某型直升機(jī)主起落架落震試驗載荷異常分析

方建義，馬丁峰，苗紅濤，焦 陽

(1.中國直升機(jī)設(shè)計研究所，江西 景德鎮(zhèn) 333001；2.中國人民解放軍95966部隊，黑龍江 哈爾濱 150060)

0 引言

起落架在直升機(jī)著陸時起著吸收著陸能量，降低沖擊載荷的作用。起落架著陸載荷的大小不僅影響起落架的強(qiáng)度和壽命，同時也影響起落架和機(jī)身結(jié)構(gòu)的重量。

某型直升機(jī)主起落架在進(jìn)行落震試驗時，測得的載荷比理論分析的載荷大了10%左右。從工程應(yīng)用角度來說，此誤差在可接受范圍內(nèi)。但是，該理論分析的模型和方法已經(jīng)成熟，且早已在其他同構(gòu)型起落架上得到了驗證，而從以往落震試驗結(jié)果來看，理論分析的誤差都在5%以內(nèi)。本文結(jié)合主起落架動力學(xué)分析模型對此異常情況進(jìn)行了分析，并通過分解主起緩沖器確認(rèn)了原因分析的準(zhǔn)確性。最后，試驗件返修后重新進(jìn)行落震試驗，其結(jié)果驗證了分析及返修改進(jìn)措施的正確性。

1 主起落架模型

某型直升機(jī)主起落架結(jié)構(gòu)為單輪搖臂式起落架，其結(jié)構(gòu)如圖1所示。其主要吸能部件緩沖器為雙氣腔帶定油孔節(jié)流閥構(gòu)型，緩沖器簡化模型如圖2所示。

計算起落架著陸沖擊載荷所采用的落震模擬計算分析方法是目前通用的方法。該方法首先建立起落架著陸動力學(xué)模型，并在此基礎(chǔ)上推導(dǎo)出動力學(xué)微分方程，然后對此方程進(jìn)行求解從而得到分析結(jié)果[1]。

由圖3，根據(jù)整個系統(tǒng)的平衡條件推導(dǎo)出力和矩的平衡方程，再結(jié)合運動幾何關(guān)系將平衡方程轉(zhuǎn)化為動力學(xué)微分方程組，最后根據(jù)初始條件可求解出方程組的數(shù)值解。具體的推導(dǎo)及求解過程參考文獻(xiàn)[1]中有詳細(xì)的描述，本文在此不再贅述。

2 計算與試驗結(jié)果對比

按上文推導(dǎo)的方法計算了某型直升機(jī)主起落架的著陸載荷，并與試驗結(jié)果進(jìn)行了對比。計算和試驗時取的主要參數(shù)如表1所示，計算結(jié)果與試驗結(jié)果對比如表2所示。

表1 計算和試驗的主要參數(shù)

由表2可知,在吸收功量基本一致的情況下，兩種工況的垂直載荷試驗結(jié)果均比計算結(jié)果大了10%以上。此誤差雖然在工程上是可以接受的，但結(jié)合其他同構(gòu)型起落架的落震試驗結(jié)果來看，該理論分析的模型和方法已經(jīng)經(jīng)過了驗證且誤差不超過5%，因此初步判斷在某個環(huán)節(jié)有未被發(fā)現(xiàn)的問題影響了計算與試驗結(jié)果的一致性，這種環(huán)節(jié)包括設(shè)計計算、試驗件狀態(tài)、試驗測試等。

表2 計算結(jié)果與試驗結(jié)果對比

3 原因分析及定位

3.1 原因分析

為定位原因，首先對試驗的測試系統(tǒng)進(jìn)行了復(fù)查，復(fù)查結(jié)果表明測試系統(tǒng)工作正常，且各種測試儀器儀表均在有效合格期內(nèi)。另外，在進(jìn)行主起落架落震試驗前，剛剛采用同一套測試系統(tǒng)進(jìn)行了尾起落架落震試驗，試驗時未有異?，F(xiàn)象發(fā)生且試驗結(jié)果與計算結(jié)果也相吻合，因此可排除試驗測試對結(jié)果的影響。其次，對設(shè)計計算的輸入、計算程序等進(jìn)行了復(fù)核，也未發(fā)現(xiàn)有異常的情況。最終，將問題原因初步定位在試驗件狀態(tài)上，但試驗件狀態(tài)涉及的參數(shù)有很多，直接檢查試驗件來確定問題具體是哪個參數(shù)的影響及影響的程度是相當(dāng)復(fù)雜的，因而首先通過理論分析模型進(jìn)行了分析，然后通過拆解緩沖器定位了該參數(shù)。

如圖3所示，取搖臂CK、機(jī)輪輪胎為分離體進(jìn)行分析，由對C點的力矩平衡可得垂直載荷Py、緩沖器載荷Ph、輪胎機(jī)輪重力及慣性載荷之間的平衡方程。因輪胎機(jī)輪質(zhì)量相對較小，因此垂直載荷Py主要受緩沖器載荷Ph的影響。對于本文分析的搖臂式主起落架，緩沖器為二力桿模型，其載荷Ph由空氣彈簧力Pkq、油液阻尼力Pyz和摩擦力Pm三部分組成[2-3]。

