艦載機前起落架緩沖性能參數敏感性研究

摘要

為了同時滿足緩沖和突伸性能，艦載機前起落架常采用雙腔緩沖器設計。以某型機前起落架為研究對象，建立前起落架緩沖性能分析動力學模型，并將仿真計算結果與試驗結果進行驗證對比，驗證理論模型的有效性和正確性。對緩沖器高、低壓腔初始壓力以及體積占比進行參數敏感性分析。結果表明，高、低壓腔初始充填壓力和體積占比對起落架緩沖性能的影響有別于它們對突伸性能的影響，所以對艦載機前起落架緩沖器的設計需不斷優化，同時兼顧緩沖和突伸性能。

關鍵詞

艦載機起落架; 緩沖性能; 雙腔緩沖器; 落震試驗; 落震動力學

引 言

艦載機一般采用固定下滑角的方式著艦，下沉速度可達7 m/s甚至更快，是陸基飛機的2～3倍［1?3］。艦載機起落架作為飛機在著艦過程中主要的承力和緩沖部件，所吸收的能量是陸基飛機的4～6倍［4?5］，而起落架的緩沖性能及結構可靠性都需借助落震試驗或仿真模擬的手段進行驗證。

艦載機前起落架緩沖器常采用雙腔式設計，這樣不僅能滿足大下沉速度下飛機的著艦需求，提高承載能力［6］，也能通過釋放儲存在高壓腔內的高勢能，在飛機離艦起飛時提供足夠的姿態角［7］。另外，低壓腔較低的彈簧剛度有利于提高飛機滑跑過程中乘員的舒適度。這說明艦載機起落架雙腔式緩沖器設計兼顧了突伸和緩沖兩項功能［8］。一般雙腔式緩沖器的高、低壓腔通過浮動活塞分離，當緩沖器內的空氣彈簧力克服低壓腔壓力后，高壓腔開始啟動，此時雙腔同時工作［9］。所以，面對艦載機起落架復雜的使用環境和功能需求，雙腔緩沖器的結構布局對于起落架緩沖支柱設計至關重要。

起落架緩沖器不同的充填參數和結構參數對其工作性能的影響是不同的，部分參數以很小的幅度調整就會使緩沖性能發生顯著的變化。同時也有部分參數變化對緩沖性能的影響很小。崔俊華等［10］利用多體系統仿真軟件對艦載機前起落架的緩沖性能進行仿真分析，研究了落震質量以及油針面積、形狀對起落架緩沖特性的影響。丁勇為等［11］通過建立起落架落震動力學模型研究了油液阻尼特性對起落架緩沖性能的影響。豆清波等［12］基于落震試驗和仿真模擬分析了氣體壓縮多變指數對油?氣式起落架緩沖性能的影響。馮蘊雯等［13］結合多體動力學理論，在Adams/Aircraft中通過起落架落震仿真研究了緩沖器活塞桿剛度對起落架緩沖特性的影響。

由于艦載機起落架雙腔緩沖器需同時具備緩沖和突伸性能，所以緩沖器高、低壓腔充填壓力對起落架突伸時的機輪振蕩減控以及著艦時的能量吸收和沖擊載荷控制都至關重要。部分學者已對艦載機前起落架突伸性能的參數敏感性作了詳細研究［14?17］，從不同方面分析了艦載機在彈射起飛過程中前起落架的突伸特性，在此不再贅述。本文以某型艦載機前起落架為研究對象，建立緩沖性能分析動力學模型，并進行參數敏感性分析。重點研究了艦載機在著艦過程中，緩沖器高壓腔初始充填壓力，低壓腔初始充填壓力，高、低壓腔體積占比等對前起落架緩沖特性的影響。

1 系統動力學建模

1.1 雙腔式緩沖器動力學模型

某型起落架雙氣腔油?氣式緩沖器結構示意圖如圖1所示。油氣式緩沖器軸向力Fs主要由結構限制力Fl、內部摩擦力Ff、空氣彈簧力Fa和油液阻尼力Fh組成，可統一表示為：

