飛機(jī)著陸狀態(tài)對輪載信號觸發(fā)時間的影響分析

許成杰

摘 要：輪載信號是飛機(jī)相關(guān)系統(tǒng)進(jìn)行空地狀態(tài)判斷的重要信號，輪載信號觸發(fā)時間對飛機(jī)各系統(tǒng)工作狀態(tài)具有重要影響。該文依據(jù)動力學(xué)方法，初步建立了飛機(jī)從機(jī)輪接地至觸發(fā)輪載信號的動力學(xué)模型，分析了飛機(jī)著陸狀態(tài)對輪載信號觸發(fā)時間的影響，對于飛機(jī)相關(guān)系統(tǒng)設(shè)計工作具有一定參考價值。

關(guān)鍵詞：著陸狀態(tài) 輪載信號觸發(fā)時間 動力學(xué)模型

中圖分類號：TB47 文獻(xiàn)標(biāo)識碼：A 文章編號：1674-098X（2014）10（a）-0093-02

Analysis of the impact of aircraft landing status on the time to trigger the Weight on Wheel signal

XU Chengjie

（Shanghai Aircraft Design and Research Institute， Shanghai 200436，China）

Abstract：Weight on Wheel（WOW） signal is an electrical signal which plays an important role in confirming the air/ground condition of the airplane during landing phase. The time to trigger the WOW signal has important influence on the working condition of aircraft systems. Preliminary dynamic model from touchdown to the WOW signal is triggered was established according to dynamics method. Based on the dynamic model， the impact of landing status was analyzed.This model may have some reference value on the design of related aircraft systems.

Key words：Landing status Time to trigger the Weight on Wheel signal Dynamic model

輪載信號是直接表征飛機(jī)地空狀態(tài)的電氣信號，在著陸過程中，只有當(dāng)輪載信號明確指示飛機(jī)在地面時，相關(guān)飛機(jī)系統(tǒng)（剎車系統(tǒng)、飛控系統(tǒng)等）才能開始工作[1][2]。例如，對于剎車系統(tǒng)，自動剎車只有當(dāng)飛機(jī)在地面時才開始工作，而自動剎車可以有效縮短著陸滑跑距離、降低飛機(jī)對機(jī)場跑道的要求，因此輪載信號的觸發(fā)時間對飛機(jī)地面工作狀態(tài)有重要影響。經(jīng)研究，對輪載信號觸發(fā)時間的影響主要來自兩方面：一方面是緩沖器自身的設(shè)計參數(shù)，主要是緩沖支柱的充氣壓力、阻尼孔的阻尼系數(shù)等；另一方面是飛機(jī)的著陸狀態(tài)，主要是升力、重力、下沉速度等因素。在機(jī)型已經(jīng)確定的情況下，影響輪載信號觸發(fā)時間的主要是外部因素，該文著重研究飛機(jī)著陸狀態(tài)對輪載信號觸發(fā)時間的影響。

1 輪載信號的觸發(fā)

輪載信號的觸發(fā)一般通過傳感器檢測起落架緩沖支柱的位置變化來實現(xiàn)，當(dāng)前飛機(jī)的輪載信號傳感器多為接近式傳感器[3]，接近式傳感器包含一個由振蕩回路產(chǎn)生的高頻電磁場，該電磁場從傳感器感應(yīng)面輻射出來，根據(jù)感應(yīng)定律，當(dāng)具有導(dǎo)電能力的物體進(jìn)入該磁場會形成渦電流，渦電流消耗了振蕩回路的能量，振幅減小，傳感器可將該變化轉(zhuǎn)換成開關(guān)信號，進(jìn)而判斷緩沖支柱的位置變化。

在實際設(shè)計中，一般將傳感器與緩沖支柱外筒固定，將標(biāo)靶設(shè)計成與扭力桿聯(lián)動，當(dāng)緩沖支柱處于全伸長狀態(tài)時，傳感器與標(biāo)靶保持“接近”狀態(tài)，即飛機(jī)處于“空中”；當(dāng)緩沖支柱壓縮時，標(biāo)靶“遠(yuǎn)離”傳感器，即飛機(jī)處于“地面”。

