整機狀態(tài)下起落架停機壓縮量估算方法研究

范建博　魏亮亮　雷珊

摘要：通過對起落架緩沖器受力狀態(tài)的理論分析，給出了飛機起落架停機壓縮量理論與實際情況出現(xiàn)差異的原因和停機壓縮量的試驗及估算的解決方案。該方案主要通過試驗對起落架外部載荷進行采集，并通過內(nèi)、外部載荷的拆分和重組，擬合得出了飛機停機狀態(tài)下的外載-壓縮量曲線，依據(jù)該曲線就可以獲得較為準確的飛機給定停機狀態(tài)下的起落架停機壓縮量范圍。

關(guān)鍵詞：起落架 ?緩沖器 ?停機壓縮量 ?研究

Study on Estimation Method of Landing Gear Shutdown Compression Under Complete Machine Condition

FAN Jianbo?? WEI Liangliang?? LEI Shan

（AVIC Xi'an Aircraft Industry Group Co.， Ltd.， Xi'an， Shaanxi Province， 710089 China）

Abstract： Based on the theoretical analysis of the stress state of the landing gear buffer， the reasons for the difference between the theoretical and actual situation of the aircraft landing gear shutdown compression and the solutions for the test and estimation of the shutdown compression are given. In this scheme， the external load of the landing gear is collected through the test， and the external load compression curve under the aircraft shutdown state is fitted through the separation and reorganization of the internal and external loads. According to this curve， a more accurate range of landing gear shutdown compression under the aircraft given shutdown state can be obtained.

Key Words： Landing gear; Buffer; Shutdown compression; Research

起落架用于飛機的起飛、降落，以及地面滑行時支撐飛機和地面機動控制飛機，是飛機的重要組成部分。起落架的停機壓縮量是指在停機狀態(tài)下，起落架緩沖器活塞壓縮行程，一般通過活塞桿的外露量范圍來檢查飛機停機壓縮量，目視檢查停機壓縮量范圍可以用來輔助判斷起落架緩沖器的工作狀態(tài)是否良好，目前一些在役飛機的停機壓縮量與實際規(guī)定不符，維護人員長期依靠經(jīng)驗進行維護，因此有必要對飛機停機壓縮量的范圍進行研究。

1問題描述

飛機停機壓縮量受內(nèi)部摩擦力的影響，其數(shù)值不能用計算的方法準確獲取，當內(nèi)外部作用力與摩擦力平衡后，飛機停止壓縮，此時摩擦力大小處于正反最大靜摩擦力之間，因此當飛機起落架密封及起落架結(jié)構(gòu)形式、承載等導(dǎo)致起落架內(nèi)部的摩擦力占比較大時，該變化范圍就會越大，也更加難以估算，即使兩架飛機重量等狀態(tài)相同，但停機時壓縮量也會不一致，甚至同一架機的對稱分布的左右主起落架其壓縮量也會不同。

一般飛機起落架停機壓縮量的范圍的計算是使用緩沖器附件狀態(tài)在試驗室測量的靜壓曲線進行計算，此種方法在緩沖器負載較小，內(nèi)部摩擦力占比較小時，估算的范圍較準確，但當緩沖器負載較大，尤其起落架處于停機狀態(tài)，緩沖器角度與靜壓曲線測量時的安裝角度不同，側(cè)向帶負載時，內(nèi)部摩擦力占比大幅增加，摩擦力大小的不確定性導(dǎo)致按緩沖器本身的靜壓曲線計算的停機壓縮量往往與實際不符。

2理論計算

以簡單支柱式起落架常采用的單腔式油-氣緩沖器為例，其受力分析見圖1，從公式（1）可以看出，減震支柱承受彎曲與不承受彎曲摩擦力完全不同，因此可以得出，由于安裝角的存在，停機狀態(tài)下側(cè)向力導(dǎo)致的摩擦力增大，是多數(shù)飛機實際停機壓縮量與靜壓曲線計算的理論壓縮量不符的原因所在，當側(cè)向力導(dǎo)致的摩擦力增量較小時，可以通過靜壓曲線近似估算壓縮量，但當側(cè)向力導(dǎo)致的摩擦力增量占比較大時，停機狀態(tài)下壓縮量不能簡單的使用靜壓曲線進行計算，而即使考慮側(cè)向力，對摩擦力進行計算，也存在影響摩擦力的因素的不確

