基于迭代算法的直升機起落架總體布局參數設計

楊 俊，黃欽兒，賈玉紅

(1.中國直升機設計研究所，江西 景德鎮 333001；2.北京航空航天大學，北京 100083)

基于迭代算法的直升機起落架總體布局參數設計

楊 俊1，黃欽兒1，賈玉紅2

(1.中國直升機設計研究所，江西 景德鎮 333001；2.北京航空航天大學，北京 100083)

應用反復迭代的思想，建立了一套起落架總體布局參數的設計方法，并在已有型號進行了設計驗證。驗證結果表明了設計方法的有效性。

起落架；總體布局；迭代算法

0 引言

直升機起落架一般有前三點、后三點、滑撬式三種型式。合理的起落架型式及總體布局對直升機的起落安全起著十分重要的作用。起落架的型式因直升機噸位、功能不同而選擇不同，其總體布局的各參數設計更是充滿矛盾。已有的文獻均著重于從某一方面來論述某單一參數的確定原則，而沒有考慮其它參數的限制。對于整個起落架，沒有一個系統的總體布局方法。本文用反復迭代的思想，建立一套起落架總體布局參數的工程方法，并在已有型號的直升機上進行起落架設計驗證。

1 起落架型式選擇

前三點式起落架，承載能力強，較適合于運輸直升機及相關衍生機型，特別是需要在尾部開艙門的直升機[1]。如SA321“超黃蜂”、EH101等直升機即采用此構形。由于前起落架布置在機身駕駛艙下部，不利于再在機腹安裝機炮等攻擊設備以及雷達等搜索/偵查設備；墜機后前起落架不能吸收足夠多的撞擊能量，且前起支柱易于戳穿駕駛艙地板對飛行員造成傷害，抗墜毀性差。因此，該布置型式對于要在機腹下裝備機炮、雷達等設備且抗墜毀型要求嚴格的直升機不太適用[3]。

后三點式起落架則比較適合于武裝直升機等攻擊機型。其一，由于兩主起布置在重心附近、駕駛艙兩側，主起能較多地吸收墜機后觸地的撞擊能量，具有較好的抗墜毀性；其二，該起落架構型在駕駛艙下方留出了安裝機炮、搜瞄設備的空間，安裝上述設備后也不會影響飛機牽引。采用后三點式起落架的直升機主要有AH-64、UH-60等。

滑撬式起落架主要適用于輕型直升機，如“小松鼠”、“小羚羊”等機型。

2 起落架布局總體參數確定方法

本文以前三點式為例，介紹直升機起落架布局總體參數的確定方法。直升機起落架總體布局參數主要包括：停機角φ、縱向輪距b、前起至重心縱向距離a、主起至重心縱向距離c、橫向主輪距B、機身結構離地最小距離δ、自轉著陸角θ、后罩角β。起落架總體布局即是確定這些總體布局參數的過程，參見圖1。下面將詳述這些參數的確定方法。

圖1 前三點式起落架總體參數示意圖

2.1 確定主輪觸地點離機身的高度h0

為防止地面凸出物與機身結構相碰，h0的大小要保證，在直升機最大壓縮量時，機身最低點(含外部天線)離地最小距離不小于150mm[1]，實踐中該值可能更大。通過調整h0的大小來滿足機身最低點離地要求。h0確定后，畫一條與機腹相距h0的水平線l，主輪觸地點就在這條直線上。

2.2 確定主輪觸地點的縱向位置，即確定c值

c值影響其他兩個總體參數：后罩角和自轉著陸角。當c值變化時，自轉著陸角θ與后罩角β也隨之變化。c值的確定原則是要保證獲得滿意的β和θ。

θ的大小要保證當主輪和尾撐著地且處于最大壓縮量時，尾梁和尾槳滿足結構最小離地距離δ的要求。滿足該前提的條件下，θ不能太大。θ太大將會使后罩角β過大。

β的大小主要考慮直升機防后翻的性能。直升機以大仰角或在坡地著陸時，機身可能向后翻倒；在尾部裝載過重時，也可能出現機身向后翻倒的情況。為了保證在上述情形下直升機不向后翻倒，以及后翻后具有一定的“自行恢復”能力，機身需有一個足夠大的繞主輪觸地點的恢復力矩。如圖2所示，需將主起觸地點A布置在重心線GO之后，即β>θ，此時重力提供恢復力矩。從這點來說，β越大越好。但若β過大，則又會導致前起落架承載荷過大，重量增加。一般β不小于30°[4]。

暫取β=θ+δ0，δ0為裕度角，過重心G作與鉛垂線成β角的直線與直線l相交，交點就是主輪觸地點的縱向位置。后面將校核前起落架的承載，以判斷該后罩角的合理性。

圖2 主輪觸地點位置確定

2.3 確定前輪觸地點的縱向位置，即確定a值

a值關系到機身載荷在前起和主起的分配，以及直升機的防側翻性能。a值太小，即前輪接近重心，則前起承載加大，且直升機的防側翻能力不足。因此，在結構允許且不影響直升機總體功能的情況下，應盡可能將該點布置靠前，以增大直升機的縱向輪距。一般前輪承載約機身重量的15% ～ 30%[3]。根據該原則，不妨初步確定前輪觸地點的縱向位置(橫向位置居中)，然后校核各輪的載荷：

