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      支柱式起落架航向載荷研究

      2022-03-19 02:38:40張子豪黃喜平
      關(guān)鍵詞:外筒緩沖器起落架

      張子豪,王 寬,黃喜平,張 嚴(yán),董 進(jìn)

      (上海飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院,上海 201210)

      飛機(jī)起落架設(shè)計(jì)是飛機(jī)設(shè)計(jì)中非常重要的一環(huán)。起落架的質(zhì)量占到飛機(jī)結(jié)構(gòu)總質(zhì)量的15%~20%[1],因此在滿足飛機(jī)正常使用要求的情況下,合理的起落架設(shè)計(jì)可以減輕整機(jī)的質(zhì)量。隨著飛機(jī)起降速度的逐漸提高,飛機(jī)高速降落時(shí)其起轉(zhuǎn)與回彈載荷也相應(yīng)增加[2-5],因此提高起落架的剛度,保證起落架沒有結(jié)構(gòu)變形,才能使起落架正常工作。起落架緩沖器通過緩沖器活塞桿與緩沖器外筒之間相對(duì)運(yùn)動(dòng),耗散掉飛機(jī)降落的沖擊載荷[6],若起落架結(jié)構(gòu)變形緩沖器就會(huì)卡滯,從而失去緩沖作用,可能導(dǎo)致飛機(jī)降落失敗,出現(xiàn)嚴(yán)重的安全事故。提高起落架的強(qiáng)度和剛度將使起落架質(zhì)量增加,為了保證起落架有足夠的強(qiáng)度和剛度,在控制起落架的質(zhì)量時(shí)需要準(zhǔn)確地測(cè)量出起落架的起轉(zhuǎn)回彈載荷。

      不同結(jié)構(gòu)的起落架其載荷的分布形式不同,為了探究不同結(jié)構(gòu)起落架的性能,許多學(xué)者對(duì)其落震性能進(jìn)行了研究分析。劉向堯等[7]利用ADAMS/Aircraft軟件對(duì)大型民機(jī)起落架著陸性能進(jìn)行了仿真分析;周蜜等[8]對(duì)某型搖臂式起落架落震動(dòng)力學(xué)進(jìn)行了仿真分析;陶周亮等[9]利用LS-DYNA對(duì)滑橇起落架進(jìn)行了落震性能仿真分析。但是對(duì)于輕小型無人機(jī)起落架的研究很少。

      起轉(zhuǎn)與回彈載荷是飛機(jī)著陸載荷的重要組成部分,從根本上來講,它是支柱式起落架的航向載荷在各時(shí)期所形成的峰值[10-11]。起落架的航向剛度對(duì)起落架回彈載荷有很大的影響。如果將緩沖支柱看成剛體,支柱受到航向載荷作用時(shí)將不會(huì)發(fā)生彎曲,直接將彎矩傳遞給機(jī)身,支柱就不會(huì)有回彈載荷出現(xiàn)。在對(duì)小型油氣式無人機(jī)起落架進(jìn)行落震試驗(yàn)分析時(shí)發(fā)現(xiàn),其起轉(zhuǎn)和回彈載荷的波動(dòng)形式與典型支柱式起落架(如轟6等) 載荷的波動(dòng)形式不同,因此本文對(duì)影響其航向載荷的主要影響因素——航向剛度進(jìn)行研究。

      1 航向撓度理論計(jì)算

      1.1 僅考慮活塞桿的變形

      通常情況下起落架緩沖器外筒與活塞桿材料相同,外筒的截面慣性矩大于活塞桿,其剛度也遠(yuǎn)大于活塞桿的剛度,因此許多文獻(xiàn)在考慮起落架航向變形時(shí)假設(shè)緩沖器外筒為剛體,不會(huì)出現(xiàn)形變。航向剛度定義為kx:

      (1)

      式中:D為航向載荷;w(z)為沿z軸方向的撓度。

      在僅考慮活塞桿的形變時(shí),將上、下軸套連接處視為簡(jiǎn)支,則活塞桿的撓度計(jì)算過程如下。

      活塞桿航向受力示意圖如圖1 所示,圖中Lu為上下軸套的間距,Ll為輪軸中心點(diǎn)與下軸套的間距,S為緩沖器壓縮量,Nu,Nl分別為上、下軸套支撐力。

      圖1 活塞桿航向受力示意圖

      由式(1)可以推導(dǎo)出上、下軸套支撐力Nu,Nl的表達(dá)式為:

      (2)

      由式(2)可以計(jì)算出活塞桿z向的彎矩M(z):

      (3)

      式中:z為活塞桿在z向的位移。

      根據(jù)撓度與彎矩的關(guān)系:

      (4)

      可以計(jì)算出活塞桿的航向撓度w(z)p為:

      (5)

      式中:E2為活塞桿彈性模量;I2為活塞桿截面慣性矩。

      θ為變形后活塞桿端點(diǎn)處切線與z軸的夾角,在撓曲變形很小時(shí),有sinθ≈θ,因此式(5)可以化簡(jiǎn)為:

