基于ALTLAS艦載機起落架落震緩沖性能分析

周瑞鵬 宋德軍 陳熠

摘要：不同下沉速度下，起落落震油孔流量系數(shù)、氣體多變指數(shù)在計算過程中的選取有一定差別?；贏LTLAS軟件，對某型艦載機起落架不同下沉速度工況進行分析，并結合落震試驗數(shù)據(jù)對流量系數(shù)、氣體多變指數(shù)進行計算。結果表明，采用常值氣體多變指數(shù)、流量系數(shù)在不同下沉速度下取值，對起落架緩沖性能影響較大。通過試驗實測值與本文計算結果進行對比，使得垂直載荷峰值大小與實測結果誤差在3%以內(nèi)，驗證了不可測參數(shù)取值范圍，為艦載機起落架緩沖器計算提供重要參考。

關鍵詞：艦載機；起落架；緩沖器；落震試驗；仿真分析

中圖分類號：V226文獻標識碼：ADOI：10.19452/j.issn1007-5453.2022.01.011

由于海洋環(huán)境的復雜性，艦載機相對于陸基飛機所遭受的環(huán)境更加惡劣，使其在起降過程中遭受的風險遠大于路基飛機。艦載機高過載、大載荷的特點對其起落架的設計又提出了更高的要求[1-3]?？紤]到飛機起落架真實結構的復雜性及緩沖器壓縮復雜物理過程，合理的簡化不僅能顯著地降低計算成本，同時也能夠在設計初期把握起落架動力學特性，提高型號的研制效率。

針對飛機起落架動力學有關問題研究，早期多集中于起落架系統(tǒng)動力學建模與緩沖器模型的簡化。Milwizky等[4]將飛機著陸過程簡化為自由落體與緩沖器壓縮兩個階段，并在緩沖器壓縮時將起落架簡化為二質(zhì)量模型進行分析，并對緩沖器中的空氣彈簧力、油液阻尼力、皮碗摩擦力以及輪胎的非線性力等進行了探討；Mayo[5]在對水上飛機降落研究中引入機翼彈性模態(tài)，得出了此種情況更接近實際試驗的結果；Cook等[6]基于此前研究，考慮兩種機身模態(tài)，將機體動力學方程與起落架運動方程耦合，對飛機著陸過程中動特性進行了分析；WAHI[7]討論了雷諾數(shù)、油孔幾何參數(shù)對流量系數(shù)的影響；Black[8]將輪胎動力學對起落架動態(tài)特性的耦合關系進行了討論。國內(nèi)有關起落架動力學問題主要伴隨型號研制工作開展。齊丕騫等[9]通過起落架落震試驗，結合國內(nèi)外現(xiàn)有研究提出了基于起落架緩沖器性能分析、試驗與設計一體化方法；豆清波等[10]通過落震試驗對緩沖器內(nèi)部壓力進行測量，探討了落震試驗過程緩沖器氣體多變指數(shù)的變化規(guī)律；浦志明等[11]、邵一舟等[12]都對油孔的阻尼特性進行了研究。

在上述研究中，大部分針對路基飛機起落架緩沖性能或單獨針對氣體多變指數(shù)、油孔流量系數(shù)等不可測參數(shù)進行研究，并未推廣至艦載機大下沉速度著陸情況，且缺乏試驗數(shù)據(jù)比較支持。

本文針對飛機起落架著陸落震試驗情況，首先推導起落架緩沖器受力形式，建立起落架二質(zhì)量動力學方程；并針對起落架落震試驗進行了介紹，然后應用ALTLAS軟件對某型飛機主起落架進行仿真，并與落震試驗數(shù)據(jù)進行對比；分析在不同下沉速度下，不可測參數(shù)取值對最大垂直載荷的影響，確定不可測參數(shù)取值范圍，從而為艦載機起落架緩沖性能計算提供重要依據(jù)。

1系統(tǒng)運動微分方程

油氣式緩沖器通過內(nèi)部空氣彈簧力與油液阻尼力起緩沖作用。空氣彈簧剛度對緩沖器勢能儲備有較大影響，高的勢能儲備將導致撞擊反彈和較大的過載；油液阻尼是緩沖器耗能的主要組成部分，其大小與緩沖器壓油面積、油孔大小、形狀以及支柱壓縮速度均相關。

2起落架落震試驗

起落架落震分為緩沖器選參試驗和驗證試驗兩種，緩沖器選參試驗用于起落架緩沖器參數(shù)調(diào)節(jié)及緩沖性能的優(yōu)化；驗證試驗用于驗證起落架緩沖系統(tǒng)在滿足吸收能力的同時其撞擊載荷、結構和充填參數(shù)與設計要求的符合性[10]。

起落架落震試驗通常在專用試驗臺進行，其組成包括起落架落震試驗臺、機輪帶轉裝置和測試系統(tǒng)等。起落架落震試驗臺主要包括試驗臺架、提升鎖持系統(tǒng)、液壓系統(tǒng)、仿升系統(tǒng)、控制系統(tǒng)等設備，落震試驗設備組成示意如圖1所示。

