飛機(jī)應(yīng)急放性能仿真分析

張恒康++楊尚新

摘 要：文章根據(jù)適航條款對(duì)起落架應(yīng)急放功能的要求，研究了起落架應(yīng)急放機(jī)理，分析了起落架運(yùn)動(dòng)過(guò)程中載荷變化，建立了某機(jī)型民用飛機(jī)艙門(mén)聯(lián)動(dòng)式前起落架動(dòng)力學(xué)仿真模型，模擬仿真起落架應(yīng)急放過(guò)程，從起落架支柱合力矩曲線(xiàn)判別起落架應(yīng)急放功能是否失效。推算不同飛行速度對(duì)應(yīng)急放功能的影響，為制定起落架應(yīng)急放操作速度要求提供依據(jù)。

關(guān)鍵詞：起落架；收放機(jī)構(gòu)；應(yīng)急放；動(dòng)力學(xué)分析

1 概述

起落架是飛機(jī)重要部件，起落架的正常收放是飛機(jī)安全著陸的保證。起落架正常收放由飛機(jī)液壓能源驅(qū)動(dòng)收放機(jī)構(gòu)實(shí)現(xiàn)。由于起落架結(jié)構(gòu)受載嚴(yán)重，控制系統(tǒng)復(fù)雜，起落架也是飛機(jī)故障高發(fā)部件。據(jù)美國(guó)國(guó)家運(yùn)輸安全委員會(huì)統(tǒng)計(jì)，十年間，各類(lèi)飛機(jī)因起落架系統(tǒng)故障引起的不正常飛行事件占不正常飛行事件總數(shù)的15%[1，2]，其中因起落架收放系統(tǒng)故障引發(fā)的事故就占到23%。收集1990年至今國(guó)際民用航空由起落架不能放下導(dǎo)致的飛行事故共60起，通過(guò)查閱世界民航安全數(shù)據(jù)庫(kù)等資料，可以大概得到起落架不能放下的原因有：飛行員操作失誤；機(jī)械故障；維修不當(dāng)；液壓系統(tǒng)故障等。其中由飛行員操作失誤引起的共7起，由機(jī)械故障引起的共21起，由維修不當(dāng)引起的共2起，由液壓系統(tǒng)故障引起的共4起，不明原因的28起，見(jiàn)圖1。

本文分析了應(yīng)急放過(guò)程中起落架所受載荷，計(jì)算不同空速下的起落架應(yīng)急放受力，提出了制定應(yīng)急放操作速度要求的方法。

2 應(yīng)急放運(yùn)動(dòng)機(jī)理分析

從運(yùn)輸類(lèi)飛機(jī)適航標(biāo)準(zhǔn)中可知，在執(zhí)行應(yīng)急放操作的前提是正常收放過(guò)程中的液壓源，電源或等效能源失效，一般情況即造成起落架收放作動(dòng)筒失去液壓動(dòng)力以及開(kāi)鎖作動(dòng)筒失去開(kāi)鎖動(dòng)力。此時(shí)，駕駛員需通過(guò)拉動(dòng)應(yīng)急放手柄，通過(guò)機(jī)械開(kāi)鎖裝置，打開(kāi)起落架上位鎖。此時(shí)，起落架僅憑自身重力作用放下至上鎖狀態(tài)。

有較多的民用飛機(jī)前起落架采用艙門(mén)聯(lián)動(dòng)式機(jī)構(gòu)，即起落架收放的同時(shí)帶動(dòng)前后艙門(mén)的開(kāi)閉。這種方式的聯(lián)動(dòng)機(jī)構(gòu)控制系統(tǒng)簡(jiǎn)單，可靠性高。

3 應(yīng)急放載荷分析

由于液壓源失效，起落架失去主要?jiǎng)恿υ词辗抛鲃?dòng)筒力，起落架在收放過(guò)程中的主要載荷為起落架及艙門(mén)自身重力，艙門(mén)氣動(dòng)載荷，支柱氣動(dòng)載荷，作動(dòng)筒收放阻尼，下位鎖彈簧力，機(jī)構(gòu)內(nèi)部摩擦力。

