某型直升機主起落架落震試驗載荷異常分析

方建義，馬丁峰，苗紅濤，焦 陽

(1.中國直升機設計研究所，江西 景德鎮 333001；2.中國人民解放軍95966部隊，黑龍江 哈爾濱 150060)

0 引言

起落架在直升機著陸時起著吸收著陸能量，降低沖擊載荷的作用。起落架著陸載荷的大小不僅影響起落架的強度和壽命，同時也影響起落架和機身結構的重量。

某型直升機主起落架在進行落震試驗時，測得的載荷比理論分析的載荷大了10%左右。從工程應用角度來說，此誤差在可接受范圍內。但是，該理論分析的模型和方法已經成熟，且早已在其他同構型起落架上得到了驗證，而從以往落震試驗結果來看，理論分析的誤差都在5%以內。本文結合主起落架動力學分析模型對此異常情況進行了分析，并通過分解主起緩沖器確認了原因分析的準確性。最后，試驗件返修后重新進行落震試驗，其結果驗證了分析及返修改進措施的正確性。

1 主起落架模型

某型直升機主起落架結構為單輪搖臂式起落架，其結構如圖1所示。其主要吸能部件緩沖器為雙氣腔帶定油孔節流閥構型，緩沖器簡化模型如圖2所示。

計算起落架著陸沖擊載荷所采用的落震模擬計算分析方法是目前通用的方法。該方法首先建立起落架著陸動力學模型，并在此基礎上推導出動力學微分方程，然后對此方程進行求解從而得到分析結果[1]。

由圖3，根據整個系統的平衡條件推導出力和矩的平衡方程，再結合運動幾何關系將平衡方程轉化為動力學微分方程組，最后根據初始條件可求解出方程組的數值解。具體的推導及求解過程參考文獻[1]中有詳細的描述，本文在此不再贅述。

2 計算與試驗結果對比

按上文推導的方法計算了某型直升機主起落架的著陸載荷，并與試驗結果進行了對比。計算和試驗時取的主要參數如表1所示，計算結果與試驗結果對比如表2所示。

表1 計算和試驗的主要參數

由表2可知,在吸收功量基本一致的情況下，兩種工況的垂直載荷試驗結果均比計算結果大了10%以上。此誤差雖然在工程上是可以接受的，但結合其他同構型起落架的落震試驗結果來看，該理論分析的模型和方法已經經過了驗證且誤差不超過5%，因此初步判斷在某個環節有未被發現的問題影響了計算與試驗結果的一致性，這種環節包括設計計算、試驗件狀態、試驗測試等。

表2 計算結果與試驗結果對比

3 原因分析及定位

3.1 原因分析

為定位原因，首先對試驗的測試系統進行了復查，復查結果表明測試系統工作正常，且各種測試儀器儀表均在有效合格期內。另外，在進行主起落架落震試驗前，剛剛采用同一套測試系統進行了尾起落架落震試驗，試驗時未有異常現象發生且試驗結果與計算結果也相吻合，因此可排除試驗測試對結果的影響。其次，對設計計算的輸入、計算程序等進行了復核，也未發現有異常的情況。最終，將問題原因初步定位在試驗件狀態上，但試驗件狀態涉及的參數有很多，直接檢查試驗件來確定問題具體是哪個參數的影響及影響的程度是相當復雜的，因而首先通過理論分析模型進行了分析，然后通過拆解緩沖器定位了該參數。

如圖3所示，取搖臂CK、機輪輪胎為分離體進行分析，由對C點的力矩平衡可得垂直載荷Py、緩沖器載荷Ph、輪胎機輪重力及慣性載荷之間的平衡方程。因輪胎機輪質量相對較小，因此垂直載荷Py主要受緩沖器載荷Ph的影響。對于本文分析的搖臂式主起落架，緩沖器為二力桿模型，其載荷Ph由空氣彈簧力Pkq、油液阻尼力Pyz和摩擦力Pm三部分組成[2-3]。

