復(fù)雜環(huán)境下起落架動力學(xué)行為研究現(xiàn)狀與展望

朱晨辰，王彬文，劉小川，王計真，馬曉利

中國飛機強度研究所，陜西 西安 710065

起落架是飛機的重要承力部件，作為飛機著陸滑跑階段的主要緩沖吸能裝置，具有吸收撞擊能量、減緩沖擊載荷的作用，直接影響飛機起飛、著陸過程中的安全[1]。隨著當(dāng)代軍用飛機跨戰(zhàn)區(qū)部署安排、民機的遠航線運營，飛機在適航過程中，往往面臨需要在溫差較大的起降地著陸、在污染跑道等復(fù)雜地面環(huán)境下滑跑等情況，還可能遇到側(cè)風(fēng)、降雪等一系列惡劣環(huán)境，從而產(chǎn)生了一系列關(guān)乎飛機著陸安全的動力學(xué)問題。

商用噴氣式飛機事故（1959—2020 年）統(tǒng)計數(shù)據(jù)表明，飛機在著陸及滑跑階段事故發(fā)生率為30%，其中又有20%的事故與復(fù)雜環(huán)境相關(guān)。極端高低溫、濕滑道面等復(fù)雜著陸滑跑工況極易造成飛機起落架緩沖性能改變、輪胎特性改變、滑跑穩(wěn)定性改變等環(huán)境適用性問題。CCAR-25 部25.1309（a）條款要求航空器起落架系統(tǒng)必須保證在各種可預(yù)期的運行條件下能完成安全著陸及滑跑的預(yù)定功能，這里“可預(yù)期的運行條件”就包括著陸滑跑階段可能遇到的極端高低溫環(huán)境、側(cè)風(fēng)及濕滑跑道等情況。依據(jù)適航條款要求，還需通過分析和試驗的方法表明起落架在復(fù)雜環(huán)境下功能和性能的符合性，并制定相關(guān)的限制范圍，以保證飛機的著陸滑跑安全。

國外對大部分民機在復(fù)雜環(huán)境下的起落架相關(guān)著陸滑跑性能進行了深入的研究，并寫入了飛機使用文件及維修手冊中。美國率先開始了飛機各系統(tǒng)對極端環(huán)境的適應(yīng)性研究，在考慮各類復(fù)雜環(huán)境因素的試驗技術(shù)上也有一定進展。俄羅斯研制的伊爾-76飛機起落架緩沖器性能參數(shù)有完整的隨溫度變化的參考數(shù)據(jù)，對于米格系列飛機，在環(huán)境試驗方面也進行了一定的研究。而國內(nèi)對飛機該部分起落架性能的研究及試驗公開的較少，在已有型號研制中，對全機與少量系統(tǒng)進行過環(huán)境試驗，積累了一定的設(shè)計和試驗經(jīng)驗。目前，亟待開展考慮各種復(fù)雜著陸滑跑環(huán)境對起落架動力學(xué)的理論分析及試驗技術(shù)的探索，為新一代軍民機的效能發(fā)揮、服役安全和結(jié)構(gòu)減重提供技術(shù)支撐。

隨著計算機技術(shù)和非線性動力學(xué)理論的發(fā)展、人工智能技術(shù)的不斷成熟，數(shù)字仿真已成為分析動力學(xué)問題的有力工具之一，結(jié)合理論、仿真、試驗的一體化起落架動力學(xué)分析體系也已成為主要的動力學(xué)研究思路，對優(yōu)化和提高起落架在多種環(huán)境下緩沖性能的適應(yīng)性，提高起落架的承載能力、增加地面操縱安全性等具有重要意義。

