基于迭代算法的直升機(jī)起落架總體布局參數(shù)設(shè)計

楊 俊，黃欽兒，賈玉紅

(1.中國直升機(jī)設(shè)計研究所，江西 景德鎮(zhèn) 333001；2.北京航空航天大學(xué)，北京 100083)

基于迭代算法的直升機(jī)起落架總體布局參數(shù)設(shè)計

楊 俊1，黃欽兒1，賈玉紅2

(1.中國直升機(jī)設(shè)計研究所，江西 景德鎮(zhèn) 333001；2.北京航空航天大學(xué)，北京 100083)

應(yīng)用反復(fù)迭代的思想，建立了一套起落架總體布局參數(shù)的設(shè)計方法，并在已有型號進(jìn)行了設(shè)計驗證。驗證結(jié)果表明了設(shè)計方法的有效性。

起落架；總體布局；迭代算法

0 引言

直升機(jī)起落架一般有前三點、后三點、滑撬式三種型式。合理的起落架型式及總體布局對直升機(jī)的起落安全起著十分重要的作用。起落架的型式因直升機(jī)噸位、功能不同而選擇不同，其總體布局的各參數(shù)設(shè)計更是充滿矛盾。已有的文獻(xiàn)均著重于從某一方面來論述某單一參數(shù)的確定原則，而沒有考慮其它參數(shù)的限制。對于整個起落架，沒有一個系統(tǒng)的總體布局方法。本文用反復(fù)迭代的思想，建立一套起落架總體布局參數(shù)的工程方法，并在已有型號的直升機(jī)上進(jìn)行起落架設(shè)計驗證。

1 起落架型式選擇

前三點式起落架，承載能力強(qiáng)，較適合于運(yùn)輸直升機(jī)及相關(guān)衍生機(jī)型，特別是需要在尾部開艙門的直升機(jī)[1]。如SA321“超黃蜂”、EH101等直升機(jī)即采用此構(gòu)形。由于前起落架布置在機(jī)身駕駛艙下部，不利于再在機(jī)腹安裝機(jī)炮等攻擊設(shè)備以及雷達(dá)等搜索/偵查設(shè)備；墜機(jī)后前起落架不能吸收足夠多的撞擊能量，且前起支柱易于戳穿駕駛艙地板對飛行員造成傷害，抗墜毀性差。因此，該布置型式對于要在機(jī)腹下裝備機(jī)炮、雷達(dá)等設(shè)備且抗墜毀型要求嚴(yán)格的直升機(jī)不太適用[3]。

后三點式起落架則比較適合于武裝直升機(jī)等攻擊機(jī)型。其一，由于兩主起布置在重心附近、駕駛艙兩側(cè)，主起能較多地吸收墜機(jī)后觸地的撞擊能量，具有較好的抗墜毀性；其二，該起落架構(gòu)型在駕駛艙下方留出了安裝機(jī)炮、搜瞄設(shè)備的空間，安裝上述設(shè)備后也不會影響飛機(jī)牽引。采用后三點式起落架的直升機(jī)主要有AH-64、UH-60等。

滑撬式起落架主要適用于輕型直升機(jī)，如“小松鼠”、“小羚羊”等機(jī)型。

2 起落架布局總體參數(shù)確定方法

本文以前三點式為例，介紹直升機(jī)起落架布局總體參數(shù)的確定方法。直升機(jī)起落架總體布局參數(shù)主要包括：停機(jī)角φ、縱向輪距b、前起至重心縱向距離a、主起至重心縱向距離c、橫向主輪距B、機(jī)身結(jié)構(gòu)離地最小距離δ、自轉(zhuǎn)著陸角θ、后罩角β。起落架總體布局即是確定這些總體布局參數(shù)的過程，參見圖1。下面將詳述這些參數(shù)的確定方法。

圖1 前三點式起落架總體參數(shù)示意圖

2.1 確定主輪觸地點離機(jī)身的高度h0

為防止地面凸出物與機(jī)身結(jié)構(gòu)相碰，h0的大小要保證，在直升機(jī)最大壓縮量時，機(jī)身最低點(含外部天線)離地最小距離不小于150mm[1]，實踐中該值可能更大。通過調(diào)整h0的大小來滿足機(jī)身最低點離地要求。h0確定后，畫一條與機(jī)腹相距h0的水平線l，主輪觸地點就在這條直線上。

2.2 確定主輪觸地點的縱向位置，即確定c值

c值影響其他兩個總體參數(shù)：后罩角和自轉(zhuǎn)著陸角。當(dāng)c值變化時，自轉(zhuǎn)著陸角θ與后罩角β也隨之變化。c值的確定原則是要保證獲得滿意的β和θ。

