水陸兩棲飛機(jī)主起落架連接試驗(yàn)方案設(shè)計(jì)

嚴(yán) 沖，王 海

（中國飛機(jī)強(qiáng)度研究所?全尺寸飛機(jī)結(jié)構(gòu)靜力/疲勞航空科技重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，陜西?西安?710065）

在飛機(jī)研制過程中，通常采用“積木式”驗(yàn)證策略，逐級(jí)對(duì)典型細(xì)節(jié)、組件、部件結(jié)構(gòu)和全尺寸結(jié)構(gòu)的設(shè)計(jì)和分析進(jìn)行充分的試驗(yàn)驗(yàn)證[1]。與起落架結(jié)構(gòu)相關(guān)的主要試驗(yàn)有起落架部件試驗(yàn)和起落架連接試驗(yàn)。其中，起落架部件試驗(yàn)考核起落架自身結(jié)構(gòu)的強(qiáng)度和剛度，屬于部件結(jié)構(gòu)試驗(yàn)；起落架連接試驗(yàn)作為全機(jī)結(jié)構(gòu)靜強(qiáng)度試驗(yàn)的子項(xiàng)目，旨在考核起落架與機(jī)身連接結(jié)構(gòu)強(qiáng)度和剛度[2]。

水陸兩棲飛機(jī)的主起落架連接試驗(yàn)，由于起落架結(jié)構(gòu)特點(diǎn)及載荷情況，存在以下難點(diǎn)：

（1）起落架在水平考核載荷下的受彎變形，對(duì)垂向載荷精度產(chǎn)生明顯影響[3]；

（2）雙輪及垂直支腿結(jié)構(gòu)，垂向載荷力線與起落架結(jié)構(gòu)存在干涉，載荷施加難度大；

（3）起落架連接位置緊貼機(jī)身，且上接頭距離機(jī)翼下翼面較近，導(dǎo)致垂向、側(cè)向加載空間均嚴(yán)重不足，見圖1。

本文對(duì)大型水陸兩棲飛機(jī)主起落架連接試驗(yàn)的試驗(yàn)件、試驗(yàn)工況篩選和試驗(yàn)工況載荷進(jìn)行了介紹，對(duì)試驗(yàn)支持、載荷施加方式、力的傳遞和控制方式進(jìn)行了研究，以及試驗(yàn)測(cè)量及硬件設(shè)備情況，設(shè)計(jì)了可解決前文所述難點(diǎn)的試驗(yàn)整體方案，通過試驗(yàn)應(yīng)變及變形數(shù)據(jù)驗(yàn)證了方案的有效性，可為后續(xù)面臨同類問題的試驗(yàn)提供參考。

1??試驗(yàn)總體情況

1.1??試驗(yàn)件

水陸兩棲飛機(jī)的主起落架連接試驗(yàn)的試驗(yàn)件是結(jié)構(gòu)與真實(shí)飛機(jī)一致的靜力試驗(yàn)機(jī)[4]，起落架支柱及機(jī)輪為滿足試驗(yàn)的傳力、支持、固定、密封、與機(jī)身連接等項(xiàng)要求的假件，并且滿足試驗(yàn)對(duì)于支柱緩沖器行程調(diào)節(jié)的要求，試驗(yàn)考核部位為機(jī)身對(duì)起落架的支持結(jié)構(gòu)，見圖1。

圖1 試驗(yàn)機(jī)及考核部位示意圖

1.2??試驗(yàn)工況篩選

試驗(yàn)工況篩選的基本原則是從地面載荷工況中選取最大航向載荷工況、最大垂向載荷工況和最大橫向載荷工況作為主起落架連接靜力試驗(yàn)工況，考慮正負(fù)兩個(gè)載荷方向，機(jī)輪載荷非對(duì)稱分配時(shí)考慮彎矩嚴(yán)重的非對(duì)稱分配情況，篩選情況見表1。

表1 主起落架連接靜力試驗(yàn)工況篩選

1.3??試驗(yàn)起落架載荷

由于飛機(jī)主起落架結(jié)構(gòu)及試驗(yàn)載荷具有對(duì)稱性，因此，試驗(yàn)一般僅在一側(cè)起落架實(shí)施。水陸兩棲飛機(jī)的主起落架連接試驗(yàn)在左主起實(shí)施，試驗(yàn)載荷分為3個(gè)方向載荷：垂向、航向和側(cè)向，詳見表2（具體數(shù)值僅供參考）。

表2 主起落架連接靜力試驗(yàn)各工況載荷

1.4??試驗(yàn)配平載荷

在試驗(yàn)中，為了保證飛機(jī)整體結(jié)構(gòu)的受力平衡，即飛機(jī)所受合力∑FX、∑FY、∑FZ、∑MX、∑MY和∑MZ均為0，故需要對(duì)機(jī)體施加配平載荷以平衡起落架考核載荷，主要施加部位包括機(jī)身、機(jī)翼及發(fā)動(dòng)機(jī)。配平載荷數(shù)值要求不超出施加部位本身的結(jié)構(gòu)承載能力。