本文梳理了考慮復(fù)雜環(huán)境的起落架動力學(xué)試驗技術(shù)，總結(jié)了高低溫、側(cè)風(fēng)、濕滑跑道等典型復(fù)雜環(huán)境影響下起落架動力學(xué)的研究進展，概述了起落架緩沖性能的智能優(yōu)化算法應(yīng)用，并結(jié)合未來起落架的設(shè)計需求，展望了復(fù)雜環(huán)境下起落架動力學(xué)試驗、分析與緩沖性能優(yōu)化的發(fā)展。

1 復(fù)雜環(huán)境下起落架動力學(xué)試驗技術(shù)

據(jù)近年民航著陸事故的統(tǒng)計數(shù)據(jù)[2]，復(fù)雜氣象條件引起的事故率為12%，道面積水及道面風(fēng)切變所引起的事故率為15%，是僅次于人為操縱因素之外的主要事故影響因素。因此，國內(nèi)外學(xué)者在常規(guī)的飛機起落架動力學(xué)試驗基礎(chǔ)上，針對復(fù)雜環(huán)境，發(fā)展并補充了相關(guān)的特性試驗。

目前，國外大部分軍民用飛機均進行了詳細的起落架緩沖器高低溫性能研究，并在緩沖器的標(biāo)牌或維修手冊中給出了考慮溫度影響的靜壓曲線，如波音737 系列飛機、757系列飛機及空客系列飛機，其起落架緩沖器靜壓曲線均是一系列曲線范圍，如圖1 所示。在一定的使用極限溫度下，只要緩沖器靜壓曲線在規(guī)定范圍內(nèi)，就可以正常使用。

圖1 空客系列飛機緩沖器不同溫度下的維護曲線Fig.1 Maintenance curves of airbus planes buffers at different temperatures

國外關(guān)于起落架對高低溫影響的緩沖性能研究主要以試驗為主，理論為輔。其中，西方國家的起落架供應(yīng)商（如利勃海爾、古德里奇等）基于常規(guī)的起落架落震試驗，在落震試驗臺架上增加環(huán)境溫度控制箱，對起落架結(jié)構(gòu)整體進行加熱升溫或液氮降溫，然后進行落震試驗。這種方法可以比較直觀且真實地研究起落架緩沖器在高低溫條件下的緩沖性能。俄羅斯對部分飛機起落架也采用類似方法開展高低溫環(huán)境下的落震試驗。

國內(nèi)沿用了國外的試驗經(jīng)驗，國軍標(biāo)GJB 67.9—1985、CCAR-25 都對此類動力學(xué)試驗內(nèi)容及設(shè)計要求進行了一定的規(guī)定[3-6]，對相關(guān)試驗設(shè)備也進行了說明。強度所開展過某型飛機起落架的低溫落震試驗，采用引進的溫度箱對起落架整體進行降溫，對比了低溫狀態(tài)（-70℃）與常溫狀態(tài)（25℃）下起落架的緩沖性能，試驗結(jié)果如圖2 所示，紅線、藍線分別為低溫、常溫狀態(tài)下垂直載荷隨時間變化曲線。低溫狀態(tài)下的著陸最大垂直載荷近乎是常溫狀態(tài)的兩倍，投放吊籃位移較常溫明顯減小，低溫狀態(tài)的吊籃加速度也近乎是常溫狀態(tài)的兩倍，低溫狀態(tài)緩沖性能明顯較差。

圖2 低溫、常溫狀態(tài)下垂直載荷變化圖Fig.2 Variation of vertical load at low temperature and normal temperature

魏小輝等[7]在此溫度箱的基礎(chǔ)上增加了用于實時監(jiān)測緩沖器內(nèi)腔瞬時油液數(shù)值的壓力變送器，集成了一種可實時監(jiān)控油壓的飛機起落架緩沖器極限工作溫度落震試驗的裝置，如圖3所示，這種設(shè)計使試驗獲取的數(shù)據(jù)更為精確。

圖3 起落架緩沖器極限工作溫度落震試驗裝置Fig.3 Ultimate operating temperature shock test device for landing gear buffer

