DA-42飛機減震器逆向重建與外載荷計算

牟 正,賀 強

(中國民用航空飛行學院 航空工程學院,四川 廣漢 618307)

0 引言

DA-42飛機是國內中級教練機培訓中的主流機型。在DA-42飛機服役過程中,不可避免的會對飛機起落架減震器造成損傷,因此需要對減震器進行換件來保證減震持續適航[1],而減震器這類航材被國外原始設備制造商(Original Equipment Manufacturer,OEM)壟斷,購買時會出現采購周期長、金額高甚至難以購買的情況,開展DA-42飛機起落架減震器國產化替代對于保證我國通用航空高質量發展具有重要意義。在國產化替代過程中,計算DA-42飛機減震器外載荷是設計的先決條件[2]。

減震器是一個包含油、氣、橡膠和不銹鋼等多種材料的系統,在機身和地面之間承接著多種工況下的受力,這使其載荷的計算復雜多變。目前,國內外對此研究很多采用有限元分析、動力學仿真和落震試驗等方法。Sonowal等人[3]分別對不同金屬材料的減震器進行受力分析和有限元仿真,得知高強度不銹鋼模型具有更小的應力和變形。Ark等人[4]根據減震器沖程速度和飛機下沉速度,設計減震器模糊控制器系統,旨在減少飛機因著陸沖擊而產生的振動。Kang等人[5]提出了一種壓力損失的磁流變減震器設計模型,并以某機型減震器參數設計了磁流變減震器原型,最后結合落震試驗,研究了磁流變減震器工作時的運動學特性。Ahmad等人[6]根據適航標準,對一個全質量為1 600 kg飛機的前起落架減震器組件進行設計,并通過有限元分析對減震器的初步設計進行結構完整性驗證。Pecora[7]在Matlab環境中設計并實現了一套關聯程序,整合減震器結構參數與初始條件到動態沖擊方程,并模擬落震試驗,得到與真實試驗相符的結果。祝世興等人[8]通過建立動力學數學模型與流固耦合有限元模型,對比分析了不同激勵下減震器的動力學特性。齊浩等人[9]建立數字化樣機,對無人機減震器在著陸過程中進行動態特性研究。吳衛國等人[10]使用隨機模擬方法,結合下沉速度、下沉高度和路面不平度等因素,分析了飛機著陸起落架減震器的隨機響應特征。王永慶等人[11]對艦載機滑躍起飛過程中減震器的動力學特性進行研究,并結合甲板風場、發動機性能、起落架重量等若干影響因素進行討論,得出設計所需重點考慮的關鍵因素。趙知辛等人[12]基于變密度法和優化準則法對某機型前起落架減震器進行拓撲優化設計,在滿足剛度、強度的條件下實現質量的優化。周進[13]利用LMS Virtual.Lab構建包含攔阻系統的艦載機虛擬樣機,并結合Automation技術,實現了某艦載機著艦段自動化仿真。

綜上所述,對DA-42飛機減震器外載荷的計算需要通過理論計算、仿真模擬和整機實驗來確定。本文通過對DA-42飛機減震器逆向重建,結合經驗公式和Adams軟件對DA-42飛機減震器在各著陸工況下進行理論計算、仿真計算,并討論各工況下減震器最大軸向力變化規律,最后與整機試驗結果對比驗證。

1 DA-42飛機參數

1.1 DA-42總體參數

DA-42飛機起落架采用前三點式布置,飛機總體參數見表1。

表1 飛機總體參數

則前起落架停機載荷Fn和主起落架停機載荷Fm可由下式計算:

(1)

(2)

1.2 DA-42減震器逆向重建

對DA-42飛機減震器進行拆解,測量結構具體尺寸,并根據機械設計手冊設置公差,DA-42減震器均為油-氣混合型,DA-42飛機減震器結構示意圖如圖1所示。

圖1 DA-42飛機減震器結構示意圖

(1)前起落架減震器結構

DA-42前起落架減震器主要由外筒、限油筒、內筒、端蓋、底座、防扭臂、密封件(包含密封圈、漲圈、刮油圈、防塵圈)等零部件構成,如圖 1(a)所示。

(2)主起落架減震器結構

DA-42主起落架減震器主要由內筒、內筒端蓋、外筒、外筒端蓋、中心螺栓、節流閥、密封件(方形密封圈、備用密封圈、內筒密封圈、外筒密封圈)等零部件組成,如圖 1(b)所示。

