起落架突伸緩沖器的設計與驗證

杜金柱 盧學峰 陳熠

摘要：為了解決艦載機突伸緩沖器的設計與試驗問題，從艦載機前起落架的設計要求和約束出發，提出了一種兼具能量吸收、停機高度控制和突伸的緩沖器結構形式。針對此結構，給出了基于理論分析進行突伸性能預測的方法。同時，也進行了動力學建模和仿真；并與遺傳算法結合，給出了指定行程下突伸速度邊界對應的質量。最后，進行了突伸試驗。試驗結果表明，突伸速度主要取決于突伸行程和突伸質量，而輪胎壓力不是主要因素。

關鍵詞：艦載機；起落架；緩沖器；突伸；彈射

中圖分類號：V文獻標識碼：ADOI：10.19452/j.issn1007-5453.2022.01.009

艦載機起飛滑跑距離受到甲板長度的嚴格限制，必須在極短的距離內達到最小安全離艦速度和相應起飛姿態。為達到這一目的，艦載機普遍采用滑躍起飛或彈射起飛。其中，彈射起飛對飛機的限制相對較少，適應性更廣。在彈射起飛過程中，作為增加艦載機離艦迎角、提高飛行安全的重要技術手段，前起落架突伸已經在眾多型號的艦載機上得到廣泛應用[1-3]。

自20世紀90年代初開始，國內就艦載機彈射起飛突伸問題開展了一系列的研究工作。鄭本武[4-5]對艦載機彈射起飛過程及突伸對艦載機起飛航跡的影響進行了研究；胡淑玲等[6]就突伸過程對起飛特性的影響進行了研究；黃再興等[7]通過建立二自由度的力學模型推導了突伸運動方程以及兩種不同形式的雙腔緩沖器的空氣彈簧力及油液阻尼力的計算公式；沈強等[8-9]建立了以突伸時間為優化目標的艦載機前起落架突伸性能優化模型，考察了起落架充填參數對艦載機突伸性能的影響。魏小輝等[10]研究了艦載機前起落架突伸動力學分析及試驗方法。

在國內的研究中，大部分研究均是從獨立的突伸問題出發，進行突伸仿真分析。起落架的模型一般直接借鑒陸基飛機緩沖器的模型，未考慮艦載機起落架的功能要求與約束。另外，這些研究普遍偏重于驗證。當面對復雜的功能需求和設計約束時，更為重要的是設計出滿足所有要求的起落架緩沖支柱，這正是本文的出發點。

為了獲取起落架突伸緩沖器的設計要求，本文首先研究了艦載機起降過程，總結出突伸緩沖器的三項設計要求，并提出了一種兼具能量吸收、停機高度控制和突伸的緩沖器結構。

為了分析和評估突伸緩沖器的性能，建立了起落架的動力學模型，開展了理論分析和數值仿真。通過理論分析給出了突伸速度的計算公式；然后將動力學模型嵌入遺傳算法框架中，獲取突伸速度、突伸行程和突伸質量的關系曲線。最后，進行了不同類型的突伸試驗，分析了影響突伸性能的主要因素。

1功能需求

1.1著艦吸能需求

艦載機起飛、著陸方式與陸基飛機差異非常明顯。艦載機普遍采用滑躍起飛或彈射起飛，著艦是攔阻著艦方式。

在艦載機彈射起飛過程，需要前起落架具備突伸的能力，因此前起落架對應的緩沖器就稱為突伸緩沖器。顧名思義，具有突伸功能的緩沖器。這說明緩沖器要兼具緩沖和突伸兩項功能。相比陸基飛機，艦載機大下沉速度、大功量的狀態，是緩沖器首先要解決的問題。

在著艦過程中，緩沖器最主要的功能就是在載荷限制條件下，吸收著艦的能量。對應的能量取決于下沉速度和當量質量，可通過式（1）計算[11]：

大功量緩沖器需要更長的緩沖行程，例如，某型飛機陸基型緩沖器行程為400mm，艦載型行程為600mm。緩沖器行程的增加是大下沉速度著艦導致的，也為突伸緩沖器結構布置提供了空間。

