某型飛機尾橇緩沖器動態性能分析和試驗方法研究

2022-12-29 02:02:10張奇

機床與液壓 2022年23期

張奇

(上海飛機設計研究院，上海 201210)

0 前言

最小離地速度(Velocity Minimum Unstick，VMU)試驗是運輸類飛機CCAR25部規章要求演示的一種飛機在最臨界俯仰姿態起飛能力的飛行試驗[1]，當今主流的民用大型客機一般需通過飛行演示最小離地速度、誤操作起飛和最大可用速率抬前輪等試飛科目，在進行這些試飛科目時因飛機抬頭過高可能會造成尾部觸地，所以一般需要在飛機尾部下表面加裝特殊的緩沖裝置來保護飛機本體結構不受到損壞并能提供相關數據。此外，對于一些“短腿”的飛機，也會安裝尾橇組件專門用于保護飛機起降時由于抬輪速度過快或遭遇異常氣流等因素導致機尾與跑道的撞擊或摩擦時，確保機身本體不受傷害。尾橇緩沖器是尾橇組件中吸收飛機抬頭擦尾能量最為重要的部件，保障飛機尾部結構的安全。尾橇緩沖器的主要性能指標是在一定行程范圍內吸收所有的飛機擦尾能量，且沖擊力不超過規定值[2]。

尾橇緩沖器的性能分析和驗證是民用飛機尾橇研究領域最主要的課題之一，目前國內外公開的相關文獻較少，但可參考傳統飛機起落架緩沖器的設計與驗證方法[3]進行研究。對于緩沖器動態性能校核，通常采用的方法有仿真分析和落震試驗兩種，一般兩者結合相互印證。數字仿真是以對緩沖器實際使用場景的受載分析為理論基礎，并在軟件環境下實現對緩沖過程的動力學模擬[4-7]。相較之于試驗，其時效性、可重復性、成本方面的優勢非常明顯，是緩沖器初步設計階段性能校核普遍采用的方法，但純數字仿真無法驗證實物與理論設計的差異，因此不適用于產品最終的性能驗證。落震試驗是一種將一定當量質量提升到一定高度并下落模擬沖擊考核緩沖器動態性能的試驗方法，廣泛用于起落架緩沖器動態性能驗證試驗，尤其是沖擊性能的驗證[8-10]。然而，落震試驗結果雖然更接近工程應用的要求，但存在耗時長、成本高的問題，對每一次的調整參數和工況變化都要單獨進行試驗，無法進行批處理。此外，落震試驗臺架通用性較差，對不同尺寸的緩沖器需不同規模的臺架，研發成本較高，不利于產品后期優化迭代。目前，針對民用飛機尾橇的動態性能驗證，主要還是依靠落震試驗，仿真大多作為試驗前的模擬，不作為驗證依據[11-12]。隨著計算機技術的發展，數字仿真也開始作為最終驗證手段出現，加速產品的研制周期[13]。

本文作者對某型飛機的尾橇緩沖器的動態性能分析和試驗方法進行研究，推導全油液式尾橇緩沖器阻尼力數學模型，并基于該數學模型建立落震仿真分析模型，通過仿真得到該尾橇緩沖器的動態特性并判斷是否符合性能要求。為消除全油液式緩沖器實物的阻尼孔在生產加工中產生的與設計值的偏差，以理想緩沖曲線為基準，考慮上下偏差，規劃并實施若干套阻尼孔構型的緩沖器沖擊試驗，得到最接近設計狀態的理想阻尼孔構型。文中分析方法和試驗方法可為全油液式尾橇緩沖器的設計與驗證提供參考，對尾橇緩沖器的研發工作也具有一定的參考價值。

1 尾橇緩沖器沖擊動力學分析模型

1.1 尾橇緩沖器結構

某型飛機尾橇系統緩沖器采用全油液式緩沖器結構設計方案。這種緩沖器為適應高油液壓力要求需設計成堅固結構，與油-氣式緩沖器相比沒有氣彈簧，不會反彈，有助于維持飛機的最大擦尾角，對最小離地速度試飛起重要作用。如圖1所示，該尾橇緩沖器的主要結構分為高壓腔、低壓腔、油孔套筒、活塞桿等。當飛機尾橇觸地時，活塞桿與活塞一同向上運動，將位于活塞上腔的油液通過油孔壓入與下腔連通的外筒內，這一過程中由于油孔的阻尼效應產生大量的熱，從而耗散了沖擊引起的能量。

圖1 某型飛機尾橇緩沖器結構示意

全油液式緩沖器作為吸能耗能的主要部件，其緩沖性能主要由套筒上的阻尼孔的阻尼特性決定。

參數的選擇與計算是緩沖器設計的核心問題，決定了緩沖性能的好壞。按性質區分，緩沖參數可分為油腔尺寸、活塞面積、油孔尺寸和縮流系數等。概括而言，緩沖器參數的選擇和計算就是一個以飛機質量、重心等總體指標為設計輸入和依據，采用簡化的工程算法做初步預估，進而根據數字仿真或者落震試驗的緩沖性能校核計算結果進行數次調整和迭代計算的過程。

