油氣分離式緩沖器起落架落震性能數(shù)值仿真研究

薛云芳，馬曉利，張 飛

（中國飛機強度研究所結(jié)構(gòu)沖擊動力學航空科技重點實驗室，西安 710065）

起落架在飛機起降過程中承擔著非常重要的任務(wù)，用于飛機的起飛、著陸、地面滑跑和停放[1-2]。飛機著陸時與地面撞擊將產(chǎn)生較大的撞擊能量，大部分能量需要通過起落架緩沖器吸收[3]，所以，起落架設(shè)計主要從起降性能、舒適性及乘員的安全性等方面進行考慮，起落架緩沖器參數(shù)配置的恰當與否，對緩沖器性能及其產(chǎn)生的相應(yīng)載荷有著決定性的影響。起落架緩沖器主要分為鋼彈簧緩沖器、橡皮彈簧緩沖器、空氣式緩沖器、油液空氣式緩沖器和全油液式緩沖器，而目前起落架緩沖系統(tǒng)設(shè)計常用的都是油氣式緩沖器[4]。

在起落架設(shè)計前，要對起落架緩沖系統(tǒng)的緩沖性能進行校核計算，一般根據(jù)運動學和動力學方法，推導(dǎo)出起落架觸地后的運動微分方程組及幾何關(guān)系方程[5]。這些方程、公式都包含或隱含了緩沖系統(tǒng)的參數(shù)，通過求解微分方程組，就可以得到運動過程中各個參數(shù)的變化，由此可以評價起落架系統(tǒng)的參數(shù)配置是否合理。所以，緩沖器的準確建模對起落架緩沖性能的評估至關(guān)重要。

目前關(guān)于緩沖器的主流研究是油氣混合式[6-7]，油氣分離式緩沖器的相關(guān)研究相對較為少見。本文基于油氣分離式緩沖器的結(jié)構(gòu)特征、工作原理及性能特點，對起落架落震進行動力學建模，并進行數(shù)值仿真計算，通過與落震試驗進行對比驗證，證明了本文理論建模的準確性和有效性。該方法可方便、準確地仿真計算起落架的緩沖性能，有助于確定緩沖器參數(shù)配置，提高起落架設(shè)計效率。

1 支柱式起落架動力學模型

某型支柱式起落架結(jié)構(gòu)如圖1所示。

圖1 支柱式前起落架

對于單個起落架系統(tǒng)著陸動力學模型問題，作如下假設(shè)。

（1）飛機無偏航、滾轉(zhuǎn)和俯仰轉(zhuǎn)動，彈簧支承質(zhì)量采用當量質(zhì)量，集中在機體質(zhì)心點上，無側(cè)向平動，航向速度保持不變，非彈簧支承質(zhì)量集中在輪軸中心點上。

（2）在機體彈性模態(tài)的廣義力中，只考慮起落架力。

（3）氣動力僅考慮集中氣動升力，且保持不變

（4）起落架彈性運動只考慮航向變形、側(cè)向變形的運動。

根據(jù)以上假設(shè)，支柱式起落架動力學模型如圖2所示。

圖2 支柱式起落架動力學模型

支柱式起落架非彈簧支承質(zhì)量塊質(zhì)心C 共有4個運動自由度：在ou-xuyuzu系中3 個平動自由度和繞輪軸的1 個轉(zhuǎn)動自由度。只要知道任一時刻獨立自由度的值，就可以由幾何運動關(guān)系式得到緩沖支柱的彈性變形量、緩沖器壓縮行程和輪胎壓縮量等非獨立變量的值，進而計算各桿件之間的作用力、緩沖器作用力、跑道面作用力，這樣就可以得到該時刻的受力情況。

起落架非彈簧支承質(zhì)量塊的運動方程為

2 起落架落震動力學模型

2.1 油氣分離式緩沖器模型

由靜力平衡條件，推出緩沖器軸向力FS為

式中：Ph為主油腔瞬時壓力；Phs為回油腔瞬時壓力；Ah為外筒內(nèi)徑；Ahs為回油腔壓油面積（外筒內(nèi)徑—活塞桿外徑）；ΔA 為外筒環(huán)形面積；Patm為當?shù)卮髿鈮毫Γ籉f為緩沖器內(nèi)部摩擦力，由緩沖器的皮碗摩擦力和彎曲摩擦力組成；Fl為緩沖器結(jié)構(gòu)限制力。

