臨近空間飛行器滑橇式起落架緩沖特性分析

孫嘉璘 黃偉 盧齊躍

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臨近空間飛行器滑橇式起落架緩沖特性分析

孫嘉璘1,2黃偉1,2盧齊躍1,2

（1 北京空間機電研究所，北京 100094） （2 中國空間技術(shù)研究院航天器無損著陸技術(shù)核心專業(yè)實驗室，北京 100094）

可收起的滑橇式起落架能夠解決臨近空間飛行器機身內(nèi)部空間緊張的問題。為驗證滑橇式起落架的可靠性，優(yōu)化滑橇式起落架的結(jié)構(gòu)設(shè)計，需建立準確的滑橇式起落架動力學模型，對其落震動力學特性及影響落震性能的主要因素進行分析。文章基于某臨近空間飛行器的滑橇式前起落架原型，對其進行運動學分析，建立基于ADAMS的三維落震仿真模型并進行動力學分析，得到其落震動力學特性。研究了緩沖器油孔尺寸、滑橇結(jié)構(gòu)件的柔性以及滑塊與地面間的摩擦因數(shù)對落震性能的影響。仿真結(jié)果表明，相同工況下滑橇式起落架的緩沖器行程比支柱式起落架短23.29%，緩沖力峰值比支柱式起落架高62.5%，油液阻尼力占緩沖器軸力的比值達到87.55%，因此滑橇式起落架不利于承受大沖擊。緩沖性能受油孔尺寸影響，減小油孔面積，緩沖器載荷增大，最大行程減小。此外起落架緩沖性能還受到地面摩擦因數(shù)的影響，緩沖力峰值與緩沖器行程均隨地面摩擦因數(shù)增大而增大。分析結(jié)果對可收起的滑橇式起落架的設(shè)計有一定的參考價值，有利于其在航空航天領(lǐng)域的應(yīng)用。

緩沖性能 滑橇式起落架 動力學 臨近空間飛行器

0 引言

起落架是飛行器的重要組成部分，起落架的緩沖性能直接影響到飛行器的起降安全。建立合理的起落架落震動力學模型，對優(yōu)化起落架的結(jié)構(gòu)設(shè)計，確保飛行器安全平穩(wěn)著陸具有重要意義。隨著我國航天事業(yè)的飛速發(fā)展，自由進出空天技術(shù)將是國家科技中長期發(fā)展戰(zhàn)略的重要組成部分[1]，對高超聲速臨近空間飛行器回收著陸技術(shù)展開研究十分必要。

相比于飛機，臨近空間飛行器受限于空天往返的高昂成本，對機體空間資源要求更苛刻，輕質(zhì)設(shè)計要求更高。可收起的滑橇式起落架相比于輪式起落架更節(jié)省內(nèi)部空間，滑橇式起落架在美國的X-15驗證機[2]和追夢者號航天飛機[3]上就已經(jīng)被采用，證明了在飛行器上應(yīng)用的可行性。由于滑橇式起落架的研究比較少，且多為直升機上的不可收放滑橇式起落架方面的研究[4-6]，本文在進行滑橇式起落架落震動力學建模時，在力學模型及建模方法等方面多借鑒輪式起落架。文獻[7]建立了支柱式起落架的二質(zhì)量塊模型，在MATLAB軟件中進行了動力學分析，驗證了二質(zhì)量塊模型的正確性；文獻[8]利用ADAMS/Aircraft建立了全剛性起落架整機落震動力學模型，并運用有限元軟件對起落架模型進行了柔性化處理，得出起落架柔性對緩沖器性能有一定影響的結(jié)論；文獻[9]利用ADAMS建立起落架落震動力學模型，并在動力學分析的基礎(chǔ)上以緩沖系統(tǒng)的效率、緩沖器的行程以及起落架最大過載等為指標建立kriging代表模型，進行緩沖器參數(shù)的可靠性靈敏度分析；文獻[10-12]對于搖臂式起落架的數(shù)值仿真以及艦載機阻攔著陸等特定情況下的起落架仿真也展開了研究。