θ的大小要保證當(dāng)主輪和尾撐著地且處于最大壓縮量時，尾梁和尾槳滿足結(jié)構(gòu)最小離地距離δ的要求。滿足該前提的條件下，θ不能太大。θ太大將會使后罩角β過大。

β的大小主要考慮直升機(jī)防后翻的性能。直升機(jī)以大仰角或在坡地著陸時，機(jī)身可能向后翻倒；在尾部裝載過重時，也可能出現(xiàn)機(jī)身向后翻倒的情況。為了保證在上述情形下直升機(jī)不向后翻倒，以及后翻后具有一定的“自行恢復(fù)”能力，機(jī)身需有一個足夠大的繞主輪觸地點的恢復(fù)力矩。如圖2所示，需將主起觸地點A布置在重心線GO之后，即β>θ，此時重力提供恢復(fù)力矩。從這點來說，β越大越好。但若β過大，則又會導(dǎo)致前起落架承載荷過大，重量增加。一般β不小于30°[4]。

暫取β=θ+δ0，δ0為裕度角，過重心G作與鉛垂線成β角的直線與直線l相交，交點就是主輪觸地點的縱向位置。后面將校核前起落架的承載，以判斷該后罩角的合理性。

圖2 主輪觸地點位置確定

2.3 確定前輪觸地點的縱向位置，即確定a值

a值關(guān)系到機(jī)身載荷在前起和主起的分配，以及直升機(jī)的防側(cè)翻性能。a值太小，即前輪接近重心，則前起承載加大，且直升機(jī)的防側(cè)翻能力不足。因此，在結(jié)構(gòu)允許且不影響直升機(jī)總體功能的情況下，應(yīng)盡可能將該點布置靠前，以增大直升機(jī)的縱向輪距。一般前輪承載約機(jī)身重量的15% ～ 30%[3]。根據(jù)該原則，不妨初步確定前輪觸地點的縱向位置(橫向位置居中)，然后校核各輪的載荷：

F前

G為直升機(jī)重量。若計算所得前主輪不滿足承載要求，則調(diào)整前輪觸地點。如仍不能滿足承載要求，則返回第一步重新確定主輪觸地點位置。

a值和c值確定后，直升機(jī)縱向輪距b也就確定了：b=a+c。

2.4 確定橫向主輪距B

直升機(jī)橫向主輪距的選擇主要考慮滿足運(yùn)輸、停放、防側(cè)翻、重量等要求。若直升機(jī)的運(yùn)輸和停放要求主輪距B≤L，現(xiàn)根據(jù)防側(cè)翻要求確定橫向主輪距。

直升機(jī)側(cè)翻事故一般是在坡地上停放，或在有側(cè)風(fēng)情況下著陸滑跑引起側(cè)滑時產(chǎn)生的[2]。一般地，直升機(jī)是沿著前輪觸地點和一側(cè)主輪觸地點的連線翻倒。側(cè)翻瞬間，直升機(jī)一個主輪恰好離地，只有前輪和另一個主輪著地。側(cè)翻瞬間直升機(jī)受力情況如圖3所示。

圖3 直升機(jī)側(cè)翻受力圖

直升機(jī)受重力G，地面的支持力N，地面摩擦力f，慣性力P。慣性力和摩擦力組成側(cè)翻力矩，重力與支持力組成恢復(fù)力矩。要直升機(jī)不傾覆，需[2]：

Gx≥fh

從而

或

其中，x—直升機(jī)重心在地面的投影到前輪和主輪連線的距離；h—直升機(jī)重心到地面的高度；ε—側(cè)罩角，直升機(jī)重心到前、主輪連線的垂線與重心鉛垂線的夾角，一般取20°～ 30°；μ—機(jī)輪與地面的摩擦系數(shù)。

由上式可知，重心越低(h小)，前輪距重心越遠(yuǎn)(a越大)，到達(dá)同樣防側(cè)翻性能所需的橫向主輪距B越小。

這樣，滿足運(yùn)輸、停放要求和防傾覆要求的主輪距為：

在此范圍內(nèi)，應(yīng)盡可能地選擇較小的橫向主輪距，以減輕直升機(jī)重量和機(jī)身廢阻。

2.5 確定停機(jī)角φ

為了使直升機(jī)前飛過程中機(jī)身基本保持水平，直升機(jī)旋翼軸往往相對于機(jī)身水平線有個前傾角γ。但這卻導(dǎo)致直升機(jī)在地面啟動時，若不加任何操縱，會因為旋翼拉力有向前的分力而向前滑行。為了減輕駕駛員在地面的操縱負(fù)擔(dān)，特設(shè)定停機(jī)角φ，使機(jī)身后仰以使旋翼軸大致垂直地面，從而達(dá)到在地面上減小甚至消除旋翼向前分力的目的。

