大型客機結構試驗主起落架隨動加載技術

劉瑋 鄭建軍

摘要：對大型客機全機結構試驗主起落架垂向加載方法進行分析研究，提出一種基于雙層滾柱平臺的隨動加載技術，并給出了加載裝置設計方案。通過計算及模擬試驗對加載裝置的承載能力及阻尼特性進行驗證，最終成功應用于型號試驗。相比現(xiàn)有加載方法，該技術同時保證了加載精度與大載荷施加能力，能夠滿足靜強度試驗及疲勞試驗的需要。

關鍵詞：民用飛機；結構試驗；加載技術；起落架；隨動加載

中圖分類號：V216.1文獻標識碼：ADOI：10.19452/j.issn1007-5453.2020.12.005

起落架連接區(qū)是飛機設計、分析、驗證的重點部位，對飛機的安全運行有著重要影響[1]。《中國民用航空規(guī)章》（CCAR）25部“運輸類飛機適航標準”（CCAR-25-R4）中對新研飛機地面載荷情況有詳細、明確的驗證要求。大型客機主起落架連接區(qū)一般位于機翼根部附近，受到機翼載荷和起落架載荷的綜合作用，具有載荷幅值大，傳力路徑復雜的特點，必須通過地面靜力試驗對其結構強度及分析模型進行驗證。但是，由于起落架周邊空間緊張，不利于搭建大型加載設備，增加了試驗難度。因此試驗加載方案是否科學合理，直接關系到試驗質量和試驗結果的有效性。

在國內以往的全機靜強度試驗中，主要采用一種懸空加載技術對起落架進行加載[2-4]。這種方法如圖1所示，將起落架通過假輪懸掛在撬杠的一端，在撬杠的另一端通過力控作動器施加主動載荷，或通過約束位移施加被動載荷。航向和側向的載荷通過水平安裝的作動器直接施加。這種加載方式的優(yōu)點在于，被懸掛起來的起落架假輪在試驗中的受力是收斂的，有助于保持飛機姿態(tài)穩(wěn)定。近年來，隨著新型號的不斷涌現(xiàn)，出現(xiàn)了一些高支柱、大變形的起落架結構，起落架變形引起的載荷方向偏轉對試驗的影響變得不可忽略[5-6]。在某大型客機首飛前靜力試驗中，采用了預置加載技術，根據(jù)預估的起落架輪軸點變形量試前調整加載設備安裝位置，使得試驗加載至最大載荷時垂向和水平方向加載力線與實際方向基本一致[7]。這種方法需要通過分析仿真和反復預試給出較為準確的起落架變形量預估值，工作量較大。在某大型運輸機全機靜力試驗中，首次應用了一種隨動單向支持技術，對飛機54框進行支持[8]；杜星提出了一種對起落架施加垂向載荷的隨動加載方法，并分析了隨動加載的穩(wěn)定性問題，應用于無人機等小型飛機的試驗[5]；嚴沖針對水陸兩棲飛機的試驗需求，提出了一種提高隨動加載裝置穩(wěn)定性的方法[9]。上述幾種隨動加載方法均基于滾珠式平面滾動軸承實現(xiàn)隨動功能，承載能力受到一定限制。段寶利針對單獨起落架試驗設計了一種綜合試驗臺[10]，但因結構龐大、復雜，不適合在全機試驗場合下應用。

綜上所述，隨著民用飛機結構強度考核驗證體系的不斷發(fā)展，起落架變形引起的加載誤差越來越受到重視。但現(xiàn)有的技術或者涉及較多的計算、換裝工作量，或者承載能力不足，難以滿足大型客機靜強度試驗和疲勞試驗的需求。本文提出了一種基于雙層滾柱平面軸承的大噸位起落架隨動加載方案，在實現(xiàn)垂向加載位移跟隨的同時大幅降低了隨動機構的最大應力水平，提高了加載裝置承載能力，經(jīng)驗證后成功應用于型號試驗。