2 分析模型

根據(jù)已有設(shè)計經(jīng)驗，著陸時，飄降（即飛機(jī)接地瞬時下沉速度為0）最不利于輪載信號的觸發(fā)，本文即針對這一情況進(jìn)行計算分析。以主起緩沖支柱氣腔以上的飛機(jī)部分為研究對象，對其彈跳過程即緩沖支柱壓縮過程進(jìn)行分析。

飛機(jī)接地時在垂直方向上的作用力為：重力、升力、緩沖支柱氣腔的支持力、緩沖支柱油孔阻尼力。其中重力即為飛機(jī)接地時總重，升力為：

（1）

式中為飛機(jī)升力系數(shù)，為空氣密度，為飛機(jī)著陸空速，機(jī)翼參考面積，由于接地至產(chǎn)生輪載信號時間很短，忽略這一過程中姿態(tài)角及空速變化，同時，在這一過程中，姿態(tài)角及空速應(yīng)逐漸減小，均有利于輪載信號的產(chǎn)生。同時，本模型假設(shè)擾流板打開過程中，飛機(jī)升力系數(shù)按線性關(guān)系減小至完全打開。

緩沖支柱氣腔支持力為：

（2）

式中為緩沖支柱初始充氣壓力，為氣腔橫截面積，為緩沖支柱行程。

緩沖支柱油孔阻尼力為：

（3）

式中為油孔阻尼系數(shù)，為緩沖支柱壓縮速度。

飛機(jī)豎直方向上的動力學(xué)關(guān)系滿足：

ma （4）

式中，為飛機(jī)著陸時豎直方向所受合外力，為飛機(jī)著陸時質(zhì)量。

通過以上關(guān)系得到飛機(jī)著陸過程中各個時刻的加速度，再通過積分得到緩沖支柱行程的變化。根據(jù)輪載信號的觸發(fā)要求，緩沖支柱壓縮量在達(dá)到一定數(shù)量也就是標(biāo)靶遠(yuǎn)離接近傳感器一定距離且保持一段時間時即可確保觸發(fā)輪載信號，在以上模型中應(yīng)用這一邊界條件可以得出觸發(fā)輪載信號所需時間。

分析模型中，取t=0為緩沖支柱開始壓縮的時刻，同時，該模型僅考慮飛機(jī)著陸時為雙側(cè)主起同時著陸的情形，單側(cè)主起著陸后，多數(shù)情形下另一側(cè)主起也會迅速接地，同樣適用于本模型。

3 計算結(jié)果

根據(jù)某型飛機(jī)的起落架緩沖支柱充氣壓力，機(jī)翼參考面積，氣腔橫截面積，油孔阻尼系數(shù)，基于Matlab R2012b，計算了幾種典型著陸狀態(tài)（大重量、中重量、小重量、大迎角、小迎角、大空速、中空速、小空速）下，從緩沖支柱開始壓縮到輪載信號觸發(fā)（標(biāo)靶遠(yuǎn)離傳感器距離達(dá)到設(shè)定值）所需的時間，圖2及圖3為典型工況下緩沖支柱壓縮變化曲線。

由圖2可知，在著陸重量相同的情況下，升力越大，觸發(fā)輪載信號所需時間越長，同時，在緩沖支柱壓縮量達(dá)到滿足輪載信號觸發(fā)的要求（圖中紅線所示為輪載信號觸發(fā)所需的臨界壓縮量）后，緩沖支柱均繼續(xù)壓縮，滿足觸發(fā)輪載信號所需要求。

由圖3可知，在升力變化相同的情況下，重力越大，觸發(fā)輪載信號所需時間越短，同時，在緩沖支柱壓縮量達(dá)到滿足輪載信號觸發(fā)的要求（圖中紅線所示為輪載信號觸發(fā)所需的臨界壓縮量）后，緩沖支柱均繼續(xù)壓縮，滿足觸發(fā)輪載信號所需要求。