緩沖器行程S 與氣腔行程Sa關(guān)系為

式中：Aa為低壓腔有效壓氣面積；S 為緩沖器行程。

緩沖器氣腔壓縮假定為多變過程

式中：V0為緩沖支柱全伸長時的氣腔的初始容積；Pa為緩沖支柱全伸長時的氣腔的初始壓力；V 為氣腔瞬時容積；γ 為氣體壓縮多變指數(shù)（取1.4）。

由式（3）和（4）可得

油腔中油液流過阻尼孔Ad和AdS滿足質(zhì)量守恒和伯努利方程

式中：Ah為外筒內(nèi)徑；Ahs為回油腔壓油面積；Ad為主油孔過流面積；Ads為回油孔過流面積；Vd和Vds為主、回油孔過流速度；Cd和Cds為主、回油孔流量系數(shù)。

由式（6）可得

由伯努利方程得到主油腔及回油腔瞬時壓力

式中：Ph為主油腔瞬時壓力；Phs為回油腔瞬時壓力；ρ為油液密度。

將式（7）和式（8）代入式（2）可得氣體彈簧力Fa和油液阻尼力Fh如下

式中：Sng（）是符號函數(shù)，具體形式如下

整理公式，可以得到油液阻尼系數(shù)CN的表達式為

2.2 系統(tǒng)運動微分方程

在起落架落震過程中，基于二質(zhì)量彈簧-阻尼模型[8-9]，系統(tǒng)的運動微分方程可以表示為

式中：M1和M2分別代表起落架上部質(zhì)量（彈性支承質(zhì)量）和下部質(zhì)量（非彈性支撐質(zhì)量）；x1和x2分別對應(yīng)上部質(zhì)量和下部質(zhì)量在垂直方向的位移；L 為起落架當量升力。

3 落震試驗仿真模擬計算

為驗證某型機前起落架緩沖系統(tǒng)性能是否滿足設(shè)計要求，在對某型機前起落架油氣分離式緩沖器理論建?；A(chǔ)上，編制了仿真計算軟件對其進行落震試驗數(shù)值模擬計算，對起落架緩沖器緩沖性能進行分析。落震試驗?zāi)M計算初始條件如圖3所示。

圖3 起落架落震數(shù)值計算初始條件

試驗?zāi)M計算方案里計算參數(shù)同落震物理試驗：前起投放質(zhì)量為1 055 kg；下沉速度為2.5 m/s；緩沖器初始充氣壓力為1.1 MP。計算結(jié)果如圖4所示。

圖4 軟件計算結(jié)果顯示

計算結(jié)果包括垂直載荷、水平載荷、重心位移、緩沖器壓縮量、輪胎壓縮量、輪胎起轉(zhuǎn)回彈載荷、油液阻尼力和緩沖器效率等。落震試驗?zāi)M計算與試驗驗證主要結(jié)果對比如圖5所示。數(shù)值計算結(jié)果與物理試驗實測結(jié)果主要參數(shù)的比較見表1。

起落架理想的緩沖系統(tǒng)應(yīng)當柔軟，吸收沖擊時，載荷應(yīng)當逐漸加大，最大受力狀態(tài)應(yīng)當位于緩沖器行程的末端。由圖5可以看出，起落架落震數(shù)值計算和試驗結(jié)果吻合良好，起落架著陸載荷第一個峰值明顯低于第二個峰值，最大載荷靠近行程末端。這表明此油氣分離式緩沖器起落架的緩沖系統(tǒng)較柔軟，吸收沖擊時，載荷逐漸加大，最大受力狀態(tài)基本位于緩沖器行程的末端。

圖5 落震試驗與模擬計算結(jié)果對比

表1中起落架落震的主要性能指標，如輪胎垂直力、緩沖器行程和重心位移等物理量的數(shù)值計算結(jié)果與試驗結(jié)果的差異較小，相對誤差最大是3.5%，最小是0.4%，滿足工程要求，說明了本文油氣分離式緩沖器起落架落震試驗仿真模型的建立和計算有較高的可信度。

表1 數(shù)值計算與落震試驗結(jié)果對比

4 結(jié)束語

本文結(jié)合某型飛機油氣分離式緩沖器起落架，首先，根據(jù)油氣分離式緩沖器的結(jié)構(gòu)特征、工作原理及性能特點，對起落架落震模型和緩沖器模型進行力學建模，然后結(jié)合自編軟件研究了油氣分離式緩沖器起落架的緩沖特性，并與試驗結(jié)果進行了對比驗證。結(jié)果表明，本文給出的油氣分離式緩沖器理論模型，可對該型起落架落震試驗進行有效的數(shù)值模擬，有助于確定緩沖器關(guān)鍵的設(shè)計參數(shù)，可有效提高起落架的研制進程。本文的研究成果可為油氣分離式緩沖器起落架設(shè)計提供重要的參考和借鑒。