大型水陸兩棲飛機起落架靜強度試驗高載多壓縮量加載技術研究

摘" 要：大型水陸兩棲飛機主起落架結構復雜，靜強度試驗工況多、垂向載荷高，且緩沖支柱壓縮量多，為典型的小空間內高載多壓縮量試驗模擬技術問題，試驗設計難度較高。該文提出杠桿分載與壓縮量調節結合、優化試驗工況順序的技術方案，并設計可升降等強度等比例杠桿加載系統和多壓縮量便捷調節裝置，形成大型飛機起落架靜強度試驗高載多壓縮量加載技術，具有便捷、高效、安全和可靠的優點，有效解決小空間內的垂向高載和多壓縮量模擬技術問題，已成功應用于大型水陸兩棲飛機起落架部件的適航驗證試驗。

關鍵詞：水陸兩棲飛機；起落架；靜強度試驗；加載技術；壓縮量

中圖分類號：V216.1 " " 文獻標志碼：A 文章編號：2095-2945（2023）14-0013-05

Abstract： The main landing gear of large amphibious aircraft has complex structure， many static strength test conditions， high vertical load， and a large amount of cushion support compression， which is a typical technical problem of high load and multi-compression test in small space， and the test design is difficult. This paper puts forward a technical scheme of combining lever load distribution with compression adjustment and optimizing the sequence of test conditions， and designs a proportional lever loading system with equal strength and convenient adjustment device for multi-compression， which forms the high-load and multi-compression loading technology for the static strength test of large aircraft landing gear， which has the advantages of convenience， high efficiency， safety and reliability， and effectively solves the technical problems of vertical high load and multi-compression simulation in small space. It has been successfully applied to the airworthiness verification test of landing gear components of large amphibious aircraft.

Keywords： amphibious aircraft; landing gear; static strength test; loading technology; compression capacity

大型水陸兩棲飛機在由水上飛機發展而來，設計安裝有起落架，可同時滿足水上和陸基起降。我國研制的大型水陸兩棲飛機AG600的機身底部采用船體外形，為滿足密封和水動力等要求，其主起落架布置于機身兩側，如圖1所示。AG600飛機主起落架采用懸臂外伸式單支柱起落架布局，為特殊的高支柱超靜定結構[1-2]。為了驗證AG600飛機起落架對CCAR-25-R4《運輸類飛機適航標準》[3]中第25.305（a）、25.305（b）、25.307（a）及 25.307（d）條的符合性，規劃了主起落架靜強度試驗[4]。本項試驗的工況數量多，對應的緩沖支柱壓縮量種類也較多，試驗換裝及壓縮量調節的工作量大，且因起落架緩沖支柱高而帶來安全風險。同時，對于最高垂向載荷試驗工況，起落架緩沖支柱壓縮量最大，致使試驗垂向加載空間極小，試驗加載設計和施工難度高，需針對AG600飛機起落架開展試驗加載技術研究，解決狹小空間內的高載多壓縮量試驗模擬難題。

