溫度對(duì)油—?dú)馐狡鹇浼芫彌_性能的影響研究

胡銳，牟讓科，宋得軍，陳熠

（1.中國(guó)飛機(jī)強(qiáng)度研究所結(jié)構(gòu)沖擊動(dòng)力學(xué)航空科技重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，西安 710065）

（2.航空工業(yè)沈陽(yáng)飛機(jī)設(shè)計(jì)研究所結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)部，沈陽(yáng) 110035）

0 引言

起落架的緩沖性能關(guān)系著飛機(jī)的安全性及乘客的乘坐舒適度，緩沖器作為起落架主要的緩沖吸能裝置，具有減緩飛機(jī)著陸過(guò)程中動(dòng)態(tài)沖擊載荷的作用。油—?dú)馐骄彌_器由于其體積小、重量輕且易于密封等優(yōu)點(diǎn)被現(xiàn)代飛機(jī)起落架所廣泛采用，作為起落架中吸收和耗散能量的主要部件。

隨著航空飛行器的高速發(fā)展，空天飛機(jī)已成為航空航天領(lǐng)域研究的熱點(diǎn)，空天飛機(jī)再入大氣層時(shí)飛機(jī)結(jié)構(gòu)會(huì)被迅速加熱，起落架緩沖器內(nèi)部的油液特性及充氣壓力會(huì)隨著環(huán)境溫度的升高而變化，進(jìn)而影響起落架的緩沖性能。B.Milwitzky等根據(jù)流體力學(xué)經(jīng)典的局部壓力損失理論，推導(dǎo)了油液阻尼力的經(jīng)典公式，并被廣泛應(yīng)用于起落架緩沖器設(shè)計(jì)和分析；M.K.Wahi對(duì)油液式起落架進(jìn)行建模和仿真，探討了雷諾數(shù)、油孔的形狀和方向?qū)s流因數(shù)的影響，并在緩沖支柱軸向力中考慮了側(cè)油孔阻尼力的影響，還研究了油液壓縮模量、氣體可溶性、氣穴現(xiàn)象以及氣體多變指數(shù)對(duì)緩沖支柱緩沖特性的影響；T.J.Tharakan等通過(guò)對(duì)比油液流經(jīng)不同孔徑的情況以研究出口壓力對(duì)小孔流量系數(shù)的影響；陳玉紅等建立了考慮緩沖器主油腔氣穴效應(yīng)的起落架落震動(dòng)力學(xué)模型，分析了該模型下的起落架動(dòng)力學(xué)特性，并與試驗(yàn)進(jìn)行了對(duì)比驗(yàn)證；豆清波等基于落震試驗(yàn)研究了氣體壓縮多變指數(shù)的變化規(guī)律，指出多變指數(shù)和空氣受壓程度相關(guān)，且非定常多變指數(shù)計(jì)算模型能更加準(zhǔn)確地反映受載情況；丁勇為等基于管道流體力學(xué)方法和緩沖器油孔結(jié)構(gòu)建立了流量系數(shù)的理論模型，對(duì)比分析了長(zhǎng)徑比、孔徑管徑比、孔口倒角等油孔幾何參數(shù)對(duì)起落架緩沖阻尼力和軸向合力的影響。

關(guān)于起落架緩沖器內(nèi)部的油、氣以及輪胎對(duì)起落架性能的影響和優(yōu)化已有大量研究，而溫度對(duì)油—?dú)馐狡鹇浼芫彌_性能影響的試驗(yàn)研究卻未見報(bào)道。因此，本文以某型無(wú)人機(jī)起落架為研究對(duì)象，建立起落架動(dòng)力學(xué)模型，分析影響油液阻尼力及空氣彈簧力的影響因素，并進(jìn)行可模擬起落架緩沖器溫度變化的落震試驗(yàn)，結(jié)合試驗(yàn)結(jié)果，指出溫度對(duì)油—?dú)馐狡鹇浼芫彌_性能的影響規(guī)律，并對(duì)使用環(huán)境溫度變化范圍較大且采用油—?dú)馐骄彌_器的起落架的試驗(yàn)驗(yàn)證提出建議。

1 理論建模

1.1 起落架動(dòng)力學(xué)方程

無(wú)側(cè)傾角的支柱式起落架，其結(jié)構(gòu)形式及簡(jiǎn)化的落震受力分析圖如圖1所示。以該支柱式起落架（圖1）為研究對(duì)象，采用經(jīng)典的二質(zhì)量模型和減縮質(zhì)量法，可建立起落架的落震動(dòng)力學(xué)運(yùn)動(dòng)方程。

圖1 支柱式起落架受力分析圖Fig.1 Force analysis diagram of telescopic landing gear

上部質(zhì)量的垂向動(dòng)力學(xué)方程為

式中：M為起落架彈性支撐質(zhì)量（上部質(zhì)量）；為緩沖器內(nèi)部的軸向力；為外筒對(duì)內(nèi)筒的徑向力；?為彈 性 支 承 質(zhì) 量 的 加 速 度；為緩沖 支 柱 軸 線 的航向傾角。