停機(jī)角一般在0～γ之間。太大的停機(jī)角除了需增加前起落架的長度導(dǎo)致空機(jī)重量增加外，還會使旋翼拉力有向后的分力，結(jié)果矯枉過正，而且也不利于飛行員上下駕駛艙[3]。

起落架總體布局的流程如圖4所示。

圖4 起落架總體布局流程圖

3 型號驗證

現(xiàn)以某型機(jī)為原型，設(shè)計其起落架布局總體參數(shù)，然后與其原有起落架總體參數(shù)進(jìn)行比較，以驗證本文提出的方法的可行性。

3.1 坐標(biāo)系

OX軸：以機(jī)頭O點為原點，地板基準(zhǔn)水平線為縱軸，向后為正；

OY軸：以O(shè)點為原點，向右為正；

OZ軸：以O(shè)為原點，向上為正，遵循右手系。

該機(jī)最大起飛重量13000kg，重心G點坐標(biāo)( 6400mm， 0mm，1223mm)。

3.2 參數(shù)確定

1)確定主輪觸地點離機(jī)身的高度。

該機(jī)以最大起飛重量停機(jī)時，起落架緩沖支柱和輪胎壓縮量約280mm，該機(jī)機(jī)外天線最高者約360mm，取最大起飛重量下天線離地高度δ= 200mm。從而，主輪觸地點離機(jī)腹高度為360mm + 200mm + 280mm =840mm。以離機(jī)身底部840mm畫直線AB：主輪觸地點就在直線AB上。如圖5方案一所示。AB豎坐標(biāo)為z=-1525。

圖5 起落架方案一

2)確定主輪觸地點縱向位置。

①初步選定后罩角β。試取后罩角為30°：過點G作與鉛垂線成30°的直線，與AB交于點P，發(fā)現(xiàn)P點太靠近重心，縱向輪距太小，不可?。辉僭嚾『笳纸菫?0°：過點G作與重心線成50°角的直線，與AB交于點M，發(fā)現(xiàn)點M離尾艙門太近，影響艙門設(shè)置，該后罩角依然不可??；最后試取后罩角為40°。過點G作與重心線成40°角的直線，與AB交于點Q(x= 8705，z= -1525)。從圖上看，點Q似可作為主輪觸地點的初步位置。暫定此點為主輪觸地點。此時，后罩角β=40°，主輪觸地點離重心縱向距離c= 8705-6400 = 2350mm。

②確定自轉(zhuǎn)著陸角θ。

自轉(zhuǎn)著陸角要保證尾撐著地且處于最大壓縮量時，尾槳離地仍有一段安全距離。取安全距離為δ0=150mm，尾撐最大壓縮量約為180mm，因此尾撐著地且未壓縮時尾槳離地距離應(yīng)為330mm；而該尾槳半徑為2000mm，因而以尾槳中心為圓心，2330mm為半徑畫圓O：著地線在該圓切線及以外都是安全的。過點Q作圓O的切線QT。此時，自轉(zhuǎn)著陸角為15.33°。

③驗證后罩角與自轉(zhuǎn)著陸角的關(guān)系是否滿足防后翻條件。

β-θ= 40°-15.33°= 24.67°。說明直升機(jī)在地面停放姿態(tài)24°時，不會產(chǎn)生后翻情況。

3)確定前輪觸地點縱向位置a。

①初步確定前輪觸地點位置

按照前述原則，前輪盡可能靠前，以增大直升機(jī)縱向輪距和防側(cè)翻性能。但又考慮到防止直升機(jī)墜毀后前起支柱戳穿駕駛艙地板對飛行員造成傷害，前起落架布置需遠(yuǎn)離駕駛員位置。因此選擇將其布置在機(jī)身中部最前端——與駕駛艙對接的地方，這里有大的承力框，對起落架載荷的傳遞也是合適的。如圖所示，暫將前起落架縱向位置布置在CD直線上，該直線的縱向坐標(biāo)為x=1872mm。此時，前輪觸地點離重心縱向距離為a=6400 mm-1872mm=4528mm。

