基于前起落架突伸技術(shù)的新型緩沖器仿真設(shè)計(jì)分析

王 彤 許 鋒 聶 宏

南京航空航天大學(xué)飛行器先進(jìn)設(shè)計(jì)技術(shù)國(guó)防重點(diǎn)學(xué)科實(shí)驗(yàn)室，南京，210016

0 引言

在彈射起飛方式下，艦載機(jī)將在2～3s之內(nèi)加速到離艦起飛速度，縱向過(guò)載峰值高達(dá)4g～6g(g為重力加速度)，飛行員在短時(shí)間內(nèi)可能會(huì)失去協(xié)調(diào)操縱能力，不能迅速有效地操縱飛機(jī)，因此，艦載機(jī)在無(wú)飛行員干涉條件下迅速達(dá)到起飛迎角是順利飛離母艦并繼續(xù)前飛的關(guān)鍵因素。為使飛機(jī)在彈射沖程末端與拖曳滑塊自動(dòng)分離后能迅速增大迎角達(dá)到起飛要求，研究者們應(yīng)用前起落架突伸技術(shù)，在彈射力消失瞬間使前起落架緩沖器在壓縮空氣的推動(dòng)下突伸，對(duì)飛機(jī)施加抬頭力矩以迅速增大迎角[1-3]。

前起落架突伸技術(shù)的應(yīng)用對(duì)緩沖器突伸模式以及其結(jié)構(gòu)形式提出了新的挑戰(zhàn)。從20世紀(jì)90年代起，國(guó)內(nèi)學(xué)者開(kāi)始逐漸開(kāi)展艦載機(jī)彈射起飛特性的研究，并取得了一定的科研成果，但所使用的研究手段多止于抽象的動(dòng)力學(xué)方程推導(dǎo)，適用于突伸技術(shù)的緩沖器結(jié)構(gòu)的設(shè)計(jì)細(xì)節(jié)研究并無(wú)突破。

本文采用理論計(jì)算與仿真相結(jié)合的方法，對(duì)應(yīng)用前起落架突伸技術(shù)的緩沖器構(gòu)型進(jìn)行了研究。研究表明，增加高壓充氣的突伸模式能夠提供比單純釋放儲(chǔ)存勢(shì)能的突伸模式更可靠穩(wěn)定的突伸力；在常規(guī)型雙腔油氣式緩沖器的基礎(chǔ)上，增加旁路閥門適當(dāng)減小反彈阻尼，可以有效縮短突伸時(shí)間，更快增大起飛迎角和建立離艦后的飛機(jī)平衡姿態(tài)。

1 突伸模式研究

為了得到理想的起飛特性，在應(yīng)用前起落架突伸技術(shù)時(shí)需首先選擇合適的突伸模式，總結(jié)相關(guān)文獻(xiàn)研究結(jié)果以及典型艦載機(jī)的使用經(jīng)驗(yàn)[4]，突伸模式大致分為勢(shì)能儲(chǔ)存和高壓充氣兩種。前者是指在彈射之前將前起落架緩沖器壓縮至一定位置，積蓄勢(shì)能，在彈射沖程末端，釋放儲(chǔ)存的勢(shì)能以提供突伸力；后者是指將緩沖器內(nèi)氣腔與飛機(jī)所帶高壓氣瓶相連通，并由電磁閥控制，電磁閥開(kāi)啟時(shí)，高壓氣瓶向緩沖器內(nèi)注入高壓氣體，推動(dòng)活塞向下運(yùn)動(dòng)產(chǎn)生突伸。

勢(shì)能儲(chǔ)存方法簡(jiǎn)單易行，不會(huì)造成起落架結(jié)構(gòu)增重，也無(wú)需額外攜帶高壓氣瓶。彈射之前的緩沖器壓縮過(guò)程與彈射時(shí)的緩沖器突伸過(guò)程可視作緩沖器的一個(gè)正行程加上一個(gè)反行程，為一個(gè)循環(huán)。在一個(gè)循環(huán)中停頓一定時(shí)間，熱量便與外界發(fā)生交換，因此釋放儲(chǔ)存勢(shì)能的突伸模式更近似于等溫過(guò)程。不計(jì)油液流經(jīng)節(jié)流小孔時(shí)損失的能量，儲(chǔ)存勢(shì)能由于熱量交換而部分喪失，最終所釋放的能量難以提供足夠的突伸力[4]。