2??試驗(yàn)方案

2.1??試驗(yàn)支持

試驗(yàn)支持為試驗(yàn)件提供六自由度靜定約束[5]，使飛機(jī)處于懸空狀態(tài)，具體設(shè)置為：在左、右機(jī)翼及前起落架各設(shè)置一個(gè)垂向?qū)c(diǎn)，提供垂向、俯仰和滾轉(zhuǎn)約束；在左、右內(nèi)側(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)假件各設(shè)置一個(gè)航向約束點(diǎn)，提供航向、偏航約束。在后機(jī)身設(shè)置一個(gè)水平側(cè)向?qū)c(diǎn)，提供側(cè)向約束，見圖2。

圖2 試驗(yàn)機(jī)支持示意圖

2.2??試驗(yàn)載荷施加

試驗(yàn)載荷施加分為：起落架載荷及配平載荷，配平載荷的施加無特殊設(shè)計(jì)及實(shí)施難度，起落架載荷中的水平載荷（航向載荷、側(cè)向載荷）也通過水平承力柱和作動(dòng)筒即可實(shí)現(xiàn)加載。而起落架垂向載荷則面臨加載精度要求、力線干涉及空間限制等技術(shù)問題。

2.2.1??起落架垂向載荷的隨動(dòng)加載

主起落架垂向載荷施加的核心是消除起落架支柱在水平載荷下受彎變形對(duì)垂向載荷方向的影響。該項(xiàng)試驗(yàn)中采用了隨動(dòng)加載的總體方案，即起落架受載荷變形時(shí)，垂向載荷施加點(diǎn)隨起落架結(jié)構(gòu)變形移動(dòng)，保證載荷方向的精準(zhǔn)。加載裝置設(shè)計(jì)如圖3、圖4所示，分為上、中、下三部分：隨動(dòng)傳載結(jié)構(gòu)、下部加載結(jié)構(gòu)及中間設(shè)置的平面滾動(dòng)軸承。其中，下部加載結(jié)構(gòu)的垂向載荷加載能力可達(dá)700kN，加載行程可達(dá)500mm；隨動(dòng)傳載結(jié)構(gòu)可將載荷按比例準(zhǔn)確地傳遞至雙假輪；平面滾動(dòng)軸承可保證隨動(dòng)時(shí)摩擦阻力系數(shù)低于0.3%。

在有限空間內(nèi)，使載荷從作動(dòng)筒傳遞至假輪，且滿足雙輪載荷比例分配、以拉向載荷施加的條件，通過整體框式載荷傳遞結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)來實(shí)現(xiàn)。

圖3 隨動(dòng)加載結(jié)構(gòu)示意圖

圖4 隨動(dòng)加載三維模型

2.2.2??有限空間內(nèi)完成載荷傳遞

載荷從作動(dòng)筒開始傳遞，通過下部加載結(jié)構(gòu)、平面滾動(dòng)軸承、隨動(dòng)傳載結(jié)構(gòu)和杠桿系統(tǒng)，最終以拉載形式的點(diǎn)載荷施加在主起落架假輪上，見圖5、圖6。通過杠桿層級(jí)的并聯(lián)，假輪垂向向上空間使用僅520mm，滿足了尺寸空間要求，見圖7、圖8。與某型總體尺寸接近的運(yùn)輸機(jī)主起落架加載相比，節(jié)省了大量空間，見圖9。

圖5 載荷傳遞路徑

圖6 載荷通過結(jié)構(gòu)傳遞

2.3??雙輪載荷控制及比例分配

通常主起落架垂向載荷施加僅設(shè)置一個(gè)加載點(diǎn)，通過單個(gè)傳感器的反饋值控制單個(gè)作動(dòng)筒實(shí)現(xiàn)加載，如圖9所示。

圖7 載荷施加所用空間

圖8 試驗(yàn)實(shí)施照片

由于空間限制，水陸兩棲飛機(jī)無法設(shè)置單個(gè)加載點(diǎn)或雙輪各設(shè)置一個(gè)加載點(diǎn)加載。設(shè)置雙傳感器，按照結(jié)構(gòu)幾何尺寸，雙傳感器載荷相等，其反饋和值為作動(dòng)筒傳遞至隨動(dòng)傳載結(jié)構(gòu)立柱頂端的總載荷，即F1～F4之和，可通過反饋和值控制作動(dòng)筒加載。在傳感器上下端杠桿設(shè)置調(diào)節(jié)區(qū)間，可通過同時(shí)調(diào)節(jié)杠桿力臂比實(shí)現(xiàn)雙輪載荷比例分配，使?jié)M足試驗(yàn)要求，可調(diào)范圍為左右輪載荷比0.60～1.67，見圖10、圖11。

圖9 某型機(jī)主起加載所用空間

圖10 雙輪載荷控制及比例分配簡(jiǎn)圖

如表2所示，由于主起落架連接試驗(yàn)各工況支柱緩沖器壓縮量不同，故工況間需要進(jìn)行壓縮量調(diào)節(jié)，隨動(dòng)加載方案中的下部加載結(jié)構(gòu)內(nèi)置了作動(dòng)筒，可通過位控模式進(jìn)行壓縮量的精準(zhǔn)調(diào)節(jié)，位控模式精度為0.1mm，可滿足試驗(yàn)要求。