2 DA-42飛機減震器外載荷計算

2.1 理論計算

依據《飛機設計手冊14》[14],著陸載荷的計算應依減震器壓縮時間、機輪起轉時間、起落架自振周期等數據進行當量重量、使用功量、垂直過載的經驗公式計算確定。

主起落架著陸當量重量Wm由經驗公式算得:

Wm=0.5W

(3)

前起落架著陸當量重量Wn由下式計算:

(4)

其中,μ為輪胎與地面摩擦系數。

前起落架減震器系統吸收的使用功量An和主起落架減震器系統吸收的使用功量Am分別由公式式(5)、公式(6)確定。

(5)

(6)

其中,Vy為下沉速度,取3.05 m·s-1。

起落架垂直過載ny由下式確定。

(7)

其中:K1為考慮減震系統填充參數容差影響的放大系數,取1.05～1.1;K2為考慮起轉與回彈引起支柱變形影響的放大系數,取1.1;η為減震系統使用功功量曲線效率系數,取0.65～0.7;Su為減震器的使用行程;φu為使用行程的垂直方向位移傳遞系數;δu為輪胎壓縮量。

對于兩點水平著陸主起落架垂直載荷Py,m和水平載荷Px,m由下式計算。

Py,m=ny,m·Wm·g

(8)

Px,m=-0.4Py,m

(9)

在飛機俯仰角為θ姿態下著陸的主起落架垂直載荷Py1,m和水平載荷Px1,m由下式計算。

Py1,m=Py,m·cosθ-Px,m·sinθ

(10)

Px1,m=Px,m·cosθ+Py,m·sinθ

(11)

對于三點水平著陸前起落架垂直載荷Py,n和水平載荷Px,n由下式計算。

Py,n=ny,n·Wn·g

(12)

Px,n=-0.4Py,n

(13)

在飛機著陸過程中,由于機輪會吸收一部分能量,減震器所承受的軸向載荷會略小于起落架垂直載荷,考慮減震器設計時應保留一定的安全余量,本文將減震器軸向受力等同于起落架垂直受力計算。

2.2 仿真計算

對于油-氣混合的減震器,其工作中的軸向載荷Fz主要由空氣彈簧力Fa、油液阻尼力F0、結構間摩擦力Ff和結構限制力Fs組成。

Fz=Fa+F0+Ff+Fs

(14)

其空氣彈簧力Fa可以由下式計算[15]。

(15)

其中:Aa為減震器壓氣橫截面面積;P0為減震器充氣壓強;V0為減震器全伸長時空氣體積;sm為減震器離下止點的軸向位移;γ為多變指數;Patm為大氣壓強。

油液阻尼力F0可由下式計算[16]。

(16)

結構間摩擦力Ff可表示為

Ff=Ff1+Ff2

(17)

(18)

(19)

其中:Ff1為密封件摩擦力;μm為密封件摩擦系數;fa為密封件接觸面正壓力;Ff2為庫倫摩擦力;μb為庫倫摩擦系數;對于前減震器,Nu和Nt分別為內筒對外筒的作用力和內筒對限油筒的作用力,對于主減震器,Nu為內筒對外筒作用力,Nt為零。

減震器參數如表2所示。

表2 減震器參數

減震器在設計時會適當保留一些行程余量,在正常情況下,其結構限制力Fs=0。

2.2.1 動力學仿真場景建立

DA-42動力學仿真場景如圖2所示。將主、前起落架減震器模型在SolidWorks軟件中完成DA-42整機裝配,利用“Motion”插件進行運動算例計算,將結果以“adm”格式導入Adams軟件中,在Adams/View中添加合適的輪胎和大地模型,調整大地坐標系和飛機坐標系一致,如圖2(a)所示。選擇減震器金屬材料為40CrMnSiMoVa,密封圈材料為聚四氟乙烯,通過減震器中空氣彈簧力Fa、油液阻尼力F0、結構間摩擦力Ff和結構限制力Fs的計算,設置合理的減震器剛度系數和阻尼系數,為簡化計算量,本次仿真采用剛性機體假設,考慮剛體響應中非彈性質量分布影響(如內筒、防扭臂、機輪等),對零件進行真實質量的添加并設置好約束、接觸力、重力等參數,如圖2(b)。調整飛機姿態以2.5°下滑角接近地面,進場速度為130 km·h-1,下沉速度為3.05 m·s-1,模型設定的仿真時間到10 s為止。

