陸載荷

5 結(jié)論

1)隨著國內(nèi)航空研制由仿制轉(zhuǎn)型到自主研制，復(fù)雜結(jié)構(gòu)和受載狀態(tài)的起落架不斷出現(xiàn)，常規(guī)的聯(lián)機校準(zhǔn)方法已不能滿足起落架載荷校準(zhǔn)要求；

2)與聯(lián)機校準(zhǔn)技術(shù)相比，起落架脫機校準(zhǔn)技術(shù)具有加載量級大，加載精度高，試驗安全性和效率高，能夠全狀態(tài)模擬起落架真實受載的優(yōu)點；

3)通過多型飛機起落架載荷校準(zhǔn)證明，脫機校準(zhǔn)技術(shù)能夠有效滿足不斷發(fā)展的起落架載荷校準(zhǔn)需求。該方法通用性高，能夠有效用于后續(xù)型號飛機起落架載荷校準(zhǔn)。

[1] 中國人民解放軍總裝備部.軍用飛機強度和剛度規(guī)范，第十部分：飛行試驗：GJB67.10A-2008[S].北京：總裝備部軍標(biāo)出版發(fā)行部，2008.

[2] 中國民用航空局.中國民用航空規(guī)章：CCAR-25-R4[S].北京：中國民用航空局，2011.

[3] 吳宗岱，陶寶琪.應(yīng)變測量原理及技術(shù)[M].北京：國防工業(yè)出版社，1982：34-37.

[4] М.Л.克利亞奇科.飛機強度飛行試驗(靜載荷)[M].湯吉晨，譯.西安：航空航天部《ASST》系統(tǒng)工程辦公室，1992：21-23

[5] Skopinski T H，Aiken W S，Huston W B.中國民用航空規(guī)章：CCAR-25-R4[R].Washington，D.C.：NASA，1954.

[6] LOKOS W A，STAUF R.Strain-gage loads calibration parametric study[R].Washington：NASA，2004.

[7] 湯阿妮，沈航.基于加載平臺的起落架載荷地面校準(zhǔn)技術(shù)研究[J].北京：強度與環(huán)境，2006，33(4)：23-26.