采用高壓充氣方法會(huì)增加起落架緩沖器結(jié)構(gòu)的復(fù)雜性，但是電磁閥控制啟閉可以使輸出的突伸力保持在可控范圍之內(nèi)，并且注入高壓氣體使得氣腔內(nèi)增壓更大，可以提供更大的突伸力。

對(duì)艦載機(jī)施加突伸力，可使得飛機(jī)迅速抬頭增大迎角，而迎角的增加量直接受限于緩沖器能夠突伸的行程。為盡可能增大迎角，緩沖器需要有足夠的突伸空間，因此緩沖器在突伸之前需處于壓縮狀態(tài)，即采用高壓充氣方法也必須以前起落架壓縮作為前提。

基于以上分析，本文提出一種勢(shì)能儲(chǔ)存和高壓充氣相結(jié)合的突伸模式。即在彈射之前將前起落架緩沖器壓縮一定行程，在彈射沖程末端，在釋放儲(chǔ)存勢(shì)能的同時(shí)注入高壓氣體，推動(dòng)活塞運(yùn)動(dòng)產(chǎn)生突伸。這種組合的突伸模式的優(yōu)點(diǎn)在于能夠提供穩(wěn)定的突伸力及較長(zhǎng)的突伸距離，并提高突伸的可靠性。

2 緩沖器結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)

2.1 緩沖器構(gòu)型

雙腔油氣式緩沖器因其高效率和高功量吸收能力而被普遍應(yīng)用于現(xiàn)代飛機(jī)上，與變截面油孔設(shè)計(jì)技術(shù)的結(jié)合更進(jìn)一步提高了緩沖器性能[5]。本文對(duì)常規(guī)型雙腔油氣式緩沖器進(jìn)行改進(jìn)，使飛機(jī)在組合突伸模式下更快建立起飛迎角，縮短突伸時(shí)間。

在組合突伸模式下，通過(guò)高壓充氣向緩沖器氣腔內(nèi)注入高壓氣體，需經(jīng)過(guò)一定的時(shí)間達(dá)到預(yù)定氣腔壓力，之后，增壓的空氣體積膨脹推動(dòng)活塞運(yùn)動(dòng)產(chǎn)生突伸時(shí)，油液受擠壓流經(jīng)節(jié)流小孔，產(chǎn)生的油液阻尼力是影響緩沖器伸展速度的重要因素。因此要加快突伸速度，需要減小相應(yīng)突伸時(shí)產(chǎn)生的油液阻尼力。根據(jù)下式可知增大油孔面積可以減小油液阻尼力：

(1)

本文提出的緩沖器的結(jié)構(gòu)方案如圖1所示。結(jié)構(gòu)中設(shè)置有一個(gè)旁路閥門，閥門上有一個(gè)旁路油孔，它需由推動(dòng)彈簧來(lái)開(kāi)啟，獨(dú)立于主油孔之外工作。這種緩沖器的工作原理是：緩沖器在普通起飛著陸時(shí)，兩氣腔內(nèi)最大壓力都達(dá)不到開(kāi)啟旁路油孔的壓力，因此旁路油孔不工作；而在彈射起飛時(shí)，從飛機(jī)所攜帶的高壓氣瓶向緩沖器內(nèi)注入高壓氣體，氣腔內(nèi)壓力升高到開(kāi)啟壓力，推動(dòng)旁路閥門中的彈簧運(yùn)動(dòng)，旁路油孔開(kāi)啟，與主油孔一起工作。

這種結(jié)構(gòu)方案使得緩沖器具有突伸狀態(tài)與普通狀態(tài)兩種工作狀態(tài)。突伸狀態(tài)下，旁路油孔開(kāi)啟，相當(dāng)于增大了油孔面積，減小了油液阻尼力，從而縮短了突伸時(shí)間；普通狀態(tài)下旁路油孔關(guān)閉，不影響飛機(jī)降落和滑跑過(guò)程中的緩沖性能。

