起落架緩沖器自動變行程技術研究

胡波濤，鄧凡臣，林亮亮

(中國飛機強度研究所，陜西 西安 710065)

1 引 言

起落架作為飛機實現起飛、著陸功能的主要結構，在飛機設計與分析中占有非常重要的位置[1]。飛機起落架因受載大，多采用高強度的合金鋼材料，具有疲勞極限高、裂紋檢出概率低、擴展速率高的特點[2]。為保證飛行安全，適航規(guī)章及相關標準均要求進行起落架的地面疲勞試驗[3，4]。

為吸收著陸撞擊過程中的沖擊能量，起落架設計有緩沖器結構，內填充油氣混合物。進行地面試驗時，為保持起落架輪軸在規(guī)定的位置，緩沖器內全部填充液壓油[5]。以往的起落架疲勞試驗中，對緩沖器的壓縮量設置一般有兩種方法：一是在整個試驗過程中將行程固定，試驗載荷均轉換為在此固定行程下的載荷；二是將試驗分為幾個不同的階段，每個階段設置一種緩沖器行程[6]。這兩種方法雖然簡單，但未能模擬起落架的真實受載情況。隨著國內外飛機設計水平的發(fā)展以及試驗要求的提高，變行程疲勞試驗逐漸成為主流[7，8]。

這里所說的變行程是要求在疲勞試驗的每個起落中都變化行程，因此不可能手動進行，必須由計算機控制，并將變行程控制編入載荷譜中。李衛(wèi)東等在某型飛機前起落架、發(fā)動機組合體試驗中采用了變行程疲勞試驗技術[9]，通過位控作動筒連接注油器，事先標定好每個壓縮行程下對應的位控作動筒的位移值，然后將此位移值輸入試驗載荷譜中，試驗時通過控制位控作動筒的位移值對緩沖器支柱進行注油和放油，實現了緩沖器行程的增大或減小。這種方法需要經常對緩沖器行程和位控作動筒位移值的關系進行標定，且要求整個液壓系統(tǒng)中沒有空氣，否則會引起較大誤差。

本文提出了一種自動變行程的方案，在起落架緩沖支柱安裝位移傳感器，可在試驗過程中隨時準確控制起落架緩沖支柱的壓縮量。對該控制方案的控制效果進行了試驗驗證，并應用在正式試驗中。

2 變行程原理

本方案采用兩個作動筒推拉的方式對起落架的緩沖器進行充油和放油，設備連接圖如圖1所示?？刂葡到y(tǒng)采用MTS協調加載控制系統(tǒng)，該系統(tǒng)可根據要求設置超差、超限、掉電等安全保護限。作動筒一采用位移控制，位移傳感器安裝于起落架緩沖支柱上，可隨時監(jiān)測緩沖支柱的壓縮量。為節(jié)省成本，將作動筒二改裝作為注油器使用，將作動筒二的有桿腔通過液壓管道與起落架緩沖器連接，無桿腔接回油。

圖1 設備連接圖

將兩個作動筒水平固定于地面，作動筒活塞桿互相連接。試驗前，先將起落架緩沖支柱充滿油，排出油中的氣體，將緩沖支柱調整至最大伸長位置，位移傳感器采零。當需要壓縮緩沖支柱時，由計算機控制作動筒一推拉作動筒二，從而將緩沖支柱內的油液抽進作動筒二的油腔內。當位移傳感器測得壓縮量達到指令值時，由計算機控制作動筒一停止動作；反之同理。試驗控制原理框圖見圖2。

圖2 控制原理框圖

3 試驗驗證

3.1 試驗概述

為驗證試驗方案的可行性，采用已完成靜力試驗的某型起落架及其夾具對該方案進行驗證。

采用倒裝方式將起落架固定在支持夾具上(如圖3所示)，收放作動筒用松緊螺套代替，機輪及輪胎用假輪代替。

試驗設置2個加載點：1#加載點為圖1中所示的位控作動筒一；2#加載點為起落架的垂向載荷加載點。起落架緩沖器最大結構行程為260mm，位移傳感器量程選擇500mm。2#加載點作動筒選用規(guī)格為100kN的作動筒，測力傳感器選用100kN。

3.2 試驗過程及結果

起落架緩沖器的初始位置為全伸長狀態(tài)。為使緩沖器可全行程變化，試驗前要保證作動筒二與起落架相連的油腔中的油盡可能地少。

首先將2#加載點位移值調整至某一狀態(tài)，然后1#加載點進行加載、卸載，觀察過程中2#加載點位移值的反饋情況。進行了6個行程的試驗，1#、2#加載點的控制結果如表1所示，包括了緩沖器壓縮量的增加和減小過程。

表1 試驗結果

這里截取一張試驗過程中控制系統(tǒng)中的載荷-時間曲線，如圖4所示?？梢?，在大部分區(qū)域，反饋值與指令值重合，在載荷加載、卸載過程中，1#點位移反饋值能很好地跟隨指令值。在曲線右部，反饋值與指令值有一穩(wěn)定的差值，是起落架垂向加載裝置的干涉導致。

(a)2#點載荷隨時間變化情況

試驗結果表明，此方案可以實現起落架緩沖器行程的自動控制，且誤差可以控制在MTS整體控制誤差1%以內。另外，此驗證試驗并未像以往試驗那樣花費大量精力排出緩沖支柱內的氣體，因而大大節(jié)省了試驗時間，加快了試驗進度。

4 結 論

本文采用兩個作動筒推拉的方法，將位控指令編入控制系統(tǒng)的載荷譜，實現了緩沖器行程的高精度控制，提高了試驗效率，可推廣應用于飛機起落架的靜力、疲勞試驗中。