起落架落震試驗項目包括：設計著陸試驗、充填參數(shù)容差試驗、飛機增重試驗、儲備能量試驗及耐久性試驗。

起落架落震試驗過程如下：（1）飛機機輪觸臺時的下沉速度由落體系統(tǒng)的投放高度保證，由控制系統(tǒng)將落體系統(tǒng)提升到預定的投放高度，升力由仿升筒內(nèi)充壓保證；（2）落體系統(tǒng)由起落架、夾具、吊籃和配重等組成；（3）采用落震試驗專用的三向測力平臺；（4）飛機的航向速度采用逆航向帶轉的方式進行模擬，輪緣切線速度要達到試驗要求預定的速度；（5）由控制系統(tǒng)打開吊籃上部的鎖鉤，落體系統(tǒng)自由下落，撞擊測力平臺，同時觸發(fā)采集系統(tǒng)，獲取各通道測試數(shù)據(jù)。

3基于ALTLAS起落架落震試驗仿真

本文落震試驗仿真計算基于ALTLAS軟件，ALTLAS為中國飛機強度研究所在多年理論與試驗相結合的基礎上開發(fā)出來的工程化系統(tǒng)軟件，它主要用于飛機起落架緩沖器物理參數(shù)識別、緩沖器油孔參數(shù)優(yōu)化、著陸滑跑載荷分析等。軟件主要分參數(shù)化建模、計算、后置處理三大模塊，后置處理模塊包括曲線數(shù)據(jù)顯示、曲線繪制、典型計算結果顯示；軟件計算流程如圖2所示。

在飛機著陸和滑跑分析動力學建模中，將飛機質(zhì)量分為彈簧支撐質(zhì)量（飛機起落架外筒以上部分的質(zhì)量）和非彈簧支撐質(zhì)量（起落架氣體彈簧下部質(zhì)量，其中包括支柱活塞、剎車部件、輪胎、輪軸以及下扭力臂等的質(zhì)量），非彈簧支撐質(zhì)量簡化集中于非彈簧支撐質(zhì)量中心，起落架緩沖支柱簡化為無質(zhì)量彈性桿，其動力學簡化模型如圖3所示。所有獨立自由度的動力學方程降階為一階方程后，采用“四階龍格-庫塔”法對動力學方程組進行時域求解。

本文以某型艦載機主起落架為例，根據(jù)其內(nèi)部充填參數(shù)和結構參數(shù)進行建模仿真計算，并與落震試驗結果進行對比。主起落架落震試驗時，下沉速度為：5.65m/s、5.85m/s、6.05m/s、6.45m/s、7m/s（0°和12.5°）。試驗采用縮減質(zhì)量法進行，起落架安裝姿態(tài)分為0°和12.5°。不同下沉速度下，垂直載荷計算值與實測值對比曲線如圖4所示，垂直載荷最大值的計算值與實測值對比見表1。

通過試驗曲線和仿真結構對比可以看出，計算載荷符符合性較好，垂直載荷最大值小于3%，垂直載荷最大值峰值符合性較好，分析計算結果與試驗實測結果保持大致一致；驗證了軟件計算結果的精確性。

圖5和圖6為下沉速度2.5m/s，不同流量系數(shù)與氣體多變指數(shù)取值對起落架緩沖性能計算結果對比，從圖中可看處，流量系數(shù)線性對垂直載荷最大值影響較大，氣體多變指數(shù)對起落架落震試驗垂直載荷最大值幾乎無影響。

不同流量系數(shù)垂直載荷峰值對比見表2，起落架垂直載荷受流量系數(shù)影響較大，隨著流量系數(shù)不斷增大，垂直載荷峰值不斷變小。不同氣體多變指數(shù)起落架支柱壓縮量對比見表3，計算過程中起落架緩沖器支柱壓縮量受氣體多變指數(shù)影響較大，隨著多變指數(shù)的增加，起落架壓縮量最大值在不斷減小。

圖7與圖8為不同下沉速度下，采用常值計算起落架緩沖性能流量系數(shù)與氣體多變指數(shù)變化曲線?？梢钥闯?，隨著下沉速度增加，氣體多變指數(shù)與流量系數(shù)均呈現(xiàn)類似線性上升趨勢，本文計算起落架在5.65～7m/s時，氣體多變指數(shù)取值在1.22～1.25，流量系數(shù)在0.71～0.73范圍內(nèi)。

4結論

本文基于ALTLAS起落架緩沖性能分析軟件，針對某型艦載機主起落架進行落震仿真計算，并與落震試驗結果進行了對比，并考慮了不同下沉速度下不可測參數(shù)的取值變化。通過多個實測工況對比，驗證了在大下沉速度情況下，合理的不可測參數(shù)取值得到的垂直載荷峰值計算結果與試驗實測結果誤差小于3%。同時，計算結果也表明，不同下沉速度情況下應考慮不同取值的不可測參數(shù)進行計算，在進行起落架緩沖器設計時應給予考慮。

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Analysis on Cushioning Performance of Landing Gear of Carrier-based Aircraft Based on ALTLAS

Zhou Ruipeng1，Song Dejun2，Chen Yi1

1. AVIC Aircraft Strength Research Institute of China，Xi’an 710012，China

2. AVIC Shenyang Aircraft Design and Research Institute of China，Shenyang 110035，China

Abstract： In simulation calculation， discharge coefficient and gas polytropic index are distinct at different sinking speeds. In this paper， based on ALTLAS software， the landing gear of a carrier aircraft machine is analyzed under different sinking speeds， the flow coefficient and gas polytropic index are corrected by combing the landing gear test data. The results show that the value of constant gas polytropic index and flow coefficient at different sinking speeds have a great impact on the buffer performance of landing gear. The error between the calculated vertical load peak value and the measured result is less than 3%， which provides an important reference for the calculation of landing gear buffer of carrier aircraft.

Key Words： carrier aircraft； landing gear； buffer； drop test； simulation analysis

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