起落架收放系統(tǒng)中的關(guān)節(jié)軸承徑向受載特性研究

孫穩(wěn)

【摘 要】飛機(jī)起飛著陸過(guò)程中，前起落架所受外載荷不斷變化。結(jié)合受載情況以及相關(guān)收放參數(shù)，通過(guò)建立飛機(jī)前起落架收放動(dòng)力學(xué)模型以及液壓模型，仿真計(jì)算出撐桿作動(dòng)筒一端關(guān)節(jié)軸承的徑向載荷。

【關(guān)鍵詞】前起落架；收放動(dòng)力學(xué)；關(guān)節(jié)軸承；徑向受載

【Abstract】The external loads of nose landing gear changes during the aircraft take-off and landing process. According to the external loads and some related parameters about the retraction system， the nose landing gear retraction dynamics and hydraulic models are built， and the radial loads of spherical plain bearing are calculated.

【Key words】Front landing gtar；Retractable dyhamics；Spherical plain bearings；Radial loaded

自潤(rùn)滑關(guān)節(jié)軸承具有結(jié)構(gòu)緊湊、重量輕、耐沖擊、耐腐蝕、承載大、使用壽命長(zhǎng)等特點(diǎn)，在使用過(guò)程中可以免維護(hù)和無(wú)須添加潤(rùn)滑劑等優(yōu)異特性，廣泛運(yùn)用于航空航天領(lǐng)域[1]。本文涉及的低速重載自潤(rùn)滑關(guān)節(jié)軸承應(yīng)用于飛機(jī)前起落架收放系統(tǒng)，其性能直接影響收放系統(tǒng)的可靠性，其摩擦學(xué)特性、承載特性以及使用壽命均與使用工況密切相關(guān)。

在飛機(jī)起飛著陸過(guò)程中，輪胎與地面接觸，前起落架收放作動(dòng)筒進(jìn)行收放動(dòng)作，關(guān)節(jié)軸承的受載狀態(tài)不斷變化。關(guān)節(jié)軸承上的載荷主要是徑向載荷和軸向載荷[2]。由于飛機(jī)起飛著陸過(guò)程中的側(cè)向力主要由主支柱承受，且關(guān)節(jié)軸承主要運(yùn)動(dòng)形式為內(nèi)外圈的轉(zhuǎn)動(dòng)，擺動(dòng)角度很小，關(guān)節(jié)軸承上軸向載荷并不明顯，載荷變化主要表現(xiàn)為徑向載荷的變化。

利用Adams和AMESim進(jìn)行聯(lián)合仿真，建立前起落架收放動(dòng)力學(xué)模型及其液壓模型，計(jì)算出關(guān)節(jié)軸承在飛機(jī)起飛著陸過(guò)程中徑向載荷變化。

1 起落架收放系統(tǒng)中關(guān)節(jié)軸承

在飛機(jī)前起落架收放系統(tǒng)中，自潤(rùn)滑關(guān)節(jié)軸承應(yīng)用于收放作動(dòng)筒，其主要形式為桿端關(guān)節(jié)軸承[3]，其結(jié)構(gòu)如圖1所示。飛機(jī)前起落架收放作動(dòng)筒示意圖如圖2所示。

2 收放系統(tǒng)中關(guān)節(jié)軸承受載特點(diǎn)

飛機(jī)從著陸開始，到再次起飛，要經(jīng)歷著陸滑跑、主輪剎車、著陸曲線滑行、轉(zhuǎn)彎、牽引、起飛線曲線滑行、發(fā)動(dòng)機(jī)試車、起飛滑跑等階段[4]，期間除了輪胎要受到跑道的作用力之外，前起落架還受到氣動(dòng)阻力的影響。