本文針對某臨近空間飛行器的滑橇式前起落架，基于ADAMS建立了剛體落震模型參數(shù)，獲得了滑橇式起落架的落震特性，并據(jù)此與常規(guī)的輪式起落架進行了對比；對緩沖器結(jié)構(gòu)與填充參數(shù)進行了調(diào)整，研究了緩沖器參數(shù)對滑橇式起落架緩沖特性的影響；由于結(jié)構(gòu)中存在承受彎矩的結(jié)構(gòu)件，對承受彎矩的結(jié)構(gòu)件進行柔性化處理，考慮其彎曲變形對落震性能的影響；研究了滑橇與地面之間的摩擦因數(shù)對緩沖性能的影響。

1 起落架數(shù)學模型

滑橇式起落架由收放機構(gòu)、緩沖器、滑橇結(jié)構(gòu)件和滑塊等組成，如圖1所示?；潦狡鹇浼艿奶攸c是能夠有效的節(jié)省空間，但不具備控制轉(zhuǎn)向的能力。

圖1 滑橇式起落架布局型式

1.1 運動學模型

滑橇式起落架關(guān)于機身對稱面對稱，因此本文在進行起落架著陸動力學仿真時，認為起落架緩沖性能主要受垂直載荷和縱向載荷影響，沒有考慮側(cè)向載荷。以滑橇結(jié)構(gòu)件與機身連接軸處為原點在機身對稱面內(nèi)建立坐標系，軸水平指向航向，軸垂直于地面向下，并在該坐標系下建立運動學模型，如圖2所示。

圖2 滑橇式起落架受力分析圖

在模型中，將質(zhì)量分為兩部分，一部分為飛機機體等效質(zhì)量e，也稱為彈性質(zhì)量，認為它在滑塊的正上方；另一部分為非彈性質(zhì)量，包括滑橇結(jié)構(gòu)件的質(zhì)量p（集中在滑橇結(jié)構(gòu)件的中心處）和滑塊的質(zhì)量s。各部分質(zhì)量對應(yīng)的重力集中作用在圖2中各集中質(zhì)量點位置。為使圖形清晰，圖中并未表示出重力。根據(jù)起落架結(jié)構(gòu)的運動特點，需要考慮非彈性質(zhì)量繞滑橇結(jié)構(gòu)件與機身連接軸（即點）的轉(zhuǎn)動慣量?！?”點為機體與收放機構(gòu)間的連接軸，“2”點為滑橇結(jié)構(gòu)件與滑塊間的連接軸，“3”點為緩沖器與滑橇結(jié)構(gòu)件間的連接軸。在進行動力學分析時，考慮系統(tǒng)的4個自由度，分別是內(nèi)外筒之間沿軸線方向的相對運動，滑塊與滑橇結(jié)構(gòu)件之間的轉(zhuǎn)動以及起落架在前進方向和垂直方向的運動。

結(jié)合起落架的結(jié)構(gòu)型式和運動狀態(tài)，為簡化分析，做出以下基本假設(shè)：1）忽略空氣阻力；2）忽略機身繞轉(zhuǎn)軸的轉(zhuǎn)動及側(cè)向運動，認為機身僅在運動平面內(nèi)平移；3）滑橇結(jié)構(gòu)件理想化為剛體結(jié)構(gòu)，質(zhì)心位于與緩沖器連接處；4）滑塊與地面之間始終保持接觸，在垂直方向無位移。

圖2中各集中質(zhì)量點的平動以及滑橇結(jié)構(gòu)件的轉(zhuǎn)動（均為相對慣性坐標系）滿足動力學普遍方程[13]：

參考圖2建立運動學分析方程，在緩沖器壓縮過程中，認為所有與機身相連的點（包括“1”點），同坐標原點一樣，只有平移運動。飛行器著陸后，緩沖器開始壓縮，起落架各連接點以及彈性質(zhì)量e之間存在著幾何運動關(guān)系，關(guān)系式如下：