      (6)

      1.2 僅考慮外筒的變形

      在僅考慮外筒變形時(shí)認(rèn)為活塞桿為剛體,則外筒的撓度計(jì)算過程如下。

      簡(jiǎn)化外筒受力示意圖如圖2所示,圖中Lw1為外筒和機(jī)身連接點(diǎn)與收放作動(dòng)筒作用點(diǎn)間距,Lw2為收放作動(dòng)筒作用點(diǎn)與外筒最下端間距,ΔL為活塞桿上緣與外筒收放作動(dòng)筒作用點(diǎn)初始間距。

      圖2 簡(jiǎn)化外筒受力分析示意圖

      緩沖器外筒的支撐點(diǎn)簡(jiǎn)化為兩個(gè)鉸鏈連接,同時(shí)忽略扭力臂的影響。外筒上部與機(jī)身相連的轉(zhuǎn)軸以及中部與收放撐桿的連接都簡(jiǎn)化為鉸鏈連接,用疊加法計(jì)算緩沖器外筒的撓度。

      在上軸套力Nu的作用下,起落架沿航向的撓度w(z)w1:

      (7)

      式中:E1為外筒的彈性模量;I1為外筒的截面慣性矩。

      在下軸套力Nl的作用下,起落架沿航向的撓度w(z)w2:

      (8)

      外筒的撓度w(z)w為:

      w(z)w=w(z)w1+w(z)w2

      (9)

      1.3 同時(shí)考慮緩沖器外筒和活塞桿的變形

      在計(jì)算整個(gè)起落架的航向變形時(shí)假設(shè):1)忽略活塞桿與外筒的間隙,把活塞桿與外筒看成只是不同位置截面慣性矩不同的一個(gè)部件;2)將活塞桿與外筒重合部分視為剛體。則沿z軸方向的撓度w(z)為:

      (10)

      Lw=Lw1+Lw2

      (11)

      (12)

      由上述公式可以發(fā)現(xiàn),kx與地面航向載荷無關(guān),與活塞桿和外筒的截面慣性矩、材料屬性以及緩沖器的壓縮量有關(guān),因此可以把航向剛度看作是關(guān)于活塞桿壓縮量S、截面慣性矩I以及沿z向位移的函數(shù)。

      2 航向剛度對(duì)比分析

      2.1 某型無人機(jī)起落架航向剛度理論計(jì)算

      本文無人機(jī)的主起計(jì)算參數(shù)見表1。

      表1 起落架結(jié)構(gòu)及材料參數(shù)

      比較了兩處撓度取得極大值處活塞桿的變形量發(fā)現(xiàn),在z=Ll+Lu處航向剛度取得最小值,理論計(jì)算結(jié)果為6.27E+06 N/m。根據(jù)試驗(yàn)結(jié)果,當(dāng)航向載荷D取1.2 kN時(shí)撓度的最大值為0.19 mm。

      在同時(shí)考慮活塞桿與外筒變形的情況下,將表1數(shù)據(jù)代入式(10)進(jìn)行理論計(jì)算。式(10)為分段函數(shù),在緩沖器壓縮行程S取某一定值時(shí),分別求出三段函數(shù)極大值點(diǎn)的z向坐標(biāo)分別為Z1=Lw1-ΔL,Z2=Lw1+Lw2,Z3=Lw1+Lw2+Ll-S。比較3個(gè)極大值點(diǎn)處的航向剛度發(fā)現(xiàn),在z=Lw1+Lw2+Ll-S處航向剛度取得最小值,為1.89E+06 N/m,且緩沖器的壓縮量為0,此時(shí)航向載荷最大值為D=1.2 kN,計(jì)算得到的航向撓度為0.63 mm。

      2.2 航向撓曲變形有限元分析

      本文使用Hypermesh對(duì)緩沖器外筒以及活塞桿進(jìn)行有限元仿真分析。首先由CATIA繪制出活塞桿與緩沖器外筒的三維模型,然后導(dǎo)入Hypermesh中進(jìn)行有限元分析。在僅考慮活塞桿和同時(shí)考慮活塞桿與外筒的變形兩種情況下進(jìn)行有限元計(jì)算。由于起落架結(jié)構(gòu)復(fù)雜,有許多銳角、凸起等結(jié)構(gòu)變化劇烈的地方,因此選用Trias網(wǎng)格。在起落架外筒與機(jī)體連接處建立旋轉(zhuǎn)副,活塞桿與外筒之間在上下襯套處建立沿活塞桿運(yùn)動(dòng)方向的滑動(dòng)副。

      只考慮活塞桿變形時(shí)靜力學(xué)分析結(jié)果如圖3所示,由圖可以看出,在機(jī)輪輪軸最外端航向位移最大。但是在做理論分析時(shí)把活塞桿看作簡(jiǎn)支梁,只考慮沿活塞桿軸向的航向變形,因此活塞桿沿航向最大撓度出現(xiàn)在活塞桿軸向的最下端,與理論分析所得撓度出現(xiàn)的最大位置相同。撓度的最大值為0.21 mm,在僅考慮活塞桿變形且在壓縮量為0時(shí)航向變形最大,根據(jù)公式(6)計(jì)算得到的撓度最大值為0.19 mm,與仿真結(jié)果相比,理論計(jì)算誤差為9.5%。