1起落架隨動加載問題

1.1隨動加載原理

起落架垂向隨動加載技術的核心思想是，當起落架受到試驗載荷作用而發(fā)生變形時，垂向加載力線能夠自動跟隨起落架輪軸點平移，在此過程中保持載荷方向始終垂直于地面。

現(xiàn)有的隨動加載裝置采用滾珠式的平面滾動軸承結構形式。一種典型的隨動加載機構如圖2所示，滾珠以上的鋼板成為移動板，滾珠以下的鋼板成為固定板，將用于垂向加載的作動器固定在移動板上。機構充分利用了滾動運動阻力低的特點，消除了作動器在水平面內受到的約束。參考文獻[5]證明，當加載裝置隨動機構運動阻力足夠小時，裝置沒有傾倒的風險。

起落架是全機靜力試驗中載荷量級最大、最集中的部位，隨動加載裝置自身必須具備充分的承載能力，在最大加載載荷下仍能正常工作。隨動機構中，滾珠與上下鋼板接觸形式類似于點接觸，在加載過程中會產生較高的應力水平，可能在鋼板表面產生壓痕，或使得滾珠發(fā)生塑性變形，導致運動阻力升高。目前所見的文獻中，主要通過模擬試驗的方法對隨動機構的承載能力進行測試，尚無定量的計算或仿真結果見報道。

1.2大型客機主起隨動加載裝置設計思路

現(xiàn)有的加載技術并不能完全滿足大型客機起落架靜強度試驗或疲勞試驗需要，有必要在現(xiàn)有技術上進行改進，開發(fā)一種新的加載裝置，在保證加載精度的同時大幅提升裝置自身的承載能力。為此需要考慮以下幾個方面：（1）裝置必須與試驗機幾何邊界條件匹配，且足夠緊湊，能夠在試驗現(xiàn)場局促的環(huán)境下安裝，并選擇合理的位置建立與試驗機的接口；（2）裝置需要有充裕的承載能力儲備，以滿足大型客機靜強度試驗或疲勞試驗的需要；考慮使用滾柱替代現(xiàn)有隨動機構中的滾珠，變點接觸為線接觸，從而大幅降低接觸區(qū)的應力水平；（3）裝置需要實現(xiàn)垂向加載設備在水平面內任意方向對起落架假輪的位移跟隨，并盡可能降低隨動機構的阻尼；可通過正交布置兩層滾柱陣列的方式，將水平面內的運動分解后分別實現(xiàn)跟隨；（4）必須考慮假輪在試驗中可能出現(xiàn)的最大位移，合理設定裝置行程指標；（5）需要考慮應用該裝置時試驗機的約束及保護形式。

2大型客機主起隨動加載技術方案

針對大型客機全機結構強度試驗的需要，提出一種新的起落架隨動加載方案，設計一種全新構型的隨動機構，在不增加機構尺寸的前提下大幅提升承載能力，同時選擇合適位置建立加載裝置與起落架的接口，最大程度地利用空間。

2.1技術指標

綜合分析某大型客機限制載荷靜力試驗結果和極限載荷靜力試驗任務要求，對各個工況下主起落架輪軸點的變形量進行預估，篩選出垂向載荷及預計航向、側向變形最大的嚴重工況，見表1。

根據(jù)表1中的載荷及預估變形，考慮一定余量后，確定隨動加載裝置設計指標：（1）承載能力：能夠施加900kN垂向載荷，各零組件不能發(fā)生有害永久變形。（2）位移跟隨性：隨動阻力不大于垂向載荷的0.3%。（3）行程指標：加載作動器行程200mm；隨動機構行程航向-150～250mm；側向-200～200mm。（4）空間協(xié)調性：能夠在飛機水線距地面高度5000mm的條件下安裝，占地面積不大于1.5m×1.5m。