根據(jù)以上各狀態(tài)計算結(jié)果，典型著陸狀態(tài)下輪載信號觸發(fā)時間范圍為0.15 s至1.5 s，同姿態(tài)角、同空速條件下，重量越大、觸發(fā)時間越短；同重量時，升力越小，觸發(fā)時間越短，且在達(dá)到輪載信號觸發(fā)所需壓縮量后緩沖支柱均繼續(xù)壓縮，滿足輪載信號觸發(fā)要求。經(jīng)過與某機(jī)型實際飛行數(shù)據(jù)對比，以上緩沖支柱壓縮量變化趨勢與試驗數(shù)據(jù)基本一致，且輪載信號觸發(fā)時間與試驗結(jié)果基本相當(dāng)。

4 結(jié)語

該文基于動力學(xué)模型，建立了飛機(jī)從機(jī)輪接地至觸發(fā)輪載信號的動力學(xué)模型，根據(jù)某型飛機(jī)實際參數(shù)，初步分析了重力、升力等因素對輪載信號觸發(fā)時間的影響，計算結(jié)果與試驗結(jié)果基本一致，對其它機(jī)型的輪載信號觸發(fā)時間的計算有一定借鑒意義。

參考文獻(xiàn)

[1] 《飛機(jī)設(shè)計手冊》總編委會.飛機(jī)設(shè)計手冊第14冊：起飛著陸系統(tǒng)設(shè)計[M].北京：航空工業(yè)出版社，2001.

[2] 中國民航局.CCAR25-R4 中國民用航空規(guī)章第25部-運輸類飛機(jī)適航標(biāo)準(zhǔn)[S].中國：中國民用航空局，2011.

[3] 馮永勝.起落架系統(tǒng)輪載信號分析[J].科技資訊，2011（29）：28.endprint

摘 要：輪載信號是飛機(jī)相關(guān)系統(tǒng)進(jìn)行空地狀態(tài)判斷的重要信號，輪載信號觸發(fā)時間對飛機(jī)各系統(tǒng)工作狀態(tài)具有重要影響。該文依據(jù)動力學(xué)方法，初步建立了飛機(jī)從機(jī)輪接地至觸發(fā)輪載信號的動力學(xué)模型，分析了飛機(jī)著陸狀態(tài)對輪載信號觸發(fā)時間的影響，對于飛機(jī)相關(guān)系統(tǒng)設(shè)計工作具有一定參考價值。

關(guān)鍵詞：著陸狀態(tài) 輪載信號觸發(fā)時間 動力學(xué)模型

中圖分類號：TB47 文獻(xiàn)標(biāo)識碼：A 文章編號：1674-098X（2014）10（a）-0093-02

Analysis of the impact of aircraft landing status on the time to trigger the Weight on Wheel signal

XU Chengjie

（Shanghai Aircraft Design and Research Institute， Shanghai 200436，China）

Abstract：Weight on Wheel（WOW） signal is an electrical signal which plays an important role in confirming the air/ground condition of the airplane during landing phase. The time to trigger the WOW signal has important influence on the working condition of aircraft systems. Preliminary dynamic model from touchdown to the WOW signal is triggered was established according to dynamics method. Based on the dynamic model， the impact of landing status was analyzed.This model may have some reference value on the design of related aircraft systems.

Key words：Landing status Time to trigger the Weight on Wheel signal Dynamic model

輪載信號是直接表征飛機(jī)地空狀態(tài)的電氣信號，在著陸過程中，只有當(dāng)輪載信號明確指示飛機(jī)在地面時，相關(guān)飛機(jī)系統(tǒng)（剎車系統(tǒng)、飛控系統(tǒng)等）才能開始工作[1][2]。例如，對于剎車系統(tǒng)，自動剎車只有當(dāng)飛機(jī)在地面時才開始工作，而自動剎車可以有效縮短著陸滑跑距離、降低飛機(jī)對機(jī)場跑道的要求，因此輪載信號的觸發(fā)時間對飛機(jī)地面工作狀態(tài)有重要影響。經(jīng)研究，對輪載信號觸發(fā)時間的影響主要來自兩方面：一方面是緩沖器自身的設(shè)計參數(shù)，主要是緩沖支柱的充氣壓力、阻尼孔的阻尼系數(shù)等；另一方面是飛機(jī)的著陸狀態(tài)，主要是升力、重力、下沉速度等因素。在機(jī)型已經(jīng)確定的情況下，影響輪載信號觸發(fā)時間的主要是外部因素，該文著重研究飛機(jī)著陸狀態(tài)對輪載信號觸發(fā)時間的影響。