F前

G為直升機重量。若計算所得前主輪不滿足承載要求，則調整前輪觸地點。如仍不能滿足承載要求，則返回第一步重新確定主輪觸地點位置。

a值和c值確定后，直升機縱向輪距b也就確定了：b=a+c。

2.4 確定橫向主輪距B

直升機橫向主輪距的選擇主要考慮滿足運輸、停放、防側翻、重量等要求。若直升機的運輸和停放要求主輪距B≤L，現根據防側翻要求確定橫向主輪距。

直升機側翻事故一般是在坡地上停放，或在有側風情況下著陸滑跑引起側滑時產生的[2]。一般地，直升機是沿著前輪觸地點和一側主輪觸地點的連線翻倒。側翻瞬間，直升機一個主輪恰好離地，只有前輪和另一個主輪著地。側翻瞬間直升機受力情況如圖3所示。

圖3 直升機側翻受力圖

直升機受重力G，地面的支持力N，地面摩擦力f，慣性力P。慣性力和摩擦力組成側翻力矩，重力與支持力組成恢復力矩。要直升機不傾覆，需[2]：

Gx≥fh

從而

或

其中，x—直升機重心在地面的投影到前輪和主輪連線的距離；h—直升機重心到地面的高度；ε—側罩角，直升機重心到前、主輪連線的垂線與重心鉛垂線的夾角，一般取20°～ 30°；μ—機輪與地面的摩擦系數。

由上式可知，重心越低(h小)，前輪距重心越遠(a越大)，到達同樣防側翻性能所需的橫向主輪距B越小。

這樣，滿足運輸、停放要求和防傾覆要求的主輪距為：

在此范圍內，應盡可能地選擇較小的橫向主輪距，以減輕直升機重量和機身廢阻。

2.5 確定停機角φ

為了使直升機前飛過程中機身基本保持水平，直升機旋翼軸往往相對于機身水平線有個前傾角γ。但這卻導致直升機在地面啟動時，若不加任何操縱，會因為旋翼拉力有向前的分力而向前滑行。為了減輕駕駛員在地面的操縱負擔，特設定停機角φ，使機身后仰以使旋翼軸大致垂直地面，從而達到在地面上減小甚至消除旋翼向前分力的目的。

停機角一般在0～γ之間。太大的停機角除了需增加前起落架的長度導致空機重量增加外，還會使旋翼拉力有向后的分力，結果矯枉過正，而且也不利于飛行員上下駕駛艙[3]。

起落架總體布局的流程如圖4所示。

圖4 起落架總體布局流程圖

3 型號驗證

現以某型機為原型，設計其起落架布局總體參數，然后與其原有起落架總體參數進行比較，以驗證本文提出的方法的可行性。

3.1 坐標系

OX軸：以機頭O點為原點，地板基準水平線為縱軸，向后為正；

OY軸：以O點為原點，向右為正；

OZ軸：以O為原點，向上為正，遵循右手系。

該機最大起飛重量13000kg，重心G點坐標( 6400mm， 0mm，1223mm)。

3.2 參數確定

1)確定主輪觸地點離機身的高度。

該機以最大起飛重量停機時，起落架緩沖支柱和輪胎壓縮量約280mm，該機機外天線最高者約360mm，取最大起飛重量下天線離地高度δ= 200mm。從而，主輪觸地點離機腹高度為360mm + 200mm + 280mm =840mm。以離機身底部840mm畫直線AB：主輪觸地點就在直線AB上。如圖5方案一所示。AB豎坐標為z=-1525。

圖5 起落架方案一

2)確定主輪觸地點縱向位置。

①初步選定后罩角β。試取后罩角為30°：過點G作與鉛垂線成30°的直線，與AB交于點P，發現P點太靠近重心，縱向輪距太小，不可?。辉僭嚾『笳纸菫?0°：過點G作與重心線成50°角的直線，與AB交于點M，發現點M離尾艙門太近，影響艙門設置，該后罩角依然不可??；最后試取后罩角為40°。過點G作與重心線成40°角的直線，與AB交于點Q(x= 8705，z= -1525)。從圖上看，點Q似可作為主輪觸地點的初步位置。暫定此點為主輪觸地點。此時，后罩角β=40°，主輪觸地點離重心縱向距離c= 8705-6400 = 2350mm。

②確定自轉著陸角θ。

自轉著陸角要保證尾撐著地且處于最大壓縮量時，尾槳離地仍有一段安全距離。取安全距離為δ0=150mm，尾撐最大壓縮量約為180mm，因此尾撐著地且未壓縮時尾槳離地距離應為330mm；而該尾槳半徑為2000mm，因而以尾槳中心為圓心，2330mm為半徑畫圓O：著地線在該圓切線及以外都是安全的。過點Q作圓O的切線QT。此時，自轉著陸角為15.33°。