輪胎與地面接觸時(shí)，機(jī)輪軸主要受到垂直于地面向上的作用力Py、沿飛機(jī)航向的摩擦力Px以及垂直于上述兩力所在平面的側(cè)向載荷Pz，三個(gè)力的方向示意圖如圖3和圖4所示。在飛機(jī)起飛著陸過(guò)程中，發(fā)動(dòng)機(jī)試車時(shí)地面各項(xiàng)作用力最大，地面的支反力幾乎由前起落架主支柱及緩沖器承受，而輪胎與地面的摩擦力和側(cè)向載荷較地面支反力小很多，相關(guān)數(shù)值如表1所示。

飛機(jī)從降落到完全停止，或者從起飛線開始滑跑至爬升過(guò)程中，由于起落架收放角度在不斷變化，對(duì)應(yīng)的迎風(fēng)面積也在不斷變化，因此作用在起落架上的氣動(dòng)載荷也不斷變化。假定前起落架完全放下時(shí)的收放角度為0°，收起時(shí)的角度為90°，在從0°到90°的變化范圍內(nèi)，氣動(dòng)力載荷隨角度變化而連續(xù)變化，將氣動(dòng)力載荷折算成對(duì)前起落架主支柱根部鉸接點(diǎn)的力矩，如圖5和圖6所示。

起落架收放過(guò)程中，收放作動(dòng)筒結(jié)構(gòu)上是一個(gè)二力桿，關(guān)節(jié)軸承的徑向載荷即為收放作動(dòng)筒上的液壓力。

3 前起落架收放動(dòng)力學(xué)模型及其液壓模型

3.1 收放動(dòng)力學(xué)模型

首先在Catia中建立前起落架收放的三維模型，并對(duì)各個(gè)部件賦予相關(guān)的屬性；利用MSC.SimDesigner端口，將三維模型導(dǎo)入到Adams中，并在Adams中給動(dòng)力學(xué)模型各部分施加約束，并在適當(dāng)?shù)墓?jié)點(diǎn)施加載荷，模擬起落架起飛著陸過(guò)程中的受載工況。

起落架收放過(guò)程中，影響關(guān)節(jié)軸承受載的有三個(gè)方面：1）起落架的質(zhì)量力；2）氣動(dòng)阻力；3）起落架收放作動(dòng)筒液壓力。質(zhì)量力是起落架收放中的關(guān)鍵載荷，尤其是在接近收上位置時(shí)或打開上位鎖放下時(shí)，起落架質(zhì)量力對(duì)收放的影響較大，幾乎是在收放作動(dòng)筒上的全部載荷。通過(guò)SimDesigner導(dǎo)出的起落架模型已經(jīng)自動(dòng)生成了各零件的質(zhì)量屬性文件，并且所有的質(zhì)量屬性會(huì)隨著模型一起導(dǎo)入Adams中，也就是說(shuō)，從Catia導(dǎo)入進(jìn)Adams的模型同時(shí)具有幾何特性和質(zhì)量屬性[5]。在Adams中軟件會(huì)根據(jù)各零件的質(zhì)量屬性自動(dòng)產(chǎn)生重力，作用點(diǎn)在零件的質(zhì)心，也可以自行定義重力加速度的方向和大小。收放動(dòng)力學(xué)模型如圖7所示。

圖7中對(duì)幾個(gè)鉸點(diǎn)連接以及某些部件之間的位置進(jìn)行約束，起落架根部轉(zhuǎn)軸與其支座、撐桿作動(dòng)筒根部與其支座均采用平面鉸接方式連接，撐桿作動(dòng)筒一端關(guān)節(jié)軸承與起落架支柱上的耳片采用球鉸連接，撐桿作動(dòng)筒內(nèi)筒與外筒采用滑移副約束，各支座與頂板也均采用固定連接的方式進(jìn)行約束。

