大下沉速度下的起落架落震仿真與試驗

田佳杰， 牟 釙， 程素華， 馮 熙

(成都飛機工業(集團)有限責任公司技術中心， 四川 成都 610092)

引言

傳統的飛機起落架設計采用“經驗-試驗”的模式，起落架試驗通常需要消耗大量資源，并且時間周期較長。現代飛機研制迭代速度極快，傳統起落架研制模式已經不能適應飛機的研制速度。為解決起落架研制速度的問題，結合信息化及計算機技術的發展，形成了“仿真分析優化-試驗驗證”的起落架研制新模式，在實際工程中，仿真分析已廣泛應用在起落架收放系統設計[1-3]、緩沖性能分析[4-5]以及擺振特性研究[6]方面。

國內學者在起落架落震試驗方面開展了大量研究，涉及試驗方法、系數修正、試驗效果評價、試驗測試系統等[7-11]，為起落架落震仿真模型的建立奠定了基礎。由于仿真分析具有節省時間和資源的優點，落震仿真分析方法已應用于各型航空器起降系統的設計研制[12-14]，借助落震仿真分析方法，在飛機起落架性能分析、性能優化等方面開展了大量研究[15-18]，在較低下沉速度條件下落震仿真分析應用效果較好。但在大著陸下沉速度條件下，緩沖器行程增加、緩沖器壓縮速度增大、腔體內液流速度加快、輪胎壓縮率接近上限，落震仿真模型中氣體多變系數以及油孔流量系數的取值將有所不同。陸基飛機設計下沉速度一般小于3 m/s，但是具備定點著陸能力的飛機，如艦載飛機，下沉速度通常要大于3 m/s。飛機起落架緩沖器的主要功能是吸收飛機著陸時的能量，以達到緩沖減震的目的，起落架緩沖器性能優劣直接影響飛機著陸安全。完善大下沉速度下起落架落震仿真分析方法，對于艦載飛機等特殊用途飛機起落架的設計具有重要意義。

本研究通過對某型3.6 m/s下沉速度的無人機主起落架進行仿真分析，通過仿真分析結果，對主阻尼孔和充氣壓力進行優化調整，以此確定起落架初始狀態參數。以仿真分析結果確定的緩沖器狀態參數，完成起落架落震試驗，通過試驗結果，驗證大下沉速度下仿真分析的準確性。

1 起落架落震仿真模型

起落架由支柱外筒、支柱活塞桿、上扭力臂、下扭力臂、機輪以及輪胎等組成，如圖1所示。

1.支柱外筒 2.支柱活塞桿 3.上扭力臂 4.下扭力臂 5.機輪 6.輪胎圖1 起落架組成

1.1 支柱緩沖器模型

起落架采用單腔“油-氣”式緩沖器，主油孔為定油孔，反彈阻尼腔的阻尼孔大小通過活門控制，壓縮行程阻尼孔直徑較大，反彈行程阻尼孔直徑較小。緩沖器原理結構如圖2所示。

1.支柱外筒 2.柱塞桿 3.油-氣分界面 4.反彈阻尼腔的阻尼孔 5.主阻尼孔 6.活塞桿圖2 緩沖器原理

緩沖器回彈載荷與緩沖器腔內的氣體壓力有關，支柱壓縮量越大，腔內氣體壓力越高，支柱的回彈載荷越大，緩沖器腔內的氣體壓力如式(1)所示:

(1)

式中，p——緩沖器腔內的氣體壓力，MPa

pini——緩沖器腔內的初始氣體壓力，MPa

Vini——緩沖器腔內的初始氣體體積，m3

s——起落架緩沖支柱壓縮量，m

Apr——緩沖支柱活塞桿截面積，m2

γ——氣體多變系數，取值1.1～1.35

緩沖支柱回彈載荷如式(2)所示：

Fre=Apr·(p-patm)

(2)

式中，Fre——緩沖器回彈載荷，N

patm——大氣壓力，取值0.101 MPa

液壓油液以一定速率流過阻尼孔，在孔兩端形成壓強差，緩沖器阻尼力如式(3)、式(4)所示：

(3)

(4)

式中，FDm——主油孔產生的阻尼力，N

FDs——反彈阻尼腔的阻尼孔產生的阻尼力，N

ρ——液壓油液密度，kg/m3

Am,As——阻尼孔對應的壓油面積，m2

cm，cs——流量系數，取值0.6～0.8

fm，fs——阻尼孔面積，m2

主起落架支柱力是回彈載荷和阻尼力的疊加，支柱力如式(5)所示：

Fsm=Fre+FDm+FDs

(5)

1.2 輪胎模型

輪胎垂向力分為彈性力和阻尼力兩部分，如圖3所示。彈性力是輪胎壓縮量的函數，可以通過測量輪胎靜壓曲線得到，彈性力如式(6)，輪胎靜壓曲線如圖4所示。

圖3 輪胎垂向力模型

圖4 輪胎靜壓曲線

FTr=f(δt)

(6)

式中，FTr——輪胎彈性力，N

δt——輪胎壓縮量，m

輪胎阻尼力與輪胎壓縮速率成正比，大小如式(7)所示，輪胎與臺面之間的摩擦力如式(8)所示:

(7)

式中，FTd——輪胎阻尼力，N

CTd——輪胎阻尼力系數，100～200 kg/s

FTf=μT·(FTr+FTd)

(8)

式中，FTf——輪胎與地面的摩擦力，N

μT—— 輪胎與地面的滑動摩擦系數，取值0.5

1.3 落震仿真模型

落震仿真的投放高度由式(9)計算得到，為了考慮飛機升力的影響，保證起落架使用功量與落震試驗以及落震仿真投放的功量一致，投放質量與當量質量之間關系滿足式(10)：

(9)

