飛機著陸試驗中起落架緩沖功能檢查方法

汪文君，楊全偉，唐 寧

(中國飛行試驗研究院飛機載荷與強度室，陜西西安710089)

0 引言

飛機起落架主要用于吸收飛機起飛、著陸及滑行時的動能，其內部為緩沖器。起落架載荷試飛[1]的目的是檢查起落架的結構強度，著陸試驗是其中的重要試飛科目。與正常著陸過程中拉飄飛機以較小的下沉速度著陸不同，強度試飛著陸試驗要求飛行員操縱飛機最終以最大使用下沉速度著陸，處于起落架的嚴重受載狀態。

為了保障著陸試驗科目的安全實施，飛機著陸后需要加強檢查，包括結構、強度和功能的檢查。目前，結構和強度均有合適的檢查方法，但功能檢查更多依賴于定期緩沖器壓力測量，并不能滿足著陸試驗的頻繁檢查要求。如何根據實測的著陸數據，檢查起落架緩沖器功能，提前確認可疑情況，目前還沒有合適的方法。

本文以支柱式起落架為列，介紹了一種基于實測載荷和起落架行程等數據的起落架功能檢查方法，能確認起落架的緩沖功能是否正常；如果緩沖功能異常，還能診斷功能異常時的緩沖器行程和受載，以為進一步的故障分析提供依據。

1 起落架緩沖系統受力分析

飛機起落架緩沖系統廣泛采用油氣式緩沖器[2]，主要由外筒、活塞桿、柱塞、油針和密封件等組成。當起落架受到撞擊壓縮時，氣體的作用相當于彈簧，吸收能量；油液通過限流孔使緩沖支柱阻力增大，并摩擦生熱消耗能量，使得作用到機體上的載荷減小，同時飛機撞擊后很快平穩下來。

油氣式起落架緩沖系統的內部分解受力[3-5]見圖1，圖中：Fs是緩沖系統的軸向力，是由空氣彈簧力Fa、油液阻尼力Fh、內部摩擦力Ff和結構限制力Ft所組成，具體見公式(1)。

Fs=Fa+Fh+Ff+Ft

(1)

對于支柱式起落架，外筒和活塞桿套接在一起形成緩沖支柱，起落架的支柱軸線和緩沖系統的軸線重合，即緩沖系統的軸向力與起落架支柱的軸向力重合。

圖1 緩沖器受力分析

1.1 空氣彈簧力

不考慮油液可壓縮，也不考慮緩沖器腔體的體積膨脹，則空氣彈簧力[6]：

(2)

式中：P0為空氣腔初始壓強；V0為空氣腔初始體積；A為活塞桿外截面面積；S為起落架緩沖系統行程；γ為空氣多變指數；PAMB為大氣壓強。

1.2 油液阻尼力

緩沖器油孔液壓阻力源于油液流過油孔時油孔兩側的壓力差。緩沖器主油腔油孔為變油孔，且有側油孔，則油液阻尼力[7]：

(3)

式中：ρ為油液密度；Cd為油液縮流系數；As為油液流入回流腔腔體的截面積；Aorise為反行程回油腔油孔截面積；Aorisc為正行程回油腔油孔截面積；AFL為活塞桿內部截面積；Aori為油孔靜截面積；式中的AFL和Aori均為緩沖器行程S的函數。

1.3 內部摩擦力

僅考慮由緩沖器內部壓力引起的摩擦力[8]：

(4)

式中：μ0為緩沖器內部摩擦系數；Db為軸套直徑；Hb為軸套高度。

1.4 結構限制力

將緩沖器外筒視為彈性體，則緩沖器外筒結構限制力表達式為：

(5)

式中：Kl為緩沖器軸向拉壓剛度；smax為緩沖器最大行程。

2 起落架載荷實測

起落架載荷實測一般采用應變法[10-11]。飛機飛行前，在起落架主要受力部位加裝合適的應變計，在其緩沖器上加裝線位移傳感器，以測量起落架的結構應變和緩沖器位移。接著進行地面校準試驗：首先將起落架固定安裝在專門研制的固定臺架上，安裝連接方式與實際工作狀態基本相同；其次，根據起落架在使用中的受載情況，通過加載作動器對起落架分別施加航向、垂向、側向等載荷及其各向載荷的組合情況；最后，根據校準試驗數據，利用多元線性回歸方法分別建立了起落架的三向載荷方程。

飛機飛行結束后，將飛行時記錄的結構應變和緩沖器行程代入載荷方程，即可獲得起落架實際受到的結構載荷。

通過以上分析可以看出，應變法實測是等效于加載點的載荷，包括實際飛行中作用于起落架上的外載荷和起落架系統本身的慣性載荷，即作用于起落架加載點的結構載荷。

3 起落架緩沖功能檢查原理

圖2 活塞桿受力分析

對于支柱式起落架，緩沖系統的下部由活塞桿、剎車裝置和機輪組成，其中剎車裝置和機輪的質量等效在活塞桿的機輪軸中心。以活塞桿為受力分析對象，其上端主要承受來自于緩沖系統的軸向力和來自于外筒的支反力，支反力垂直于緩沖系統軸向；其下端主要承受來自于輪胎的垂向、航向和側向力，受力分析見圖2。

將活塞桿所受到的力均投影至緩沖器的軸線上，并根據牛頓第二定律可得：

Fs-Pzcos(α)-Pycos(β)-Pxcos(γ)=mas

(6)