起落架各部件的氣動(dòng)阻力作用在壓心上，且指向氣流流向[1]。

式中：Fa，d■為起落架第i個(gè)部件上的氣動(dòng)阻力，V為氣流速度，Cx為部件的阻力系數(shù)[3]起落架第i個(gè)部件在垂直于氣流平面上的投影面積。

支柱上的氣動(dòng)阻力為有助于起落架放下，而起落架收起時(shí)則相反，支柱氣動(dòng)力矩滿(mǎn)足：

M=-？撞Fa，d■Li

式中：M為氣動(dòng)阻力的力矩；Li為第i個(gè)部件上氣動(dòng)阻力的作用力臂。

下位鎖彈簧是用于保持起落架下位鎖連桿過(guò)中心后維持上鎖狀態(tài)，鎖彈簧始終處與拉伸狀態(tài)，F(xiàn)_ls=k×（l-l0），式中：k為鎖彈簧剛度系數(shù)；l0為彈簧的原長(zhǎng)；l為彈簧的時(shí)時(shí)長(zhǎng)度。

4 動(dòng)力學(xué)仿真分析

通過(guò)多提動(dòng)力學(xué)仿真軟件Adams，建立起落架動(dòng)力學(xué)模型，如圖2所示。

將起落架支柱作為分析主體，計(jì)算各個(gè)載荷對(duì)起落架支柱轉(zhuǎn)矩，起落架支柱受到合轉(zhuǎn)矩如下所示[4]：

M合=Mspring+Mg+Mflu+Mair （1）

若整個(gè)應(yīng)急放過(guò)程中支柱所受合力矩均大于0，則合力始終促使起落架放下上鎖，反之，若在應(yīng)急放過(guò)程中，支柱所受合力矩小于0則起落架則有可能停在合力矩為0處，出現(xiàn)應(yīng)急放故障。

對(duì)各載荷力矩求和，求出支柱轉(zhuǎn)矩合轉(zhuǎn)矩，如圖3所示。

從圖3中可以看出，起落架最小合力矩發(fā)生在起落架接近放下上鎖位置。

不同飛行速度下起落架應(yīng)急放合力矩。如圖4所示

從圖4可以看出，當(dāng)空速在180節(jié)-270節(jié)范圍內(nèi)時(shí)，支柱合力矩均大于0，起落架應(yīng)急放功能正常。當(dāng)飛行速度為340節(jié)時(shí)，起落架合力矩小于等于0，應(yīng)急放功能存在失效風(fēng)險(xiǎn)。因此，該機(jī)型的最大應(yīng)急放速度應(yīng)小于340節(jié)。

5 結(jié)束語(yǔ)

綜上所述，民用飛機(jī)的起落架應(yīng)具備僅在自身重力與氣動(dòng)力情況下能夠?qū)崿F(xiàn)放下上鎖的應(yīng)急放功能。通過(guò)仿真計(jì)算分析，最有可能發(fā)生應(yīng)急放故障的位置為起落架接近放下?tīng)顟B(tài)，而阻礙作用力為艙門(mén)氣動(dòng)力。不同飛行空速引起的氣動(dòng)載荷變化影響起落架應(yīng)急放功能，當(dāng)氣動(dòng)載荷增大到在放下過(guò)程中合力矩小于0，則起落架無(wú)法放下上鎖，發(fā)生應(yīng)急放故障良好的設(shè)計(jì)艙門(mén)機(jī)構(gòu)，減小艙門(mén)氣動(dòng)力轉(zhuǎn)化為支柱的轉(zhuǎn)矩能夠提升起落架應(yīng)急放的空速范圍。在起落架設(shè)計(jì)時(shí)，通過(guò)分析手段，明確起落架應(yīng)急放速度條件，是起落架安全設(shè)計(jì)的保證。

參考文獻(xiàn)

[1]陳琳.飛機(jī)起落架收放運(yùn)動(dòng)與動(dòng)態(tài)性能仿真分析[D].南京：南京航空航天大學(xué)，2007.

[2]吉國(guó)明，董萌.某型飛機(jī)起落架收放機(jī)構(gòu)性能仿真[J].2012，37（3）.

作者簡(jiǎn)介：張恒康（1986-），男，浙江金華人，工程師，碩士研究生，研究方向?yàn)槊裼蔑w機(jī)前起落架設(shè)計(jì)。