Fs=Fl+Fa+Fh+Ff" " （1）

1.1.1 緩沖器空氣彈簧力

不同類型緩沖器的空氣彈簧力一般具有不同的表達式。對于單腔式緩沖器，空氣彈簧力可以表示為：

式中 V0為空氣腔初始體積；γ為空氣腔壓縮多變指數；P0為空氣腔初始壓力；Aa為壓氣面積；S為緩沖器行程；Patm為大氣壓力。

對于雙腔式緩沖器，在高壓腔開始壓縮前，緩沖器內部空氣彈簧力與單腔式緩沖器一致。當緩沖器壓縮至高、低壓腔臨界轉折點時，高壓腔開始壓縮，此時緩沖器高、低壓腔同時工作，空氣彈簧力不同于單腔式緩沖器。基于單腔式緩沖器空氣彈簧力的計算方法，結合雙腔式緩沖器的工作原理，雙腔緩沖器的空氣彈簧力可以表示為：

式中 ALa0為低壓腔有效壓氣面積；AHa0為高壓腔有效壓氣面積；PLa0為低壓腔初始壓力；PHa0為高壓腔初始壓力；VLa0為低壓腔初始體積；VHa0為高壓腔初始體積；Szz為高、低壓腔臨界緩沖器行程。

1.1.2 緩沖器油液阻尼力

緩沖器內部油液阻尼力表示為：

式中 Ah和ΑhL分別為主油腔和回油腔壓油面積；Αd為正、反行程主油孔流通面積；A+dL，A?dL分別為正、反行程時回油孔流通面積；C+d，C?d為正、反行程時主油孔油液縮流系數；C+dL，C?dL為正、反行程時回油孔油液縮流系數；ρh為油液密度； S˙表示緩沖支柱壓縮速度。

1.1.3 緩沖器結構限制力

緩沖器結構限制力可表示為：

式中 ks為緩沖器軸向拉壓剛度；Smax為緩沖器最大結構行程；S0為緩沖器初始行程。

1.1.4 緩沖器內部摩擦力

緩沖器內部摩擦力主要由皮碗摩擦力Ffp和彎曲摩擦力Ffc組成，表示為：

式中 km為皮碗摩擦系數；μb為緩沖器彎曲摩擦系數；NU，NL為緩沖器彎曲時上、下支撐點處的正應力。

1.2 起落架落震動力學模型

以支柱式艦載機前起落架為研究對象，為了方便建立緩沖性能分析的動力學方程，采用經典的二質量彈簧?阻尼模型，如圖2所示。將緩沖器氣腔和輪胎內的氣體約化為彈簧，將油液阻尼力和各種摩擦力約化為阻尼器，將起落架系統劃分為空氣彈簧上部的彈性支承質量塊M1和空氣彈簧下部的非彈性支承質量塊M2。彈性支承質量塊一般由機身（落震試驗中指夾具、吊籃、配重等）、支柱外筒、阻力撐桿等結構組成，非彈性支承質量一般由機輪組件、活塞桿、剎車裝置等結構組成。

基于以上各部分的運動與受力之間的關系，可以得到如下運動微分方程：

式中 x1和x2分別為起落架空氣彈簧上部、下部質量的垂直位移；L為前起落架的等效氣動升力，大小等于前起落架的當量重量，可以表示為：

式中 Gdl為飛機著陸重量；a為停機狀態下飛機重心到前起落架輪軸中心位置的水平距離；b為停機狀態下飛機重心到主起落架輪軸中心位置的水平距離；h為緩沖支柱全伸展狀態下飛機重心到主起落架輪軸的高度；μ為平均滑動摩擦系數。

Ft為地面作用在輪胎上的垂直力，表示為：

式中 n為單個前起落架的機輪數量；CT為輪胎阻尼系數（一般取0.04 s/m）；如圖3所示，f（δ）是以輪胎壓縮量δ為自變量的輪胎靜壓函數。

1.3 支柱式前起落架動力學模型

支柱式前起落架動力學模型如圖4所示。起落架非彈性支承質量塊質心C在ou?xuyuzu坐標系中具有4個運動自由度，即1個轉動自由度ωT和3個平動自由度xu，yu和zu。前起落架非彈性支承質量塊質心C的動力學方程表示為：

