計及艦面共振影響的艦載直升機起落架液壓緩沖器性能分析

(1.南京航空航天大學 航空學院，江蘇 南京 210016； 2.貴州理工學院 航空航天工程學院，貴州 貴陽 550003)

引言

旋翼直升機相比固定翼飛機有其獨特的優勢，被廣泛用在軍事和民用的許多領域，而艦載直升機在深海戰略中的作用日益增強[1-2]。

與陸基直升機不同，艦載直升機艦面起降時需要承受艦船運動與艦船空氣尾流的共同作用，對飛行員來說，艦載直升機起降是最危險的任務[3-4]。與“地面共振”類似，“艦面共振”是艦載直升機起降過程中可能遇到的具有較強破壞性的自激振動現象，此振動一旦出現，需要飛行員在較短的時間內完成相關處置操作，這加大了艦載直升機飛行員的操作難度[5]。因此，在設計階段必須將艦載直升機“艦面共振”的影響考慮在內。起落架緩沖器是艦載直升機上的主要吸收振動與沖擊能量的部件，可以消耗“艦面共振”產生的能量。所以，分析“艦面共振”時起落架緩沖器的工作狀態是很有必要的。

由于造成“艦面共振”自激振動現象的因素較多，目前主要從理論分析和數值仿真兩個方面研究直升機“艦面共振”動力學問題。胡國才等[6]利用緩沖器和輪胎的等效線性模型，提出了預估剛性機體在起落架上固有頻率的計算方法。費景榮等[4]提出應當重點保證起落架緩沖器(油液，填充壓力)和旋翼減擺器的阻尼性能來預防卡型直升機“艦面共振”。

劉洋等[7]考慮了艦載直升機起落架的非線性和非對稱性的特點，分析了“艦面共振”穩定性。吳婧等[8]提出了滿足“地面共振”穩定性要求的起落架剛度和阻尼的優化方法。上述文獻均較少地涉及“艦面共振”對起落架緩沖器油液流動和壓力狀態的影響。

基于此，本研究通過對艦載直升機起落架緩沖器工作原理的分析，建立直升機多體系統動力學模型和起落架緩沖器的AMESim模型，通過仿真分析，獲得了主起落架緩沖器高壓腔、低壓腔壓力和油孔油液流量的數據。以此分析“艦面共振”對主起落架緩沖器氣腔壓力和油液流動的影響。

1 “艦面共振”和液壓緩沖器的工作原理

1.1 “艦面共振”產生機理

與陸基直升機“地面共振”振動機理相同，艦載直升機“艦面共振”由旋翼擺振后退型振動與機體模態振動耦合所產生，屬于自激振動[4]。此種形式的振動一般發生在鉸接式旋翼或擺振柔軟的直升機上。“艦面共振”發生時直升機旋翼轉速處于不穩定轉速區，阻尼裝置不能完全消耗振動系統的能量，使振動能量不斷積累進而造成直升機破壞。若使直升機額定轉速遠離不穩定轉速區或者保證振動系統有足夠的阻尼就可以避免“艦面共振”不穩定現象[8-9]。而直升機振動系統的阻尼主要由起落架緩沖器和旋翼減擺器提供。由于艦船運動尤其是艦船橫搖運動的影響，直升機起降時起落架更易產生非對稱變形。艦船空氣流場對旋翼系統的影響，進一步加強了直升機所受到的擾動[10]。以上兩種因素使得“艦面共振”比“地面共振”更容易出現。

1.2 主起落架液壓緩沖器工作原理

起落架對艦載直升機的起飛和著艦起著至關重要的作用，而緩沖器是起落架吸收能量的主要部件[11-12]。一般直升機主起落架液壓緩沖器采用雙腔型式，即液壓緩沖器由3部分組成：高壓腔、低壓腔和油腔，如圖1所示。

1．高壓腔隔離活塞 2.低壓腔隔離活塞 3.油孔 4.高壓腔5.低壓腔 6.下油腔 7.壓縮阻尼腔 8.反彈阻尼腔圖1 起落架緩沖器示意圖

當起落架支柱開始壓縮時，低壓腔首先被壓縮，同時，油液從下油腔經過油孔被壓進壓縮阻尼腔和反彈阻尼腔。當低壓腔壓力與高壓腔壓力相等且持續增大時，高壓腔隔板開始起作用，此時高壓腔開始被壓縮。通過壓縮緩沖器，直升機著陸或著艦的沖擊載荷被有效地吸收。