由幾何關(guān)系易知

緩沖器在壓縮過程中的瞬時長度為

緩沖器行程為

式中r1為起落架與機身的兩個連接軸點和“1”點之間的距離；13為緩沖皿的長度。

1.2 緩沖軸向力模型

本課題涉及的緩沖器均為單腔油氣式緩沖器[14]。在研究緩沖器著陸動力學時，主要研究緩沖器的軸向力，按力的性質(zhì)分類，油氣式緩沖器的軸向力可分為空氣彈簧力、油液阻尼力、結(jié)構(gòu)摩擦力和結(jié)構(gòu)限制力[15-18]。緩沖器軸向力可以表示為

式中a為空氣彈簧力；h為油液阻尼力；f為內(nèi)外筒之間的摩擦力；t為結(jié)構(gòu)限制力。

1）空氣彈簧力。根據(jù)氣體多變過程，忽略油液可壓以及緩沖器腔體的體積膨脹，空氣彈簧力為

2）油液阻尼力。根據(jù)伯努利公式和質(zhì)量連續(xù)方程，考慮壓縮行程和伸長行程油液阻尼力的方向不同，油液阻尼力的表達式為：

3）結(jié)構(gòu)摩擦力?？紤]緩沖器套筒密封產(chǎn)生的摩擦力[19]：

4）結(jié)構(gòu)限制力。本文中結(jié)構(gòu)限制力主要用于在靜平衡階段平衡重力、空氣壓力和凈摩擦力[20]。而在緩沖器被壓縮時，一般不會達到最大行程，結(jié)構(gòu)限制力為零。

2 落震動力學分析

2.1 主要參數(shù)

選擇正常著陸工況進行仿真，彈性質(zhì)量e為300kg，垂直速度為3m/s，航向速度為112m/s。該起落架的主要參數(shù)如表1所示。

表1 起落架主要參數(shù)

Tab.1 Parameters of landing gear

注：1）表中所列地面摩擦因數(shù)為初始設(shè)計參數(shù)；2）主油孔內(nèi)裝有油針，油針為圓角方形截面，主油孔面積d為隨行程改變的變量，在此僅列出初始油孔面積。

2.2 仿真計算及結(jié)果分析

本文采用ADAMS/View軟件進行起落架的動力學建模與仿真，主要包括三部分內(nèi)容[21-22]：建立CAD模型；建立緩沖器軸向力特性文件；分析計算與仿真。其中緩沖器軸向力的建模由MATLAB/Simulink實現(xiàn)。計算仿真中，選擇Gstiff求解器SI2積分格式進行動力學仿真，Gstiff為剛性穩(wěn)定算法，SI2積分格式在小步長情況下的Jacobian矩陣不會產(chǎn)生奇異、病態(tài)，可以在步長很小時保持穩(wěn)定[23]。

仿真結(jié)果如圖3所示。

圖3 仿真分析結(jié)果

由圖3（a）可知，彈性質(zhì)量垂直位移在0.17s達到最大值152mm，穩(wěn)定在131mm；緩沖器的壓縮行程最大值為112mm，然后回彈并穩(wěn)定在98mm，約為彈性質(zhì)量垂直位移的74%；由圖3（b）可知，初始時刻，空氣彈簧力為初始彈簧力1 765.19N，為了與空氣彈簧力平衡，緩沖器的結(jié)構(gòu)限制力取為–1 765.19N；緩沖支柱力在著陸后0.03s達到最大值28.6kN，觸地瞬間，由內(nèi)外筒相對運動產(chǎn)生的油液阻尼力最大，約占緩沖支柱力的90%；由圖3（c）可知，緩沖器功量圖較為充實，經(jīng)計算得，緩沖器效率為79.69%，緩沖器吸收總能量為2.56kJ，其中空氣艙氣體壓縮吸收的能量僅占12.38%，油液阻尼力吸收的能量占到了87.55%。

