某型飛機(jī)尾橇緩沖器動態(tài)性能分析和試驗方法研究

張奇

(上海飛機(jī)設(shè)計研究院，上海 201210)

0 前言

最小離地速度(Velocity Minimum Unstick，VMU)試驗是運(yùn)輸類飛機(jī)CCAR25部規(guī)章要求演示的一種飛機(jī)在最臨界俯仰姿態(tài)起飛能力的飛行試驗[1]，當(dāng)今主流的民用大型客機(jī)一般需通過飛行演示最小離地速度、誤操作起飛和最大可用速率抬前輪等試飛科目，在進(jìn)行這些試飛科目時因飛機(jī)抬頭過高可能會造成尾部觸地，所以一般需要在飛機(jī)尾部下表面加裝特殊的緩沖裝置來保護(hù)飛機(jī)本體結(jié)構(gòu)不受到損壞并能提供相關(guān)數(shù)據(jù)。此外，對于一些“短腿”的飛機(jī)，也會安裝尾橇組件專門用于保護(hù)飛機(jī)起降時由于抬輪速度過快或遭遇異常氣流等因素導(dǎo)致機(jī)尾與跑道的撞擊或摩擦?xí)r，確保機(jī)身本體不受傷害。尾橇緩沖器是尾橇組件中吸收飛機(jī)抬頭擦尾能量最為重要的部件，保障飛機(jī)尾部結(jié)構(gòu)的安全。尾橇緩沖器的主要性能指標(biāo)是在一定行程范圍內(nèi)吸收所有的飛機(jī)擦尾能量，且沖擊力不超過規(guī)定值[2]。

尾橇緩沖器的性能分析和驗證是民用飛機(jī)尾橇研究領(lǐng)域最主要的課題之一，目前國內(nèi)外公開的相關(guān)文獻(xiàn)較少，但可參考傳統(tǒng)飛機(jī)起落架緩沖器的設(shè)計與驗證方法[3]進(jìn)行研究。對于緩沖器動態(tài)性能校核，通常采用的方法有仿真分析和落震試驗兩種，一般兩者結(jié)合相互印證。數(shù)字仿真是以對緩沖器實際使用場景的受載分析為理論基礎(chǔ)，并在軟件環(huán)境下實現(xiàn)對緩沖過程的動力學(xué)模擬[4-7]。相較之于試驗，其時效性、可重復(fù)性、成本方面的優(yōu)勢非常明顯，是緩沖器初步設(shè)計階段性能校核普遍采用的方法，但純數(shù)字仿真無法驗證實物與理論設(shè)計的差異，因此不適用于產(chǎn)品最終的性能驗證。落震試驗是一種將一定當(dāng)量質(zhì)量提升到一定高度并下落模擬沖擊考核緩沖器動態(tài)性能的試驗方法，廣泛用于起落架緩沖器動態(tài)性能驗證試驗，尤其是沖擊性能的驗證[8-10]。然而，落震試驗結(jié)果雖然更接近工程應(yīng)用的要求，但存在耗時長、成本高的問題，對每一次的調(diào)整參數(shù)和工況變化都要單獨進(jìn)行試驗，無法進(jìn)行批處理。此外，落震試驗臺架通用性較差，對不同尺寸的緩沖器需不同規(guī)模的臺架，研發(fā)成本較高，不利于產(chǎn)品后期優(yōu)化迭代。目前，針對民用飛機(jī)尾橇的動態(tài)性能驗證，主要還是依靠落震試驗，仿真大多作為試驗前的模擬，不作為驗證依據(jù)[11-12]。隨著計算機(jī)技術(shù)的發(fā)展，數(shù)字仿真也開始作為最終驗證手段出現(xiàn)，加速產(chǎn)品的研制周期[13]。

本文作者對某型飛機(jī)的尾橇緩沖器的動態(tài)性能分析和試驗方法進(jìn)行研究，推導(dǎo)全油液式尾橇緩沖器阻尼力數(shù)學(xué)模型，并基于該數(shù)學(xué)模型建立落震仿真分析模型，通過仿真得到該尾橇緩沖器的動態(tài)特性并判斷是否符合性能要求。為消除全油液式緩沖器實物的阻尼孔在生產(chǎn)加工中產(chǎn)生的與設(shè)計值的偏差，以理想緩沖曲線為基準(zhǔn)，考慮上下偏差，規(guī)劃并實施若干套阻尼孔構(gòu)型的緩沖器沖擊試驗，得到最接近設(shè)計狀態(tài)的理想阻尼孔構(gòu)型。文中分析方法和試驗方法可為全油液式尾橇緩沖器的設(shè)計與驗證提供參考，對尾橇緩沖器的研發(fā)工作也具有一定的參考價值。