式中，HDsim——落震仿真投放高度，m

vy——飛機設計下沉速度，m/s

g——重力加速度，9.8 m/s2

(10)

式中，mDsim——落震仿真投放質量，kg

mdl——起落架使用當量質量，kg

yc——吊籃的重心下沉量，m

在Virtual Lab軟件平臺上，建立起落架上的支柱外筒、支柱活塞桿、上扭力臂、下扭力臂、機輪以及輪胎等部件的約束。在數模上建立傳感器坐標系，用以測量支柱的壓縮量以及壓縮速度等參數。通過表達式計算出緩沖支柱力，并加載至外筒和活塞桿上。建立輪胎模型和落震臺面，并將輪胎靜壓曲線數值以表格的形式輸入到模型中。在外筒部件上增加配重塊，以此調整落震仿真投放重量。建立落震仿真模型如圖5所示。

圖5 起落架落震仿真模型

2 起落架落震仿真分析

2.1 落震仿真工況

起落架狀態參數如表1所示。仿真分析過程中可以調整的參數有2個，分別是支柱充氣壓力和主阻尼孔直徑。

表1 起落架狀態參數

對飛機水平著陸的工況進行仿真分析，起落架落震仿真工況參數如表2所示。

表2 起落架落震仿真工況

2.2 起落架落震仿真結果

通過多輪起落架落震仿真，并對支柱充氣壓力和主阻尼孔直徑進行調整，最終確定支柱充氣壓力為0.5 MPa，主阻尼孔直徑為12.5 mm，投放質量為1050 kg。落震仿真結果如表3所示，起落架系統功量圖、緩沖器功量圖、吊籃位移yc以及垂向載荷Fy的變化如圖6～圖9所示。

表3 落震仿真計算結果

圖6 起落架系統功量圖

圖7 緩沖器功量圖

圖8 吊籃位移變化

圖9 垂向載荷變化

3 起落架落震試驗

3.1 試驗臺架及試驗件安裝

在起落架落震試驗臺完成起落架落震試驗，落震試驗臺如圖10所示，承力柱上安裝了導軌和絲杠，吊籃通過4個滑塊安裝在導軌上，并能上下自由滑動。絲杠提升機構由絲杠和帶鎖機構的滑塊組成，用于提升吊籃至設定高度并釋放，絲杠提升電機提供驅動力。

1.試驗臺底座 2.承力柱 3.絲杠提升機構 4.滑塊導軌 5.絲杠提升電機 6.配重 7.吊籃 8.起落架試驗件 9.帶轉輪 10.測力平臺圖10 落震試驗臺

起落架試驗件安裝在吊籃上，安裝方式及接頭與飛機上一致，吊籃上方根據落震試驗需要放置一定質量的配重塊。帶轉輪固定在另一側的承力柱上，由電機帶動帶轉輪轉動，帶轉輪與飛機輪胎接觸，帶動機輪轉動至設定的速度。測力平臺位于起落架輪胎正下方，輪胎落下正好落到測力平臺上臺面，測力平臺航向和側向的長度足夠，保證輪胎在任意工況下不會脫離測力臺面。

3.2 數據測量

落震試驗測量參數及傳感器如表4所示。

表4 落震試驗測量參數

垂向載荷Fy和航向載荷Fx通過安裝在測力平臺上的力傳感器測量，吊籃位移yc通過安裝在試驗臺底座與吊籃之間的拉線位移傳感器測量，緩沖器壓縮行程s通過安裝在外筒與活塞桿之間的拉線位移傳感器測量，輪胎壓縮量δt通過安裝在輪軸與試驗臺底座之間的拉線位移傳感器測量。

3.3 試驗工況

起落架落震試驗工況參數如表5所示。

表5 落震試驗工況

起落架落震試驗流程如圖11所示，完成一組試驗后，須對實際功量與理論功量之間的誤差進行分析，誤差在合理范圍內再進行試驗結果分析，確保采集的數據真實有效，否則需重新進行投放質量調整再進行試驗。

圖11 落震試驗流程

3.4 落震試驗結果分析

完成3組有效落震試驗工況，試驗結果如表6所示。3組有效工況功量相對誤差分別為3.15%, 3.2%和3.22%，均小于5%且投放功量大于理論功量，滿足功量誤差要求。

表6 落震試驗結果

起落架系統功量圖、緩沖器功量圖、吊籃位移以及垂向載荷的變化如圖12～圖15所示。

圖12 起落架系統功量圖

圖13 緩沖器功量圖

圖14 吊籃位移變化

圖15 垂向載荷變化

對比仿真分析和落震試驗的結果數據可以發現，仿真分析與落震試驗符合性較好，將仿真分析計算和落震試驗的起落架系統功量圖對比，如圖16所示，起落架落震仿真模型計算結果與落震試驗結果吻合。

圖16 系統功量圖對比

4 結論

基于動力學仿真平臺，建立某大著陸下沉速度無人機主起落架落震動力學仿真模型；根據仿真分析結果，選擇起落架緩沖系統初始阻尼孔尺寸及充氣壓力等參數；通過落震試驗驗證，該起落架緩沖系統設計滿足使用要求且性能較優。通過本研究可得以下結論：

(1) 通過落震試驗證明，大下沉速度條件下，起落架落震仿真分析所得結果滿足工程使用要求，與試驗結果符合性較好；

(2) 通過起落架落震仿真分析，確定起落架緩沖系統參數的方法可行，可以指導各型飛機起落架緩沖系統設計；

(3) 在大下沉速度條件下，進行起落架落震仿真分析，輪胎壓縮量接近線性段極限，發現輪胎壓縮回彈速度方面與落震試驗有較大誤差，后續應進一步研究輪胎極限狀態下的動力學特性。