1.2停機適配需求

艦載機彈射飛機前，起落架需要與彈射拖梭等設備配合。即在不同的彈射起飛重量（質量）下，彈射桿都能順利地與拖梭配合。這就要求在不同的彈射起飛重量下，前起落架的壓縮量是不變的。

傳統的緩沖器是很難勝任這個需求的，這就需要重新設計緩沖器的結構。

在靜壓曲線設計上，需要起落架的靜壓曲線存在一垂直段，相應的靜壓曲線載荷前低后高。因此，實現突伸功能的區域應位于垂直段的后面。

1.3突伸反彈需求

為了把起落架從飛機中剝離出來，作為一個單獨的系統進行突伸研究，需要從飛機總體角度出發，經等效折算給出起落架的突伸能力要求。折算后的內容是：在規定的時間內，對于給定的重量狀態，使之達到要求的速度。本文的重點不在研究如何等效折算，重點是從起落架的角度出發，研究實現突伸速度這一目標的方法。

本文使用的具體條件和目標：突伸時間0.12～0.15s，突伸質量5200～7500kg，突伸行程450～550mm，突伸速度1～2.5m/s。

在一般情況下，很難給定突伸初始狀態的行程，通常是研究一個行程范圍內的突伸能力。

2起落架突伸緩沖器的設計

基于突伸緩沖器的功能分析，開展緩沖器結構特性的設計與分析，以確定吸能、突伸兼容的處理方法。

首先考慮著艦吸收能量的要求。艦載機著艦過程中下沉速度達到7～8m/s的水平，遠遠高于陸基著陸3m/s的水平。考慮到能量與速度呈平方的關系，對應的過載會顯著提高。同時，吸收的能量又有一部分需要消耗掉，轉化為熱能，以避免著陸、著艦過程中的劇烈振蕩。

對于這項要求，滑躍起飛的飛機與彈射起飛的飛機是一致的，即增加起落架緩沖器的行程。如何兼容停機高度的控制與突伸成為設計的關鍵。關鍵點在于：（1）突伸與落震（著艦）耗能是矛盾的。落震的反彈過程需要較大的油液阻尼力，而突伸不需要油液阻尼或較小的油液阻尼。這就要求消耗能量的區域與釋放能量的區域分開。（2）由于控制停機高控垂直段的存在，其自然成為劃分不同區域的界限。前段吸能、耗能，后段用于突伸。（3）在消耗能量方面，垂直段之前，為了消耗吸收的能量，靜壓曲線應是偏低的。垂直段之后，是否要消耗能量，取決于靜壓曲線的具體情況。

基于起落架功能的梳理，本文提出一種緩沖器功能區域劃分，如圖1所示。在停機狀態，通過區域Ⅲ的左邊界來保證，在不同重量狀態下，飛機的停機壓縮量都相同。通過區域Ⅲ存儲的能量，在突伸時，進行釋放，達到使飛機抬頭增大迎角的作用。在大下沉速度著艦時，Ⅰ、Ⅱ、Ⅲ都可吸收能量。其中，Ⅰ吸收的能量對應油液阻尼力吸收的能量，回彈時轉化為熱能。緩沖器的壓力曲線對應點A→B→C→D的連線。其中，BC段即為垂直段。

滿足圖1要求的靜壓曲線如圖2所示。實現靜壓曲線的緩沖器內部結構如圖3所示。

計算結果如圖6所示，結果表明，總體上隨突伸行程的增加，最大突伸質量（上部曲線）、最小突伸質量都在增加（下部曲線）；上邊界包線和下邊界包線近似線性。

4起落架突伸試驗

4.1試驗方法

在突伸試驗中，通過外力將起落架壓縮到指定的行程，并快速釋放，以此來檢查突伸速度、位移等參數。

4.2評定標準

突伸指標一般包含突伸質量、突伸速度和突伸時間等指標。在0.12～0.15s內，完成前起落架突伸運動；上部質量在0.12～0.15s內，垂直速度應在1～2.5m/s內；在突伸耐久性中，突伸時間內上部質量的垂直速度變化不大于10%。

