無桿飛機牽引車牽引力檢測方法

高建樹， 梁慧中, 孟祥森

(1.中國民航大學(xué)機場學(xué)院， 天津 300300； 2.中國民航大學(xué)電子信息與自動化學(xué)院， 天津 300300)

無桿飛機牽引車具有車身矮、牽引力大、高效、自動化程度高等優(yōu)點，現(xiàn)已逐漸成為飛機牽引設(shè)備的主力軍，外國機場使用這種牽引車已成為一種趨勢。中國在研制無桿飛機牽引車方面起步比較晚，仍處于研發(fā)的初級階段，隨著中國航空業(yè)的不斷發(fā)展，機場地面牽引設(shè)備投入使用不斷擴大，就不得不依靠進(jìn)口。無桿飛機牽引車的研發(fā)過程中，為保證車輛的可靠性、安全性和穩(wěn)定性，需要進(jìn)行一系列檢測試驗，其中牽引車和飛機前起落架之間牽引力的檢測至關(guān)重要。在進(jìn)行牽引頂推運行工況中，無桿飛機牽引車夾抱舉升機構(gòu)與飛機前起落架鼻輪直接接觸，起落架受載與傳載復(fù)雜多變，其受到的應(yīng)力是影響其壽命、安全的一項重要指標(biāo)[1]，若牽引不當(dāng)會對飛機前起落架造成致命的損傷，所以對前起落架所受牽引力值大小的實際測量有很重要的工程意義。

中外飛機載荷實測廣泛采用應(yīng)變電測法[2]，多應(yīng)用于飛機起降和地面運行工況下。劉克格等[3]提出在起落架活塞桿與輪軸上布置彎矩、剪矩、扭矩應(yīng)變?nèi)珮驕y載，著陸試驗結(jié)果表明，新方法無異常變化且可改善測量精度，經(jīng)過載荷校準(zhǔn)，充分驗證此方法的可行性。曹景濤[4]提出對飛機起落架進(jìn)行應(yīng)變改裝，實測飛機著陸時不同方向的載荷并進(jìn)行載荷標(biāo)定試驗，進(jìn)而計算得到飛機著陸實測載荷數(shù)據(jù)。Forrest[5]設(shè)計新型傳感器集成到飛機起落架組件中，采用直接測量法跟蹤測量起落架及機身主要支撐部件的疲勞損傷程度，為減震支柱的維修檢測提供預(yù)測和診斷。但相關(guān)文獻(xiàn)多集中對飛機起降或滑行工況進(jìn)行起落架載荷研究，前起落架支柱結(jié)構(gòu)及其主要部件的軸向剛度大[6]，受力變化不明顯導(dǎo)致電橋靈敏度不高，且緩沖支柱內(nèi)部的緩沖內(nèi)壓也會增加外界誤差擾動，在前起落架支柱外筒上直接貼應(yīng)變片測取牽引力不現(xiàn)實并具有破壞性。吳光炬[7]編寫了無桿飛機牽引車夾持舉升機構(gòu)試驗方法，涉及舉升力、牽引性能、工作穩(wěn)定性等項目，但對牽引力的實測方法原理并未詳細(xì)介紹，對無桿飛機牽引車牽引頂推飛機工況下前起落架的具體載荷測取與分析涉及較少。

為解決牽引頂推工況下飛機前起落架所受牽引力的精準(zhǔn)測量問題，首先通過有限元法對前起落架進(jìn)行靜力分析，在前起落架部件適當(dāng)位置布置應(yīng)變?nèi)珮?，然后通過載荷校準(zhǔn)試驗及數(shù)據(jù)分析處理，建立應(yīng)變片響應(yīng)輸出與已知加載牽引力的函數(shù)關(guān)系,并在牽引A320飛機前起落架中進(jìn)行應(yīng)用。為牽引力大小測量提供新思路，對無桿飛機牽引車的檢測具有重要的實際意義。

