直升機(jī)滑橇式起落架落震仿真計(jì)算與試驗(yàn)驗(yàn)證

陳 靜， 沈安瀾， 吳遠(yuǎn)飛， 邵元新， 張 梅， 趙 卓

(中國直升機(jī)設(shè)計(jì)研究所， 江西 景德鎮(zhèn) 333001)

直升機(jī)起落架是直升機(jī)著陸和起飛過程中吸收沖擊載荷的重要部件，直升機(jī)起落架的著陸性能將直接影響直升機(jī)機(jī)體結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)，同時(shí)起落架性能不佳可能會引起直升機(jī)“地面共振”問題，影響直升機(jī)飛行安全。直升機(jī)著陸沖擊載荷，不僅與其質(zhì)量、旋翼拉力以及著陸時(shí)的飛行狀態(tài)有關(guān)，還與起落架的構(gòu)造有關(guān)[1-3]。由于滑橇起落架結(jié)構(gòu)簡單，也易于加工和維護(hù)，因此目前大多數(shù)輕型直升機(jī)都采用滑橇起落架設(shè)計(jì)。

滑橇起落架的著陸性能計(jì)算涉及求解滑橇式起落架在動載荷作用下的幾何非線性、材料非線性的問題，難度較大[4]，目前國內(nèi)外主要的動態(tài)有限元仿真分析求解器軟件有LS-DYNA、RADIOSS、PAM-CRASH、ABAQUS、Nastran等，如貝爾直升機(jī)，Tho等[5]采用LS-DYNA有效模擬直升機(jī)滑橇式起落架動力落震；Fuchs等[6]采用LS-DYNA對WASP直升機(jī)滑橇式起落架進(jìn)行了垂直落震試驗(yàn)及相關(guān)分析；陶周亮等[7]基于LS-DYNA對滑橇式起落架進(jìn)行了落震分析及二次開發(fā)；徐曉晨等[8]通過Nastran與Adams軟件相結(jié)合分析了復(fù)合材料板簧式起落架在沖擊載荷下的動強(qiáng)度。RADIOSS作為一款通用的動態(tài)有限元仿真分析求解器，在汽車碰撞領(lǐng)域應(yīng)用廣泛并取得了較好的分析結(jié)果[9]。本文嘗試采用RADIOSS/HyperMesh模態(tài)分析平臺進(jìn)行滑橇起落架落震仿真分析，得到不同重量重心、升力系數(shù)、落震高度下的起落架著陸性能。同時(shí)根據(jù)計(jì)算分析結(jié)果設(shè)計(jì)了滑橇起落架的落震試驗(yàn)，通過對比仿真計(jì)算與試驗(yàn)結(jié)果，曲線吻合度非常好，驗(yàn)證了RADIOSS求解器進(jìn)行起落架著陸仿真分析的工程可行性，同時(shí)根據(jù)仿真計(jì)算和試驗(yàn)得到了滑橇式起落架著陸性能，對直升機(jī)滑橇式起落架的進(jìn)一步優(yōu)化設(shè)計(jì)具有非常重要的指導(dǎo)意義。

1 仿真計(jì)算

1.1 非線性有限元計(jì)算理論

非線性方程的求解方法分隱式方法和顯式方法兩種。本文采用RADIOSS顯式方法進(jìn)行分析起落架的著陸(落震)過程，計(jì)算步驟如圖1所示。

圖1 RADIOSS顯式分析流程

步長Δt為一個激波傳播到一個單元中最小距離所需要的時(shí)間。單元時(shí)間步長：

(1)

式中：l為單元長度；c為聲速；E為模量；ρ為密度。

節(jié)點(diǎn)時(shí)間步長：

(2)

式中：m為節(jié)點(diǎn)質(zhì)量；k為等效節(jié)點(diǎn)剛度。其中Δt<Δtcritical，則計(jì)算收斂。與隱式方法對比，顯式方法可大大節(jié)省存儲空間及計(jì)算時(shí)間。

1.2 有限元模型

根據(jù)某型直升機(jī)滑橇式起落架設(shè)計(jì)實(shí)際需求，利用有限元軟件HyperMesh為工具建立起落架著陸(落震)仿真模型，采用RADIOSS求解器進(jìn)行仿真分析。起落架的橫梁、滑管、防滑片及套管均采用板殼單元模擬，為了保證計(jì)算精度的前提下提升計(jì)算效率，在建模過程中簡化了螺栓等結(jié)構(gòu)，保留主體結(jié)構(gòu)；殼單元的基準(zhǔn)面為起落架實(shí)際結(jié)構(gòu)的中面，結(jié)構(gòu)間的連接采用節(jié)點(diǎn)耦合、剛性連接和接觸設(shè)置等模擬；忽略結(jié)構(gòu)上一些較小的工藝孔、安裝孔等工藝特征；二維單元的平均尺寸為5 mm，節(jié)點(diǎn)總數(shù)為43 398，單元總數(shù)為45 680；通過約束Rigidbody將機(jī)身質(zhì)量點(diǎn)和前、后橫梁的4個連接點(diǎn)進(jìn)行剛體連接；地面采用殼單元和剛體材料建模，限制其平動和轉(zhuǎn)動的6個自由度。參與塑性變形的結(jié)構(gòu)材料采用M36_PLAS_TAB彈塑性材料類型定義材料應(yīng)力-應(yīng)變曲線；套管與橫梁、滑管與地面均采用/INTER/TYPE7接觸類型設(shè)置，定義套管上所有節(jié)點(diǎn)為從面，橫梁接觸面為主面；滑管上的所有節(jié)點(diǎn)為從面，地面為主面，自接觸摩擦系數(shù)取0.15，如圖2、圖3所示。