4.3試驗內容

突伸試驗規劃了突伸性能試驗和突伸耐久性試驗。突伸性能試驗包括綜合性能試驗、輪胎壓力敏度試驗和緩沖器壓力容差試驗。

在綜合性能試驗中，依據試驗數據繪制了突伸速度與壓縮行程的關系曲線圖，如圖7所示。數據表明，在給定質量的條件下，突伸速度與壓縮量呈線性關系。在突伸質量為5.2t、行程為460～530mm的情況下，0.12s時刻突伸速度的范圍是1.2～2.27m/s；在突伸質量為7t、行程為460～550mm的情況下，0.12s突伸速度的范圍是1.18～2.27m/s。在給定壓縮量530mm的條件下，突伸速度與突伸質量呈反比的關系，突伸質量越大，突伸的速度越小，試驗數據如圖8所示。突伸質量為5～7.5t的條件下，突伸速度的范圍是2.26～1.74m/s。

在輪胎壓力敏度試驗中，突伸速度與輪胎壓力的關系曲線如圖9所示。從參數的變化上看，機輪充填壓力對突伸速度的影響不明顯。

在緩沖器壓力容差試驗中，突伸速度與緩沖器壓力的關系曲線如圖10所示。在5.2t狀態下，突伸速度的范圍是2.09～2.42m/s；在6t狀態下，突伸速度的范圍是1.81～2.22m/s；在7t狀態下，突伸速度的范圍是1.68～1.99m/s。緩沖器高壓腔壓力的提高會明顯提高突伸速度。

突伸耐久性試驗進行了3000次，上部質量的垂直速度變化不大于10%。

試驗數據和仿真結果表明：（1）試驗數據與仿真數據吻合，驗證了理論方法和數值仿真的正確性；（2）突伸速度隨突伸行程的增加而增加，隨突伸質量的增加而降低，并在一段時間內具有單調性；（3）突伸質量、突伸行程是影響突伸速度的主要因素，而輪胎壓力不是主要的影響因素。

5結論

通過研究，可以得出以下結論：針對艦載機前起落架的功能需求，本文提出一種兼具能量吸收、停機高度控制和突伸的緩沖器結構形式；給出了起落架突伸緩沖器靜壓曲線線性化的處理方法，建立了從理論上預測突伸速度的方法；將動力學分析和遺傳算法結合，給出了起落架突伸能力邊界分析的一種方法；研究了影響起落架突伸性能的因素，結論是突伸行程和突伸質量是影響其性能的主要因素。

參考文獻

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Design and Test of Landing Gear’s Sudden-Extension Absorber

Du Jinzhu1，Lu Xuefeng1，Chen Yi2

1. AVIC Shenyang Aircraft Design & Research Institute，Shenyang 110035，China

2. AVIC Aircraft Strength Research Institute of China，Xi’an 710065，China

Abstract： In order to solve the design and test problems of landing gear strut for carrier-borne aircraft， this paper proposes a kind of sudden-extension absorber which combines energy absorption， landing gear height control and sudden-extension according to the design requirements and constraints of the nose landing gear of carrier-borne aircraft. Aiming at this structure， a method for predicting sudden-extension performance based on theoretical analysis is presented. At the same time， the dynamics modeling and simulation are also carried out. Combined with the genetic algorithm， the results of calculating the mass of the sudden-extension boundary under the specified stroke are given. Finally， the sudden-extension test is carried out. The test results show that the sudden-extension speed mainly depends on the stroke and the mass， but the tire pressure is not the main factor.

Key Words： carrier aircraft； landing gear； absorber； sudden-extension； catapult-assisted takeoff

3403500338233