②校核前、主起落架載荷分配。

F前

前起落架分配機(jī)身34.2%的重量，前起承載過重。應(yīng)是后罩角太大引起的?；氐降谝徊剑瑢⒑笳纸歉臑?7°再試。如圖6方案二所示。此時，Q點縱向坐標(biāo)(x=8470，z=-1525)。 主輪觸地點離重心縱向距離c= 8470 mm-6400 mm = 2070mm，自轉(zhuǎn)著陸角θ= 15°，β-θ= 37°-15°= 22°，前輪位置不變，縱向輪距b=a+c=4528+2070=6598mm。再次校核前起載荷：

F前

前輪承受全機(jī)31.3%的載荷，可以接受。暫定目前狀態(tài)為前、主輪縱向位置。

圖6 起落架方案二

5)確定橫向主輪距B。

橫向主輪距B的選擇應(yīng)滿足直升機(jī)的防側(cè)翻能力?？紤]到直升機(jī)重量最輕時，重心最高，最易發(fā)生側(cè)翻，因此以直升機(jī)的最小起飛重量作為設(shè)計狀態(tài)。此時重心G點坐標(biāo)為(6503mm，0mm， 1780mm)。取側(cè)罩角ε=24°，即取μ=tan 24°=0.445，重心離主輪觸地點高度為h=1780mm-(-1525mm)=3305mm，a=6503-1872=4631mm。防側(cè)翻所需的主輪距為：

取機(jī)身寬度為B=4420mm。將主輪對稱布置在機(jī)身兩側(cè)。

6)確定停機(jī)角φ。

該機(jī)旋翼軸前傾角為5°，考慮到地面的摩擦力能平衡一部分旋翼向前的拉力，且為方便人員上下艙及減重的需要，設(shè)定停機(jī)角為2°即可。

4 設(shè)計結(jié)果與分析

至此，該機(jī)起落架布局總體參數(shù)已經(jīng)設(shè)計完畢。設(shè)計參數(shù)與原機(jī)參數(shù)見表1。

表1 設(shè)計參數(shù)與原機(jī)參數(shù)對比(長度單位：mm)

從表1可看出，設(shè)計值與原機(jī)起落架總體參數(shù)十分接近。具體來說，設(shè)計縱向輪距比原機(jī)縱向輪距更大，這對直升機(jī)地面滑行穩(wěn)定性是大有益處的；前主起載荷分配、側(cè)罩角、自轉(zhuǎn)著陸角大小和原機(jī)相當(dāng)；設(shè)計橫向主輪距比原機(jī)大，后罩角不如原機(jī)，其原因是設(shè)計機(jī)腹離地面高度h0要比原機(jī)大，這對于保護(hù)機(jī)身安全是有利的。但如果因為主輪距增大引起全機(jī)重量緊張的話，可以考慮降低機(jī)腹離地高度。

5 結(jié)論

本文用反復(fù)迭代的思想，首先根據(jù)機(jī)身離地高度要求，確定主輪觸地點豎向位置；然后根據(jù)防后翻的要求，確定主輪觸地點縱向位置；再根據(jù)載荷分配要求，確定前輪縱向位置；然后根據(jù)防側(cè)翻要求，確定主輪距；最后根據(jù)旋翼軸前傾角，確定機(jī)身停機(jī)角。期間任何一步參數(shù)不滿足要求，則返回重新進(jìn)行。由此得出一套反復(fù)迭代的起落架總體布置方法。通過對比該方法所得設(shè)計值與原起落架參數(shù)，驗證了本文提出方法的有效性。

[1] 張呈林，郭才根.直升機(jī)總體設(shè)計[M].北京：國防工業(yè)出版社，2006.

[2] 路錄祥，王新洲，王遇波.直升機(jī)結(jié)構(gòu)與設(shè)計[M].北京：航空工業(yè)出版社，2008。

[3] 韓國璽.直升機(jī)起落架構(gòu)型分析與仿真試驗[D].南京：南京航空航天大學(xué)，2008。

[4] 張其中，等，譯.直升機(jī)工程詳細(xì)設(shè)計[Z].1993.

Design of General Layout Parameters of Helicopter Landing Gears based on Iterative Algorithm

YANG Jun1，HUANG Qiner1, JIA Yuhong2

(1.China Helicopter Research and Development Institute, Jingdezhen 333001, China;2.Beijing University Of Aeronautics and Astronautics, Beijing 100083, China)

This paper provided with a procedure to design the General Layout parameters of helicopter Landing gears using Iterative algorithm. To verify the procedure, compared the design values with the original ones. The corresponding result proved the methods.

landing gear; general layout; iterative algorithm

2016-09-19

楊 俊((1984-)，男，湖北監(jiān)利人，碩士，工程師，主要研究方向：直升機(jī)總體氣動設(shè)計。

1673-1220(2016)04-012-05

V226

A