圖2 滑橇式起落架落震有限元模型(1)

圖3 滑橇式起落架落震有限元模型(2)

1.3 仿真結(jié)果

分別模擬分析了起落架在不同重量、重心分布、升力系數(shù)及不同高度等多個工況的著陸(落震)過程，如表1所示，得到前、后橫梁及滑管在著陸沖擊的過程中產(chǎn)生垂直地面的垂向位移和沿地面方向的側(cè)向位移，以及滑管著陸的垂向及側(cè)向載荷。

表1 落震工況

6個工況下起落架重心處的位移、載荷以及重心處總能量隨時(shí)間變化圖如圖4～圖6所示。

圖4 重心垂向位移-時(shí)間圖

圖5 重心垂向載荷-時(shí)間圖

圖6 重心處總能量-時(shí)間圖

由圖4～圖6可知，起落架受載在工況2下最嚴(yán)重。工況2下起落架著陸(落震)能量圖如圖7所示。在起落架仿真計(jì)算過程中，主要包括的物理能量有動能、內(nèi)能、接觸能等能量信息。

圖7 起落架落震能量曲線

工況2狀態(tài)下起落架在采用RADIOSS計(jì)算落震仿真過程中，這個模型的物理能量保持平穩(wěn)下降趨勢，動能和內(nèi)能的變化也處于合理狀態(tài)中，接觸能量占總能量的60%。

2 落震試驗(yàn)方案設(shè)計(jì)

為了進(jìn)一步獲得起落架著陸性能同時(shí)驗(yàn)證仿真結(jié)果的準(zhǔn)確性，開展直升機(jī)滑橇起落架落震試驗(yàn)。根據(jù)起落架不同重量重心、不同旋翼升力下的落震仿真分析結(jié)果，對起落架落震試驗(yàn)進(jìn)行試驗(yàn)方案設(shè)計(jì)。

直升機(jī)滑橇起落架落震試驗(yàn)采用有效質(zhì)量自由落震的方法并考慮旋翼升力的影響[11-12]，有效質(zhì)量為

(3)

式中：We為有效質(zhì)量；W為滑橇起落架減縮質(zhì)量；h為自由落震高度；L為旋翼升力系數(shù)；d為起落架觸地后質(zhì)量位移的垂直分量。有效質(zhì)量指吊箱、夾具、起落架、配重及其附加重量集合的總落體質(zhì)量。

滑橇式起落架落震試驗(yàn)臺，主要包括吊籃、起吊工裝、釋放裝置、測力裝置、起落架安裝夾具、起落架試驗(yàn)件、限位保護(hù)裝置、質(zhì)量配重和各種測量傳感器組成。試驗(yàn)件上位移、應(yīng)變測點(diǎn)如圖8所示。

圖8 試驗(yàn)件上位移、應(yīng)變測點(diǎn)示意圖

通過調(diào)整每個配重點(diǎn)上的配重質(zhì)量進(jìn)行模擬滑橇落震試驗(yàn)各工況下的投放重量、重心及轉(zhuǎn)動慣量。正式落震試驗(yàn)時(shí)試投工況校正各狀態(tài)有效質(zhì)量再次進(jìn)行計(jì)算模擬。吊籃上設(shè)計(jì)有4個起落架連接接口用于試驗(yàn)件的安裝。每個接口沿Y向有兩個安裝位，分別用于最小重量和最大重量右極限試驗(yàn)工況的Y向重心調(diào)整，如圖9所示。

圖9 起落架安裝接頭的安裝位置示意圖

兩臺測力裝置分別測量滑橇起落架左、右滑管組件的垂向和側(cè)向著陸載荷，垂向力Fz是指起落架滑橇重心處受到的最大的垂向力Fz；位移是指起落架重心處最大垂向位移z，通過位移傳感器獲得。

3 落震試驗(yàn)數(shù)據(jù)處理

通過落震試驗(yàn)數(shù)據(jù)分析，得到起落架重要性能參數(shù)，并通過分析落震試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行起落架落震性能分析，為完善起落架設(shè)計(jì)理論提供實(shí)測數(shù)據(jù)[11-12]。

其中吸收功量W1是垂向力在起落架開始受壓縮到最大壓縮量這段時(shí)間里所做的功，可以定義為

(4)

起落架吸能效率系數(shù)(吸收率)表示起落架在最大壓縮量Smax和最大載荷Pmax的條件下，吸收撞擊能量的能力，可以定義為

(5)

吸收功量W1和投放功量W2的比值稱為落震系統(tǒng)效率系數(shù)[13]，可以定義為

(6)