圖11 層級(jí)并聯(lián)的杠桿系統(tǒng)設(shè)計(jì)

起落架水平載荷通過水平承力柱和作動(dòng)筒加載，作動(dòng)筒直接連接假輪接頭。配平載荷中的機(jī)身、機(jī)翼載荷通過膠布帶-杠桿系統(tǒng)和作動(dòng)筒加載；發(fā)動(dòng)機(jī)載荷通過作動(dòng)筒加載至發(fā)動(dòng)機(jī)假件接頭。

2.4??數(shù)據(jù)測(cè)量

主起落架連接結(jié)構(gòu)應(yīng)變測(cè)量點(diǎn)布置在主起落架結(jié)構(gòu)、主起落架上部梁、下位鎖安裝梁和機(jī)身相關(guān)框位框前后橫梁上，主起落架連接結(jié)構(gòu)應(yīng)變測(cè)量點(diǎn)位置左右對(duì)稱。

位移測(cè)量左主起假件支柱底部、左主起假輪右側(cè)、左主起假件支柱底部，見圖12。

圖12 主起落架位移測(cè)量點(diǎn)布置圖示

2.5??加載、控制及數(shù)據(jù)采集設(shè)備

試驗(yàn)設(shè)備包括試驗(yàn)加載設(shè)備、加載控制設(shè)備、數(shù)據(jù)采集設(shè)備，使用前均已校準(zhǔn)，并在有效期內(nèi)使用。

2.5.1??加載設(shè)備

加載設(shè)備包括液壓作動(dòng)筒和測(cè)力傳感器，按照試驗(yàn)技術(shù)要求，測(cè)力傳感器精度優(yōu)于0.5級(jí)。

2.5.2??加載控制設(shè)備

加載控制設(shè)備使用MTS FlexTest 200加載控制系統(tǒng)，控制系統(tǒng)誤差小于1%，可以滿足試驗(yàn)對(duì)加載誤差的要求，即每一級(jí)載荷值均滿足：加載點(diǎn)動(dòng)態(tài)誤差≤3%Pmax（Pmax為該點(diǎn)最大載荷值）；加載點(diǎn)靜態(tài)誤差≤1%Pmax；試驗(yàn)系統(tǒng)具有能夠自動(dòng)保存加載系統(tǒng)保護(hù)前后各10s載荷數(shù)據(jù)的能力。

2.5.3??數(shù)據(jù)采集設(shè)備

試驗(yàn)數(shù)據(jù)采集使用HBM、ST18數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)，能對(duì)應(yīng)變、位移進(jìn)行實(shí)時(shí)自動(dòng)同步采集，在采集過程中可對(duì)選定的重要通道實(shí)時(shí)顯示數(shù)據(jù)、曲線。數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)的測(cè)量誤差小于1%。

3??試驗(yàn)結(jié)果

主起落架連接靜力試驗(yàn)各工況按照調(diào)試、預(yù)試及正式試驗(yàn)（67%極限載荷）的順序進(jìn)行，按照載荷譜逐級(jí)加載，各加載點(diǎn)載荷最大誤差0.51%，滿足加載誤差要求，對(duì)試驗(yàn)件各約束點(diǎn)支反力載荷進(jìn)行了監(jiān)控，最大誤差4455N，表明試驗(yàn)加載精度滿足要求。

在試驗(yàn)加載及退載過程中逐級(jí)進(jìn)行了應(yīng)變及變形測(cè)量，應(yīng)變數(shù)據(jù)重復(fù)性好，主要傳力構(gòu)件上應(yīng)變-載荷曲線線性度好，表明結(jié)構(gòu)無殘余應(yīng)變，見圖13。起落架支柱底部在著陸1工況航向變形102.3mm，側(cè)向1工況側(cè)向變形67.2mm，與理論計(jì)算值吻合。

試驗(yàn)后對(duì)試驗(yàn)件進(jìn)行變形檢查，結(jié)果表明：主起落架連接結(jié)構(gòu)未發(fā)現(xiàn)可見有害永久變形或破壞，其他機(jī)體結(jié)構(gòu)未見異常，水陸兩棲飛機(jī)主起落架連接結(jié)構(gòu)具備承受各工況67%極限載荷的能力。

圖13 主起試驗(yàn)著陸1工況部分應(yīng)變曲線

4??結(jié)論

本文針對(duì)水陸兩棲飛機(jī)主起落架連接試驗(yàn)提出了一套試驗(yàn)整體方案，保證了起落架垂向載荷加載精度，解決了空間限制難以實(shí)施的問題，試驗(yàn)過程及數(shù)據(jù)驗(yàn)證了方案的合理有效。該試驗(yàn)方案可為面臨同樣難點(diǎn)的飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度試驗(yàn)提供參考。