圖2 DA-42動力學仿真場景

2.2.2 模型仿真與結果分析

動力學仿真場景搭建完成后,對飛機著陸工況下可行的最大范圍內俯仰角和滾轉角進行組合,選擇三點著陸工況(Pitch angle 0 degrees and roll angle 0 degrees,P0_R0)、俯仰角為2°、6°、10°及與各俯仰角分別對應的右滾轉角為0°、1°、2°、3°的工況進行動力學仿真。 本文僅展示P0_R0、P2_R2、P6_R2、P10_R2工況下右主減震器(MainRight)、左主減震器(MainLeft)和前減震器(Nose)的仿真結果,包含減震器軸向載荷(Axial Force)隨時間(Time)變化關系(圖3(a)、圖4(a)、圖5(a)、圖6(a))、減震器位移(Displacement)隨時間(Time)變化關系(圖3(b)、圖4(b)、圖5(b)圖6(b))、減震器功量圖(圖7)。

圖3 P0_R0

圖4 P2_R2

圖5 P6_R2

圖6 P10_R2

圖7 減震器功量圖

在減震器軸向載荷/位移隨時間變化的關系中,工況P0_R0(圖3)飛機前輪、主輪在0.3 s時刻同時接地,因此前、主減震器軸向載荷/位移同時發生變化,在減震器首次壓縮達到最大值后開始反方向伸展,經多次反復的壓縮伸展,吸收消耗著陸動能,最終在停機載荷/位移附近趨于穩定,從圖中可以看出前減震器的停機載荷和位移分別約為2 034 N和22 mm,主減震器的停機載荷和位移分別約為8 787 N和42 mm。

工況P2_R2、P6_R2、P10_R2均是以飛機右主輪先接地,緊接著左主輪和前輪接地,因此,右主減震器、左主減震器和前減震器軸向載荷/位移根據飛機著陸姿態不同先后發生變化,同樣也在停機載荷/位移附近趨于穩定。

在減震器軸向載荷變化中,前減震器(除了工況P0_R0)會出現從-150 N至-320 N的載荷,這是由于飛機主輪先著陸,此時前減震器內筒已伸展至下止點,主輪的著陸會使在前起落架的彈簧下質量(輪胎、內筒、端蓋、底座、防扭臂、減擺器等)對前減震器產生一定的沖擊載荷。在減震器位移變化中,前減震器位移為零的點表示飛機著陸過程中,前輪未觸地,前起落架減震器內筒處于下止點位置。

減震器功量圖(圖 7)是根據減震器軸向載荷與位移關系繪制而成,圖7(a)、圖7(b)、圖7(c)、圖7(d)分別對應工況P0_R0、P2_R2、P6_R2、P10_R2的載荷位移關系,由圖可知,功量圖相對飽滿,表明該工況下減震器具有較好的緩沖性能。

2.3 各著陸工況減震器最大軸向力分析

基于仿真數據,對DA-42飛機在各著陸工況下減震器最大軸向力進行整理分析,各工況著陸減震器最大軸向力匯總如圖8所示,可以得到以下結論:

圖8 各工況著陸減震器最大軸向力匯總

(1)DA-42飛機在較小的俯仰角下著陸時,前減震器所受最大軸向載荷高于主減震器。

(2)對于同一俯仰角下不同的滾轉角著陸工況,前減震器軸向受力基本保持一致。

(3)隨著俯仰角度的增加,前減震器最大的軸向受力呈下降趨勢,而主減震器最大軸向受力則呈上升趨勢。

(4)在單輪著陸的情況下,首先觸地的主減震器軸向受力會高于另一側的主減震器,但其受力與對應俯仰角的兩點水平著陸主減震器受力總體相近。這符合CCAR23規章23.483條的要求,原因是單輪著陸在未達到極限載荷之前,會產生一個很大的恢復力矩,使飛機傾向于另一側,變成兩點水平著陸情況。

2.4 試驗結果對比

通過對DA-42飛機在P2_R0工況下進行整機試驗,試驗所測數據與理論計算、仿真計算的結果誤差小于10%,三種方式的結果對比情況如圖9所示。

圖9 對比情況

3 結論

本文面對DA-42飛機減震器國產化需求,通過理論、仿真的方法分別對飛機在三點著陸工況、俯仰角為2°、6°、10°及與各俯仰角分別對應的右滾轉角為0°、1°、2°、3°的工況下減震器軸向載荷進行計算,并將計算結果與整機試驗數據對比,驗證了結果的可靠性,為DA-42飛機起落架減震器國產化提供一定的支持。