水陸兩棲飛機靜力試驗起落架隨動加載裝置設計

嚴 沖，何月洲

（中國飛機強度研究所?全尺寸飛機結構靜力/疲勞航空科技重點實驗室，陜西?西安?710065）

我國新研的大型水陸兩棲飛機兼顧水陸兩用，飛行任務復雜、載荷工況多，其主起落架為雙輪高支柱超靜定結構，與陸基飛機相比，具有結構復雜、柔性大的特點[1-3]。在全機結構靜強度試驗中，起落架安裝試驗考核載荷分為垂向載荷和水平載荷，其中，水平載荷會引起起落架支柱明顯受彎變形，對載荷精度產生較大影響[4]。中國民用航空規章第25部運輸類飛機適航標準（CCAR-25-R4）第25.301條載荷條款（c）明確規定：如果載荷作用下的變形會顯著改變外部載荷或內部載荷的分布，則必須考慮載荷分布變化的影響[5]。作為將用于民用領域的大型水陸兩棲飛機，其試驗載荷施加必須滿足該條款要求。

本文對現有起落架加載技術進行分析，研究大載荷隨動加載技術，在隨動加載穩定性原理的基礎上，分析提高加載穩定性的思路及方法，繼而設計新型隨動加載裝置，以實現700kN載荷量級的隨動加載。新型隨動加載裝置經過測試驗證后，可應用于大型水陸兩棲飛機全機結構靜強度試驗，達到滿足試驗技術要求、保證加載精度的目標。

1??現有起落架加載技術分析

現有起落架加載技術主要有3種：立柱-撬杠式、垂向差動加載和隨動加載。3種加載方式在型號試驗中都有應用，均通過一定的方案設計或技術手段來消除起落架結構變形帶來的加載誤差，但均存在不足，具體見表1。

表1 現有起落架加載技術分析

從各項技術指標分析看，隨動加載方式可在試驗全過程中保證起落架垂向載荷的加載精度，但由于傾倒風險的存在，僅應用于載荷較小的無人機起落架試驗中。通過選用更高加載能力作動筒，并對其隨動加載抗傾倒能力進行提升，可拓展其應用范圍，使之滿足大型滅火水陸兩棲飛機試驗加載技術要求。

2??隨動加載的穩定性分析

在起落架垂向載荷的隨動加載過程中，加載作動筒隨著起落架假輪變形，在與假輪連接處產生對作動筒的水平牽引力，作動筒底部則存在反向的摩擦力，牽引力與摩擦力形成一對力偶，使作動筒產生傾倒趨勢。

2.1??傾倒風險分析

對作動筒的受力分析如圖1所示，存在垂向正壓力P、水平牽引力F、法向支持力FN及平面隨動機構摩擦力FS。在4個作用力下處于臨界平衡位置，鋼珠數量為n，鋼珠半徑為r，鋼珠滾動摩阻系數為δ。受水平牽引力F作用時，作動筒有向右運動趨勢，忽略其自重，可得：

若牽引力F大于摩擦力FS，則垂向隨動加載作動筒開始向右移動。

由圖1（a）、圖1（b）可知，當牽引力F逐漸增大時，法向支持力FN由作動筒軸線位置向右側偏移，同時摩擦力FS逐漸增大；當FS達到最大摩擦力FSmax時，加載裝置將開始移動；當FN的作用線偏移至鋼珠上表面右邊線時，加載裝置將翻倒。圖1（c）表示FS率先到達極限值FSmax，FN還在鋼珠上表面內，加載裝置先移動；而在圖1（d）中，FN的作用線已經偏移到它的極限位置，FS還小于FSmax，加載裝置先翻倒[6]。

圖1 隨動加載作動筒受力分析

2.2??提高抗傾倒能力的方法

由隨動加載作動筒平移而不翻到的充要條件出發，對影響加載穩定性的因素進行分析。

2.2.1??滾動摩阻系數δ

降低滾動摩阻系數δ可以提高作動筒抗傾倒能力，但該系數與隨動界面、鋼珠材料及加工工藝相關，在同樣材料及工藝下，滾動摩阻系數δ無法有效降低。

2.2.2??隨動傳載結構底面尺寸L

增大尺寸L可以提高作動筒抗傾倒能力，大型試驗的試驗場環境復雜，加載裝置尺寸受限，存在明顯邊界值，改變范圍有限。

2.2.3??滾珠半徑r

提高滾珠半徑r可提高作動筒加載穩定性，但會降低承載滾珠數量，造成單點載荷較大的問題，易使隨動界面產生壓痕，造成實施難題。

2.2.4??隨動部分高度H

降低該高度H可提高加載穩定性，通過加載裝置設計大幅降低隨動部分高度的可行性較高。在某型無人機起落架安裝試驗中，通過設置承載平臺及選用較小行程作動筒，成功降低了隨動部分高度H，提高了穩定性，如圖2所示。