下部質(zhì)量的垂向動(dòng)力學(xué)方程為

式中：為起落架非彈性支撐質(zhì)量（下部質(zhì)量）；?為非彈性支承質(zhì)量的加速度；P為地面作用于輪胎的垂直力。

下部質(zhì)量的航向動(dòng)力學(xué)方程為

式中：為地面作用于輪胎的航向力（阻力）。

下部質(zhì)量的轉(zhuǎn)動(dòng)動(dòng)力學(xué)方程為

式中：為下部質(zhì)量的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量（包括機(jī)輪、輪胎及剎車組件的轉(zhuǎn)動(dòng)部分）；為未壓縮時(shí)的機(jī)輪半徑；為輪胎壓縮量；為機(jī)輪角速度。

1.2 緩沖器內(nèi)部載荷

常油孔的油—?dú)馐骄彌_器結(jié)構(gòu)示意圖如圖2所示。

圖2 常油孔單氣腔緩沖器結(jié)構(gòu)示意圖Fig.2 Diagram of single gas cavity buffer structure with constant oil hole

緩沖器的軸向力可表示為

式中：為空氣彈簧力；為油液阻尼力；為起落架外筒與活塞桿的摩擦力。

緩沖器內(nèi)部的空氣彈簧力為

式中：為壓氣面積；為初始充填壓力；為初始充氣體積；為緩沖器壓縮量；為氣體多變指數(shù)，一般取定值；為外部環(huán)境壓強(qiáng)。

緩沖器的空氣彈簧剛度為

由式（7）可知，空氣彈簧剛度為緩沖器行程的函數(shù)，會(huì)隨著緩沖器的壓縮而逐漸增大。對(duì)于給定初始充氣體積及壓氣面積，在同等的緩沖器壓縮量下，空氣彈簧剛度隨著初始充填壓力的增大而增大。

緩沖器內(nèi)部油液阻尼力可表示為

式中：、為主、回油腔壓油面積；、為主、回油孔流量系數(shù)；、主、回油孔過(guò)流面積。

Sng定義如下：

主油孔流量系數(shù)（）為總阻力系數(shù)的函數(shù)。其中，為阻尼孔的直徑和厚度，為雷諾數(shù)，與油液自身密度、黏度相關(guān)。

緩沖器內(nèi)部的摩擦力主要由皮碗摩擦力與緩沖支柱彎曲產(chǎn)生的摩擦力組成，可以表示為

式中：為皮碗摩擦系數(shù)；為緩沖器彎曲摩擦系數(shù)；為活塞桿外筒與支柱內(nèi)筒上、下接觸位置的法向力。

1.3 輪胎載荷

航空輪胎的力學(xué)特性與其輪廓尺寸、充氣壓力和輪胎剛度等參數(shù)相關(guān)，其垂直載荷與輪胎壓縮量之間的關(guān)系可表示為

式中：為起落架機(jī)輪數(shù)目；C為輪胎當(dāng)量阻尼系數(shù)；為輪胎壓縮量；（）為輪胎靜壓曲線。

輪胎航向載荷可表示為

式中：為輪胎與跑道之間的航向滑動(dòng)摩擦系數(shù)。

2 試驗(yàn)方案

2.1 油—?dú)馐骄彌_器加熱設(shè)備及加熱方法

試驗(yàn)過(guò)程中通過(guò)加熱帶包裹油—?dú)馐骄彌_器外筒進(jìn)行加熱。加熱帶內(nèi)部夾層為加熱電阻絲，正反兩面為石棉布，功率1.5 W/cm，緩沖器外筒壁溫度采用熱電偶進(jìn)行監(jiān)控。

依據(jù)緩沖支柱外筒形狀，設(shè)計(jì)相應(yīng)尺寸的加熱帶，以滿足對(duì)緩沖器外筒完全包裹的要求，且加熱帶不能交叉重疊，以免加熱不均勻、燒蝕加熱設(shè)備。設(shè)計(jì)與加熱帶同尺寸、5 mm厚度的橡膠墊，包裹于加熱帶外側(cè)，確保加熱帶與緩沖支柱外筒整體緊密貼合。將緩沖支柱外筒壁打磨后粘貼熱電偶，對(duì)溫度進(jìn)行監(jiān)控。溫度監(jiān)控及緩沖器加熱如圖3所示。

圖3 溫度監(jiān)控及緩沖器加熱照片F(xiàn)ig.3 Photos of temperature monitoring and buffer heating

2.2 試驗(yàn)設(shè)備及原理

試驗(yàn)裝置為立柱式自由落震試驗(yàn)系統(tǒng)，主要由臺(tái)架系統(tǒng)、提升/釋放系統(tǒng)、當(dāng)量質(zhì)量模擬系統(tǒng)、加熱系統(tǒng)、測(cè)試系統(tǒng)等構(gòu)成，如圖4所示。

