低溫落震緩沖性能的影響探究

辛 艷，延 杰

(中航西飛民用飛機(jī)有限責(zé)任公司，陜西 西安 710089)

飛機(jī)起落架緩沖系統(tǒng)用來吸收著陸與滑跑以及與地面撞擊時所產(chǎn)生的垂直撞擊能量，起落架緩沖系統(tǒng)性能的優(yōu)劣直接影響飛機(jī)的起降性能[1-2]。緩沖器的設(shè)計需要考慮飛機(jī)運營時可能遇到的各種環(huán)境條件，其中溫度對緩沖行程的影響較為明顯，從而也影響到緩沖系統(tǒng)的吸能效率。緩沖器設(shè)計時一般要考慮高溫和低溫兩個極限溫度。

本文應(yīng)用LMS 軟件的Virtual Lab.Motion模塊進(jìn)行起落架緩沖性能仿真，通過對低溫情況的落震仿真分析，探索了低溫落震時不同于常溫下的影響因素和參數(shù)，得出飛機(jī)在低溫運營時起落架的設(shè)計影響因素和參數(shù)。

1 動力學(xué)仿真分析模型建立

對某型飛機(jī)的主起落架緩沖系統(tǒng)進(jìn)行建模，該型飛機(jī)主起落架為單氣腔式緩沖器，氣腔充填參數(shù)如下：初始充氣壓力P0=3.5×106Pa；氣腔有效壓氣面積Aa=0.014 118 m2；氣腔初始容積V0=0.004 671 m3；氣腔壓縮多變指數(shù)為1.0。

主起落架為單油腔式緩沖器，主油孔為變油孔，油針為變截面油針。正、反行程時主油孔有效過流面積為主油孔面積減去油針面積，隨緩沖器行程的變化而變化。側(cè)油孔共24個，均為常油孔。

正行程時，側(cè)油孔中的22個孔參與過流，同時在22個孔下端，套筒的外徑與擋圈的內(nèi)徑形成的縫隙也起到阻尼作用；反行程時，側(cè)油孔的24個油孔均參與過流，同時擋圈上的端口間隙也起到阻尼

作用。

基于LMS軟件Virtual Lab.Motion模塊，建立主起落架緩沖落震仿真模型，如圖1所示。仿真模型主要由緩沖器、機(jī)輪和輪胎以及撐桿組件等組成。

圖1 主起落架緩沖落震仿真模型

給緩沖模型分別定義結(jié)構(gòu)限制力、氣體彈簧力、油液阻尼力以及內(nèi)部摩擦力[3-6]，并將輪胎參數(shù)按靜壓曲線定義。

1)結(jié)構(gòu)限制力F1。

結(jié)構(gòu)限制力F1根據(jù)緩沖器行程施加，只有當(dāng)壓縮量超過結(jié)構(gòu)使用行程時，由于結(jié)構(gòu)限位才產(chǎn)生F1。

(1)

式中：Kstrut為緩沖器軸向拉壓剛度，N/m；S為緩沖器行程，m；S0為緩沖器初始行程，m；Smax為緩沖器最大行程，m。

2)氣體彈簧力Fa。

緩沖器氣體彈簧力Fa可根據(jù)氣體多變過程推導(dǎo)得到：

(2)

式中：P0為氣腔初始壓力，Pa；V0為氣腔初始容積，m3；γ為氣腔壓縮多變指數(shù)。

3)油液阻尼力Fh。

油液阻尼力Fh計算公式可由伯努利方程和質(zhì)量連續(xù)方程推導(dǎo)得到：

(3)

4)內(nèi)部摩擦力Ff。

摩擦力為上、下密封軸套對緩沖器外筒和活塞桿的軸向摩擦作用。

(4)

式中：Km為緩沖器摩擦系數(shù)，取0.05。

2 仿真分析

2.1 低溫落震仿真因素分析

通常進(jìn)行的仿真，一般是取常溫下的參數(shù)值。計算油液阻尼力時的油孔流量系數(shù)，根據(jù)經(jīng)驗常溫均取為0.8[5-7]。低溫時油液黏度增大[8]，將影響油液的油孔流量系數(shù)，油孔流量系數(shù)隨溫度降低而增大，通過式(3)看出，油液阻尼力也將隨之增大。

由于油孔流量系數(shù)不能直接得到，本文參考國內(nèi)某型飛機(jī)的常溫和低溫落震仿真采用的油孔流量系數(shù)，取兩種狀況下黏度系數(shù)的比值作為計算低溫黏度系數(shù)的依據(jù)。該型飛機(jī)低溫(-40 ℃)和常溫(+15 ℃)黏度系數(shù)的比值為1.12。為對比數(shù)據(jù)，本文低溫溫度也取-40 ℃。對應(yīng)的油孔流量系數(shù)取值為常溫(+15 ℃)下的1.12倍。緩沖器氣腔壓力按低溫下的數(shù)據(jù)進(jìn)行計算。