2 直升機多體系統和液壓緩沖器建模

2.1 直升機多體系統動力學建模

全機動力學模型是通過三維軟件CATIA完成三維實體與曲面建模，然后導入LMS.Virtual.Lab Motion，通過建立運動副、約束將直升機各構件聯系起來，根據拉格朗日乘子法建立多體系統動力學模型[13]，影響“艦面共振”的直升機多體系統中各部件的連接關系如圖2所示。

圖2 直升機多體系統主要部件及其連接關系

2.2 艦船運動參數

艦船在惡劣海況中的運動主要由線性位移和旋轉構成，而影響直升機運動狀態的艦船運動狀態主要有橫搖、縱搖、垂蕩[14-15]。因此，以上3種運動采用簡諧運動形式，并且同時考慮艦船的橫搖、縱搖和升沉[16-17]。艦船最大橫搖角、縱搖角和垂蕩位移分別為7.5°，2°，2 m，艦船運動周期分別為16，20，24 s。

2.3 液壓緩沖器數學模型

根據液壓緩沖器結構，起落架對緩沖器支柱的作用主要包括緩沖器壓縮行程s和壓縮速度vn[18]。

緩沖器壓縮行程：

(1)

式中，Qb—— 空氣彈簧力，N

p0—— 初始充氣壓力，Pa

V0—— 為初始氣體體積，m3

Fb—— 為活塞或活塞桿的面積，m2

緩沖器壓縮速度:

(2)

式中，ζ—— 流體阻力系數

ρ—— 油液密度，kg/m3

Fy—— 排擠油液的柱塞面積，m2

Qy—— 油液阻尼力，N

f—— 通油孔面積，m2

2.4 AMESim液壓緩沖器仿真建模

多體系統數學建模方法無法觀察“艦面共振”時液壓緩沖器內部流量特性，本研究采用AMESim對液壓緩沖器進行建模仿真[19]。仿真模型根據實際情況選用AMESim中的信號控制庫、機械庫、液壓元件庫、氣壓元件庫中的原件進行搭建[20]。

根據液壓緩沖器的結構和工作原理建立的AMESim仿真模型如圖3所示，仿真參數設置如表1。圖4為多體系統與AMESim數據交互示意圖。

1.高壓腔 2.低壓腔 3.下油腔 4.反彈阻尼腔5.壓縮阻尼腔 6.主油孔 7.回油孔圖3 主起落架液壓緩沖器AMESim仿真模型

如圖4中所示，在每個時間步長上，AMESim液壓模型接收來自多體系統中緩沖器支柱兩端的位移和速度，通過計算向多體系統反饋緩沖器支柱兩端作用力。

圖4 直升機多體系統與AMESim數據交互示意圖

表1 AMESim仿真模型參數

3 仿真分析

3.1 旋翼持續加速且跨過不穩定轉速區時緩沖器狀態分析

通過多體系統動力學“艦面共振”仿真計算可以得出16 s艦船運動周期且直升機旋翼轉速跨過不穩定轉速區時直升機左右主起落架緩沖器低壓腔、高壓腔的壓力p以及油孔的流量V。結果如圖5～圖7所示。

圖5 緩沖器低壓腔和高壓腔的壓力狀態曲線

從圖5可以看出左右主起落架緩沖器的高壓腔并沒有起作用，其壓力一直維持在初始狀態。在32 s之前兩側低壓腔壓力變化較平緩，這種變化主要由艦船橫搖運動引起。在35～60 s之間變化較劇烈，這說明旋翼轉速進入了不穩定轉速區。其后低壓腔的壓力變化開始趨于平緩，這說明跨過了不穩定轉速區。此外，從圖5還可以看出在不穩定轉速區之外左右低壓腔最大壓力并不一致，這是由艦船橫搖運動周期與垂蕩周期相同使得一側起落架的載荷較大所造成的。