圖4 落震試驗(yàn)設(shè)備及原理圖Fig.4 Drop test equipment and schematic diagram

試驗(yàn)時(shí)先由升降系統(tǒng)將落體系統(tǒng)升至規(guī)定投放高度鎖定；啟動(dòng)加熱系統(tǒng)對(duì)緩沖器進(jìn)行加熱，加熱至所需溫度并控溫1 h，使得緩沖器內(nèi)部油—?dú)鉁囟融呌诜€(wěn)定；打開落體系統(tǒng)上部的電磁釋放鎖，使落體系統(tǒng)沿立柱導(dǎo)軌自由下落，起落架撞擊安裝于地面的測(cè)力平臺(tái)，觸發(fā)采集信號(hào)，獲得試驗(yàn)數(shù)據(jù)。

3 結(jié)果分析

3.1 試驗(yàn)件基本參數(shù)

研究對(duì)象為支柱式起落架，無(wú)航向及側(cè)向傾角，其基本參數(shù)如表1所示。

表1 起落架基本參數(shù)Table 1 Basic parameters of landing gear

3.2 起落架緩沖性能分析

將緩沖器分別加熱至20（室溫）、40、60和80℃進(jìn)行試驗(yàn)，試驗(yàn)工況如表2所示。

表2 試驗(yàn)工況Table 2 Test condition

緩沖器初始充填壓力變化如圖5所示。

圖5 緩沖器初始充填壓力隨溫度變化曲線Fig.5 Initial filling pressure of buffer versus temperature

從圖5可以看出：在溫度達(dá)到80℃時(shí)，緩沖器充填壓力相較于20℃時(shí)的變化率已達(dá)24.11%，遠(yuǎn)超過(guò)GJB 67.9及GJB 5435.9中規(guī)定的落震試驗(yàn)需進(jìn)行±10%充氣容差試驗(yàn)的要求。

不同溫度下落震試驗(yàn)的地面垂直載荷曲線、支柱壓縮量曲線如圖6～圖7所示，最大上部質(zhì)量加速度及緩沖系統(tǒng)效率系數(shù)隨溫度的變化曲線如圖8所示。

圖6 不同溫度下落震試驗(yàn)的地面垂直載荷曲線Fig.6 Vertical load curves of drop test at different temperature

圖7 不同溫度下落震試驗(yàn)的支柱壓縮量曲線Fig.7 Strut compression curves of drop test at different temperature

圖8 最大上部質(zhì)量加速度及緩沖系統(tǒng)效率系數(shù)隨溫度變化曲線Fig.8 Maximum upper mass acceleration and efficiency coefficient of buffer system versus temperature

從圖6～圖8可以看出：隨著油—?dú)馐骄彌_器內(nèi)部溫度的升高，地面垂直載荷及上部質(zhì)量加速度逐漸增大，支柱壓縮量及緩沖系統(tǒng)效率系數(shù)逐漸減小。其主要原因是，溫度升高引起初始充填壓力增大，緩沖器內(nèi)部空氣彈簧剛度變大引起地面垂直載荷及上部質(zhì)量加速度變大，而支柱壓縮量相應(yīng)減小，表明緩沖器溫度的升高引起起落架緩沖性能的惡化。

本文研究的起落架無(wú)航向及側(cè)向傾角，可不考慮支柱彎曲帶來(lái)的緩沖器內(nèi)部摩擦力的影響。通過(guò)監(jiān)測(cè)數(shù)據(jù)計(jì)算得到最大油液阻尼力隨溫度的變化曲線如圖9所示，可以看出：最大油液阻尼力隨溫度的升高而降低，其主要原因是，隨著溫度的升高，油液的黏度逐漸降低，在油孔外形尺寸一致的情況下，油液雷諾數(shù)變小，引起流量系數(shù)的變化，使得最大油液阻尼力減小，進(jìn)而影響起落架消耗功量的能力。

圖9 最大油液阻尼力隨溫度變化曲線Fig.9 Maximum oil damping force versus temperature

4 結(jié)論

（1）隨著緩沖器溫度的升高，緩沖器初始充氣壓力隨之增大，緩沖器內(nèi)部的空氣彈簧剛度變大、油液阻尼力減小。

（2）緩沖器溫度升高后，油液阻尼力耗散的起落架系統(tǒng)能量變少，更多的能量由緩沖器內(nèi)部的氣體經(jīng)過(guò)壓縮后吸收，初始?jí)毫Φ脑龃笫咕彌_支柱剛度變大且更不易被壓縮，使得落震試驗(yàn)過(guò)程中的地面垂直載荷及上部質(zhì)量加速度隨之增大，而起落架緩沖系統(tǒng)效率系數(shù)逐漸減小，起落架系統(tǒng)緩沖性能惡化。

（3）緩沖器初始充氣壓力對(duì)溫度變化敏感，針對(duì)使用環(huán)境溫度變化范圍較大、且采用油—?dú)馐骄彌_器的起落架，建議進(jìn)行更大范圍的充氣容差落震試驗(yàn)，以充分研究、考核起落架的緩沖性能。