起落架著陸分析模型試驗(yàn)修正研究

于秀偉，金秀芬

(上海飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院，上海 201210)

飛機(jī)在著陸時，通常會產(chǎn)生較大的沖擊載荷，而著陸載荷往往會構(gòu)成起落架及飛機(jī)的臨界設(shè)計(jì)情況。一般在飛機(jī)設(shè)計(jì)過程中，會通過理論分析對起落架的緩沖特性參數(shù)進(jìn)行設(shè)計(jì)與優(yōu)化，然后以此為基礎(chǔ)開展飛機(jī)的結(jié)構(gòu)及強(qiáng)度設(shè)計(jì)。但多個型號飛機(jī)的研制經(jīng)驗(yàn)表明，緩沖參數(shù)的理論設(shè)計(jì)值與試驗(yàn)測量值之間一般都存在較大偏差，必須通過落震試驗(yàn)結(jié)果對其加以驗(yàn)證及修正。

目前，國內(nèi)外對于起落架著陸動力學(xué)分析建模及試驗(yàn)修正方面有一些研究并且取得了一定進(jìn)展，但其中大部分研究只是通過給出落震試驗(yàn)最終修正結(jié)果來驗(yàn)證所建分析模型的正確性，并未就如何開展試驗(yàn)修正及試驗(yàn)修正結(jié)果的魯棒性方面做較為具體的論述[1-8]。由于落震試驗(yàn)?zāi)Ｐ托拚陲w機(jī)起落架及機(jī)體結(jié)構(gòu)強(qiáng)度設(shè)計(jì)中占據(jù)重要地位，且模型修正過程較為復(fù)雜，通常需要一定的型號經(jīng)驗(yàn)才能得到較好的模型修正效果，因此對著陸分析模型的試驗(yàn)修正方法進(jìn)行研究就顯得尤為重要。本文基于某型飛機(jī)的落震試驗(yàn)結(jié)果，開展單參數(shù)修正和組合參數(shù)修正方法研究，并通過多個工況分析結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果的對比，進(jìn)一步驗(yàn)證分析模型的魯棒性。

1 起落架著陸分析模型

兩輪支柱式起落架著陸動力學(xué)分析模型[3-10]如圖1所示。建模時，假定飛機(jī)為剛體，飛機(jī)升力等于重力，且作用于飛機(jī)重心處，起落架非彈性質(zhì)量集中于輪軸處，飛機(jī)質(zhì)量以當(dāng)量質(zhì)量的形式作用在起落架上?？紤]非彈性質(zhì)量3個平移自由度及機(jī)輪的轉(zhuǎn)動自由度，可得如式(1)所示的動力學(xué)方程。

圖1 兩輪支柱式起落架著陸分析模型

(1)

起落架在著陸過程中受到支柱的軸向力和彎曲力作用，支柱軸向力Fv=Fa+Fh+Ff+Fl，其中Fa為空氣彈簧力，F(xiàn)h為油液阻尼力，F(xiàn)f為摩擦力，F(xiàn)l為結(jié)構(gòu)限制力。

(2)

(3)

Ff=Fbear+Fair+Fhyd

(4)

(5)

2 著陸分析模型修正原則

起落架落震試驗(yàn)的目的是驗(yàn)證起落架著陸載荷分析模型。獲得試驗(yàn)結(jié)果后，最重要的一步就是進(jìn)行試驗(yàn)數(shù)據(jù)分析。本文根據(jù)試驗(yàn)中實(shí)測的投放質(zhì)量、下沉速度、水平速度和著陸姿態(tài)等參數(shù)，采用分析模型重新進(jìn)行動力學(xué)特性的時域仿真，并與實(shí)測載荷結(jié)果進(jìn)行對比分析，以此來驗(yàn)證分析模型的正確性。起落架著陸分析模型修正流程如圖2所示。