1 輪載信號的觸發(fā)

輪載信號的觸發(fā)一般通過傳感器檢測起落架緩沖支柱的位置變化來實現(xiàn)，當(dāng)前飛機(jī)的輪載信號傳感器多為接近式傳感器[3]，接近式傳感器包含一個由振蕩回路產(chǎn)生的高頻電磁場，該電磁場從傳感器感應(yīng)面輻射出來，根據(jù)感應(yīng)定律，當(dāng)具有導(dǎo)電能力的物體進(jìn)入該磁場會形成渦電流，渦電流消耗了振蕩回路的能量，振幅減小，傳感器可將該變化轉(zhuǎn)換成開關(guān)信號，進(jìn)而判斷緩沖支柱的位置變化。

在實際設(shè)計中，一般將傳感器與緩沖支柱外筒固定，將標(biāo)靶設(shè)計成與扭力桿聯(lián)動，當(dāng)緩沖支柱處于全伸長狀態(tài)時，傳感器與標(biāo)靶保持“接近”狀態(tài)，即飛機(jī)處于“空中”；當(dāng)緩沖支柱壓縮時，標(biāo)靶“遠(yuǎn)離”傳感器，即飛機(jī)處于“地面”。

2 分析模型

根據(jù)已有設(shè)計經(jīng)驗，著陸時，飄降（即飛機(jī)接地瞬時下沉速度為0）最不利于輪載信號的觸發(fā)，本文即針對這一情況進(jìn)行計算分析。以主起緩沖支柱氣腔以上的飛機(jī)部分為研究對象，對其彈跳過程即緩沖支柱壓縮過程進(jìn)行分析。

飛機(jī)接地時在垂直方向上的作用力為：重力、升力、緩沖支柱氣腔的支持力、緩沖支柱油孔阻尼力。其中重力即為飛機(jī)接地時總重，升力為：

（1）

式中為飛機(jī)升力系數(shù)，為空氣密度，為飛機(jī)著陸空速，機(jī)翼參考面積，由于接地至產(chǎn)生輪載信號時間很短，忽略這一過程中姿態(tài)角及空速變化，同時，在這一過程中，姿態(tài)角及空速應(yīng)逐漸減小，均有利于輪載信號的產(chǎn)生。同時，本模型假設(shè)擾流板打開過程中，飛機(jī)升力系數(shù)按線性關(guān)系減小至完全打開。

緩沖支柱氣腔支持力為：

（2）

式中為緩沖支柱初始充氣壓力，為氣腔橫截面積，為緩沖支柱行程。

緩沖支柱油孔阻尼力為：

（3）

式中為油孔阻尼系數(shù)，為緩沖支柱壓縮速度。

飛機(jī)豎直方向上的動力學(xué)關(guān)系滿足：

ma （4）

式中，為飛機(jī)著陸時豎直方向所受合外力，為飛機(jī)著陸時質(zhì)量。

通過以上關(guān)系得到飛機(jī)著陸過程中各個時刻的加速度，再通過積分得到緩沖支柱行程的變化。根據(jù)輪載信號的觸發(fā)要求，緩沖支柱壓縮量在達(dá)到一定數(shù)量也就是標(biāo)靶遠(yuǎn)離接近傳感器一定距離且保持一段時間時即可確保觸發(fā)輪載信號，在以上模型中應(yīng)用這一邊界條件可以得出觸發(fā)輪載信號所需時間。

分析模型中，取t=0為緩沖支柱開始壓縮的時刻，同時，該模型僅考慮飛機(jī)著陸時為雙側(cè)主起同時著陸的情形，單側(cè)主起著陸后，多數(shù)情形下另一側(cè)主起也會迅速接地，同樣適用于本模型。