王彬文等[5]在TA600飛機起落架靜強度試驗中，設計了一體化多功能自平衡試驗裝置，采用杠桿進行分載，但其地面載荷低于AG600飛機主起落架的，且未就緩沖支柱壓縮量調節問題進行探究。張柁等[6]針對飛機結構試驗中的單點大載荷加載技術問題，提出一種基于杠桿分載的力控與位控聯合的雙作動筒間接加載方法，降低了摩擦力矩的影響，提高了單點大載荷加載準確性，但對加載空間要求較大。張柁等[7]為解決該問題，提出了一種單點大載荷直接加載技術，但仍采用杠桿來施加側向載荷。張柁提出和改進的單點大載荷加載技術占用空間仍然較大，無法滿足本項試驗中的高載加載要求。劉冰等[8-13]在全機靜力試驗中，針對起落架提出一種可修正誤差的垂向載荷隨動加載與技術，采用“撬杠+立柱”的方式加載，加載裝置較大。杜星等[14]為在全機起落架高載試驗中，設計了垂向加載隨動裝置，垂向加載作動筒直接施加垂向壓載。嚴沖、何月洲等[15-16]在進行大型水陸兩棲飛機全機靜力試驗中，研發了一種大載荷垂向隨動加載與支持裝置，該裝置較高，不利于部件級起落架靜強度試驗加載裝置設計。朱錦杰[17]為解決起落架疲勞試驗垂向加載空間限制等問題，采用等比例杠桿進行加載。胡波濤等[18]采用2個作動筒推拉的方式進行緩沖器的充油和放油，實現起落架變行程疲勞試驗的壓縮量自動調節，該方法對于周期短的靜強度試驗而言，設備占用多、使用率低，且影響加載空間，并不適用于本項試驗。張柁等[19]提出一種緩沖支柱加裝伺服閥的方法，實現起落架疲勞試驗緩沖支柱壓縮量自動調節問題。段寶利等[20]研制的起落架靜力/疲勞綜合試驗平臺采用起落架倒裝方式進行試驗件安裝，通過控制活動平臺垂向升降實現緩沖支柱壓縮量自動調節，試驗裝置較大。樊麗娟[21]通過杠桿加載解決垂向載荷高的問題，并提出壓縮量調節按照從小到大的順序。

本文針對AG600飛機主起落架的結構和垂向載荷特征，通過加載空間和夾具強度分析，提出杠桿分載與多壓縮量調節相結合，同時優化試驗工況順序的技術方案，有效解決了小空間內的垂向高載和多壓縮量模擬技術問題。在此基礎上，設計等強度等比例杠桿加載系統和多壓縮量便捷調節裝置，為AG600飛機主起落架靜強度試驗提供了保障。

1" 起落架靜強度試驗特征分析

1.1" 試驗件及其尺寸空間

大型水陸兩棲飛機主起落架靜強度試驗的試驗件為左主起落架，其模型如圖2所示。試驗件主要由外筒、活塞桿（含輪軸等）、安裝支架、上位鎖、下位鎖及收放機構等構成，N、K為下位鎖鎖殼與機身連接部位，O1、O2為外、內側機輪中心點。其中，活塞桿與外筒共同組成緩沖支柱，其受垂向載荷后的長度將發生變化，長度的變量即為壓縮量Δh。試驗加載設計時需考慮因行程變化帶來的空間限制問題，主要有上位鎖、下位鎖及航向桿影響，若設計階段考慮不周，將在這些部位與試驗加載裝置產生干涉，影響試驗結果的準確性，甚至導致試驗失敗。

1.2" 試驗載荷與壓縮量

大型水陸兩棲飛機主起落架地面載荷靜強度試驗中均需施加垂向載荷，并模擬4種緩沖器壓縮量，其中最大垂向載荷■F■高達42 kN，最大壓縮量Δhmax為329 mm。對于O2點，在最大壓縮量狀態下，載荷最高。此時扣除假輪垂向加載中心與假輪頂部的距離、垂向加載連接長度后，下位鎖鎖銷端部與輪軸之間的距離很小，極不利于加載裝置設計和試驗實施，屬于試驗設計和實施的難點之一。

2" 高載多壓縮量加載技術方案

2.1" 垂向加載與控制方案

針對主起落架靜強度試驗的垂向載荷高、加載裝置設計空間狹小的難題，設計了垂向加載杠桿系統，加載方案如圖3所示。首先確定等比例杠桿加載方案，將加載端的加載載荷降低一半。杠桿的中部通過加載接頭與加載假輪連接，杠桿的右端通過加載拉板與加載作動筒連接，杠桿的左端通過松緊螺套與支架連接。在調節緩沖支柱壓縮量的同時，通過調節松緊螺套長度、作動筒行程，配套替換不同長度的拉板，可實現杠桿加載系統隨壓縮量調節而升降。再根據試驗載荷值選定測力傳感器，確定傳感器高度尺寸，明確加載杠桿的高度和寬度的設計范圍值。然后根據航向桿及預計值，確定杠桿的力臂L的設計范圍值。最后根據載荷及高度和寬度的設計范圍值進行杠桿設計。