分析認(rèn)為，低溫情況下，為使緩沖器的初始壓縮量與常溫狀態(tài)接近，需要在初始狀態(tài)時使緩沖器內(nèi)油液和氣體所占的容積總和與常溫時相同，由于緩沖器內(nèi)充油量沒有變化，因此需要使氣腔容積與常溫時相同。由伯努利氣體方程得到低溫下氣腔的初始壓力，再代入氣腔氣體彈簧力的計算公式進(jìn)行計算。

由于摩擦力在緩沖器軸力中占比很小，而結(jié)構(gòu)限制力又不受溫度影響，因此低溫情況下只考慮緩沖器氣腔彈簧力和油液阻尼力兩個因素的影響。

2.2 低溫落震仿真

按式(5)首先確定投放質(zhì)量W。

(5)

由于仿真分析采用無仿升自由落震的方式，而適航規(guī)章中規(guī)定升載系數(shù)為1.0，因此投放質(zhì)量的確定與輪胎壓縮量和輪軸的總位移相關(guān)[9-10]。但該值在仿真前不能精確給出，第一次以meq作為投放質(zhì)量，根據(jù)阻尼參數(shù)等仿真得出yc，再根據(jù)式(5)得出新的投放質(zhì)量W，通過新的投放質(zhì)量W計算得到新的yc；如此迭代數(shù)次，直到前后兩次的投放質(zhì)量的誤差小于1%。仿真中的初始參數(shù)確定后見表1。仿真得到的載荷及行程隨時間的變化曲線如圖2和圖3所示，功量圖如圖4所示。

表1 主起落架落震仿真初始參數(shù)

圖2 主起輪胎的地面垂直載荷-時間歷程圖(-40 ℃)

圖3 主起緩沖器行程-時間歷程圖(-40 ℃)

圖4 主起緩沖系統(tǒng)使用功量圖(-40 ℃)

3 仿真結(jié)果分析

通過以上仿真得到的低溫落震數(shù)據(jù)列于表2，并將之前已經(jīng)過試驗驗證的的常溫設(shè)計仿真數(shù)據(jù)同時列于表2。

根據(jù)仿真圖形和表2中的數(shù)據(jù)可知，當(dāng)環(huán)境溫度降低時，同一壓縮狀態(tài)下，氣腔壓力降低，導(dǎo)致氣體彈簧力降低；低溫下油液黏度增大，油液阻尼力增大；但緩沖器軸力合力相對于常溫時更小，過載也隨之減小，緩沖器相對較“軟”，因此較容易壓縮。同一載荷時，低溫時的緩沖器行程相對于常溫要稍大些。緩沖器在著陸撞擊的首次正行程之后，隨著油液的流動，緩沖器內(nèi)的溫度逐漸上升，緩沖器內(nèi)的緩沖吸能情況將與常溫時趨于一致，但在首次正行程時，由于油液能更好地轉(zhuǎn)換撞擊能量，因而效率也稍高。

表2 水平著陸緩沖性能分析結(jié)果對比表

由于該型號暫未進(jìn)行低溫落震的試驗驗證，且國內(nèi)也暫未有低溫落震的試驗數(shù)據(jù)，暫不能將仿真數(shù)據(jù)和試驗數(shù)據(jù)進(jìn)行對比。但在同類型實際飛機(jī)運營中，當(dāng)環(huán)境溫度降低至零下時，同一載荷條件下，緩沖器壓縮量明顯加大，這與低溫仿真分析的性能趨勢是一致的。由此，緩沖器在低溫時需要重點關(guān)注的和影響較大的是氣腔充氣壓力和油液阻尼系數(shù)。因此，在設(shè)計緩沖器時，除了考慮常溫下的過載、緩沖器設(shè)計行程、緩沖吸能效率等外，還需要考慮飛機(jī)運營時的極限溫度，同時需要全面將飛機(jī)的各種功能需求及運營需求等作為緩沖器設(shè)計的條件因素。

4 結(jié)束語

本文對低溫環(huán)境下的緩沖器性能影響參數(shù)進(jìn)行了探索，結(jié)合緩沖器充填參數(shù)容差試驗的思路，分析了低溫情況下緩沖器氣腔彈簧力和油液阻尼力兩個因素對緩沖性能的影響，并對這兩個影響因素在低溫情況下進(jìn)行仿真計算分析，得出的結(jié)果和實際飛機(jī)運營情況吻合，驗證了理論計算和仿真分析的準(zhǔn)確性，可以為同類油氣式緩沖器的低溫落震分析提供參考。但本文的理論分析結(jié)果缺少低溫落震試驗數(shù)據(jù)支撐，下一步需策劃低溫落震試驗，用試驗數(shù)據(jù)對理論分析結(jié)果的準(zhǔn)確性進(jìn)行驗證。