飛機在執行最小離地速度試飛任務時，尾橇緩沖器可在觸地后吸收飛機轉動而產生的能量。為使機體結構上受到的載荷最小，在整個緩沖行程中阻尼力須盡量保持恒定。而阻尼力與油孔的大小有關，因此需選取油孔有效面積隨行程變化的變油孔。

1.2 尾橇緩沖器沖擊動力學方程

為在緩沖行程中吸收該能量，阻尼力做的功需要與之相等，隨后將其轉化成熱量耗散。為盡量降低峰值載荷，提高緩沖效率，因此最佳的阻尼力為一個不隨時間和行程變化的恒定值，即壓縮速率為線性變化，隨時間變化如下：

(1)

式中：v(t)為末段速度；v0為沖擊速度；F為阻尼力；meq為當量質量；t為時間。

積分后代入初始條件，得到速度與行程的關系：

(2)

在壓縮過程中的有效壓油面積為Aeff，則緩沖器高壓油腔中的壓力為

(3)

式中：p為高壓腔壓力。

由流量公式推導油孔面積的變化公式：

(4)

式中：αD為油孔的縮流系數；pT為低壓腔壓力；忽略不計；Q為流量。

由式(4)可以看出Ameter與速度v成正比關系，將式(2)(3)代入式(4)，推導得到Ameter與s的關系如下：

(5)

將式(5)代入式(2)得到緩沖器阻尼力公式：

(6)

2 尾橇緩沖器落震動力學仿真模型建立

在整個緩沖過程的模擬中采用落震分析的方法，將飛機轉動過程中對尾橇的轉動能量等效轉化為垂向落震的沖擊能量。因此整個仿真過程就變成了當量質量塊以一定的初始速度對尾橇緩沖器進行落震沖擊，如圖2所示。通過對這個過程中尾橇緩沖器的受載、行程和速度等參數的分析可得出尾橇的緩沖性能。

圖2 落震分析原理

基于尾橇緩沖器動力學方程和液壓原理數學模型，利用OpenModelica仿真軟件搭建落震仿真模型。在建模過程中運用液壓油、蓄壓裝置、釋壓閥、阻尼孔、腔體單元和作動筒單元等模塊，使用當量質量和初速度作為輸入，設置阻尼孔參數為基準油孔構型。落震仿真模型如圖3所示，模型主要參數如表1所示。

圖3 尾橇緩沖器落震等效模型

表1 落震等效模型計算參數

計算得到在基準油孔參數和落震工況下的仿真結果，如圖4所示。

圖4 落震分析結果

由圖4可知：緩沖器關鍵參數滿足尾橇緩沖器的性能要求，即滿足：

(1)在緩沖行程范圍內可吸收全部沖擊能量；

(2)最大沖擊載荷小于200 kN。

3 尾橇緩沖器沖擊試驗與仿真

3.1 試驗目的

設計一套緩沖效率極高的尾橇緩沖器時，可假設阻尼力為定值，從而可推導出公式(5)中油孔面積與行程之間的函數關系，因而在全行程范圍內得出有效油孔面積與實際行程之間的理想關系曲線。但是在工程設計中，受到套筒尺寸、實現方式和制造工藝等方面的制約，實際的油孔面積與行程關系難以完全達到理想曲線，因此可采取逼近理想曲線以及仿真方法進行迭代優化的方式進行油孔的最終選取。

將基準阻尼孔參數優化得到的阻尼孔構型設為基準油孔(100%)，通過調整油孔直徑可獲得不同構型的油孔，預設定若干套不同尺寸，分別為基準尺寸的85%、90%、100%、110%、115%，進行尾橇緩沖器沖擊試驗并與仿真數據進行對比分析，直至篩選出最接近理想模型的最優實物構型。

3.2 試驗方法

尾橇沖擊試驗作為一種對尾橇緩沖性能校核的通用方法，是在尾橇試驗臺架上進行的性能鑒定試驗。該試驗可對由理論模型和仿真優化建立起來的緩沖參數進行校核和修正，并且通過切換不同構型的油孔參數進行試驗，完成對比分析并確定最優的油孔方案。

試驗原理：尾橇沖擊試驗與最小離地速度試飛時的尾橇沖擊以及落震分析方法不同，是采用與實際工況等效的能量對尾橇試驗件進行橫向沖擊，在沖擊期間保持沖擊載荷的恒定，通過分析整個沖擊過程中的活塞桿運動速度與行程的關系來確定尾橇的緩沖性能。試驗臺在沖擊模式下，通過蓄壓器提供試驗所需的能量。在試驗開始前，將蓄壓器中的充填氮氣和油液設定至預設壓力，通過改變此壓力來調整初始沖擊能量，尾橇沖擊試驗臺如圖5所示。