如果分析結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果差異較大，需對仿真分析模型進(jìn)行修正，特別是修正那些設(shè)計(jì)過程中無法準(zhǔn)確確定的參數(shù)；如果試驗(yàn)中的緩沖性能不滿足設(shè)計(jì)要求，還需調(diào)整緩沖參數(shù)(如充氣壓力、油孔尺寸等)，從而獲得符合設(shè)計(jì)要求的起落架緩沖特性參數(shù)。模型修正過程可以分為3個階段：第一階段，進(jìn)行試驗(yàn)狀態(tài)的動力學(xué)仿真，并分析與試驗(yàn)結(jié)果的差異；第二階段，識別修正參數(shù)；第三階段，進(jìn)行單參數(shù)修正和多參數(shù)組合修正，通過逐步迭代計(jì)算，找出最優(yōu)參數(shù)組合。

圖2 著陸分析模型修正流程

3 著陸分析模型修正

3.1 模型剛度修正

由于著陸動力學(xué)理論分析所用的起落架剛度數(shù)據(jù)直接取自起落架有限元梁模型，為了準(zhǔn)確進(jìn)行試驗(yàn)態(tài)下的載荷對比分析，需要建立起落架與試驗(yàn)臺架的組合梁元模型，并根據(jù)試驗(yàn)臺架剛度試驗(yàn)中獲得的剛度數(shù)據(jù)，調(diào)整臺架連接點(diǎn)的剛度單元，最后通過有限元分析得到組合模型模態(tài)數(shù)據(jù)。本文基于Guyan縮聚方法，修正原起落架剛度數(shù)據(jù)。某型飛機(jī)起落架與試驗(yàn)臺架組合的有限元模型及剛度分析示意圖如圖3所示。

圖3 某型飛機(jī)起落架與臺架剛度分析示意圖

采用修正后的剛度進(jìn)行起落架著陸仿真分析，對應(yīng)的分析結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果對比情況如圖4所示(已歸一化處理，下同)。從圖可以看出,分析結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果的吻合度不高，誤差極值在15%左右，需要進(jìn)一步開展模型參數(shù)修正。

圖4 剛度修正后的分析與試驗(yàn)結(jié)果對比

3.2 氣體多變指數(shù)修正

對于氣體多變指數(shù)的選取，國外很多專家和機(jī)構(gòu)都做過相應(yīng)的研究。文獻(xiàn)[11]認(rèn)為：對于油氣式緩沖器，如果油、氣分開，氣體多變指數(shù)可選1.35；如果油氣混合，則可選1.10。蘭利航空實(shí)驗(yàn)室通過分析起落架落震試驗(yàn)結(jié)果，認(rèn)為多變指數(shù)的變化范圍為1.01～1.10，并推薦采用1.06。文獻(xiàn)[12]中通過落震試驗(yàn)對氣體多變指數(shù)進(jìn)行了研究，其試驗(yàn)結(jié)果也顯示主起落架氣體多變指數(shù)的范圍為0.870～1.015。

落震試驗(yàn)中對應(yīng)的氣體多變指數(shù)可通過氣體狀態(tài)方程換算得到，表1為某型飛機(jī)主起落架各試驗(yàn)工況的多變指數(shù)，取其平均值0.96作為修正結(jié)果。

表1 某型飛機(jī)主起落震試驗(yàn)多變指數(shù)

3.3 油液阻尼系數(shù)修正

根據(jù)油液阻尼力的計(jì)算公式，可知油液阻尼系數(shù)取決于油孔泄流系數(shù)，而泄流系數(shù)與實(shí)測油腔壓力有關(guān)。具體計(jì)算公式如下：

(6)

式中：Cd為泄流系數(shù)；AH為壓氣面積；AC為油針截面積；AO為油孔面積；ρ為油液密度；ΔP為油腔壓力差。

根據(jù)式(6)及試驗(yàn)實(shí)測油腔壓力，得到某型飛機(jī)主起泄流系數(shù)，如圖5所示。

圖5 某型飛機(jī)主起泄流系數(shù)