起落架氣動(dòng)阻力的連續(xù)變化相對(duì)復(fù)雜，因而對(duì)它的模擬是整個(gè)仿真過(guò)程中一個(gè)的難點(diǎn)。氣動(dòng)載荷加載一般有兩種方式，一種是已知?dú)鈩?dòng)載荷譜，可直接編寫氣動(dòng)載荷—時(shí)間曲線函數(shù)，將表達(dá)式讀入收放動(dòng)力學(xué)模型；另一種是利用Adams/Aircraft模塊中的氣動(dòng)加載功能來(lái)加載。根據(jù)圖3及圖4中的曲線，編寫氣動(dòng)載荷—收放角度函數(shù)，在動(dòng)力學(xué)模型中加載氣動(dòng)載荷。

3.2 收放系統(tǒng)液壓模型

收放作動(dòng)筒的液壓力為起落架收放運(yùn)動(dòng)的主要驅(qū)動(dòng)力，結(jié)合前起落架系統(tǒng)各部分的質(zhì)量、收放作動(dòng)筒的行程、起落架收放時(shí)間以及氣動(dòng)阻力矩，可確定收放作動(dòng)筒上的載荷。利用AMESim液壓仿真軟件建立前起落架收放系統(tǒng)的液壓模型，如圖8所示。

通過(guò)設(shè)置收放液壓模型與收放動(dòng)力學(xué)模型之間的軟件接口，實(shí)現(xiàn)Adams與AMESim之間的數(shù)據(jù)交換，從而進(jìn)行聯(lián)合仿真。

4 仿真結(jié)果

圖9為飛機(jī)起飛線發(fā)動(dòng)機(jī)試車時(shí)關(guān)節(jié)軸承上的徑向載荷，圖10為起飛著陸過(guò)程中氣動(dòng)阻力作用下關(guān)節(jié)軸承徑向載荷變化。

圖9中顯示飛機(jī)在起飛線試車時(shí)，關(guān)節(jié)軸承徑向載荷約為44178.70N。圖10中，0到5.37s起落架從放下位置收起至上鎖位置，撐桿作動(dòng)筒中的液壓力從0升至68998.27N；起落架收上后，在收起位置停留5.63s，此時(shí)撐桿作動(dòng)筒中液壓力在卸載；11s時(shí)，上位鎖解鎖，起落架開始放下，由于液壓系統(tǒng)的阻尼作用，導(dǎo)致?lián)螚U作動(dòng)筒中的液壓力出現(xiàn)振蕩，起落架放下過(guò)程中，氣動(dòng)阻力與起落架本身的質(zhì)量力共同作用，液壓系統(tǒng)中流量持續(xù)減小，至15.83s時(shí)起落架完全放下。

最終確定收放作動(dòng)筒一端的關(guān)節(jié)軸承徑向載荷變化范圍為0至68998.27N。

5 結(jié)束語(yǔ)

本文采用聯(lián)合仿真的方法對(duì)飛機(jī)前起落架收放作動(dòng)筒中的關(guān)節(jié)軸承徑向載荷進(jìn)行了仿真計(jì)算，對(duì)前起落架收放動(dòng)力學(xué)以及液壓系統(tǒng)進(jìn)行了相應(yīng)的建模，仿真過(guò)程中充分考慮飛機(jī)在起飛著陸過(guò)程中前起落架的受載情況以及相關(guān)收放參數(shù)。仿真結(jié)果對(duì)飛機(jī)起落架收放系統(tǒng)測(cè)試試驗(yàn)設(shè)計(jì)提供了參考依據(jù)，并對(duì)收放系統(tǒng)中關(guān)節(jié)軸承的選型以及關(guān)節(jié)軸承各項(xiàng)性能的試驗(yàn)研究有重要的工程意義。

然而，仿真無(wú)法代替實(shí)際測(cè)試，仿真中將前起落架作為一個(gè)純剛體，并未考慮某些部件的形變帶來(lái)的影響，如前起落架輪叉、主支柱緩沖器，如果要盡可能獲取精確的仿真數(shù)據(jù)，必須考慮所有影響收放過(guò)程的方面。

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[責(zé)任編輯：曹明明]