1 飛機前起落架結(jié)構(gòu)及有限元分析

1.1 結(jié)構(gòu)及受載

A320飛機前起落架結(jié)構(gòu)示意圖如圖1所示，主要由支柱外筒、阻力前撐桿、活塞桿、緩沖支柱、轉(zhuǎn)向作動筒、扭力臂、輪胎等組成。當(dāng)無桿飛機牽引車牽引頂推飛機過程中，牽引車夾持舉升機構(gòu)將飛機輪胎抱起離地，起落架此時所受載荷可三維正交分解為航向Px、側(cè)向Py和垂向Pz3個方向，根據(jù)適航規(guī)定，航向力Px為飛機被牽引或無剎車滑跑時由機輪中心指向飛機航向的力；側(cè)向力Py為飛機轉(zhuǎn)彎時由機輪接地面指向飛機正側(cè)面的力；垂向力Pz為飛機滑跑、著陸或被舉升抬起后由機輪中心垂直地面向上的力[8]。在飛機航向方向支柱與阻力前撐桿形成三角形結(jié)構(gòu)承受航向載荷，側(cè)向載荷由支柱外筒側(cè)向與減震總成形成的三角形結(jié)構(gòu)承受，在垂向方向則由支柱外筒承受載荷。

圖1 前起落架結(jié)構(gòu)及受載示意圖Fig.1 Schematic diagram of nose landing gear structure and loading

該前起落架通過支柱外筒和前撐桿的頂端與機身用關(guān)節(jié)軸承連接，形成三角結(jié)構(gòu)，輪胎輪軸與支柱外筒所受載荷傳遞到此結(jié)構(gòu)上，起落架疲勞壽命相關(guān)文獻(xiàn)分析指出，前起落架耳片、耳片與支柱連接處、減震總成三腳架與支柱連接處和前撐桿等處會提早出現(xiàn)疲勞損壞[9]。顯然阻力前撐桿結(jié)構(gòu)受載荷變形明顯，所以初步考慮在此結(jié)構(gòu)處粘貼應(yīng)變片進(jìn)行應(yīng)力測量，進(jìn)而為之后前起落架所受牽引頂推力的大小計算等后續(xù)相關(guān)工作提供參考數(shù)據(jù)。為獲得起落架準(zhǔn)確應(yīng)力變形程度為應(yīng)變片布置位置的選取提供參考依據(jù)，對起落架進(jìn)行有限元建模并進(jìn)行相應(yīng)工況靜力學(xué)分析。

1.2 有限元建模與靜力學(xué)分析

進(jìn)行簡化后的前起落架Solidworks零件和整體結(jié)構(gòu)示意圖如圖2所示。

在Solidworks軟件中建立A320飛機前起落架主要零部件時，將飛機前起落架被牽引頂推直線運動工況下不會發(fā)生相對位置運動的部件固化成整體[10]，后導(dǎo)入ANSYS軟件網(wǎng)格劃分，前起落架整體結(jié)構(gòu)有限元模型如圖3所示。

設(shè)置前起落架材料為具有超高強度的合金鋼 40CrNi2Si2MoVA，是我國航空業(yè)廣泛采用的材料，其材料屬性如表1所示。

圖2 前起落架結(jié)構(gòu)模型Fig.2 Model of nose landing gear structure

圖3 前起落架有限元網(wǎng)格劃分模型Fig.3 Finite element meshing model of nose landing gear

表1 材料屬性

然后對前起落架結(jié)構(gòu)施加約束和載荷。在減震總成與機身相連處橫梁、拖鏈組件與機身相連處橫梁等處實施固定約束；參考對Douglas TBL200型無桿飛機牽引車牽引力計算[11]及查閱Douglas TBL200 手冊[12]可知，其最大牽引力為110 000 N；查閱東方航空的A320飛機維護(hù)手冊[13]可知，A320飛機規(guī)定前起落架最大允許負(fù)載為 94 250 N，所以對前起落架兩鼻輪外部中心分別施加47 125 N的航向和逆航向載荷；參考飛機靜載前起落架承載分析，因為牽引車抬起前起落架高度僅為134 mm，所以飛機前起落架和主起落架所承載的重量變化很小，可忽略不計[14]，經(jīng)計算得飛機滿載靜止時前起落架對飛機的支持力為98 000 N，同樣在牽引工況下也可記為98 000 N，因此對前起落架減震總成、拖鏈組件與飛機連接耳軸處分別施加總和為98 000 N垂直向下的載荷；同樣，在飛機輪胎在與無桿牽引車下托鏟接觸點處施加98 000 N垂直向上的支持力。對以上模型進(jìn)行分析處理，得到如圖4～圖6所示位移與應(yīng)力云圖。

