一種起落架下位鎖機構的設計

張航舟， 劉龐輪， 鄧曉山， 魯德發， 禹新鵬

（中航飛機起落架有限責任公司，長沙410200）

0 引言

飛機在著陸、滑行以及停放等地面狀態時，起落架必須能及時放下并保持在預定的放下位置，否則可致使飛機發生災難性事故。因此，起落架的下位鎖機構的合理設計直接影響到飛機的安全[1]。

隨著航空工業的快速發展，為適應現代飛機起落架收放控制系統的要求，起落架下位鎖機構的設計趨于高集成度、輕量化、高可靠性，本文提出一種為某無人機前起落架收放控制系統設計的具有以上優點的下位鎖機構。

1 撐桿式下位鎖的工作原理

1.1 設計要求

所設計的起落架下位鎖機構安裝在如圖1所示前起落架上，該起落架為可收放式布局。要求此類型的下位鎖機構能夠實現以下功能：當前起落架放下時，下位鎖機構能夠展開并上鎖形成撐桿，將前起落架支柱鎖定在放下位置，從而使前起落架支柱能夠承受航向和垂向載荷；前起落架需要收上時，下位鎖機構在撐桿鎖作動筒的驅動下開鎖后不阻礙撐桿的折疊，使撐桿能夠與前起落架支柱協調運動，在收放作動筒的作用下，一起收入到前起落架艙。

1.2 工作原理

圖2所示為此類型的下位鎖機構不同狀態的桿系簡圖，該機構主要包括下撐桿、連桿、搖臂、撐桿鎖作動筒、上撐桿以及適當的連接。其中，下撐桿與起落架支柱連接，上撐桿與飛機機身連接，帶彈簧的撐桿鎖作動筒用于撐桿展開狀態的鎖定和解除。因此，此類型的下位鎖機構對應地有兩種狀態：上鎖狀態和開鎖狀態。

該類型的下位鎖機構的鎖定狀態如圖2所示，當起落架放下并處于鎖定的位置時。下位鎖機構可能承受壓載荷Fy和拉載荷FL。如果下位鎖機構承受壓載荷Fy，偏量e1、e2值均有增大的趨勢，同時搖臂具有順時針轉動的趨勢，但由于搖臂的轉動被設置在上撐桿上的止動塊阻止，則偏心e1、e2值的增大被限制。這樣，可折疊撐桿式下位鎖機構被保持在鎖定狀態。如果可折疊撐桿式下位鎖機構承受拉載荷FL，偏量e1、e2值均有減小的趨勢，同時撐桿鎖作動筒彈簧壓縮，當偏量e2減小到一定量時，彈簧力增大到某個值足以阻止e2的減小，此時偏心e1的減小也被限制，這樣，可折疊撐桿式下位鎖機構同樣被可靠地鎖定。

圖1 無人機前起落架結構示意圖

圖2 可折疊撐桿式下位鎖機構工作原理桿系圖

起落架放下過程中，在起落架收放作動筒作用下，被折疊的撐桿式鎖機構承受拉載荷FL逐漸展開，當偏量e2由負值變為0時，如果撐桿鎖作動筒液壓行程伸出量N為零時，可折疊撐桿式下位鎖機構的展開受到限制，但是，由于起落架放下過程中，撐桿鎖作動筒放下腔施加的液壓力使伸出量N最大，由此產生的彈簧壓縮力FT足夠推動搖臂順時針旋轉直至接觸制動塊，進入鎖定狀態。

飛機起飛離開地面后，需要將起落架收起，起落架收上作動筒開始工作，撐桿鎖機構承受壓載荷Fy，此時，向撐桿鎖作動筒收起腔施加液壓力，撐桿鎖作動筒產生足夠大的拉載荷Fz帶動搖臂逆時針轉動，使e2值減小。當e2值減小至0并開始變為負值時，在載荷Fy和Fz的共同作用下，可折疊撐桿式下位鎖機構開始折疊直至預定的收上位置。

2 工程詳細設計

2.1 主要設計參數

根據飛機總體的輸入參數，結合起落架空間位置尺寸，經計算，確定出可實現所述原理功能的可折疊撐桿式下位鎖機構的主要設計參數如表1所示。其中，撐桿鎖作動筒中彈簧參數的確定可以采用文獻[2]提出的方法。

2.2 三維模型和運動仿真

確定出可折疊撐桿式下位鎖機構的主要尺寸參數后，使用航空通用設計軟件CATIA建立構件中各組成零件的三維模型，然后進行裝配并進行運動仿真分析。

表1 可折疊撐桿式下位鎖機構主要設計參數

經優化迭代后，可折疊撐桿式下位鎖機構的三維模型如圖3、圖4所示。通過CATIA的運動仿真模塊，可以利用可折疊撐桿式下位鎖機構的三維模型進行運動仿真，考察機構在折疊運動過程是否出現干涉，以及各狀態下結構的合理性。圖3為可折疊撐桿式下位鎖機構的鎖定狀態，圖4為可折疊撐桿式下位鎖機構的開鎖折疊狀態，均能滿足設計要求。

2.3 強度分析

將CATIA中建立的可折疊撐桿式下位鎖機構三維模型導入到有限元分析軟件ANSYS中，對可折疊撐桿式下位鎖機構進行強度分析，通過可折疊撐桿式下位鎖機構整體穩定性和主要承力構件靜強度計算，對可折疊撐桿式下位鎖機構的強度進行校核。

2.3.1 可折疊撐桿式下位鎖機構整體穩定性分析

在極限壓載荷Fy工況下，可折疊撐桿式下位鎖機構整體穩定性計算結果如圖5所示，由計算結果可得，失穩臨界載荷Pcr=139 514 N；實際載荷Fy最大為74 250 N，小于失穩臨界載荷，故能滿足穩定性要求。

2.3.2 下撐桿強度分析

下撐桿采用7050鋁合金材料，其材料參數為σb=460 MPa，E=69 GPa，μ=0.33。在極限載荷作用工況下，對下撐桿進行靜強度（static）計算得到其von-Mises應力云圖如圖6所示。由計算結果可得，下撐桿受到的最大應力值為σmax=119.2 MPa，則安全裕度為σmax/σP－1=1.77＞0。故上撐桿滿足靜強度設計要求。

圖5 撐桿鎖機構整體穩定性計算結果

2.3.3 上撐桿強度分析

圖6 下撐桿von-Mises應力云圖

上撐桿的材料也選用7050鋁合金。同樣地，在極限載荷作用工況下，對上撐桿進行靜強度（static）計算得到其von-Mises應力云圖如圖7所示。由計算結果可得，下撐桿受到的最大應力值為σmax=196 MPa，則安全裕度為σmax/σP－1=0.68＞0。故上撐桿滿足靜強度設計要求。

3 結論

圖7 上撐桿von-Mises應力云圖

本文設計了一種新型的可折疊撐桿式下位鎖機構，該機構具有集成度高、占用空間小、質量輕、可靠性高等特點，可應用于小型無人機起落架。通過對功能原理的分析和計算，確定出可折疊撐桿式下位鎖機構的結構參數，然后使用航空通用設計軟件CATIA建立機構中各構件的三維模型，然后進行裝配。通過運動仿真分析和有限元分析，確保可折疊撐桿式下位鎖機構滿足設計要求。本文的設計思想、方法和相關技術可為飛機起落架可折疊撐桿式下位鎖機構設計提供參考。