在試驗加載時，單個杠桿加載系統共使用2個測量傳感器，以杠桿中部的測力傳感器為垂向加載控制反饋端，以杠桿右端與加載作動筒連接的測量傳感器為垂向加載的載荷監控端。

2.2" 行程調節及加載順序方案

大型水陸兩棲飛機起落架注油閥位于緩沖支柱的高處，調節時需打開該閥門，給壓縮量調節帶來不便，且存在試驗人員跌落安全隱患。大型水陸兩棲飛機主起落架靜強度試驗工況多，為了降低不同工況之間的換裝、緩沖支柱內液壓油的排放和充注工作量，減少緩沖支柱壓縮量調節時間，采用如下3種方法：①設計壓縮量地面調節裝置，將排油、排氣和充油的閥門和手柄均位于地面，且充油和排油均采用同一套液壓裝置；②杠桿為試驗人員緩沖開關支柱注油閥門、試驗檢查提供操作平臺，降低高空作業安全風險；③按照優先實施壓縮量小的工況的原則優化試驗工況的順序，減少充油和排油次數，達到了降低工作量、提高效率的目的。

2.3" 試驗流程

為了實現高載加載和多壓縮量調節、確保試驗順利高效完成，設計如圖4所示的試驗流程。在完成試驗安裝和設備調試后，根據試驗工況要求完成加載夾具換裝和檢驗，再采用頂升裝置進行緩沖支柱壓縮量調節，然后連點并進行30%限制載荷預試試驗。預試時測量緩沖支柱活塞桿的垂向位移（即試驗壓縮量），采用線性外推的方法估計111%限制載荷試驗的試驗壓縮量，當其不超過時即可在重復2次預試，檢查試驗的重復性。在滿足重復性后，根據預試測得的輪軸位移值線性預估加載點的位移值，以此作為加載作動器位移調節量，調節加載作動筒底座的位置，即完成變形加載預制，在檢驗后即可進行正式地面載荷試驗。

3" 垂向加載可升降杠桿設計

采用雙腹板梁等比例杠桿結構，長度2L=4 700 mm，其中部最危險，剖面如圖5所示。其中，D=60 mm，a1=60 mm。對于ZW0：1工況，垂向載荷最高、壓縮量最大，致使杠桿的最大拉應力較大。為滿足試驗要求，對文獻[5]中的杠桿進行優化，得到圖5的杠桿，其關鍵尺寸見表1。杠桿采用等強度設計，選用Q460材料焊接而成。

Y軸方向的軸慣性矩計算公式如下[22]

Jy=■z2dzdy。（1）

對于與坐標軸對稱的矩形，其Y軸方向的軸慣性矩計算公式簡化如下

Jy=■yz3，（2）

則，杠桿在危險剖面的Y軸方向軸慣性矩為

Jy=■[a3b■■-a1b■■-（a3-a2）b■■-（a2-a1）D3]=67.95×107 mm4。（3）

最大拉應力σmax位于杠桿危險剖面的頂部

σmax=■=156.9 MPa。（4）

f=■=2.9。（5）

安全系數f為2.9，滿足試驗要求。

4" 起落架靜強度試驗

以左主起為試驗對象，將其安裝在承力墻上，按照圖4的流程開展靜強度試驗，使用了圖6中設計的杠桿。試驗現場如圖7所示，測得的位移曲線如圖8所示，重要部位應變曲線如圖9所示，試驗加載過程平穩、回零較好，杠桿未出現變形、損傷及干涉等問題。