3 計算結(jié)果

根據(jù)某型飛機(jī)的起落架緩沖支柱充氣壓力，機(jī)翼參考面積，氣腔橫截面積，油孔阻尼系數(shù)，基于Matlab R2012b，計算了幾種典型著陸狀態(tài)（大重量、中重量、小重量、大迎角、小迎角、大空速、中空速、小空速）下，從緩沖支柱開始壓縮到輪載信號觸發(fā)（標(biāo)靶遠(yuǎn)離傳感器距離達(dá)到設(shè)定值）所需的時間，圖2及圖3為典型工況下緩沖支柱壓縮變化曲線。

由圖2可知，在著陸重量相同的情況下，升力越大，觸發(fā)輪載信號所需時間越長，同時，在緩沖支柱壓縮量達(dá)到滿足輪載信號觸發(fā)的要求（圖中紅線所示為輪載信號觸發(fā)所需的臨界壓縮量）后，緩沖支柱均繼續(xù)壓縮，滿足觸發(fā)輪載信號所需要求。

由圖3可知，在升力變化相同的情況下，重力越大，觸發(fā)輪載信號所需時間越短，同時，在緩沖支柱壓縮量達(dá)到滿足輪載信號觸發(fā)的要求（圖中紅線所示為輪載信號觸發(fā)所需的臨界壓縮量）后，緩沖支柱均繼續(xù)壓縮，滿足觸發(fā)輪載信號所需要求。

根據(jù)以上各狀態(tài)計算結(jié)果，典型著陸狀態(tài)下輪載信號觸發(fā)時間范圍為0.15 s至1.5 s，同姿態(tài)角、同空速條件下，重量越大、觸發(fā)時間越短；同重量時，升力越小，觸發(fā)時間越短，且在達(dá)到輪載信號觸發(fā)所需壓縮量后緩沖支柱均繼續(xù)壓縮，滿足輪載信號觸發(fā)要求。經(jīng)過與某機(jī)型實際飛行數(shù)據(jù)對比，以上緩沖支柱壓縮量變化趨勢與試驗數(shù)據(jù)基本一致，且輪載信號觸發(fā)時間與試驗結(jié)果基本相當(dāng)。

4 結(jié)語

該文基于動力學(xué)模型，建立了飛機(jī)從機(jī)輪接地至觸發(fā)輪載信號的動力學(xué)模型，根據(jù)某型飛機(jī)實際參數(shù)，初步分析了重力、升力等因素對輪載信號觸發(fā)時間的影響，計算結(jié)果與試驗結(jié)果基本一致，對其它機(jī)型的輪載信號觸發(fā)時間的計算有一定借鑒意義。

參考文獻(xiàn)

[1] 《飛機(jī)設(shè)計手冊》總編委會.飛機(jī)設(shè)計手冊第14冊：起飛著陸系統(tǒng)設(shè)計[M].北京：航空工業(yè)出版社，2001.

[2] 中國民航局.CCAR25-R4 中國民用航空規(guī)章第25部-運輸類飛機(jī)適航標(biāo)準(zhǔn)[S].中國：中國民用航空局，2011.

[3] 馮永勝.起落架系統(tǒng)輪載信號分析[J].科技資訊，2011（29）：28.endprint

摘 要：輪載信號是飛機(jī)相關(guān)系統(tǒng)進(jìn)行空地狀態(tài)判斷的重要信號，輪載信號觸發(fā)時間對飛機(jī)各系統(tǒng)工作狀態(tài)具有重要影響。該文依據(jù)動力學(xué)方法，初步建立了飛機(jī)從機(jī)輪接地至觸發(fā)輪載信號的動力學(xué)模型，分析了飛機(jī)著陸狀態(tài)對輪載信號觸發(fā)時間的影響，對于飛機(jī)相關(guān)系統(tǒng)設(shè)計工作具有一定參考價值。

關(guān)鍵詞：著陸狀態(tài) 輪載信號觸發(fā)時間 動力學(xué)模型

中圖分類號：TB47 文獻(xiàn)標(biāo)識碼：A 文章編號：1674-098X（2014）10（a）-0093-02

Analysis of the impact of aircraft landing status on the time to trigger the Weight on Wheel signal

XU Chengjie

（Shanghai Aircraft Design and Research Institute， Shanghai 200436，China）

Abstract：Weight on Wheel（WOW） signal is an electrical signal which plays an important role in confirming the air/ground condition of the airplane during landing phase. The time to trigger the WOW signal has important influence on the working condition of aircraft systems. Preliminary dynamic model from touchdown to the WOW signal is triggered was established according to dynamics method. Based on the dynamic model， the impact of landing status was analyzed.This model may have some reference value on the design of related aircraft systems.