1 尾橇緩沖器沖擊動力學(xué)分析模型

1.1 尾橇緩沖器結(jié)構(gòu)

某型飛機(jī)尾橇系統(tǒng)緩沖器采用全油液式緩沖器結(jié)構(gòu)設(shè)計方案。這種緩沖器為適應(yīng)高油液壓力要求需設(shè)計成堅固結(jié)構(gòu)，與油-氣式緩沖器相比沒有氣彈簧，不會反彈，有助于維持飛機(jī)的最大擦尾角，對最小離地速度試飛起重要作用。如圖1所示，該尾橇緩沖器的主要結(jié)構(gòu)分為高壓腔、低壓腔、油孔套筒、活塞桿等。當(dāng)飛機(jī)尾橇觸地時，活塞桿與活塞一同向上運(yùn)動，將位于活塞上腔的油液通過油孔壓入與下腔連通的外筒內(nèi)，這一過程中由于油孔的阻尼效應(yīng)產(chǎn)生大量的熱，從而耗散了沖擊引起的能量。

圖1 某型飛機(jī)尾橇緩沖器結(jié)構(gòu)示意

全油液式緩沖器作為吸能耗能的主要部件，其緩沖性能主要由套筒上的阻尼孔的阻尼特性決定。

參數(shù)的選擇與計算是緩沖器設(shè)計的核心問題，決定了緩沖性能的好壞。按性質(zhì)區(qū)分，緩沖參數(shù)可分為油腔尺寸、活塞面積、油孔尺寸和縮流系數(shù)等。概括而言，緩沖器參數(shù)的選擇和計算就是一個以飛機(jī)質(zhì)量、重心等總體指標(biāo)為設(shè)計輸入和依據(jù)，采用簡化的工程算法做初步預(yù)估，進(jìn)而根據(jù)數(shù)字仿真或者落震試驗的緩沖性能校核計算結(jié)果進(jìn)行數(shù)次調(diào)整和迭代計算的過程。

飛機(jī)在執(zhí)行最小離地速度試飛任務(wù)時，尾橇緩沖器可在觸地后吸收飛機(jī)轉(zhuǎn)動而產(chǎn)生的能量。為使機(jī)體結(jié)構(gòu)上受到的載荷最小，在整個緩沖行程中阻尼力須盡量保持恒定。而阻尼力與油孔的大小有關(guān)，因此需選取油孔有效面積隨行程變化的變油孔。

1.2 尾橇緩沖器沖擊動力學(xué)方程

為在緩沖行程中吸收該能量，阻尼力做的功需要與之相等，隨后將其轉(zhuǎn)化成熱量耗散。為盡量降低峰值載荷，提高緩沖效率，因此最佳的阻尼力為一個不隨時間和行程變化的恒定值，即壓縮速率為線性變化，隨時間變化如下：

(1)

式中：v(t)為末段速度；v0為沖擊速度；F為阻尼力；meq為當(dāng)量質(zhì)量；t為時間。

積分后代入初始條件，得到速度與行程的關(guān)系：

(2)

在壓縮過程中的有效壓油面積為Aeff，則緩沖器高壓油腔中的壓力為

(3)

式中：p為高壓腔壓力。

由流量公式推導(dǎo)油孔面積的變化公式：

(4)

式中：αD為油孔的縮流系數(shù)；pT為低壓腔壓力；忽略不計；Q為流量。

由式(4)可以看出Ameter與速度v成正比關(guān)系，將式(2)(3)代入式(4)，推導(dǎo)得到Ameter與s的關(guān)系如下：

(5)

將式(5)代入式(2)得到緩沖器阻尼力公式：

(6)

2 尾橇緩沖器落震動力學(xué)仿真模型建立

在整個緩沖過程的模擬中采用落震分析的方法，將飛機(jī)轉(zhuǎn)動過程中對尾橇的轉(zhuǎn)動能量等效轉(zhuǎn)化為垂向落震的沖擊能量。因此整個仿真過程就變成了當(dāng)量質(zhì)量塊以一定的初始速度對尾橇緩沖器進(jìn)行落震沖擊，如圖2所示。通過對這個過程中尾橇緩沖器的受載、行程和速度等參數(shù)的分析可得出尾橇的緩沖性能。