圖4 飛機前起落架位移云圖Fig.4 Displacement cloud diagram of nose landing gear

圖5 飛機前起落架應(yīng)力云圖Fig.5 Stress cloud diagram of nose landing gear

圖6 阻力前撐桿應(yīng)力云圖Fig.6 Stress cloud diagram of resistance front strut

根據(jù)仿真后阻力前撐桿應(yīng)力云圖變化情況可知，最大應(yīng)力處位于飛機前起落架支柱外筒與減震總成連接耳片下端，同時阻力前撐桿下端靠近支柱外筒處受力明顯大于其他處，并且應(yīng)變變化較為平穩(wěn)，為168～171 MPa，位移為0.64 mm，故證明了之前推測并確定應(yīng)變片的具體粘貼位置。

2 前起落架的布片組橋

飛機前起落架結(jié)構(gòu)復(fù)雜、零件眾多且造價昂貴，能合理布片位置有限。查閱應(yīng)力測力要求，部件應(yīng)變輸出較大且應(yīng)力較不集中處是應(yīng)變片粘貼的理想位置，因為應(yīng)力集中處雖然應(yīng)變輸出大，但各個方向擾動也大，其應(yīng)變狀態(tài)并不穩(wěn)定[15]。參考飛機起落架載荷研究相關(guān)論文[3]，在飛機滑跑、轉(zhuǎn)彎、著陸沖擊等工況下，外筒軸向剛度大，受力變化不明顯導(dǎo)致電橋靈敏度不高；而扭力臂雖然受力彎曲變形較大，但易受緩沖器內(nèi)壓影響，并且結(jié)構(gòu)慣性質(zhì)量較大；活塞桿下端外側(cè)與輪軸內(nèi)外側(cè)是比較理想的應(yīng)變載荷測量切面，結(jié)構(gòu)慣性質(zhì)量相對較小，且測量切面與行程變化無關(guān)。

結(jié)合上節(jié)對前起落架有限元模型的靜力學(xué)分析，在無桿飛機牽引車牽引頂推飛機直線運動工況下，前起落架阻力前撐桿下端表面中線附近主要受因牽引頂推產(chǎn)生的航向力而彎曲變形，變化較平穩(wěn)，對剪力響應(yīng)較弱，對彎矩最為敏感且傳力途徑唯一，在飛機被牽引或頂推直線運動工況下此處最能反映載荷受力情況。

因此將電橋布置在阻力前撐桿下端據(jù)支柱筒耳片150 mm處的上下表面沿軸向正應(yīng)變最大處和負(fù)應(yīng)變最大處，保證較高測力敏感度。布置惠斯通測量全橋M，全橋電路包含4個阻值均為350Ω的電阻應(yīng)變片，全部參加彎曲應(yīng)變測量，具體應(yīng)變片粘貼情況和測試截面如圖7所示。

圖7 距耳片150 mm處應(yīng)變片粘貼情況及測試截面Fig.7 Strain gauge attachment and test section at 150 mm from ear piece

為增大電橋輸出值，應(yīng)變片布置沿前撐桿彎曲應(yīng)變方向，并將分別對稱貼于上下表面沿軸線方向的應(yīng)變片R2與R4、R3與R1置于相鄰橋臂，可使應(yīng)變電橋輸出相互疊加，增大輸出電壓，惠斯通全橋電路如圖8所示。圖8中，1和2兩端為輸入電壓Vi；3和4兩端為輸出電壓Vo。由應(yīng)變電橋和材料力學(xué)相關(guān)知識可得，飛機前起落架被牽引工況下阻力前撐桿受到彎矩載荷，測載切面的上表面受拉載荷，應(yīng)力為正[16]，R2→R2+ΔR，R3→R3+ΔR；下表面受壓載荷，應(yīng)力為負(fù)，R1→R1-ΔR，R4→R4-ΔR，其中ΔR為電阻值變化量。

M為應(yīng)變電橋圖8 惠斯通全橋電路圖Fig.8 Wheatstone full bridge circuit diagram

3 載荷校準(zhǔn)

3.1 校準(zhǔn)數(shù)據(jù)分析

確定應(yīng)變片粘貼方式與組橋電路后，使用一個已校準(zhǔn)的傳統(tǒng)牽引桿來校準(zhǔn)阻力前撐桿上所貼應(yīng)變片。采用模擬飛機檢測車，令前起落架輪胎處于制動狀態(tài)，通過已標(biāo)定過的牽引力牽引和頂推前起落架，對應(yīng)變電橋采集到的數(shù)據(jù)進(jìn)行校準(zhǔn)測試，記錄標(biāo)定測試數(shù)據(jù)，得出線性關(guān)系，建立前起落架阻力前撐桿載荷與牽引力大小的關(guān)系。