圖1 緩沖器構(gòu)型圖

2.2 緩沖器充填參數(shù)

壓縮比設(shè)置如下[5]：停機(jī)到全伸長(zhǎng)壓縮比為3∶1；全壓縮到停機(jī)壓縮比為2∶1。

前輪相當(dāng)質(zhì)量(GJB67.4-85)為

(2)

式中，a為前輪距重心長(zhǎng)度；b為主輪距重心長(zhǎng)度；h為重心距主輪軸高度。

根據(jù)飛機(jī)設(shè)計(jì)手冊(cè)[5]計(jì)算的雙腔油氣式緩沖器充填參數(shù)如表1所示。

3 緩沖器系統(tǒng)建模

3.1 力學(xué)模型

模型基本假設(shè)如下：①只考慮機(jī)體坐標(biāo)系下垂直平面內(nèi)的運(yùn)動(dòng)，所有力均作用在此平面內(nèi)；②多輪胎特性等效為一個(gè)當(dāng)量輪胎特性；③忽略緩沖器水平方向以外的撓度變化。

表1 緩沖器充填參數(shù)

起落架系統(tǒng)可以等效為三個(gè)部分：上部質(zhì)量(包括飛機(jī)等效質(zhì)量、緩沖器外筒質(zhì)量)，下部質(zhì)量(包括緩沖器活塞桿、剎車裝置、輪胎質(zhì)量)，以及轉(zhuǎn)動(dòng)質(zhì)量(包括輪胎、剎車的轉(zhuǎn)動(dòng)部分)[6]。取起落架各個(gè)不同的分離體進(jìn)行研究，建立起落架系統(tǒng)動(dòng)力學(xué)方程[7-9]，其緩沖過(guò)程可以分為兩個(gè)階段。

(1)初始觸地階段。上部質(zhì)量與下部質(zhì)量同步運(yùn)動(dòng)，僅有輪胎壓縮，緩沖器不壓縮。

垂直方向：

(3)

水平航向：

(4)

輪胎旋轉(zhuǎn)：

(5)

(2)緩沖器開(kāi)始?jí)嚎s階段。輪胎與緩沖器一起壓縮。

垂直方向(上部質(zhì)量)：

(6)

垂直方向(下部質(zhì)量)：

(7)

水平航向：

(8)

輪胎旋轉(zhuǎn)：

(9)

作用在起落架系統(tǒng)上的力包括空氣動(dòng)力、緩沖支柱內(nèi)力和輪胎力，其中：

空氣動(dòng)力為

L=nL(Wj+Ww)

(10)

緩沖支柱內(nèi)力為

Fs=Fa+Fh+Ff

(11)

輪胎上的垂直反力為

(12)

輪胎上的水平反力為

(13)

緩沖器分離體受力如圖2所示。其中，Nu為緩沖器上軸套的垂直力；Nl為緩沖器下軸套的垂直力。

圖2 緩沖器分離體受力圖

3.2 仿真模型

動(dòng)力學(xué)分析軟件LMS Virtual. Lab中的Motion模塊具有優(yōu)越的動(dòng)力學(xué)求解性能，在其中建立前起落架虛擬樣機(jī)模型并進(jìn)行突伸動(dòng)態(tài)仿真可以獲得準(zhǔn)確的結(jié)構(gòu)動(dòng)態(tài)性能信息。在傳統(tǒng)的起落架動(dòng)態(tài)性能仿真中，由于無(wú)法模擬空氣和油液，空氣彈簧力和油液阻尼力需要以拉壓彈簧或者由函數(shù)控制的力的形式加載到模型上，故這兩種形式都是用數(shù)學(xué)方法間接地模擬空氣彈簧力和油液阻尼力。AMESim(全稱為L(zhǎng)MS Imagine. Lab AMESim)是一款專門用于機(jī)械/液壓系統(tǒng)建模、仿真和動(dòng)力學(xué)分析的軟件，采用該軟件可以方便地建立雙腔油氣式緩沖器的仿真模型，通過(guò)模擬空氣和油液，產(chǎn)生更符合真實(shí)情況的動(dòng)態(tài)的空氣彈簧力和油液阻尼力。聯(lián)合仿真既利用了Motion模塊在動(dòng)力學(xué)求解問(wèn)題上的優(yōu)越性，又兼顧了AMESim在模擬空氣和油液阻尼方面的便利。