圖2 落震分析原理

基于尾橇緩沖器動力學(xué)方程和液壓原理數(shù)學(xué)模型，利用OpenModelica仿真軟件搭建落震仿真模型。在建模過程中運(yùn)用液壓油、蓄壓裝置、釋壓閥、阻尼孔、腔體單元和作動筒單元等模塊，使用當(dāng)量質(zhì)量和初速度作為輸入，設(shè)置阻尼孔參數(shù)為基準(zhǔn)油孔構(gòu)型。落震仿真模型如圖3所示，模型主要參數(shù)如表1所示。

圖3 尾橇緩沖器落震等效模型

表1 落震等效模型計算參數(shù)

計算得到在基準(zhǔn)油孔參數(shù)和落震工況下的仿真結(jié)果，如圖4所示。

圖4 落震分析結(jié)果

由圖4可知：緩沖器關(guān)鍵參數(shù)滿足尾橇緩沖器的性能要求，即滿足：

(1)在緩沖行程范圍內(nèi)可吸收全部沖擊能量；

(2)最大沖擊載荷小于200 kN。

3 尾橇緩沖器沖擊試驗與仿真

3.1 試驗?zāi)康?/h3>

設(shè)計一套緩沖效率極高的尾橇緩沖器時，可假設(shè)阻尼力為定值，從而可推導(dǎo)出公式(5)中油孔面積與行程之間的函數(shù)關(guān)系，因而在全行程范圍內(nèi)得出有效油孔面積與實際行程之間的理想關(guān)系曲線。但是在工程設(shè)計中，受到套筒尺寸、實現(xiàn)方式和制造工藝等方面的制約，實際的油孔面積與行程關(guān)系難以完全達(dá)到理想曲線，因此可采取逼近理想曲線以及仿真方法進(jìn)行迭代優(yōu)化的方式進(jìn)行油孔的最終選取。

將基準(zhǔn)阻尼孔參數(shù)優(yōu)化得到的阻尼孔構(gòu)型設(shè)為基準(zhǔn)油孔(100%)，通過調(diào)整油孔直徑可獲得不同構(gòu)型的油孔，預(yù)設(shè)定若干套不同尺寸，分別為基準(zhǔn)尺寸的85%、90%、100%、110%、115%，進(jìn)行尾橇緩沖器沖擊試驗并與仿真數(shù)據(jù)進(jìn)行對比分析，直至篩選出最接近理想模型的最優(yōu)實物構(gòu)型。

3.2 試驗方法

尾橇沖擊試驗作為一種對尾橇緩沖性能校核的通用方法，是在尾橇試驗臺架上進(jìn)行的性能鑒定試驗。該試驗可對由理論模型和仿真優(yōu)化建立起來的緩沖參數(shù)進(jìn)行校核和修正，并且通過切換不同構(gòu)型的油孔參數(shù)進(jìn)行試驗，完成對比分析并確定最優(yōu)的油孔方案。

試驗原理：尾橇沖擊試驗與最小離地速度試飛時的尾橇沖擊以及落震分析方法不同，是采用與實際工況等效的能量對尾橇試驗件進(jìn)行橫向沖擊，在沖擊期間保持沖擊載荷的恒定，通過分析整個沖擊過程中的活塞桿運(yùn)動速度與行程的關(guān)系來確定尾橇的緩沖性能。試驗臺在沖擊模式下，通過蓄壓器提供試驗所需的能量。在試驗開始前，將蓄壓器中的充填氮氣和油液設(shè)定至預(yù)設(shè)壓力，通過改變此壓力來調(diào)整初始沖擊能量，尾橇沖擊試驗臺如圖5所示。

圖5 尾橇沖擊試驗臺示意

3.3 尾橇緩沖器沖擊試驗仿真模型建立

在進(jìn)行尾橇緩沖器的性能驗證時，通常采用試驗結(jié)果與仿真結(jié)果相結(jié)合的驗證方法。以尾橇緩沖器落震仿真模型為基礎(chǔ)，增加試驗設(shè)備模塊，如滑塊、加載作動筒、蓄壓器等，建立尾橇沖擊試驗的仿真模型，試驗仿真模型如圖6所示。

圖6 尾橇緩沖器沖擊試驗仿真模型

3.4 尾橇緩沖器性能驗證流程

尾橇緩沖器性能驗證流程可歸納為

(1)基于基準(zhǔn)油孔參數(shù)，根據(jù)尾橇沖擊試驗的仿真模型得到緩沖器性能理論曲線；

(2)基于基準(zhǔn)油孔參數(shù)，初步設(shè)定及迭代優(yōu)化得出一套分布式油孔排布的油孔實物構(gòu)型，作為基礎(chǔ)油孔構(gòu)型，在尾橇緩沖器沖擊試驗臺架上進(jìn)行動態(tài)性能試驗，試驗對象為選定的油孔構(gòu)型緩沖器，得到緩沖器性能試驗曲線；