Key words：Landing status Time to trigger the Weight on Wheel signal Dynamic model

輪載信號是直接表征飛機(jī)地空狀態(tài)的電氣信號，在著陸過程中，只有當(dāng)輪載信號明確指示飛機(jī)在地面時，相關(guān)飛機(jī)系統(tǒng)（剎車系統(tǒng)、飛控系統(tǒng)等）才能開始工作[1][2]。例如，對于剎車系統(tǒng)，自動剎車只有當(dāng)飛機(jī)在地面時才開始工作，而自動剎車可以有效縮短著陸滑跑距離、降低飛機(jī)對機(jī)場跑道的要求，因此輪載信號的觸發(fā)時間對飛機(jī)地面工作狀態(tài)有重要影響。經(jīng)研究，對輪載信號觸發(fā)時間的影響主要來自兩方面：一方面是緩沖器自身的設(shè)計參數(shù)，主要是緩沖支柱的充氣壓力、阻尼孔的阻尼系數(shù)等；另一方面是飛機(jī)的著陸狀態(tài)，主要是升力、重力、下沉速度等因素。在機(jī)型已經(jīng)確定的情況下，影響輪載信號觸發(fā)時間的主要是外部因素，該文著重研究飛機(jī)著陸狀態(tài)對輪載信號觸發(fā)時間的影響。

1 輪載信號的觸發(fā)

輪載信號的觸發(fā)一般通過傳感器檢測起落架緩沖支柱的位置變化來實現(xiàn)，當(dāng)前飛機(jī)的輪載信號傳感器多為接近式傳感器[3]，接近式傳感器包含一個由振蕩回路產(chǎn)生的高頻電磁場，該電磁場從傳感器感應(yīng)面輻射出來，根據(jù)感應(yīng)定律，當(dāng)具有導(dǎo)電能力的物體進(jìn)入該磁場會形成渦電流，渦電流消耗了振蕩回路的能量，振幅減小，傳感器可將該變化轉(zhuǎn)換成開關(guān)信號，進(jìn)而判斷緩沖支柱的位置變化。

在實際設(shè)計中，一般將傳感器與緩沖支柱外筒固定，將標(biāo)靶設(shè)計成與扭力桿聯(lián)動，當(dāng)緩沖支柱處于全伸長狀態(tài)時，傳感器與標(biāo)靶保持“接近”狀態(tài)，即飛機(jī)處于“空中”；當(dāng)緩沖支柱壓縮時，標(biāo)靶“遠(yuǎn)離”傳感器，即飛機(jī)處于“地面”。

2 分析模型

根據(jù)已有設(shè)計經(jīng)驗，著陸時，飄降（即飛機(jī)接地瞬時下沉速度為0）最不利于輪載信號的觸發(fā)，本文即針對這一情況進(jìn)行計算分析。以主起緩沖支柱氣腔以上的飛機(jī)部分為研究對象，對其彈跳過程即緩沖支柱壓縮過程進(jìn)行分析。

飛機(jī)接地時在垂直方向上的作用力為：重力、升力、緩沖支柱氣腔的支持力、緩沖支柱油孔阻尼力。其中重力即為飛機(jī)接地時總重，升力為：

（1）

式中為飛機(jī)升力系數(shù)，為空氣密度，為飛機(jī)著陸空速，機(jī)翼參考面積，由于接地至產(chǎn)生輪載信號時間很短，忽略這一過程中姿態(tài)角及空速變化，同時，在這一過程中，姿態(tài)角及空速應(yīng)逐漸減小，均有利于輪載信號的產(chǎn)生。同時，本模型假設(shè)擾流板打開過程中，飛機(jī)升力系數(shù)按線性關(guān)系減小至完全打開。

