某小型油氣式起落架緩沖特性研究

尤 穎，金秀芬

(上海飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院，上海 201210)

起落架是飛行器重要的結(jié)構(gòu)與系統(tǒng)之一，它的主要功能是在飛行器起飛和著陸過程中，承受、消耗和吸收該過程中由于撞擊和顛簸產(chǎn)生的能量[1]，起落架性能的好壞直接影響飛行器起降的安全性和可靠性[2]。

起落架落震試驗(yàn)是通過專用試驗(yàn)設(shè)備來模擬飛機(jī)著陸撞擊的一種動(dòng)力學(xué)特性試驗(yàn)，是飛機(jī)起落架緩沖系統(tǒng)設(shè)計(jì)的關(guān)鍵環(huán)節(jié)。飛機(jī)起落架緩沖系統(tǒng)設(shè)計(jì)，需要通過一系列落震試驗(yàn)來選擇合適的油孔尺寸，調(diào)整緩沖器和輪胎內(nèi)部充填，保證緩沖系統(tǒng)達(dá)到設(shè)計(jì)要求。同時(shí)通過試驗(yàn)也可以檢驗(yàn)起落架過載時(shí)，輪胎行程以及起落架結(jié)構(gòu)的強(qiáng)度、剛度是否達(dá)到預(yù)期要求[3]。

近年來，隨著計(jì)算機(jī)技術(shù)的發(fā)展，虛擬樣機(jī)技術(shù)廣泛應(yīng)用于動(dòng)力學(xué)系統(tǒng)的仿真分析中。在起落架動(dòng)力學(xué)分析方面，國外多采用SIMPACK[4]作為仿真平臺進(jìn)行研究，國內(nèi)則普遍采用ADAMS/Aircraft[5-6]和LMS.Virtual Lab[7-8]進(jìn)行研究[2]。然而，目前國內(nèi)外對于起落架著陸動(dòng)力學(xué)研究大多是驗(yàn)證仿真模型的正確性，對于利用動(dòng)力學(xué)仿真指導(dǎo)起落架設(shè)計(jì)少有相關(guān)案例。

小型油氣式起落架主要應(yīng)用于小型無人機(jī)中，能夠保證飛機(jī)在降落時(shí)緩沖較大的沖擊載荷，保證機(jī)體結(jié)構(gòu)不被破壞。但它同時(shí)存在過載大、試驗(yàn)中調(diào)參導(dǎo)致結(jié)果變化較大的問題。本文基于某型號飛機(jī)起落架建立相應(yīng)落震仿真模型并進(jìn)行落震試驗(yàn)，模型經(jīng)驗(yàn)證后，通過對落震仿真模型參數(shù)的優(yōu)化，最終對真實(shí)起落架參數(shù)進(jìn)行優(yōu)化，以減小起落架過載，提高緩沖效率。

1 落震仿真模型建立

1.1 著陸載荷計(jì)算原理

起落架著陸載荷計(jì)算采用多體動(dòng)力學(xué)分析模型，將飛機(jī)的質(zhì)量分別當(dāng)量化到前起落架及主起落架上，采用當(dāng)量質(zhì)量法進(jìn)行著陸動(dòng)力學(xué)分析，得到起落架載荷。假設(shè)：1)飛機(jī)機(jī)體為剛體；2)飛機(jī)對稱著陸；3)飛機(jī)升力等于機(jī)體所受重力，且作用于飛機(jī)重心處，方向向上；4)起落架非彈性質(zhì)量集中于輪軸處。主起落架當(dāng)量質(zhì)量Wm計(jì)算公式為[9]：

Wm=WL/2

(1)

式中：WL為設(shè)計(jì)著陸質(zhì)量。

該起落架為單腔油氣式緩沖器，其緩沖支柱軸向力QV的計(jì)算公式為：

QV=CAi·QA+QO+QF

(2)

式中：CAi為空氣力系數(shù)；QA為空氣力；QO為油液力；QF為摩擦力。QA，QO和QF的計(jì)算公式如下：

QA=(P0AA2+PE)·

(3)

(4)

(5)

其中：

(6)

式中：P0為大氣壓力；AA2為緩沖器壓氣面積；PE為緩沖器全伸長時(shí)的氣腔載荷；VO2為緩沖器充氣體積；S2為緩沖器行程；Ckm為外筒膨脹系數(shù)；n為空氣多變指數(shù)；DO(S2)為油壓力綜合影響系數(shù)；AH為緩沖器壓油面積；AC為緩沖器油針面積；ρ0為油液密度；Cd為支柱油孔泄流系數(shù)；AO為緩沖器油孔面積；QH為支柱彈性彎曲力；μS為緩沖器軸套摩擦系數(shù)；AL1為緩沖器上下軸套間距離；AL2為緩沖器下軸套至輪軸距離；DO為機(jī)械穩(wěn)定距；Δ為輪軸中心點(diǎn)沿垂直支柱軸線方向的彈性位移。