③驗證后罩角與自轉著陸角的關系是否滿足防后翻條件。

β-θ= 40°-15.33°= 24.67°。說明直升機在地面停放姿態24°時，不會產生后翻情況。

3)確定前輪觸地點縱向位置a。

①初步確定前輪觸地點位置

按照前述原則，前輪盡可能靠前，以增大直升機縱向輪距和防側翻性能。但又考慮到防止直升機墜毀后前起支柱戳穿駕駛艙地板對飛行員造成傷害，前起落架布置需遠離駕駛員位置。因此選擇將其布置在機身中部最前端——與駕駛艙對接的地方，這里有大的承力框，對起落架載荷的傳遞也是合適的。如圖所示，暫將前起落架縱向位置布置在CD直線上，該直線的縱向坐標為x=1872mm。此時，前輪觸地點離重心縱向距離為a=6400 mm-1872mm=4528mm。

②校核前、主起落架載荷分配。

F前

前起落架分配機身34.2%的重量，前起承載過重。應是后罩角太大引起的?；氐降谝徊剑瑢⒑笳纸歉臑?7°再試。如圖6方案二所示。此時，Q點縱向坐標(x=8470，z=-1525)。 主輪觸地點離重心縱向距離c= 8470 mm-6400 mm = 2070mm，自轉著陸角θ= 15°，β-θ= 37°-15°= 22°，前輪位置不變，縱向輪距b=a+c=4528+2070=6598mm。再次校核前起載荷：

F前

前輪承受全機31.3%的載荷，可以接受。暫定目前狀態為前、主輪縱向位置。

圖6 起落架方案二

5)確定橫向主輪距B。

橫向主輪距B的選擇應滿足直升機的防側翻能力?？紤]到直升機重量最輕時，重心最高，最易發生側翻，因此以直升機的最小起飛重量作為設計狀態。此時重心G點坐標為(6503mm，0mm， 1780mm)。取側罩角ε=24°，即取μ=tan 24°=0.445，重心離主輪觸地點高度為h=1780mm-(-1525mm)=3305mm，a=6503-1872=4631mm。防側翻所需的主輪距為：

取機身寬度為B=4420mm。將主輪對稱布置在機身兩側。

6)確定停機角φ。

該機旋翼軸前傾角為5°，考慮到地面的摩擦力能平衡一部分旋翼向前的拉力，且為方便人員上下艙及減重的需要，設定停機角為2°即可。

4 設計結果與分析

至此，該機起落架布局總體參數已經設計完畢。設計參數與原機參數見表1。

表1 設計參數與原機參數對比(長度單位：mm)

從表1可看出，設計值與原機起落架總體參數十分接近。具體來說，設計縱向輪距比原機縱向輪距更大，這對直升機地面滑行穩定性是大有益處的；前主起載荷分配、側罩角、自轉著陸角大小和原機相當；設計橫向主輪距比原機大，后罩角不如原機，其原因是設計機腹離地面高度h0要比原機大，這對于保護機身安全是有利的。但如果因為主輪距增大引起全機重量緊張的話，可以考慮降低機腹離地高度。

5 結論

本文用反復迭代的思想，首先根據機身離地高度要求，確定主輪觸地點豎向位置；然后根據防后翻的要求，確定主輪觸地點縱向位置；再根據載荷分配要求，確定前輪縱向位置；然后根據防側翻要求，確定主輪距；最后根據旋翼軸前傾角，確定機身停機角。期間任何一步參數不滿足要求，則返回重新進行。由此得出一套反復迭代的起落架總體布置方法。通過對比該方法所得設計值與原起落架參數，驗證了本文提出方法的有效性。

[1] 張呈林，郭才根.直升機總體設計[M].北京：國防工業出版社，2006.

[2] 路錄祥，王新洲，王遇波.直升機結構與設計[M].北京：航空工業出版社，2008。

[3] 韓國璽.直升機起落架構型分析與仿真試驗[D].南京：南京航空航天大學，2008。

[4] 張其中，等，譯.直升機工程詳細設計[Z].1993.

Design of General Layout Parameters of Helicopter Landing Gears based on Iterative Algorithm

YANG Jun1，HUANG Qiner1, JIA Yuhong2

(1.China Helicopter Research and Development Institute, Jingdezhen 333001, China;2.Beijing University Of Aeronautics and Astronautics, Beijing 100083, China)

This paper provided with a procedure to design the General Layout parameters of helicopter Landing gears using Iterative algorithm. To verify the procedure, compared the design values with the original ones. The corresponding result proved the methods.

landing gear; general layout; iterative algorithm

2016-09-19

楊 俊((1984-)，男，湖北監利人，碩士，工程師，主要研究方向：直升機總體氣動設計。

1673-1220(2016)04-012-05

V226

A