定性大而難以計算，這些因素包括摩擦系數(shù)、潤滑狀態(tài)、內(nèi)部壓力變化導(dǎo)致的摩擦力變化等，均給壓縮量的正向計算帶來了計算難度，對計算準確度影響很大。

減震支柱承受彎曲：

減震支柱不承受彎曲：

其中，F(xiàn)為減震支柱空氣彈簧力;F為減震支柱內(nèi)部摩擦力，由減震支柱的皮碗摩擦力和彎曲摩擦力組成：K為減震支柱皮碗摩擦系數(shù);μ為減震支柱彎曲摩擦系數(shù);N、N為減震支柱彎曲引起的上、下支承點處法向力;。

3研究方法及流程

在對正向計算理論進行分析后，為避免摩擦力計算不準確導(dǎo)致的壓縮量估算值誤差較大問題，通過緩沖器內(nèi)、外部受力分析，結(jié)合內(nèi)部受力分析基礎(chǔ)上，通過其他力值的計算及測量，通過力學平衡公式，反向計算得出內(nèi)部摩擦力值，從而完成壓縮量的估算工作，具體起落架減震支柱停機壓縮量試驗及計算方案如下。

（1）收集飛機前、主起落架緩沖支柱的靜壓曲線，用于計算不同壓縮量對應(yīng)的氣體載荷值以及垂直狀態(tài)下支柱內(nèi)部摩擦力值。

（2）進行整機緩沖支柱壓縮量測量試驗，進行停機狀態(tài)下不同加油量所對應(yīng)的前、主起落架減震支柱壓縮量，前、主起載荷等數(shù)據(jù)的測量試驗，以計算出停機狀態(tài)下減震支柱軸向載荷。

（3）利用同一壓縮量下的氣體載荷值相同的原理，按減震支柱軸向受力分析，用緩沖支柱停機狀態(tài)下軸向載荷減去按（1）條計算的氣體載荷值可得到停機狀態(tài)下摩擦力值。

（4）由于壓縮量測量試驗已經(jīng)得到部分壓縮量數(shù)據(jù)，無法得到全行程內(nèi)的壓縮量及外載數(shù)據(jù)，因此需按照摩擦力公式體現(xiàn)的線性關(guān)系結(jié)合（3）條得到的摩擦力擬合出停機狀態(tài)下摩擦力的變化趨勢曲線。

（5）使用全行程內(nèi)的氣體載荷與壓縮量對應(yīng)數(shù)據(jù)，以及擬合的摩擦力趨勢曲線，利用軸向受力公式可反向計算得出停機狀態(tài)下的支柱載荷和壓縮量曲線。使用該曲線結(jié)合飛機各裝載狀態(tài)下起落架支柱上的最小、最大載荷可估算出停機狀態(tài)下，壓縮量的可能范圍;測量廠內(nèi)飛機停機狀態(tài)實際數(shù)據(jù)，對停機狀態(tài)壓縮量曲線正確性進行驗證。

（6）結(jié)合內(nèi)、外場測量數(shù)據(jù)對停機狀態(tài)下起落架減震支柱壓縮量檢查要求進行修訂。

4試驗

結(jié)合飛機燃油放油試驗，每改變給定重量，進行各起落架上飛機重量負載的測量，同時記錄緩沖支柱壓縮量的變化情況，每次重量更改，應(yīng)等待一定時間讓緩沖支柱穩(wěn)定后進行測量，同時可能的情況下，輕微晃動支柱避免因摩擦力鎖定，致使重量變化后，壓縮量不能適時變化的情況，同時對測量數(shù)據(jù)也要進行甄別，對明顯摩擦力與壓縮量變化對應(yīng)關(guān)系趨勢出現(xiàn)錯誤的數(shù)據(jù)進行剔除，這些數(shù)據(jù)一般也是因摩擦力鎖定支柱導(dǎo)致。