輪胎法向力是輪胎壓縮量的函數(shù)，每一時(shí)刻的輪胎法向力可通過輪胎壓縮量由輪胎載荷-變形曲線插值得到。

1.2 建立仿真模型

起落架結(jié)構(gòu)較為復(fù)雜，建模時(shí)可對其結(jié)構(gòu)進(jìn)行合理簡化，簡化后部件包括外筒、活塞桿、上下側(cè)撐桿、上下鎖連桿、上下扭力臂、機(jī)輪及部分連接件等。在仿真平臺中用運(yùn)動(dòng)副連接各部件。

本文中模型通過ADAMS建立，起落架多體動(dòng)力學(xué)仿真圖如圖1所示。

圖1 起落架多體動(dòng)力學(xué)仿真圖

1.3 確定仿真參數(shù)

該起落架限制下沉速度由任務(wù)書決定為2.0 m/s，儲(chǔ)能工況下為2.4 m/s。2.0 m/s、2.2 m/s與2.4 m/s下沉速度下對起落架進(jìn)行落震仿真。

仿真中確定使用的參數(shù)依據(jù)飛機(jī)設(shè)計(jì)手冊14分冊[3]中方法計(jì)算得出建議值，見表1。

表1 落震仿真參數(shù)

空氣壓力的選取與緩沖器行程、壓縮比等相關(guān)，對于小飛機(jī)，停機(jī)到全伸長緩沖器壓縮比為2.1∶1，全壓縮到停機(jī)為1.9∶1，設(shè)計(jì)時(shí)依據(jù)總行程、停機(jī)位置、停機(jī)載荷、壓縮比、支柱全壓縮空氣體積和停機(jī)壓縮量進(jìn)行計(jì)算，確定出空氣壓力的建議值；阻尼孔尺寸主要依據(jù)反行程阻尼力確定，當(dāng)阻尼力占軸向力的70%左右時(shí)，可以高效吸收著陸沖擊能量并防止回跳現(xiàn)象的發(fā)生；輪胎壓力越小，壓縮量越大，過載越低，但是考慮到實(shí)際滑行中阻力不宜過大，著陸沖擊過程中輪胎最大壓縮量不宜超過輪胎半徑的1/3，以此確定輪胎壓力。

2 落震試驗(yàn)

2.1 落震試驗(yàn)實(shí)施及數(shù)據(jù)處理原理

落震試驗(yàn)中起落架安裝姿態(tài)依據(jù)試驗(yàn)任務(wù)書中給定的角度專門設(shè)計(jì)連接夾具并安裝。

投放高度H指機(jī)輪下緣到模擬平臺表面的距離，根據(jù)下沉速度Vy值進(jìn)行計(jì)算：

(7)

式中:g為重力加速度。

有效投放質(zhì)量W指吊籃、夾具、起落架、配重及其附加質(zhì)量集合的總落體質(zhì)量，計(jì)算公式為：

(8)

式中：Peq為起落架當(dāng)量載荷；L為升力系數(shù)，取值1；yc為上下部質(zhì)量的總位移。有效投放質(zhì)量在落震試驗(yàn)中根據(jù)yc的實(shí)測值進(jìn)行試湊。

落震試驗(yàn)確定使用的參數(shù)與仿真使用的參數(shù)一致。

起落架緩沖系統(tǒng)效率系數(shù)η的計(jì)算公式為：

(9)

式中：Fy為垂向載荷；Fmy為峰值載荷；ymc為最大行程。

起落架過載nyz的計(jì)算公式為：

nyz=Fmy/Fm,cT

(10)

式中：Fm,cT為當(dāng)量載荷。

2.2 落震試驗(yàn)結(jié)果與仿真結(jié)果對比

落震試驗(yàn)得出的緩沖效率與過載系數(shù)見表2，仿真結(jié)果對比如圖2～圖7所示?？梢缘贸鋈缦陆Y(jié)論：1)落震試驗(yàn)結(jié)果與仿真結(jié)果對比效果良好，因此可以通過仿真參數(shù)優(yōu)化來進(jìn)行設(shè)計(jì)改進(jìn)；2)該落震試驗(yàn)中，起落架緩沖效率低、過載大，需要優(yōu)化。

表2 落震試驗(yàn)結(jié)果

圖2 2.0 m/s速度下載荷-時(shí)間曲線 圖3 2.0 m/s速度下載荷-行程曲線 圖4 2.2 m/s速度下載荷-時(shí)間曲線

圖5 2.2 m/s速度下載荷-行程曲線 圖6 2.4 m/s速度下載荷-時(shí)間曲線 圖7 2.4 m/s速度下載荷-行程曲線

3 落震模型優(yōu)化分析

3.1 油液阻尼孔影響

根據(jù)建議值，通過單值變參法對油液阻尼孔參數(shù)進(jìn)行上下浮動(dòng)對比緩沖性能，阻尼孔面積Sz的計(jì)算公式如下[3]：

(11)