由圖5可以看出，泄流系數(shù)隨行程變化，與理論分析采用的0.75有較大差異。根據(jù)圖5所示的泄流系數(shù)，可對油液阻尼系數(shù)進(jìn)行相應(yīng)修正。圖6所示為某型飛機(jī)主起油液阻尼系數(shù)修正前后的對比情況(歸一化處理)，通過對比可知，修正后阻尼系數(shù)變化較大，該參數(shù)的修正對著陸分析模型的修正起著至關(guān)重要的作用。

圖6 某型飛機(jī)主起油液阻尼系數(shù)修正前后對比

3.4 摩擦系數(shù)組合修正

首先,假定軸承摩擦系數(shù)不變，調(diào)節(jié)油氣摩擦系數(shù)。油氣摩擦系數(shù)取值范圍為2%～8%[3]，先設(shè)定油液摩擦系數(shù)為3%，調(diào)節(jié)氣體摩擦系數(shù)，對應(yīng)的垂直載荷對比情況如圖7所示。通過對比可知，氣體摩擦系數(shù)取3%時，分析結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果吻合度較高。

其次，在氣體摩擦系數(shù)為3%的前提下，調(diào)節(jié)油液摩擦系數(shù)，對應(yīng)的垂直載荷對比情況如圖8所示?？梢钥闯?，油液摩擦系數(shù)取7%時，分析結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果吻合度較高。

圖7 氣腔摩擦系數(shù)變化對應(yīng)的垂直載荷結(jié)果

圖8 油腔摩擦系數(shù)變化對應(yīng)的垂直載荷結(jié)果

最后，在氣體摩擦系數(shù)為3%、油液摩擦系數(shù)取7%的前提下，調(diào)節(jié)軸承摩擦系數(shù)，對應(yīng)的垂直載荷對比情況如圖9所示?？梢钥闯觯鸵耗Σ料禂?shù)取5%時，分析結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果吻合度較高。

圖9 軸承摩擦系數(shù)變化對應(yīng)的垂直載荷結(jié)果

3.5 模型修正結(jié)果的確認(rèn)

為進(jìn)一步驗(yàn)證分析模型的魯棒性，采用上述參數(shù)修正結(jié)果對另外兩個試驗(yàn)工況的載荷進(jìn)行仿真分析，并與試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行對比驗(yàn)證，驗(yàn)證結(jié)果如圖10和圖11所示。

圖10 工況2分析結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果對比

圖11 工況3分析結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果對比

對比結(jié)果均顯示，分析結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果非常吻合，時間歷程曲線能夠很好地復(fù)現(xiàn)試驗(yàn)過程，其中最大垂直載荷、最大起旋載荷、最大回彈載荷均接近或偏保守于試驗(yàn)結(jié)果。這表明通過上述修正后的起落架緩沖參數(shù)是合理的，經(jīng)修正后的分析模型能夠真實(shí)反映起落架的動態(tài)特性。

4 結(jié)束語

本文基于某型飛機(jī)的落震試驗(yàn)結(jié)果，通過單參數(shù)修正和組合參數(shù)修正方法，逐步逼近落震試驗(yàn)結(jié)果，修正后的著陸分析模型對應(yīng)的仿真分析結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果吻合度較高。通過多個工況的分析與試驗(yàn)結(jié)果對比，進(jìn)一步驗(yàn)證了分析模型的魯棒性，從而表明著陸分析模型修正結(jié)果能夠真實(shí)反映起落架的動態(tài)特性。該研究對于著陸分析模型的試驗(yàn)驗(yàn)證工作具有較高的指導(dǎo)意義。

在實(shí)際的著陸分析模型試驗(yàn)修正過程中，為了進(jìn)一步提高模型的修正精度，還需要開展更加深入的研究，如氣體多變指數(shù)，其數(shù)值隨環(huán)境溫度和氣腔壓力變化而變化，理論上每個工況下的氣體多變指數(shù)各不相同，后續(xù)將繼續(xù)研究氣體多變指數(shù)隨緩沖器行程的變化規(guī)律，以便得到更加精確的模型修正結(jié)果。