民用飛機前輪轉彎力矩計算方法研究

摘 要：文章介紹了民用飛機前輪轉彎力矩詳細的計算方法，并對西方某現有機型的前輪轉彎力矩進行了估算，估算結果證明了該計算方法可靠性。該計算方法可以為起落架工作者提供有益的借鑒。

關鍵詞：前輪轉彎；穩定矩；操縱力矩

在飛機起飛、著陸、滑行、停泊等地面操縱過程中的各個階段駕駛員需通過前輪轉彎操縱系統來控制飛機的方向狀態，因此飛機的前輪轉彎操縱系統要能夠輸出足夠的轉矩來驅動前輪轉向。飛機前輪轉彎操縱系統操縱能力的強弱直接影響到飛機的地面操縱性能，因此在起落架設計過程中需要充分考慮影響飛機轉彎的各種因素，以便精確計算出前輪轉彎操縱系統需要提供的最小輸出轉矩值，保證前輪轉彎操縱系統滿足飛機的地面操縱需求[1][2]。文章下面提供一種簡單易行的計算方法供飛機起落架設計人員參考。

1 計算方法概述

根據不同的使用需求，飛機前輪轉彎操縱分為靜態轉彎操縱和動態轉彎操縱兩種方式。顧名思義，靜態轉彎操縱即飛機處于靜止狀態時駕駛員操縱飛機轉向，動態轉彎操縱即飛機處于滑行狀態時駕駛員操縱飛機轉向。除非有特殊設計要求，現代噴氣式民用飛機多采用動態轉彎操縱的設計方式。

1.1 設計要求

轉彎力矩的設計應使得在包括重量、重心、速度、風和跑道條件在內的整個地面操縱環境內都能提供下面的方向控制能力：前輪轉向應能使飛機在最大停機重量和前重心位置的組合條件下使滑跑的飛機轉向。

1.2 考慮因素

以使用范圍最廣的前主起落架均采用雙輪并列式布置的飛機為研究對象，考慮飛機幾何關系、前起落架穩定距及前起落架結構特點，動態轉彎操縱力矩應包含如下內容：

1.2.1 非機構摩擦損耗

（1）克服輪胎側向載荷需要的轉矩。（2）克服前起左右輪胎不對稱地面摩擦力需要的轉矩。（3）前起支柱有前傾角，克服輪胎垂向載荷所需的操縱力矩。

1.2.2 機構摩擦損耗

2 計算方法詳細介紹

2.1 克服輪胎側向力所需要的操縱力矩T1

按照CCAR25部第25.495條及飛機設計手冊第14冊第4.2.3節的描述，飛機在地面作承受0.5g的側向加速度操縱，前輪由此產生0.5FNLG的側向力，前輪轉彎系統需提供足夠的轉矩克服該側向力。前輪轉彎45度時，需要的轉矩最大。下面對操縱力矩T1進行計算，計算T1需首先計算側向力FyNLG及其力臂ttotal（即動態總穩定矩）。所需的參數有：前起前傾角？漬，前輪轉彎角度？茁，輪胎半徑r，輪胎壓縮量d，輪胎滾動半徑r1等。依據以上數據可計算

T1=FyNLG·ttotal

2.2 克服左右側輪胎不對稱摩擦力所需的操縱力矩T2

前起落架轉動的運動學軌跡圖如圖1所示。

OA'為機械穩定矩，OB'為輪心至前起支柱的距離， A'B'（為半輪軸長度）。支柱旋轉？茁角后，輪軸中心點由A點運動至A'點，右側機輪中心由B點運動至B'點。從圖中投影關系可以看出，輪軸中心上升的高度為A"A？蓯，右側輪心上升的高度為B"B？蓯，右側輪心相對于輪軸中心上升的高度為A"B"對應的高度值。

通過圖1中的幾何關系可以求得右側輪心相對于輪軸中心的高度變化為：

2.3 克服輪胎垂向載荷所需的操縱力矩

式中？漬為前起支柱的傾角，？酌為輪胎接地點和支柱的連線與機身對稱面的夾角，R為輪胎接地點到支柱的距離。

至此，得到前起落架轉彎所需要的非摩擦損耗力矩為：

T=T1+T2+T3

2.4 機構摩擦損耗

假設前輪轉彎機構的效率為？濁，機構摩擦損耗可據此計算。

所以通過以上敘述綜合考慮可得飛機轉彎所需的最大轉彎力矩為：

Ttotal=T/

3 算例

下面文章以現有的某型號單通道飛機為例，估算其所需的前輪轉彎力矩與轉彎機構實際可提供的力矩進行對比，來驗證該計算方法的可靠性。由于缺乏詳細全面的數據，文章計算過程中采用的個別數據可能不夠準確，估算結果供參考。具體數據如表1所示。

通過本方法計算得出該飛機前輪轉彎所需力矩約為7195Nm，轉彎機構可以提供的轉彎力矩為7279Nm，轉彎機構滿足該飛機的使用要求，該結果在一定程度上證明了文章所述計算方法的可靠度。

4 結束語

文章簡述了飛機前輪轉彎操縱力矩計算在飛機起落架設計中的重要作用，并給出了轉彎操縱力矩的詳細計算方法，可以為飛機起落架設計者在今后的工作中提供有益的借鑒。

參考文獻

[1]《飛機設計手冊》總編委員會編.飛機設計手冊（14）[M].北京：航空工業出版社，2002.

[2]諾曼·斯·柯里.飛機起落架設計原理和實踐[M].北京：航空工業出版社，1990：1-7.

作者簡介：楊尚新（1983-），男，山東棗莊人，碩士研究生，工程師，研究方向：起落架設計，包含結構設計、機構設計和性能分析。