圖3 前起落架虛擬樣機(jī)模型

在LMS Virtual. Lab環(huán)境下根據(jù)某型機(jī)的結(jié)構(gòu)參數(shù)建立前起落架虛擬樣機(jī)模型，如圖3所示，在緩沖器活塞桿與外筒的局部坐標(biāo)系上連接AMESim接口， AMESim中模擬的活塞運(yùn)動(dòng)將提供空氣彈簧力和油液阻尼力，與數(shù)學(xué)函數(shù)力的加載相比較，這樣更符合真實(shí)情況。仿真模型中仍需另外加載空氣動(dòng)力和輪胎力。

(1)空氣動(dòng)力。將全機(jī)升力等效分解到前起落架、主起落架的轉(zhuǎn)軸處，作用在前起落架轉(zhuǎn)軸中心的當(dāng)量升力為

式中，la為升力作用點(diǎn)到前起落架轉(zhuǎn)軸中心的距離；lb為前起落架、主起落架轉(zhuǎn)軸中心距離。

圖4 AMESim中的緩沖器仿真模型

(2)輪胎力。使用LMS Virtual. Lab Motion中的complex tire模擬輪胎力，根據(jù)某型機(jī)輪胎充填參數(shù)添加垂向和側(cè)向剛度。

在AMESim環(huán)境下，嵌入Motion模塊接口，接收速度和位移信號(hào)，再經(jīng)過(guò)計(jì)算，輸出所產(chǎn)生的力信號(hào)，加載在Motion中的模型上(圖4)。緩沖器外筒與活塞桿之間的相對(duì)運(yùn)動(dòng)，所引起的既有兩個(gè)氣腔內(nèi)氣體體積的變化，也有液體的流量變化，其中，氣體體積的變化由AMESim中無(wú)熱量交換的蓄能器呈現(xiàn)，液體流量的變化等效為HCD庫(kù)中的活塞單元的運(yùn)動(dòng)，另外，變截面油孔等效為可變節(jié)流閥，由控制信號(hào)控制其節(jié)流口面積的大小[10]。

4 緩沖性能仿真

4.1 仿真條件

設(shè)置前起落架以6m/s的下沉速度接觸跑道，此時(shí)緩沖器支柱處于全伸長(zhǎng)狀態(tài)，觸地后緩沖器與輪胎將經(jīng)過(guò)壓縮—振蕩過(guò)程后回彈至停機(jī)位置。緩沖性能仿真具有兩種意義：對(duì)比仿真結(jié)果中關(guān)鍵參數(shù)與表1中各狀態(tài)下的理論計(jì)算結(jié)果，如果能夠保持一致則證明模型有效；如果載荷—行程曲線能顯示緩沖器具有較高的效率，緩沖器支柱載荷在合理范圍之內(nèi)，也可以側(cè)面反映模型的有效性[11-14]。

4.2 結(jié)果分析

圖5 緩沖器壓縮行程曲線

圖6 第一氣室氣體壓力和體積變化曲線

圖7 第二氣室氣體壓力和體積變化

如圖5所示，緩沖器觸地后迅速壓縮至行程400mm左右，又緩慢回彈，經(jīng)1.7s左右進(jìn)入停機(jī)平衡狀態(tài)，壓縮行程287mm，略高于計(jì)算停機(jī)壓縮行程280mm。由于仿真時(shí)間僅為2s，緩沖器壓縮行程仍有回彈趨勢(shì)，因此若延長(zhǎng)仿真時(shí)間，停機(jī)壓縮行程最終將與理論值相差無(wú)幾。圖6和圖7所示曲線表示兩氣室的氣體壓力和體積變化，第一氣室與理論值略有誤差，考慮到氣體仍有膨脹趨勢(shì)，誤差也在可接受范圍之內(nèi)。第二氣室與理論值吻合程度較高，充分體現(xiàn)了雙腔緩沖器的工作特點(diǎn)，即在第一氣室壓縮到達(dá)臨界點(diǎn)時(shí)第二氣室才會(huì)開(kāi)始工作，也說(shuō)明仿真模型中的壓力控制單元非常有效。