(3)對比緩沖器性能理論曲線和試驗曲線，判斷實物構(gòu)型是否滿足要求；

(4)若基礎(chǔ)油孔構(gòu)型無法滿足要求，則重新切換油孔構(gòu)型重復(fù)緩沖器沖擊試驗，直至篩選出逼近理論結(jié)果的油孔構(gòu)型作為最終實物構(gòu)型，同時完成尾橇緩沖器性能驗證。

3.5 尾橇沖擊試驗和仿真曲線對比分析

尾橇緩沖器的阻尼特性與阻尼系數(shù)直接相關(guān)，緩沖器的阻尼力與阻尼系數(shù)及行程速度的關(guān)系如式(7)所示：

F=Deqv2

(7)

式中：F為阻尼力；v為行程速度；Deq為阻尼系數(shù)。

在沖擊試驗中，阻尼力為一個恒定的載荷，因此阻尼系數(shù)與行程速度的平方成反比，因此緩沖器的阻尼特性的評判可以轉(zhuǎn)化為行程速度曲線的對比分析。

3.5.1 基礎(chǔ)油孔構(gòu)型結(jié)果對比

基礎(chǔ)油孔構(gòu)型的試驗與仿真結(jié)果的曲線對比如圖7所示。

圖7 基礎(chǔ)油孔構(gòu)型的試驗曲線與仿真曲線對比

由圖7可知：在該油孔構(gòu)型的試驗中，由于油腔內(nèi)有部分空氣未排出，使得前40 mm行程內(nèi)阻尼力很小，試驗中的活塞桿移動速度在開始階段異常增大。但到了行程末端，試驗速度卻比仿真速度提前減小至0。由此判斷，基礎(chǔ)油孔構(gòu)型的尾橇緩沖器阻尼系數(shù)過大。

3.5.2 基礎(chǔ)油孔增大15%構(gòu)型結(jié)果對比

基礎(chǔ)油孔增大15%油孔構(gòu)型的試驗與仿真結(jié)果的曲線對比如圖8所示。

圖8 基礎(chǔ)油孔增大15%構(gòu)型的試驗曲線與仿真曲線對比

由圖8可知：在大部分的緩沖器壓縮行程中(前170 mm)，試驗速度一直比仿真速度大，由此判斷，基準(zhǔn)油孔增大15%構(gòu)型的尾橇緩沖器阻尼系數(shù)過小。

3.5.3 基礎(chǔ)油孔增大10%構(gòu)型結(jié)果對比

基礎(chǔ)油孔增大10%油孔構(gòu)型的試驗與仿真結(jié)果的曲線對比如圖9所示。

圖9 基礎(chǔ)油孔增大10%構(gòu)型的試驗曲線與仿真曲線對比

由圖9可知：在全行程中，試驗速度一直略小于仿真速度，變化趨勢一致，因此可知基準(zhǔn)油孔增大10%構(gòu)型與仿真模型的緩沖性能最接近，即為最優(yōu)油孔構(gòu)型。

3.5.4 尾橇沖擊試驗和仿真曲線對比結(jié)論

經(jīng)試驗篩選出基準(zhǔn)油孔增大10%的實物構(gòu)型為最優(yōu)油孔構(gòu)型，這是因為其緩沖動態(tài)性能滿足設(shè)計要求，且實物的性能與理論最相近，因而基準(zhǔn)油孔增大10%構(gòu)型為最終構(gòu)型方案。

4 結(jié)論

(1)本文作者以某型民機(jī)的尾橇緩沖器為研究對象，提出了一種全油液式尾橇緩沖器動態(tài)性能分析和試驗方法。

(2)探討了一種緩沖效率極高的尾橇緩沖器的動力學(xué)方程推導(dǎo)和仿真模型建立，尾橇緩沖器落震動力學(xué)仿真模型表明，基準(zhǔn)油孔參數(shù)可滿足尾橇的性能指標(biāo)。

(3)研究了尾橇緩沖器沖擊試驗的試驗方法和仿真實現(xiàn)方法，通過對比試驗和仿真篩選出了最接近基礎(chǔ)油孔參數(shù)性能表現(xiàn)的實物油孔構(gòu)型，同時完成了尾橇緩沖器動態(tài)性能的驗證。

(4)文中方法具有高效和低成本特點，對尾橇緩沖器的研發(fā)工作具有一定的參考價值。