該臨近空間飛行器采取了兩種前起落架設(shè)計方案，另一種為支柱式起落架。在表2中，對兩種起落架的仿真結(jié)果進行了對比。相同工況下滑橇式起落架所需的緩沖器設(shè)計行程較短，但是需要能夠承受更大的緩沖力。另外由圖2易知，在緩沖過程中，滑橇結(jié)構(gòu)件會承受由緩沖器軸向力引起的彎矩，載荷較大的情況下對結(jié)構(gòu)件結(jié)構(gòu)強度要求較高。因此滑橇式起落架雖然能夠節(jié)省機身空間，但不適于吸收過大的沖擊能量。

表2 兩種起落架緩沖性能對比

Tab.2 The comparison of two landing gears

3 緩沖特性主要影響因素分析

由圖3的緩沖力分析可知，對于緩沖器行程較短的滑橇式起落架而言，緩沖器的緩沖性能受油液阻尼力影響較大。由式（14）可知，油液阻尼力主要受緩沖器油孔尺寸[24]和緩沖器壓縮速度影響。緩沖器壓縮速度受到滑橇結(jié)構(gòu)件撓曲變形和滑塊與地面間摩擦因數(shù)的影響。因此對油孔尺寸、結(jié)構(gòu)件柔性和地面摩擦因數(shù)這三個影響因素進行分析。

3.1 油孔面積影響

油孔面積是影響緩沖器油液阻尼力的主要結(jié)構(gòu)參數(shù)[25]，本文所研究的緩沖器采用的是變油孔設(shè)計，油孔面積隨緩沖器行程增大而減小。本文選取設(shè)計油孔面積的0.8倍和1.2倍兩種情況來進行仿真計算。油孔面積對緩沖性能的影響如圖4（a）、4（b）所示。

圖4 油孔面積對緩沖性能的影響

對比仿真曲線可知，減小油孔面積，著陸撞擊初始時刻緩沖器載荷增大，緩沖器最大行程縮短；增大油孔面積，著陸撞擊初始時刻緩沖器載荷減小，緩沖力峰值出現(xiàn)的位置后移，最大行程變長。

上述分析表明，適當減小油孔面積有利于縮短設(shè)計行程，但是若油孔面積過小，緩沖力峰值過大，不利于緩沖器效率的提高。

3.2 結(jié)構(gòu)件柔性對緩沖特性影響分析

由于滑橇式起落架的結(jié)構(gòu)與輪式起落架有很大區(qū)別，緩沖器載荷作用在滑橇結(jié)構(gòu)件中間，使得它承受很大的彎矩，會引起一定的撓曲變形從而對緩沖性能產(chǎn)生影響。因此，使用ADAMS/View的Viewflex將滑橇結(jié)構(gòu)件離散化，考慮它的前10階模態(tài)，連接方式和結(jié)構(gòu)參數(shù)不變，進行仿真。仿真結(jié)果如圖5所示，滑橇結(jié)構(gòu)件的撓曲變形，會引起緩沖器載荷的小幅波動，緩沖器前程緩沖力減小，緩沖器峰值位置后移。

3.3 地面摩擦因數(shù)對緩沖特性影響分析

由圖2受力分析可知，緩沖器壓縮速度與滑橇結(jié)構(gòu)件轉(zhuǎn)動角速度有關(guān)，并且滑橇結(jié)構(gòu)件轉(zhuǎn)動角速度與地面摩擦力有關(guān)。這與輪式起落架不同，在進行常規(guī)輪式起落架落震動力學分析時，通常不考慮地面摩擦力的影響。在本文中，對比了不考慮地面摩擦力以及不同地面摩擦因數(shù)工況下的緩沖特性，結(jié)果如圖6所示。仿真結(jié)果表明，在滑橇式起落架的落震動力學仿真中不能忽略地面摩擦力的影響，當增大地面動摩擦因數(shù)時，地面摩擦力增大，緩沖器的緩沖力峰值與最大行程均增大。