緩沖支柱氣腔支持力為：

（2）

式中為緩沖支柱初始充氣壓力，為氣腔橫截面積，為緩沖支柱行程。

緩沖支柱油孔阻尼力為：

（3）

式中為油孔阻尼系數(shù)，為緩沖支柱壓縮速度。

飛機(jī)豎直方向上的動力學(xué)關(guān)系滿足：

ma （4）

式中，為飛機(jī)著陸時豎直方向所受合外力，為飛機(jī)著陸時質(zhì)量。

通過以上關(guān)系得到飛機(jī)著陸過程中各個時刻的加速度，再通過積分得到緩沖支柱行程的變化。根據(jù)輪載信號的觸發(fā)要求，緩沖支柱壓縮量在達(dá)到一定數(shù)量也就是標(biāo)靶遠(yuǎn)離接近傳感器一定距離且保持一段時間時即可確保觸發(fā)輪載信號，在以上模型中應(yīng)用這一邊界條件可以得出觸發(fā)輪載信號所需時間。

分析模型中，取t=0為緩沖支柱開始壓縮的時刻，同時，該模型僅考慮飛機(jī)著陸時為雙側(cè)主起同時著陸的情形，單側(cè)主起著陸后，多數(shù)情形下另一側(cè)主起也會迅速接地，同樣適用于本模型。

3 計算結(jié)果

根據(jù)某型飛機(jī)的起落架緩沖支柱充氣壓力，機(jī)翼參考面積，氣腔橫截面積，油孔阻尼系數(shù)，基于Matlab R2012b，計算了幾種典型著陸狀態(tài)（大重量、中重量、小重量、大迎角、小迎角、大空速、中空速、小空速）下，從緩沖支柱開始壓縮到輪載信號觸發(fā)（標(biāo)靶遠(yuǎn)離傳感器距離達(dá)到設(shè)定值）所需的時間，圖2及圖3為典型工況下緩沖支柱壓縮變化曲線。

由圖2可知，在著陸重量相同的情況下，升力越大，觸發(fā)輪載信號所需時間越長，同時，在緩沖支柱壓縮量達(dá)到滿足輪載信號觸發(fā)的要求（圖中紅線所示為輪載信號觸發(fā)所需的臨界壓縮量）后，緩沖支柱均繼續(xù)壓縮，滿足觸發(fā)輪載信號所需要求。

由圖3可知，在升力變化相同的情況下，重力越大，觸發(fā)輪載信號所需時間越短，同時，在緩沖支柱壓縮量達(dá)到滿足輪載信號觸發(fā)的要求（圖中紅線所示為輪載信號觸發(fā)所需的臨界壓縮量）后，緩沖支柱均繼續(xù)壓縮，滿足觸發(fā)輪載信號所需要求。

根據(jù)以上各狀態(tài)計算結(jié)果，典型著陸狀態(tài)下輪載信號觸發(fā)時間范圍為0.15 s至1.5 s，同姿態(tài)角、同空速條件下，重量越大、觸發(fā)時間越短；同重量時，升力越小，觸發(fā)時間越短，且在達(dá)到輪載信號觸發(fā)所需壓縮量后緩沖支柱均繼續(xù)壓縮，滿足輪載信號觸發(fā)要求。經(jīng)過與某機(jī)型實際飛行數(shù)據(jù)對比，以上緩沖支柱壓縮量變化趨勢與試驗數(shù)據(jù)基本一致，且輪載信號觸發(fā)時間與試驗結(jié)果基本相當(dāng)。

4 結(jié)語

該文基于動力學(xué)模型，建立了飛機(jī)從機(jī)輪接地至觸發(fā)輪載信號的動力學(xué)模型，根據(jù)某型飛機(jī)實際參數(shù)，初步分析了重力、升力等因素對輪載信號觸發(fā)時間的影響，計算結(jié)果與試驗結(jié)果基本一致，對其它機(jī)型的輪載信號觸發(fā)時間的計算有一定借鑒意義。

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