式中：A為活塞面積；r為使用載荷/靜止載荷；S為總行程。

通過式(11)確定油液阻尼孔面積范圍為11.8～16.1 mm2，考慮到實(shí)際加工難度，分別將緩沖器油液阻尼孔的面積設(shè)為12，13，14，15，16 mm2，其他參數(shù)保持不變，起落架載荷功量情況如圖8所示，緩沖效率與過載系數(shù)見表3。由表可知，阻尼孔面積為16 mm2時(shí)下緩沖效率最高，過載最小。

表3 油液阻尼孔面積變化時(shí)仿真結(jié)果表

圖8 油液阻尼孔面積變化時(shí)起落架載荷-行程曲線

3.2 空氣壓力影響

根據(jù)建議值，通過單值變參法對空氣力參數(shù)進(jìn)行上下浮動(dòng)對比緩沖性能，空氣力不應(yīng)過小，防止活塞桿彈不出來，也不應(yīng)過大，避免支柱跳動(dòng)[3]。

分別將緩沖器內(nèi)空氣壓力設(shè)為0.8，0.9，1.0，1.1，1.2 MPa，其他參數(shù)保持不變，起落架載荷功量情況如圖9所示，緩沖效率與過載系數(shù)見表4。由表可知，空氣壓力為1.1 MPa時(shí)緩沖效率最高，過載較小。

3.3 輪胎壓力影響

根據(jù)建議值，通過單值變參法對輪胎壓力進(jìn)行

圖9 空氣壓力變化時(shí)起落架載荷-行程曲線

表4 空氣壓力變化時(shí)仿真結(jié)果

上下浮動(dòng)來對比緩沖性能。輪胎壓力的選取必須考慮輪胎變形量，輪胎變形量即輪胎最大壓縮量與輪胎半徑間的比值，一般使用輪胎的變形量為28%～35%[3]。根據(jù)該變形量，輪胎壓力范圍為76～122 kPa，考慮到試驗(yàn)實(shí)際操作，分別將起落架輪胎壓力設(shè)為80，90，100，110，120 kPa，其他參數(shù)保持不變，起落架載荷變化情況如圖10所示。緩沖效率與過載結(jié)果見表5。由表可知，輪胎壓力為110 kPa時(shí)緩沖效率最高，過載較小。

4 參數(shù)優(yōu)化后落震試驗(yàn)

參數(shù)優(yōu)化后落震試驗(yàn)選用參數(shù)見表6，落震試驗(yàn)緩沖效率與過載系數(shù)見表7。試驗(yàn)與仿真結(jié)果如圖11～圖16所示?？芍獏?shù)優(yōu)化后起落架緩沖效率得到提高，過載減小，設(shè)計(jì)更加合理。

圖10 輪胎壓力變化時(shí)起落架載荷-行程曲線

表5 輪胎壓力變化時(shí)仿真結(jié)果表

表6 參數(shù)優(yōu)化后落震試驗(yàn)選用參數(shù)

表7 參數(shù)優(yōu)化后落震試驗(yàn)結(jié)果

圖11 參數(shù)優(yōu)化后2.0 m/s速度下載荷-時(shí)間曲線 圖12 參數(shù)優(yōu)化后2.0 m/s速度下載荷-行程曲線 圖13 參數(shù)優(yōu)化后2.2 m/s速度下載荷-時(shí)間曲線

5 結(jié)論

本文采用仿真分析的方法優(yōu)化了某小型油氣式起落架的緩沖性能。以某型號飛機(jī)起落架為研究對象，先建立起落架落震仿真分析模型，并通過研發(fā)落震試驗(yàn)來驗(yàn)證多體模型，再通過對仿真分析模型中參數(shù)的優(yōu)化，最終確認(rèn)了試驗(yàn)參數(shù)優(yōu)化的方

圖14 參數(shù)優(yōu)化后2.2 m/s速度下載荷-行程曲線 圖15 參數(shù)優(yōu)化后2.4 m/s速度下載荷-時(shí)間曲線 圖16 參數(shù)優(yōu)化后2.4 m/s速度下載荷-時(shí)間曲線

案，得到以下結(jié)論：

1)本文通過研發(fā)落震試驗(yàn)與多體仿真分析驗(yàn)證了落震仿真分析模型的有效性。

2)通過單參數(shù)規(guī)律性研究和多參數(shù)的組合調(diào)整提高了優(yōu)化效率，減少了試驗(yàn)次數(shù)。

3)該方法有效提高了緩沖效率，減小了著陸過載。在限制下沉速度下，緩沖效率提高了11.6%，過載減小13.0%；在中間下沉速度下，緩沖效率提高12.6%，過載減小9.9%；在儲(chǔ)能下沉速度下，緩沖效率提高11.9%，過載減小7.2%。