      圖3 活塞桿位移云圖

      同時(shí)考慮緩沖器活塞桿與外筒的變形,其靜力學(xué)分析結(jié)果如圖4所示,由圖可以看出,其撓度最大值同樣出現(xiàn)在活塞桿軸向最下端(忽略輪軸處變形),與理論分析結(jié)果相同。有限元軟件分析得到的撓度最大值為0.61 mm,理論計(jì)算結(jié)果為0.63 mm,與仿真結(jié)果相比,理論計(jì)算誤差為3.3%。后續(xù)可以做動(dòng)態(tài)沖擊載荷研究以及把扭力臂的影響考慮進(jìn)去,以提高模型的準(zhǔn)確性。

      圖4 緩沖器位移云圖

      從有限元分析結(jié)果與理論計(jì)算結(jié)果對(duì)比可以看出,第2章推導(dǎo)得到的航向撓度表達(dá)式是正確的。同時(shí)通過分析發(fā)現(xiàn),單獨(dú)考慮活塞桿變形與同時(shí)考慮緩沖器外筒的變形相比,其計(jì)算結(jié)果相差65.6%。

      3 航向載荷滯后性分析

      目前,國(guó)內(nèi)落震試驗(yàn)主要采用三點(diǎn)支撐地面載荷測(cè)量平臺(tái),試驗(yàn)時(shí)機(jī)輪落在平臺(tái)上,由底部3個(gè)測(cè)力傳感器測(cè)量起落架的垂向載荷,由水平測(cè)力傳感器測(cè)量起落架的航向載荷。在處理落震試驗(yàn)數(shù)據(jù)時(shí)發(fā)現(xiàn)航向載荷存在滯后現(xiàn)象(地面載荷試驗(yàn)數(shù)據(jù)如圖5所示),為研究這種現(xiàn)象產(chǎn)生的原因,在LMS Virtual.lab motion中建立落震試驗(yàn)仿真模型。

      圖5 地面載荷

      通過仿真分析發(fā)現(xiàn),航向載荷的滯后是由地面載荷測(cè)量平臺(tái)的慣性力引起的,仿真結(jié)果如圖6所示。

      圖6 航向載荷仿真與試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比

      研究發(fā)現(xiàn),由于安裝間隙的存在導(dǎo)致航向載荷傳感器在測(cè)量航向載荷時(shí)同時(shí)疊加了測(cè)量平臺(tái)的航向慣性力,因此得到的試驗(yàn)數(shù)據(jù)并非真正的航向載荷,需要消除平臺(tái)慣性力。

      在地面載荷測(cè)量平臺(tái)上安裝航向加速度傳感器,測(cè)得平臺(tái)的航向加速度,轉(zhuǎn)化得到平臺(tái)的航向慣性力,疊加到航向載荷傳感器測(cè)得的試驗(yàn)數(shù)據(jù)上得到真正的航向載荷,疊加之后發(fā)現(xiàn)航向載荷的滯后現(xiàn)象消失了,證明航向載荷的滯后是由平臺(tái)的慣性力引起的。抵消慣性力后的試驗(yàn)數(shù)據(jù)如圖7所示。

      圖7 慣性力對(duì)航向載荷影響

      4 結(jié)論

      某型無人機(jī)試驗(yàn)中其起轉(zhuǎn)和回彈載荷的波動(dòng)形式與典型支柱式起落架(如轟6等) 載荷的波動(dòng)形式不同,本文對(duì)影響其航向載荷的主要影響因素——航向剛度進(jìn)行了研究,運(yùn)用理論計(jì)算以及Hypermesh對(duì)其航向剛度進(jìn)行分析,運(yùn)用LMS Virtual.lab motion進(jìn)行動(dòng)力學(xué)分析,得到以下結(jié)論:

      1) 在進(jìn)行撓度公式推導(dǎo)時(shí)將襯套連接視為鉸接且視為剛性連接,所得到的撓度以及航向剛度的公式可通用于簡(jiǎn)單支柱式起落架,對(duì)支柱式起落架設(shè)計(jì)有很大的參考價(jià)值;

      2) 只考慮活塞桿變形或只考慮緩沖器外筒變形與同時(shí)考慮活塞桿和外筒變形時(shí)的起落架航向剛度計(jì)算結(jié)果差別較大,相差了65.6%,因此在考慮緩沖器變形的載荷工況下時(shí)需要同時(shí)將緩沖器外筒以及活塞桿柔性化處理;

      3) 在落震試驗(yàn)中地面載荷的采集需要考慮平臺(tái)自身的慣性力,處理試驗(yàn)數(shù)據(jù)時(shí)需要采集平臺(tái)加速度等抵消地面載荷采集平臺(tái)慣性力對(duì)試驗(yàn)結(jié)果的影響。

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