式中 （x¨u，y¨u，z¨u）為非彈簧支承質量塊質心在ou?xuyuzu坐標系中沿著xu，yu和zu方向的加速度分量；ωT為機輪轉動角速度；Mu為起落架非彈性支承質量；Iu為機輪轉動慣量；R為機輪未壓縮時的半徑；DxT和DzT為輪胎水平力沿著ouxu和ouzu方向的分量；MT為機輪剎車力矩；（Fx， Fy， Fz）為起落架作用于機體連接點A上的力（Ftx， Fty， Ftz）在ou?xuyuzu坐標系中沿著xu，yu和zu方向的分量，表示為：

式中 Btd為坐標系轉換矩陣，表示為：

式中 θ為起落架支柱俯仰角。

方程（10）的初始條件可以表示為：

式中 VL為飛機航向速度；VS為飛機下沉速度；（xtC0， ytC0， ztC0）為起落架輪軸中心C點在機體坐標系o?xtytzt中的初始坐標。

飛機起落架緩沖支柱受力模型如圖5所示。受力關系可以表示為：

式中 （xtA， ytA， ztA）和（xtC， ytC， ztC）分別為C點和A點在機體坐標系o?xtytzt下的坐標；θAz為緩沖支柱與垂向的夾角；Mtx和Mtz為前起落架作用于機體上的力矩；Nbl和Nbs分別為緩沖支柱航向和側向彎曲力，表示為：

式中 kbl和kbs分別表示緩沖支柱航向和側向彎曲剛度；Δz和Δx分別表示緩沖支柱航向和側向變形；ABˉˉˉˉ0

為緩沖器全伸長時A，B兩點之間的距離。

2 起落架落震試驗仿真

本文利用ALTLAS軟件進行起落架落震試驗仿真計算。ALTLAS軟件是中國飛機強度研究所將多年的試驗與理論研究相結合開發的一款工程化系統軟件，主要用于飛機起落架緩沖性能分析、滑跑載荷分析、緩沖器油孔參數優化等［18?19］。

本文首先在ALTLAS軟件中進行艦載機前起落架動力學參數化建模，將非彈性支承質量簡化集中于非彈性支承質量中心（輪軸中心點），起落架緩沖支柱簡化為無質量彈性桿。然后將所有獨立自由度的動力學方程降階為一階方程后，采用“四階龍格?庫塔”法對動力學方程組進行時域求解。最后對不同參數下艦載機前起落架的緩沖特性進行參數敏感性數值計算分析。

3 起落架落震試驗

為了驗證本文理論模型的正確性和有效性，起落架落震試驗在具有仿升力模擬系統的落震試驗臺上開展，采用自由落體的方式進行。落震試驗臺如圖6所示。

仿升落震試驗中的起落架當量質量等于整個落體系統（包括吊籃、起落架、夾具、配重等）的質量，通過調節配重塊達到試驗要求；起落架支柱與航向夾角（飛機著艦俯仰角）通過安裝夾具確定；起落架觸臺垂向速度（飛機著艦下沉速度）由落體系統的提升高度確定；起落架所需仿升力由仿升筒提供，通過調節仿升系統氣壓達到試驗要求。

借助安裝在試驗系統中的位移、力等傳感器獲取起落架觸及測力平臺后的動態響應。仿升落震試驗流程如圖7所示。

4 結果分析

4.1 基本參數

本文以某型艦載機前起落架為研究對象，基于升力加載法［18］對其緩沖性能進行參數敏感性分析。該型起落架支柱航向前傾角為0°，側向傾角為0°，升重比取1。起落架基本參數如表1所示。

4.2 試驗驗證

為了驗證本文動力學建模和仿真計算的正確性，選取下沉速度為6.5 m/s和7 m/s的落震工況進行驗證對比，機輪帶轉速度為0，高、低壓腔充填壓力分別為10 MPa和1 MPa（100%正常充填）。數值計算與試驗驗證數據對比如表2和3所示。