圖8和圖9所顯示的緩沖支柱的最大載荷在可以接受的合理范圍之內(nèi)，并且載荷—行程曲線光滑飽滿，緩沖器效率達(dá)到70%以上。

圖8 緩沖支柱載荷

圖9 載荷—行程曲線

仿真結(jié)果分析表明，所建立的聯(lián)合仿真模型能夠滿足緩沖器的各項(xiàng)要求。

5 前起落架突伸仿真

5.1 仿真環(huán)境設(shè)置

設(shè)置前起落架在預(yù)先壓縮狀態(tài)下突伸至全伸長(zhǎng)狀態(tài)，除緩沖器處于全壓縮狀態(tài)外，輪胎預(yù)壓縮30mm，仿真時(shí)間1s。為了進(jìn)行對(duì)比，按照使用突伸模式和緩沖器構(gòu)型的不同分為三種情況。

(1)使用釋放儲(chǔ)存勢(shì)能的方式突伸，前起落架在全壓縮狀態(tài)下開(kāi)始突伸，使用常規(guī)型雙腔油氣式緩沖器。

(2)使用釋放儲(chǔ)存勢(shì)能并增加高壓充氣的方式突伸，前起落架處于全壓縮狀態(tài)下開(kāi)始突伸，并于初始加入12MPa的穩(wěn)定高壓。使用常規(guī)型雙腔油氣式緩沖器。

(3)使用釋放儲(chǔ)存勢(shì)能并增加高壓充氣的方式突伸，前起落架處于全壓縮狀態(tài)下開(kāi)始突伸，并于初始加入12MPa的穩(wěn)定高壓。使用改進(jìn)型雙腔油氣式緩沖器，增加直徑10mm的旁路閥門。

5.2 結(jié)果分析

分別在三組狀態(tài)(分別對(duì)應(yīng)前述三種情況)下進(jìn)行仿真，緩沖器支柱的突伸行程—時(shí)間關(guān)系如圖10所示，抽取其中關(guān)鍵數(shù)據(jù)對(duì)比列出，如表2所示。

圖10 緩沖器支柱突伸行程

表2 仿真結(jié)果對(duì)比

單純釋放儲(chǔ)存勢(shì)能突伸，隨著活塞桿的伸長(zhǎng)，氣室容積逐漸變大，氣室內(nèi)壓強(qiáng)逐漸減小，所產(chǎn)生的突伸力也相應(yīng)逐漸減小，因此突伸行程未達(dá)到最大，并且突伸時(shí)間比較長(zhǎng)；充入高壓后，突伸時(shí)間顯著縮短，突伸行程也達(dá)到最大，并且曲線平滑無(wú)振蕩；在常規(guī)型雙腔油氣式緩沖器的基礎(chǔ)上增開(kāi)旁路閥門后，突伸行程達(dá)到最大，而且突伸時(shí)間進(jìn)一步縮短，狀態(tài)3的突伸時(shí)間相比狀態(tài)2的突伸時(shí)間縮短了0.1s。第三種情況獲得了最好的突伸效果。

6 結(jié)論

(1)在前起落架突伸過(guò)程中充入高壓可以有效增加突伸行程并縮短突伸時(shí)間，即恒定的突伸力比逐漸減小的突伸力更為有效。

(2)在常規(guī)型雙腔油氣式緩沖器的基礎(chǔ)上增加旁路閥門以減小反彈阻尼，可以有效加快突伸速度并縮短突伸時(shí)間。

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