5數(shù)據(jù)分析

5.1靜壓曲線

靜壓曲線為緩沖支柱自身外載與行程的對應(yīng)關(guān)系，一般在附件車間臺架上進行測量，以某主起落架靜壓曲線為例，如圖2所示，靜壓曲線由P1到P2為壓縮行程曲線，P3到P4為回彈曲線，同一壓縮量處摩擦力大小相等，方向相反，由此可推算出垂直狀態(tài)下，各壓縮行程處的內(nèi)部氣體載荷，該氣體載荷在停機狀態(tài)下與壓縮量的對應(yīng)關(guān)系相同，同時可得到垂直狀態(tài)下的內(nèi)部摩擦力。

圖2? 靜壓曲線

5.2停機狀態(tài)下減震支柱內(nèi)部摩擦力計算

停機狀態(tài)下，不用考慮阻尼力，圖1中軸向力可表示為：+F，通過起落架結(jié)構(gòu)受力分析，將結(jié)合燃油放油試驗測得的地面載荷分配到緩沖器軸向，得到軸向力，在結(jié)合靜壓曲線分解的得到的氣體載荷值，可計算得到停機狀態(tài)下緩沖器內(nèi)部摩擦力和壓縮量之間的關(guān)系。

5.3飛機停機狀態(tài)下的近似靜壓曲線

依據(jù)上面減震支柱氣體載荷與停機狀態(tài)下摩擦力可以得出減震支柱拉伸及壓縮狀態(tài)下外載值對應(yīng)的壓縮量，形成外載與壓縮量曲線。據(jù)此曲線，結(jié)合給定飛機重量下的起落架支柱上的載荷分配，可估算出支柱的壓縮量范圍。以停機狀態(tài)支柱為承壓狀態(tài)進行估算，同一載荷下的壓縮量范圍應(yīng)在壓縮曲線至零摩擦曲線之間。

6停機壓縮量估算

按照反向擬合得出的整機狀態(tài)下的靜壓曲線，即可估算出給定重量負載下的停機狀態(tài)緩沖支柱壓縮量范圍，通過外場飛機停機壓縮量調(diào)研數(shù)據(jù)比對，一般飛機停機壓縮量范圍處于給定載荷從對應(yīng)的緩沖支柱受壓狀態(tài)曲線到“零”摩擦曲線之間，即停機狀態(tài)下支柱停放的平衡狀態(tài)是處于受壓狀態(tài)，可不考慮回彈狀態(tài)，但個別情況下，平衡時狀態(tài)也可能處于回彈狀態(tài)，如剛剛放油后的停機狀態(tài)。

7結(jié)語

按照理論靜壓曲線計算的停機壓縮量在起落架緩沖器承載較大，停機狀態(tài)存在安裝角、充填較“硬”時，其內(nèi)部摩擦力在側(cè)向力作用下會進一步增大，影響到停機壓縮量計算的準確性，因此為了獲得較為準確的停機壓縮量，也便于用戶對飛機的維護，可以通過本文介紹的方法對內(nèi)部摩擦力進行反向計算，并按照理論，以線性關(guān)系擬合摩擦力與緩沖行程的對應(yīng)關(guān)系，獲得整機停放狀態(tài)的靜壓曲線，從而可以針對給定外載獲得較為準確的停機壓縮量，本方法可以推廣至其他機型使用。

參考文獻

[8]宋曉晨.某無人機起落架緩沖器防卡滯設(shè)計技術(shù)研究[D].南京：南京航空航天大學，2013.

[9]郝志福，王秀霞，沈偉，等.升降平臺跌落對起落架過載的影響[J].南京航空航天大學學報，2021，53（02）：306-312.

[10]李寶鋒.民用飛機起落架系統(tǒng)設(shè)計共通性研究[J].科技視界，2016（11）：19，25.

[11]吳曉宇.某大型飛機前起落架變油孔緩沖器參數(shù)設(shè)計研究[J].科技視界，2017（5）：312，224.

[12]苗紅濤.基于理想氣體定律的起落架氣壓檢測[J].中國新技術(shù)新產(chǎn)品，2019（10）：1-4.

[13]方威，朱林剛，王友善.環(huán)境溫度對飛機起落架緩沖性能影響分析[J].機械設(shè)計與制造工程，2021，50（11）：76-80.

[14]英福君.飛機前起落架系統(tǒng)建模仿真與功能模擬[D].天津：中國民航大學，2020.