綜上，隨動加載加載穩定性的提高主要通過裝置設計降低隨動部分高度實現，且應綜合考慮滾動摩阻系數δ、傳載底面尺寸L等多項因素。

圖2 某無人機隨動加載設計

3??新型隨動加載裝置設計

按照大型水陸兩棲飛機起落架安裝試驗載荷及相關技術要求，新型隨動加載裝置的垂向載荷加載能力應達到700kN。該量級加載能力作動筒尺寸較大，僅以標準600kN加載能力、500mm行程作動筒為例（700kN為非標準型號），長度超過1600mm，考慮試驗中活塞桿外伸量及載荷傳感器尺寸，實際隨動部分尺寸H將超過2000mm，給隨動加載穩定性帶來較大風險。因此，通過裝置設計，將加載作動筒固定，平面滾動軸承移至作動筒頂端，可極大降低H，提高隨動加載裝置抗傾倒能力。

3.1??附加偏心矩的產生

對加載作動筒進行固定，在起落架受載變形時會產生一定的偏心矩，原理如圖3所示：試驗加載前，起落架受力點與內置加載作動筒處于共線狀態；起落架受水平載荷變形后，作動筒仍處于原位置，施加垂向力F，而傳載結構隨著起落架變形發生移動，偏移量為e，此時會對下方加載結構產生偏心矩M=F×e。根據歷史統計數據，由起落架安裝試驗載荷及實測變形可得，該偏心矩可高達100kN·m。

3.2??四剪刀臂平動機構

如圖3所示，新型隨動加載裝置需設置機械機構來實現以下兩項主要功能：

（1）平衡加載過程中產生的偏心矩；

（2）在加載過程中保證平面滾動軸承處于水平，提供穩定隨動平面。

基于上述功能要求，新型隨動加載裝置采用了四剪刀臂設計方案，剪刀臂一端鉸支、另一端簡支，該結構的幾何特性可保證垂向加載時，隨動平面隨作動筒升降，且在升降過程中垂向平動并保持水平。結構可自平衡水平隨動位移產生的偏心矩，受力分析見圖4。

圖3 偏心矩的產生

圖4 偏心矩下剪刀臂結構受力

3.3??主要技術指標

新型起落架隨動加載裝置的應用對象為大型水陸兩棲飛機全機起落架安裝試驗，詳細技術指標依據行業技術標準及全機試驗整體規劃，并參照具體試驗載荷及預估變形提出，兼顧一定通用性，詳見表2。

表2 新型加載裝置主要技術指標

4??新型隨動加載裝置測試及應用

4.1??新型隨動加載裝置的測試

依據表2中技術指標，對采用四剪刀臂技術方案的新型試驗裝置進行了詳細結構設計。在試驗應用前，需進行相關測試，以確認是否滿足試驗要求，確保試驗機安全。

4.1.1??測試方案

測試試驗需進行起落架最大垂向載荷、結構最大偏心矩、垂向加載及水平隨動行程及起落架安裝工況模擬等測試，傳統固定約束邊界難以滿足測試要求。測試采用了主動控制載荷模擬約束邊界的方案：

（1）外置垂向作動筒采用力控加載，通過杠桿對裝置施加主動載荷，模擬加載過程中的起落架邊界約束；

（2）裝置內置作動筒，采用位控加載的模式試驗垂向變形模擬；

（3）通過水平作動筒位控施加水平位移模擬受載變形。

測試項目遵循先難后易的原則設置，主要測試項目見表3，總體實施效果見圖5。

表3 測試試驗項目

4.1.2??測試結果

依據測試數據，對比技術指標，新型隨動加載裝置可滿足設計要求，見表4。測試項目中的起落架試驗模擬工況選取了大型水陸兩棲飛機的右轉彎及尾沉著陸工況，測試載荷包絡實際試驗載荷，見圖6。測試結果表明，該新型隨動加載裝置可滿足試驗要求。

圖5 測試實施圖

表4 測試結果與技術指標對比

圖6 模擬工況測試載荷與試驗載荷對比

4.2??新型隨動加載裝置的試驗應用

新型隨動加載裝置已應用于AG600飛機全機靜力試驗中，見圖7。在主起落架試驗中，裝置實現了起落架載荷隨動加載，加載過程流暢，各部件運行良好，實現了各自功能。試驗主要考核部位在加載和卸載過程中應變、位移線性度好、對稱性好，部分應變曲線見圖8。

圖7 型號試驗應用

5??結論

本文所述新型試驗裝置針對水陸兩棲飛機靜力試驗起落架隨動加載需求研發，通過測試及型號試驗驗證，裝置的設計滿足了技術指標及試驗技術要求，保障了AG600飛機起落架試驗的順利進行。同時，新裝置通用性的設計使其具有在其他型號試驗推廣應用的前景。

圖8 某主起試驗工況應變曲線