空氣彈簧力Pkq由氣體壓縮的多變方程式求得，如公式(1)所示。

Pkq=p0Fk[v0/(v0-FkSH)]n

(1)

式中，p0、v0、n、Fk、SH分別表示氣體初始壓力、氣體初始體積、氣體多變指數(shù)、緩沖器排油面積、緩沖器行程。

油液阻尼力Pyz由緩沖器內(nèi)油腔和氣腔壓力差并利用液體的流量等式求得，如公式(2)所示。

(2)

摩擦力Pm一般可認(rèn)為與空氣彈簧力成正比,如公式(3)所示。

Pm=kmPkq

(3)

式中，km為當(dāng)量摩擦系數(shù)，主要與緩沖器密封結(jié)構(gòu)、摩擦面光潔度、配合公差等有關(guān)。

由公式(1)、(2)、(3)可知，在試驗件結(jié)構(gòu)參數(shù)和充填參數(shù)確定的情況下，影響緩沖器載荷的主要參數(shù)為阻尼孔面積和當(dāng)量摩擦系數(shù)。為此，結(jié)合試驗結(jié)果通過分別改變此兩個參數(shù)的設(shè)置對主起落架著陸載荷進(jìn)行了重新分析，分析結(jié)果如表3、表4所示。重新分析計算時正行程阻尼油孔面積由圖樣上的130mm2調(diào)整為120mm2和110mm2；當(dāng)量摩擦系數(shù)由0.05調(diào)整為0.2、和0.3。

表3 不同阻尼孔面積下的計算結(jié)果與試驗結(jié)果對比

表4 不同當(dāng)量摩擦系數(shù)下的計算結(jié)果與試驗結(jié)果對比

從表3可知隨著阻尼孔面積的減小，垂直載荷相應(yīng)增大，當(dāng)阻尼孔面積增大到110mm2時計算結(jié)果與試驗結(jié)果已非常接近，誤差極小。從表4可知隨著當(dāng)量摩擦系數(shù)的增加，垂直載荷相應(yīng)增大，當(dāng)當(dāng)量摩擦系數(shù)增大到0.3時計算結(jié)果與試驗結(jié)果也已接近。

一般直升機(jī)起落架緩沖器的阻尼孔采用一組或多組相同直徑的小孔來實現(xiàn)。該型直升機(jī)起落架緩沖器的阻尼孔采用了6個直徑為4.9mm的小孔和4個直徑為2.3mm的小孔，總面積約為130mm2，若小孔制造中尺寸偏離設(shè)計值則會影響試驗載荷的大小。另外，對于緩沖器的當(dāng)量摩擦系數(shù)，若試驗件的配合尺寸、形位尺寸超差或選擇的配合公差不合理，也極有可能導(dǎo)致當(dāng)量摩擦系數(shù)發(fā)生變化，從而影響試驗時的垂直載荷。

3.2 原因定位

根據(jù)上述的原因分析，基本可以確定緩沖器內(nèi)部有偏離設(shè)計的情況存在，從而導(dǎo)致試驗時垂直載荷偏大，因此只有分解檢查緩沖器后才能對原因進(jìn)行具體定位。緩沖器分解檢查的結(jié)果如下：

1) 節(jié)流閥上的阻尼孔6-φ4.9H10、4-φ2.3H10均合格，其與內(nèi)筒配合的φ55mm內(nèi)孔表面有多處軸向劃痕，劃痕深度約為0.05mm，如圖4所示；

2) 內(nèi)筒所有尺寸公差均符合圖樣要求，其與節(jié)流閥配合的φ55mm圓柱表面有多處軸向劃痕，劃痕深度約為0.06mm，長約200mm，如圖5所示。

從檢查結(jié)果可以得出，節(jié)流閥與內(nèi)筒之間的滑動摩擦系數(shù)大，從而產(chǎn)生了較大的摩擦力，導(dǎo)致試驗時垂直載荷偏大，這與前文的分析結(jié)果相吻合。按以往經(jīng)驗，此類型緩沖器的摩擦系數(shù)一般都不大于0.1，且多數(shù)在0.05左右。如前述分析，此次試驗的緩沖器摩擦系數(shù)達(dá)到了0.3左右。對于為什么會出現(xiàn)如此大的變化，需要進(jìn)行進(jìn)一步的核查以確認(rèn)原因。

圖6 設(shè)計狀態(tài)節(jié)流閥與內(nèi)筒的配合

圖7 實際狀態(tài)節(jié)流閥與內(nèi)筒的配合

4 改進(jìn)措施及效果

表5 返修后計算結(jié)果與試驗結(jié)果對比

5 結(jié)論

1)仿真分析結(jié)果表明緩沖器阻尼孔面積和當(dāng)量摩擦系數(shù)對垂直載荷的大小有較大影響；

2)設(shè)計中需考慮尺寸公差對產(chǎn)品性能的影響并合理控制公差范圍；

3)產(chǎn)品制造過程中需嚴(yán)格按設(shè)計圖樣要求進(jìn)行加工，避免超差漏檢對產(chǎn)品性能產(chǎn)生大的影響。