5" 結論

1）從杠桿分載、連接件變長度設計及優化試驗工況順序等途徑提出試驗加載技術方案，突破了狹小空間高載多壓縮量加載技術難題，有效提高效率、降低風險。

2）設計的可升降杠桿加載系統，加載效率高，已成功應用于大型水陸兩棲飛機主起落架靜強度試驗，試驗加載過程平穩、無干涉，滿足試驗加載要求。

3）提出的試驗加載技術可有效解決靜強度試驗中的高載多壓縮量加載問題，在型號試驗中具有良好的推廣應用價值。

參考文獻：

[1] 黃領才，雍明培.水陸兩棲飛機的關鍵技術和產業應用前景[J].航空學報，2019，40（1）：18-31.

[2] 詹家禮.大型水陸兩棲飛機起落架方案設計及相關技術研究[D].南京：南京航空航天大學，2021：1-6.

[3] 航空器適航司．中國民用航空章程第25部運輸類飛機適航標準：CCAR-25-R4[S]．北京：中國民用航空總局，2001.

[4] 聶宏，魏小輝.大型民用飛機起落架關鍵技術[J].南京航空航天大學學報，2008（4）：427-432.

[5] 王彬文，董登科，陳莉，等.大型水陸兩棲飛機起落架強度試驗技術[J].西安交通大學學報，2020，54（7）：9-16，157.

[6] 張柁，夏峰，穆家琛，等．基于力控/位控的雙作動筒并聯單點大載荷加載技術研究[J].機床與液壓，2019，47（22）：61－65．

[7] 張柁，張園，劉興科，等．飛機強度試驗結構單點大載荷加載技術研究及應用[J].機床與液壓，2022，50（19）：27-31.

[8] 劉冰．大型飛機全機靜力試驗靜定支持與約束技術及其應用[J].科學技術與工程，2019，19（11）：286-291.

[9] 劉冰，王孟孟，鄭建軍，等．大型飛機主起落架連接區靜力試驗誤差控制技術[J].科學技術與工程，2021，21（10）：4249-4254.

[10] 王孟孟，劉冰，王高利.大型飛機起落架載荷修正方法研究[J].應用力學學報，2021，38（2）：708-714.

[11] 劉瑋，鄭建軍.大型客機結構試驗主起落架隨動加載技術[J].航空科學技術，2020，31（12）：42-47.

[12] 夏峰，穆家琛.全機靜力試驗多輪多支柱起落架支持與加載技術[J].科學技術與工程，2018，18（30）：238-244.

[13] 鄭建軍，唐吉運，王彬文．C919飛機全機靜力試驗技術[J].航空學報，2019， 40（1）：210-221.

[14] 杜星，馮建民，賀謙．全機結構試驗起落架隨動加載技術研究[J].科學技術與工程，2017，17（2）：288-292.

[15] 嚴沖，何月洲.全機靜力試驗起落架加載技術[J]. 工程與試驗，2019，59（3）：46-47，140.

[16] 何月洲，趙洪偉.水陸兩棲飛機靜強度試驗懸空支持技術研究及應用[J].工程與試驗，2018，58（4）：98-101，105.

[17] 朱錦杰.飛機起落架地面疲勞試驗系統設[D].南京：南京航空航天大學，2009：22-26.

[18] 胡波濤，鄧凡臣，林亮亮.起落架緩沖器自動變行程技術研究[J].工程與試驗，2022，62（3）：35-36.

[19] 張柁，杜星，王鑫濤，等．起落架疲勞試驗電動式伺服加載技術研究及應用[J].機床與液壓，2020，48（10）：70－75．

[20] 段寶利，葛玥．通用起落架靜力/疲勞綜合試驗臺的研制[J].機床與液壓，2019，47（8）：57－61．

[21] 樊麗娟.飛機起落架靜強度試驗技術[J].科技創新與應用，2013（3）：96.