從對比結果可以看出，試驗與仿真計算結果的相對誤差最大為2.5%，最小可達0.3%，滿足工程實踐要求。

4.3 各參數對起落架緩沖特性的影響

通過試驗與仿真計算結果對比，已經驗證了本文動力學模型的準確性。由于艦載機前起落架雙腔緩沖器設計是為了同時滿足突伸和緩沖性能需要，在高、低壓腔總體積已經確定的情況下，本文討論緩沖器低壓腔初始充填壓力，高壓腔初始充填壓力，高、低壓腔體積占比等參數對前起落架緩沖性能的影響。仿真計算工況如表4所示。

4.3.1 低壓腔初始壓力變化的影響

圖8和9給出了低壓腔容差對緩沖器空氣彈簧力和地面垂直載荷的影響。如圖8所示，低壓腔初始壓力直接影響緩沖器空氣彈簧的剛度。當低壓腔初始壓力增大時，緩沖器空氣彈簧力隨之增大，此時的緩沖器不易被壓縮，壓縮行程減小。在高壓腔啟動前，空氣彈簧力由低壓腔提供，所以從圖8可以看出，低壓腔壓力主要影響高、低壓腔行程臨界點前的緩沖器空氣彈簧力。另外，在高壓腔體積和氣壓不變的情況下，低壓腔壓力越大，高壓腔啟動所需的壓縮行程就越小，這是因為此時高壓腔啟動所需克服的空氣彈簧力不變，低壓腔壓力越大，高壓腔越容易啟動。低壓腔初始壓力變化影響緩沖器空氣彈簧力，進而影響起落架著艦垂直載荷。如圖9所示，隨著低壓腔初始壓力增大，起落架著艦最大垂直載荷（氣峰）隨之增大，起落架著艦所承受的撞擊力變大。

4.3.2 高壓腔初始壓力變化的影響

圖10和11研究了高壓腔容差對緩沖器空氣彈簧力和地面垂直載荷的影響。如圖10所示，高壓腔初始壓力主要影響高壓腔啟動后的空氣彈簧力。隨著高壓腔初始壓力增大，高、低壓腔臨界行程后的空氣彈簧剛度變大，此時的壓縮行程減小，緩沖器不易被壓縮。另外，從圖10還可以看出，低壓腔體積和氣壓不變時，緩沖器高壓腔啟動所需的壓縮行程隨著高壓腔初始壓力的增大而增大，這是因為此時高壓腔啟動所需克服的空氣彈簧力變大。如圖11所示，起落架著艦最大垂直載荷隨著高壓腔初始壓力的增大而增大，此時起落架著艦時由于承受高的過載，可能會產生劇烈振蕩。

4.3.3 高、低壓腔體積比變化的影響

圖12和13給出了高、低壓腔體積占比變化對緩沖器空氣彈簧力和地面垂直載荷的影響。從圖12可以看出，高、低壓腔體積比變化對行程?空氣彈簧力的影響貫穿緩沖器的整個壓縮過程，這一點與高、低壓腔的初始壓力容差的影響有所區別。當高壓腔體積占比逐漸增大時，空氣彈簧力變大，緩沖器不易被壓縮，同一載荷下的壓縮行程變小，空氣彈簧剛度變大。此外，如圖13所示，在氣腔總體積一定的情況下，隨著高壓腔體積占比增大，地面最大垂直載荷變大，不利于起落架著艦緩沖，此時起落架著艦時將會承受較為嚴重的沖擊。

5 結 論

本文建立了前起落架緩沖性能分析動力學模型，并將仿真計算結果與落震試驗結果進行了對比，驗證了理論模型的正確性和合理性。然后利用動力學模型對艦載機前起落架的緩沖性能進行了參數敏感性分析。結果表明，隨著高、低壓腔初始壓力增大，緩沖器的空氣彈簧剛度和地面垂直載荷也隨之變大；緩沖器氣腔總體積不變，隨著高壓腔體積占比增大，緩沖器空氣彈簧剛度增大，緩沖器不易被壓縮，作用在起落架上的地面垂直載荷也隨之增加。為了滿足前起落架突伸性能，一味地提高起落架緩沖器氣腔壓力和高壓腔體積占比，不利于預防緩沖支柱載荷過快增長而導致超出起落架強度極限載荷，影響飛機著艦安全，這與提高起落架突伸性能相矛盾。因此，對艦載機前起落架緩沖器設計而言，應通過不斷分析和優化，同時兼顧突伸和緩沖兩項功能。

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