建立函數(shù)關(guān)系前，需要先分析應(yīng)變?nèi)珮驅(qū)π?zhǔn)載荷變化的響應(yīng)特性，包括應(yīng)變電橋的線性度、靈敏度、穩(wěn)定性和單向性[17]等。線性度為應(yīng)變響應(yīng)與載荷變化之間的線性相關(guān)性，只有保證具有良好的線性度才能進(jìn)行下一步載荷方程的建立；靈敏度為全橋電路在校準(zhǔn)載荷下電壓輸出量級；單向性為應(yīng)變片布片合理、電橋設(shè)計正確情況下，應(yīng)變輸出不受其他應(yīng)力等干擾信號的影響，只對所測應(yīng)力敏感。

在前起落架轉(zhuǎn)向角為0°時進(jìn)行牽/推測試，應(yīng)變電橋響應(yīng)信號隨載荷變化的時間歷程如圖9所示。由圖9可知，應(yīng)變電橋響應(yīng)隨載荷線性變化，線性度良好，不受干擾信號影響，具有良好單向性、穩(wěn)定性和靈敏度等響應(yīng)特性，可使用此數(shù)據(jù)進(jìn)行校準(zhǔn)標(biāo)定。

圖9 應(yīng)變電橋M輸出隨標(biāo)定載荷變化歷程Fig.9 Variation history of strain bridge M output with calibration load

a為截距；b為斜率；R2為擬合曲線的 擬合優(yōu)度；r為Pearson相關(guān)系數(shù)圖10 牽引力標(biāo)定曲線Fig.10 Traction calibration curve

3.2 載荷校準(zhǔn)建模

記錄校準(zhǔn)測試時已知牽引力與對應(yīng)應(yīng)變片響應(yīng)輸出值，通過軟件擬合計算與分析，繪制牽引力標(biāo)定曲線，如圖10所示。由圖10可知，前起落架阻力前撐桿載荷與無桿飛機牽引車牽引力大小的函數(shù)關(guān)系y=244.26x+16 831，該直線斜率即為校準(zhǔn)系數(shù)，利用校準(zhǔn)系數(shù)可把貼于前撐桿應(yīng)變片的輸出數(shù)值間接換算得出牽引力。

4 牽引頂推工況實測與分析

在無桿飛機牽引車牽引力實測中，記錄某次無桿飛機牽引車牽引飛機前起落架直線運動工況下阻力前撐桿加裝應(yīng)變電橋的響應(yīng)輸出，利用上節(jié)校準(zhǔn)所得的校準(zhǔn)系數(shù)，換算得到牽引力大小數(shù)值，繪制牽引力實測曲線如圖11所示。

圖11 牽引力實測曲線Fig.11 Measured traction curve

由圖11可知，無桿飛機牽引車夾抱舉升機構(gòu)將飛機前起落架鼻輪抱起并固定，需要施加一個較大的牽引力使飛機由靜止?fàn)顟B(tài)獲得初速度并繼續(xù)向前運動，之后以不高于20 km/h的速度牽引飛機勻速直線運動，牽引力基本維持在46～48 kN。

上述牽引力時間歷程曲線，反映出前起落架相關(guān)工況受載特點，符合無桿飛機牽引車牽引飛機直線運動的變化規(guī)律。運用在檢測無桿飛機牽引車試驗中，對無桿飛機牽引車的設(shè)計、生產(chǎn)、零件的后期改進(jìn)都有重要意義，為夾抱舉升機構(gòu)夾抱飛機前起落架鼻輪牽引工況和飛機結(jié)構(gòu)可靠性的研究提供良好科學(xué)依據(jù)與數(shù)據(jù)基礎(chǔ)。

5 結(jié)論

(1)通過對前起落架結(jié)構(gòu)與靜力學(xué)分析，選擇在阻力前撐桿下端受力較大且應(yīng)力變化較平穩(wěn)的位置布置應(yīng)變?nèi)珮螂娐?，測量精度較高且響應(yīng)特性良好。

(2)所提出的牽引力檢測方法已在A320飛機前起落架上成功實測應(yīng)用，結(jié)果表明應(yīng)用此方法進(jìn)行飛機前起落架阻力前撐桿載荷測量，建立了飛機前起落架阻力前撐桿載荷值與無桿飛機牽引車牽引力之間的函數(shù)關(guān)系，獲得前起落架受力檢測新方法，同時提供測量牽引力大小的新思路。