空氣彈簧力Pkq由氣體壓縮的多變方程式求得，如公式(1)所示。

Pkq=p0Fk[v0/(v0-FkSH)]n

(1)

式中，p0、v0、n、Fk、SH分別表示氣體初始壓力、氣體初始體積、氣體多變指數、緩沖器排油面積、緩沖器行程。

油液阻尼力Pyz由緩沖器內油腔和氣腔壓力差并利用液體的流量等式求得，如公式(2)所示。

(2)

摩擦力Pm一般可認為與空氣彈簧力成正比,如公式(3)所示。

Pm=kmPkq

(3)

式中，km為當量摩擦系數，主要與緩沖器密封結構、摩擦面光潔度、配合公差等有關。

由公式(1)、(2)、(3)可知，在試驗件結構參數和充填參數確定的情況下，影響緩沖器載荷的主要參數為阻尼孔面積和當量摩擦系數。為此，結合試驗結果通過分別改變此兩個參數的設置對主起落架著陸載荷進行了重新分析，分析結果如表3、表4所示。重新分析計算時正行程阻尼油孔面積由圖樣上的130mm2調整為120mm2和110mm2；當量摩擦系數由0.05調整為0.2、和0.3。

表3 不同阻尼孔面積下的計算結果與試驗結果對比

表4 不同當量摩擦系數下的計算結果與試驗結果對比

從表3可知隨著阻尼孔面積的減小，垂直載荷相應增大，當阻尼孔面積增大到110mm2時計算結果與試驗結果已非常接近，誤差極小。從表4可知隨著當量摩擦系數的增加，垂直載荷相應增大，當當量摩擦系數增大到0.3時計算結果與試驗結果也已接近。

一般直升機起落架緩沖器的阻尼孔采用一組或多組相同直徑的小孔來實現。該型直升機起落架緩沖器的阻尼孔采用了6個直徑為4.9mm的小孔和4個直徑為2.3mm的小孔，總面積約為130mm2，若小孔制造中尺寸偏離設計值則會影響試驗載荷的大小。另外，對于緩沖器的當量摩擦系數，若試驗件的配合尺寸、形位尺寸超差或選擇的配合公差不合理，也極有可能導致當量摩擦系數發生變化，從而影響試驗時的垂直載荷。

3.2 原因定位

根據上述的原因分析，基本可以確定緩沖器內部有偏離設計的情況存在，從而導致試驗時垂直載荷偏大，因此只有分解檢查緩沖器后才能對原因進行具體定位。緩沖器分解檢查的結果如下：

1) 節流閥上的阻尼孔6-φ4.9H10、4-φ2.3H10均合格，其與內筒配合的φ55mm內孔表面有多處軸向劃痕，劃痕深度約為0.05mm，如圖4所示；

2) 內筒所有尺寸公差均符合圖樣要求，其與節流閥配合的φ55mm圓柱表面有多處軸向劃痕，劃痕深度約為0.06mm，長約200mm，如圖5所示。

從檢查結果可以得出，節流閥與內筒之間的滑動摩擦系數大，從而產生了較大的摩擦力，導致試驗時垂直載荷偏大，這與前文的分析結果相吻合。按以往經驗，此類型緩沖器的摩擦系數一般都不大于0.1，且多數在0.05左右。如前述分析，此次試驗的緩沖器摩擦系數達到了0.3左右。對于為什么會出現如此大的變化，需要進行進一步的核查以確認原因。

圖6 設計狀態節流閥與內筒的配合

圖7 實際狀態節流閥與內筒的配合

4 改進措施及效果

表5 返修后計算結果與試驗結果對比

5 結論

1)仿真分析結果表明緩沖器阻尼孔面積和當量摩擦系數對垂直載荷的大小有較大影響；

2)設計中需考慮尺寸公差對產品性能的影響并合理控制公差范圍；

3)產品制造過程中需嚴格按設計圖樣要求進行加工，避免超差漏檢對產品性能產生大的影響。