其中：α、β和γ分別為Pz、Py、Px與緩沖系統軸線之間的夾角。

如果γ=90°，則α+β=90°，式(6)可以轉化成：

Fs-Pzcos(α)-Pysin(α)=mas

(7)

同理將三向加速度投影至緩沖系統軸線方向：

as=-azcos(α)-aysin(α)

(8)

把式(8)代入式(7)：

Fs-Pzcos(θ)-Pvsin(θ)=m[-azcos(θ)-avsin(θ)]

(9)

?Fs=(Pz-maz)cos(θ)+(Pv-mav)sin(θ)

(10)

其中：Pz實測=(Pz-maz)、Py實測=(Py-may)。

根據應變法起落架載荷測載原理可知，Pz實測和Py實測分別為應變法實測的輪軸中心Z向和Y向的結構載荷。

因此，飛機飛行結束后，將實測應變和緩沖器行程帶入載荷方程，可獲得作用于起落架輪軸中心的結構載荷，將其分別按式(7)投影至緩沖支柱軸線方向可得緩沖系統的軸向力。

同時，根據實測的緩沖器位移計算其一階導數，將其帶入式(3)可獲得緩沖系統的油液阻尼力。

將緩沖器軸向力減去阻尼力，獲得氣彈力和摩擦力；繪制“緩沖系統行程—氣彈力和摩擦力”曲線，與靜壓曲線進行對比，根據兩條曲線的差異情況確定起落架緩沖功能是否異常，如果異常，根據異常出現的起始點確認異常時的緩沖器行程，并記錄起落架載荷。

4 應用實例

某飛機起落架采用外八式布局，主起落架均為支柱式起落架，其中，主起落架緩沖系統航向偏角為0°；緩沖系統側向偏角為7.9°。該飛機進行著陸試驗時，以正常著陸重量、最大使用下沉速度3.0m/s著陸后，需要確定著陸過程中起落架緩沖功能是否正常，為下一階段飛機飛行提供依據。

以右主起落架緩沖功能檢查為例：

首先，將著陸試驗實測的應變和緩沖器行程數據代入標定試驗獲得的載荷方程中，計算出起落架輪軸處承受的結構載荷，包括垂向、航向和側向結構載荷，繪制出實測起落架載荷的時間歷程曲線見圖3，圖中：Pz、Px和Py分別為右主起的垂向、航向和側向載荷。

圖3 飛機著陸后主起落架實測載荷

再次，將起落架實際受到載荷按式(10)分別投影至緩沖器軸線方向，其中γ=90°、α=7.9°，可以獲得緩沖系統軸向載荷，其變化曲線如圖4，圖中：Fs為右主起緩沖系統軸向載荷。

圖4 主起落架緩沖器的載荷

再次，根據實測緩沖器行程計算緩沖器行程的一階導數，將得到的緩沖器行程的一階導數帶入起落架緩沖器油液阻尼計算公式(3)中，計算出緩沖器的阻尼力，并根據式(1)用起落架緩沖系統軸線方向上的載荷減去緩沖器油液阻尼力，獲得到緩沖器的空氣彈簧力和內部摩擦力。

圖5 緩沖器行程-氣彈力和摩擦力對比圖

最后，以實測緩沖器行程為X軸，緩沖器的氣彈力和摩擦力為Y軸，繪制出 “緩沖器行程—氣彈力和摩擦力”曲線，并與靜壓曲線放置一起，此處只繪制了第一個壓縮行程，如圖5。從圖中可以看出，在緩沖器行程0～30 mm時，實測“緩沖器行程—氣彈力和摩擦力”與壓縮行程得靜壓曲線基本一致，可以肯定此時起落架的緩沖功能是正常的；在緩沖器行程30～40 mm時，實測“緩沖器行程—氣彈力和摩擦力”與壓縮行程的靜壓曲線差異明顯，實測的氣彈力和摩擦力隨行程增加反而變小了，可判斷起落架緩沖功能此時出現了異常。異常時的緩沖器行程為30 mm、垂向載荷為100 kN、航向載荷為30 kN、側向載荷為-30 kN；在緩沖器行程40 mm以后，實測“緩沖器行程—緩沖器氣彈力和摩擦力”與壓縮行程得靜壓曲線產生了明顯差異。

飛行數據處理結束后，本文作者所在的項目組將以上情況通知了該型飛機的機務維修大隊，機務維修大隊進行了緩沖器壓力測量，測量結果顯示：右主起緩沖系統壓力不足，起落架緩沖系統發生了漏氣故障。

5 結論

針對著陸試驗中飛機起落架緩沖功能檢查并沒有合適方法的問題，本文探索了一種基于飛行實測載荷和緩沖器行程等數據繪制實測的“緩沖器行程—氣彈力和摩擦力”曲線，并將其與標準靜壓曲線進行對比，以判斷起落架緩沖功能正常與否的方法。試驗應用結果表明，該方法能根據實測試飛數據判斷起落架的緩沖功能，滿足了著陸試驗中起落架緩沖功能的頻繁檢查需求，為試驗的安全實施提供了保障；同時該方法還能確定緩沖功能異常時的起落架狀態，為起落架緩沖功能故障分析提供了重要的數據，并為起落架緩沖系統的完善和優化設計提供了依據。