2.2技術方案

大型客機主起隨動加載裝置由隨動機構、加載機構和與起落架連接的接口機構三部分組成，如圖3所示。

隨動機構位于加載裝置的底部，既要能夠承受試驗載荷作用，又要能夠在平面內低阻運動，是整個加載裝置的關鍵承載部件。隨動機構結構如圖4所示，由三層承壓板和兩層滾柱陣列組成。承壓板為GCr15軸承鋼材質，整體鍛造成形，熱處理后精磨，表面硬度達到HRC 65。由下往上三層承壓板面積分別為1200mm×1200mm、800mm×1200mm、800mm×800mm；滾柱材質與承壓板相同，直徑38mm，長105mm，下、中層承壓板之間布置144枚，中、上層承壓板之間布置96枚。格柵托盤為鋁制，僅用于約束滾柱相對位置，不起承載作用。

加載機構主要為一臺液壓作動器，額定壓力21MPa，最大加載能力940kN，最大行程200mm。作動器上安裝測力傳感器，量程1100kN。為適應不同試驗場景需求，加載機構具備主動和被動兩種工作模式。對起落架連接區(qū)考核工況，要求盡可能準確地施加起落架載荷，采用主動加載模式，作動器帶油壓，活塞桿主動伸出施加力載荷，并通過力傳感器和伺服控制系統(tǒng)對載荷進行監(jiān)控；對起落架連接區(qū)非考核工況，采用被動加載模式，作動器不帶油壓，通過機械裝置鎖定活塞桿伸出量，為起落架提供垂向支持。

選擇起落架支柱底緣作為實際施加載荷的部位，在起落架支柱底部安裝插入式碗形頂墊，通過球頭頂桿與碗形頂墊建立對起落架的加載接口。在大型客機結構強度驗證體系中，起落架本體通常規(guī)劃有單獨的試驗進行考核，全機靜力試驗只需關心機翼根部主起連接區(qū)的載荷傳遞，因此選擇起落架支柱底緣而非假輪進行加載，不會對試驗考核有效性造成影響。

2.3承載能力計算

2.3.1隨動機構承載能力

隨動機構是整套加載裝置的關鍵承載部件，在最大試驗載荷作用下，隨動機構的任何部件不能發(fā)生損傷或有害永久變形。滾柱-承壓板副的接觸應力問題可以看作是經(jīng)典的圓柱-平面接觸問題，對于此類問題可通過赫茲（Hertz）接觸理論進行求解[11]。假設兩個平行圓柱之間存在線接觸，作用于接觸面上的總壓力為F，初始接觸長度為B，圓柱半徑分別為ρ1、ρ2，材料彈性模量E1、E2，泊松比μ1、μ2，則接觸區(qū)域最大應力經(jīng)驗公式：

2.3.2接口連接件承載能力

作為加載裝置與起落架連接接口的球頭頂桿與碗形頂墊是傳載的關鍵機構，使用ABAQUS有限元分析軟件對頂桿頂墊進行校核，建立了ABAQUS CAE環(huán)境下的零件有限元模型。計算結果顯示，在900kN載荷作用下，頂桿整體應力水平較低；頂墊部件在球窩內表面下部應力水平稍高，最高約244MPa，滿足強度要求。碗形頂墊有限元應力云圖如圖5所示。

3模擬試驗驗證

大型客機主起隨動加載技術采用了新的設計構型，新型隨動機構的承載能力和阻力特性直接關系到全機試驗的有效性和安全性，需要用模擬試驗驗證，滿足各項設計指標后，方能用于正式型號試驗。

模擬試驗裝置如圖6所示，通過加載裝置自帶的垂向作動器對隨動機構施加垂向載荷，通過連接至地面的承載杠桿機構承受垂向加載反力；水平加載點通過承載杠桿作用于隨動機構，用于評估隨動機構的運動阻力。