自由落震高度H根據(jù)下沉速度V決定，即

H=V2/2g

(7)

以工況2為例，在起落架重心位于后右極限時(shí)投放高度204 mm下功量圖如圖10所示，Z為起落架重心處的垂向位移，mm。從圖11、圖12中可以看出最大垂向位移約150 mm，最大垂向力約 15.5 kN。

圖10 功量圖

圖11 垂向位移-時(shí)間圖

圖12 垂向力-時(shí)間圖

進(jìn)一步得到不同工況下各落震高度、重量重心下起落架效率系數(shù)和吸收率，見表2。

4 計(jì)算與試驗(yàn)結(jié)果分析

根據(jù)仿真分析和試驗(yàn)結(jié)果，進(jìn)一步分析起落架的性能同時(shí)驗(yàn)證結(jié)果的準(zhǔn)確性，針對試驗(yàn)結(jié)果和仿真分析結(jié)果進(jìn)行對比分析。取最嚴(yán)重工況2進(jìn)行仿真并與試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行對比見表3。其中包括左、右側(cè)滑管最大垂向載荷，左、右側(cè)滑管側(cè)向及垂向最大位移。其中仿真分析結(jié)果通過SAEJ211截止頻率為60 Hz/180 Hz的等效低通濾波器過濾。

表2 效率系數(shù)和吸收率

表3 工況2仿真與試驗(yàn)數(shù)據(jù)對比

工況2下試驗(yàn)與仿真分析下起落架重心位移對比如圖13所示。

圖13 工況2位移對比

工況2仿真計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果對比如圖14所示。

圖14 仿真分析與試驗(yàn)結(jié)果對比

為驗(yàn)證仿真結(jié)果的準(zhǔn)確性，對比不同升力系數(shù)下的工況3的數(shù)據(jù)，如表4所示。

表4 工況3仿真與試驗(yàn)數(shù)據(jù)對比

對比仿真分析及試驗(yàn)下起落架的吸收率和效率系數(shù)，如表5所示。

表5 效率系數(shù)和吸收率對比 %

根據(jù)圖13、圖14所示，仿真分析較好地模擬了起落架著陸(落震)過程，其中起落架重心處位移仿真分析結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果變化一致，曲線吻合度較好。通過表3～表5可知，左右側(cè)垂向載荷、各向位移以及起落架效率系數(shù)和吸收率仿真計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果一致，最大誤差在7%以內(nèi)，其中載荷誤差在5%以內(nèi)，起落架效率系數(shù)和吸收率誤差均在5%以內(nèi)，說明基于RADIOSS分析平臺進(jìn)行起落架著陸性能分析方法在工程上的可行性，其計(jì)算精度滿足工程實(shí)際需要，并從另一方面證明仿真仿真分析結(jié)果和試驗(yàn)結(jié)果的準(zhǔn)確性。

通過計(jì)算仿真和落震試驗(yàn)可知，該型機(jī)滑橇式起落架在不同狀態(tài)著陸(落震)工況下其吸能效率系數(shù)(吸收率)均在36%以上，最大值為44%；系統(tǒng)效率系數(shù)均在58%以上，最大值為84%，滿足起落架設(shè)計(jì)要求，并為后續(xù)起落架設(shè)計(jì)和優(yōu)化提供了參考。

5 結(jié)論

1)首次將基于RADIOSS/HyperMesh模態(tài)仿真分析方法推廣應(yīng)用至直升機(jī)起落架落震仿真分析中，通過建立了滑橇式起落架落震仿真模型，采用殼單元模擬實(shí)際結(jié)構(gòu)，并通過輸入合理的材料應(yīng)力-應(yīng)變曲線、自接觸摩擦系數(shù)符合起落架著陸過程中的實(shí)際情況，并準(zhǔn)確模擬了起落架的落震試驗(yàn)過程。

2)根據(jù)仿真分析結(jié)果，設(shè)計(jì)起落架落震試驗(yàn)，完成試驗(yàn)參數(shù)的調(diào)試，并完成了不同重量、重心、落震高度下的起落架落震試驗(yàn)，獲得了可靠有效的起落架性能實(shí)測數(shù)據(jù)。

3)通過仿真分析結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果對比，仿真結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果一致，曲線吻合度很好，進(jìn)一步說明本文的仿真分析方法可以有效地對滑橇式起落架著陸過程進(jìn)行仿真計(jì)算，計(jì)算精度滿足工程實(shí)際需要。

4)通過起落架落震試驗(yàn)和分析分析結(jié)果表明，該型機(jī)滑橇式起落架在不同狀態(tài)著陸(落震)工況下其吸能效率系數(shù)(吸收率)均在36%以上，最大值為44%；系統(tǒng)效率系數(shù)均在58%以上，最大值為84%，滿足起落架的設(shè)計(jì)要求。

5)通過仿真分析結(jié)合試驗(yàn)測試方法，給出滑橇式起落架的著陸(落震)仿真分析方法和試驗(yàn)方案，對后續(xù)起落架的設(shè)計(jì)和優(yōu)化具有較大的工程實(shí)際應(yīng)用價(jià)值。