從圖6可以看出，左右緩沖器主油孔流量在進入不穩定轉速區后產生了劇烈地震蕩，且振幅遠大于處于不穩定轉速區之外的振幅。左側緩沖器主油孔流量振幅大于左側緩沖器，這也是由艦船橫搖與垂蕩周期相同引起的左右起落架載荷不對稱所造成的，由艦船運動引起的左右緩沖器壓縮量和壓縮速度的差異在緩沖器低壓腔壓力和節流孔油液流速上得到了很好的體現。

圖6 緩沖器主油孔流量狀態曲線

圖7中油孔流量與緩沖器支柱壓縮速度有關，在進入不穩定轉速區時“艦面共振”引起了此油孔的反復開閉，相比主油孔來說此油孔的流量較小。

圖7 緩沖器回油孔流量狀態曲線

3.2 旋翼轉速維持在不穩定轉速區時緩沖器狀態分析

當直升機旋翼加速至不穩定轉速區且維持在“艦面共振”狀態時。主起落架緩沖器低壓腔壓力p、高壓腔的壓力ph以及兩油孔的流量V如圖8～圖11所示。

圖8 緩沖器低壓腔壓力狀態曲線

圖9 緩沖器高壓腔壓力狀態曲線

圖10 緩沖器主油孔流量狀態曲線

圖11 緩沖器回油孔流量狀態曲線

從圖8、圖10和圖11可以看出，在進入“艦面共振”不穩定轉速區后，低壓腔壓力和兩油孔流量均有了大幅增加且出現了持續的強烈震蕩狀態，在非“艦面共振”狀態時，雖然僅由艦船運動引起的左側主起落架緩沖器低壓腔最大壓力高于右側，但在持續“艦面共振”狀態下，右側緩沖器低壓腔的最大壓力高于左側，“艦面共振”狀態最大壓力比非“艦面共振”狀態高出近23.8%。從圖9可以看出，在“艦面共振”狀態持續時間較長時，高壓腔產生了壓力波動，且右側緩沖器高壓腔壓力大于左側，右側主起落架緩沖器的高壓腔的壓力增長了約8.3%。由此，處于“艦面共振”不穩定轉速區的直升機，其起落架緩沖器的高壓腔在一定條件下將會起作用，這對減弱起落架承受的動載荷有積極的作用。

3.3 艦船運動周期對起落架緩沖器的影響

飛行甲板以基礎激勵的方式影響艦載直升機的振動狀態。因此，需要分析艦船運動周期對起落架緩沖器壓縮狀態的影響。將直升機旋翼加速至不穩定轉速區且維持在“艦面共振”狀態，艦船運動周期為16，20，24 s。高壓腔壓力ph如圖12所示。

圖12 緩沖器高壓腔壓力狀態曲線

從圖12可以看出，在3種不同艦船運動周期下高壓腔都起了作用。在艦船運動周期較短時，緩沖器高壓腔壓力隨艦船運動周期的增大略有增大，但是當艦船運動周期過長時，緩沖器高壓腔最大壓力增長不再明顯。由此可判斷，相比“艦面共振”由艦船運動周期變化引起的緩沖器內部高壓腔最大壓力的差異較小。

4 結論

本研究針對艦載直升機建立了多體系統動力學模型和起落架緩沖器AMESim液壓模型，根據不同“艦面共振”狀態的仿真分析得到了左右主起落架緩沖器低、高壓腔的壓力狀態曲線和阻尼孔流量曲線，根據對比分析得出結論如下：

(1) 在不穩定轉速區之外，起落架緩沖器的不對稱壓縮主要由艦船運動引起；

(2) 旋翼持續加速且在短時間內跨過不穩定轉速區時，“艦面共振”積累的能量不足，低壓腔壓力和阻尼孔流量峰值達到最高后迅速衰減。但在不穩定轉速區內，艦船運動引起的左右緩沖器不對稱壓縮仍然比較明顯；

(3) 在旋翼加速較慢時，即直升機長時間處于“艦面共振”狀態時，直升機積累了足夠的振動所需的能量。此時，緩沖器氣腔壓力和阻尼孔流量均比快速通過轉速區時有顯著增加。相比艦船運動，“艦面共振”引起的起落架緩沖器壓力和流量的變化更加明顯；

(4) 從起落架緩沖器的角度，直升機在起飛和著艦階段，旋翼轉速應盡可能快速地通過不穩定轉速區，艦船應盡可能調整浪向角，以避免起落架緩沖器過強的不對稱壓縮。