圖5 滑橇結(jié)構(gòu)件柔性對緩沖性能的影響

圖6 地面摩擦力對緩沖性能的影響

4 結(jié)束語

本文針對某型臨近空間飛行器的滑橇式前起落架，開展了基于ADAMS的著陸動力學建模及仿真，考慮了影響緩沖性能的主要因素，得到以下結(jié)論：

1）起落架觸地后，緩沖器壓縮速度與起落架的結(jié)構(gòu)密切相關(guān)，隨結(jié)構(gòu)件與緩沖器長度增加，緩沖器壓縮速度與彈性質(zhì)量垂直速度之比減小。緩沖器壓縮速度觸地后即達到最大值，使得緩沖器油液阻尼力迅速增大，占總緩沖力的近90%。

2）由于結(jié)構(gòu)限制，緩沖器行程較短，緩沖器峰值更大，大空氣壓縮所能吸收的能量有限，油液阻尼力吸收的能量占緩沖器吸收總能量的87.55%。滑橇式起落架適用于緩沖能量較小，起落架空間較緊張的飛行器。

3）適當減小油孔面積有利于縮短設(shè)計行程，但是若油孔面積過小，著陸初始時刻緩沖力峰值過大，不利于緩沖器效率的提高。

4）滑橇結(jié)構(gòu)件的撓曲變形，會引起緩沖器載荷的小幅波動，緩沖器前程緩沖力減小，緩沖器峰值位置后移?？傮w來說，對緩沖力峰值和緩沖器行程影響不大。

5）滑橇式起落架的緩沖特性受到滑塊與地面摩擦因數(shù)的影響。隨地面動摩擦因數(shù)增大，地面摩擦力增大，緩沖器緩沖力峰值與最大行程也隨之增大。

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Study on Drop Dynamics of Ski Landing Gear for Near Space Aircraft

SUN Jialin1,2HUANG Wei1,2LU Qiyue1,2

（1 Beijing Institute of Space Mechanics & Electricity, Beijing 100094, China） （2 Key Laboratory for Nondestructive Spacecraft Landing Technology of CAST, Beijing 100094, China）

The application of the retractable ski landing gear can effectively save the limited space inside the near space aircraft. It is necessary to establish accurate dynamic model of the ski landing gear and analyze the dynamic characteristics of the landing gear and its influencing factors in order to verify the reliability and optimize the structural design of the landing gear. By taking the nose ski landing gear of a certain type near space aircraft, this paper a three-dimensional falling simulation model based on ADAMS and obtains the characteristics of its downfall dynamics. Furthermore, this paper studies the effect on the cushioning performance on the shock absorber structure, the flexibility of the skid structure and the friction coefficient between the slider and the ground. The result demonstrates that the cushion stroke of the ski landing gear is 23.29% shorter than that of telescopic landing gear and the peak value of buffer force is 62.5% higher than that of telescopic landing gear under the same working conditions. And the ratio of oil damping force to the buffer force is as high as 87.55%. Therefore, ski landing gear is difficult to withstand large impact. The buffer performance is affected by the orifice area and the friction coefficient with ground. The buffer force increases and the maximum stroke reduces as the orifice area decreases. The peak buffer force and the maximum stroke increase with the increase of the ground friction coefficient. The above results will provide a reference for the design of the retractable ski landing gear and will be beneficial to its application in the aerospace field.

ski landing gear; cushion properties; dynamic;near space aircraft

V226

A

1009-8518(2019)02-0051-09

10.3969/j.issn.1009-8518.2019.02.006

孫嘉璘，女，1993年生，2016年獲北京航空航天大學飛行器設(shè)計與工程（航天）專業(yè)學士學位，現(xiàn)在中國空間技術(shù)研究院航空宇航科學與技術(shù)專業(yè)攻讀碩士學位。研究方向為航天器返回與著陸。E-mail：sunjljing@163.com。

2019-01-14

國家重大科技專項工程

（編輯：劉穎）