3.1承載能力驗證

承載能力試驗目的在于驗證隨動機構及垂向加載作動器的設計、制造是否達到設計指標。垂向加載點逐級加載至900kN，保載30s后退載。試驗中，加載過程平穩(wěn)，反饋跟隨良好，無異常響聲。試驗后拆解檢查，全部滾柱未發(fā)現(xiàn)永久變形或裂紋，承壓板與滾柱接觸面未發(fā)現(xiàn)明顯壓痕；球頭頂桿及碗形頂墊未發(fā)現(xiàn)有害變形，頂墊球窩內面下部發(fā)藍層有磨損，磨損位置與有限元分析的高應力區(qū)基本一致。試驗后碗形頂墊照片和承壓板表面及照片分別如圖7和圖8所示。

3.2運動阻力測試

運動阻力測試對隨動機構逐級施加垂向下壓載荷，測試隨動機構在各級載荷下的運動阻力是否滿足設計指標。由于隨動機構運動時會受到來自承載杠桿機構的水平附加約束，因此直接測量隨動機構運動阻力是較為困難的。本文采用一種試推法對隨動機構運動阻力進行估測。垂向點加載至200kN、400kN、600kN、800kN，分別保載，每次保載時，水平加載點施加相當于垂向點載荷±0.3%的水平恒定力，通過位移傳感器測量隨動平臺上承壓板位移，如果上承壓板能夠被往復推動，則證明隨動機構運動阻力小于垂向載荷的0.3%。試驗結果見表2。

由表2中的試驗數(shù)據(jù)可見，在200～800kN的各級垂向載荷下，隨動平臺受水平加載點推拉均可往復移動，表明隨動平臺運動阻力小于垂向載荷的0.3%，能夠達到設計指標的要求。

經(jīng)過模擬試驗驗證，大型客機主起隨動加載裝置的承載能力、運動阻力均達到了設計指標要求，能夠實現(xiàn)預期功能，可以應用于型號試驗。

4型號應用

大型客機主起隨動加載技術在完成模擬試驗驗證后，已成功應用于某型在研民機的全機靜力試驗，共參與了首飛后13個限制載荷工況和23個極限載荷工況的靜力試驗。以主起落架連接區(qū)極限載荷試驗的轉彎工況中為例，右主起垂向最大載荷達到807kN，起落架輪軸點航向變形188mm，側向變形156mm。試驗過程中，隨動加載裝置工作正常，隨動機構運動順暢，試驗加載平穩(wěn)、準確。試驗時保留了撬杠機構作為備份，撬杠機構連接件始終處于松弛狀態(tài)，不傳遞試驗載荷。試驗現(xiàn)場照片如圖9所示。

5結論

以大型客機主起落架加載技術為研究對象，對原有技術進行重大改進，提出了基于雙層滾柱式平面軸承的隨動加載方案，并針對某在研民機靜力試驗需求給出了加載裝置具體設計方案，經(jīng)分析校核及模擬試驗結果表明，新型加載裝置具備承載能力強、運動阻力低、結構緊湊等特點，能夠有效地提升試驗加載精度，并減少加載點預置等工作量，提高了試驗考核的質量與效率。

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（責任編輯陳東曉）

作者簡介

劉瑋（1988-）男，碩士，工程師。主要研究方向：飛機結構試驗技術。

Tel：15002110447E-mail：liuweifdu@126.com

鄭建軍（1986-）男，碩士，高級工程師。主要研究方向：飛機結構試驗技術。

Self-adaptable Loading Technique for Main Landing Gears in Structural Test of Large Airliner

Liu Wei*，Zheng Jianjun

Key Laboratory of Static and Fatigue Test of Full Scale Aircraft，AVIC Aircraft Strength Research Institute，Xian 710065，China

Abstract： In order to meet the requirements of model test， the vertical loading method of the main landing gears in full scale aircraft structure test of large civil aircraft is analyzed and studied. A self-adaptable loading technology based on double roller platform is proposed， and the design scheme of the loading device is given. The load-bearing capacity and damping characteristics of the loading device are verified by calculation and simulation test. The new technology is successfully applied to model test. Compared with the original loading method， this technology ensures not only the loading accuracy， but also the bearing capacity， which can meet the needs of ultimate load test and fatigue test.

Key Words： civil aircraft； structural test； loading technique； landing gear； self-adaptable loading