李冬梅等[8]發(fā)明了一種用于起落架落震試驗的環(huán)境溫度模擬裝置，如圖4 所示。其上箱體裝備了現(xiàn)有的試驗夾具，節(jié)省了試驗件的反復(fù)安裝拆卸，下箱體設(shè)置制冷及加熱系統(tǒng)，以實現(xiàn)箱體內(nèi)溫度在-55～70℃的迅速變化，這使整體試驗設(shè)備結(jié)構(gòu)更為緊湊。

圖4 起落架落震試驗的環(huán)境溫度模擬裝置Fig.4 Ambient temperature simulation device for landing gear crash test

胡銳等[9]開展了高溫段（20～80℃）的起落架緩沖性能研究試驗。試驗過程中通過內(nèi)部夾有電阻絲的加熱帶對緩沖器外筒壁進行加溫，采用熱電偶進行溫度的實時監(jiān)控。其研究結(jié)果表明，高溫對起落架緩沖器充填壓力影響很大，80℃時的壓力值較常溫狀態(tài)變化率達24%，遠高于±10%的容差試驗要求。且隨著溫度的升高，起落架緩沖系統(tǒng)效率減小，緩沖性能逐漸惡化，如圖5所示。

圖5 緩沖系統(tǒng)效率隨溫度變化曲線Fig.5 Buffer system efficiency as a function of temperature

以上方法均可以較真實地模擬高低溫環(huán)境，試驗結(jié)果較準(zhǔn)確可靠，但高低溫環(huán)境箱及加熱帶結(jié)構(gòu)較復(fù)雜，設(shè)計周期長，成本也較高。鑒于此，航空工業(yè)強度所提出了等效模擬方法進行高低溫落震試驗。該方法針對緩沖器腔內(nèi)的充填參數(shù)，通過將充填氣壓改成不同溫度點下的等效壓力，將緩沖器內(nèi)充填油液換成對應(yīng)黏度密度的替代油液，在常溫環(huán)境下進行高低溫等效模擬試驗。不過該等效試驗方法尚未進行試驗驗證，且未有公開發(fā)表的驗證研究。

國內(nèi)目前所有飛機均未進行過深入的極限高低溫起落架緩沖性能研究，大部分飛機不論在起落架標(biāo)牌還是維修手冊中，均只給出了一條常溫下的緩沖器靜壓曲線。少數(shù)科研機構(gòu)進行了理論分析，但大都未經(jīng)過試驗驗證，或者與試驗相符程度不高，計算結(jié)果難以用來指導(dǎo)飛機的設(shè)計及使用。其中，572 廠對AG600 飛機的高低溫靜壓曲線進行研究，但沒有公開發(fā)表的理論成果。

在濕滑跑道試驗研究方面，美國國家航空航天局（NASA）最早提出了建設(shè)針對飛機起落架輪胎滑水試驗裝置的提案[10-11]。同期，Horne[12]等通過在起落架輪胎前緣設(shè)置噴水裝置，模擬飛機輪胎在濕滑道面上的運行狀態(tài)進行起落架的滑水試驗。試驗過程中，通過調(diào)節(jié)噴水裝置水流大小來控制輪胎前緣水膜的厚度，確保輪胎在均勻連續(xù)的濕滑跑道上行駛，以開展對起落架臨界滑水狀態(tài)的研究。國外一直沿用此方法，在起落架出廠手冊中給出了起落架的臨界滑水速度范圍。不過，在后續(xù)的研究中，學(xué)者們著重關(guān)注基于整機的濕滑跑道滑水試驗，而僅針對起落架部件級的試驗逐漸被剪裁。

總的來說，考慮復(fù)雜環(huán)境的起落架試驗技術(shù)主要圍繞高低溫環(huán)境展開，國內(nèi)外主要以試驗驗證為主，在探索溫度影響起落架性能方面的公開研究性試驗較少，影響機理方面的研究未見報道。在濕滑跑道方面的研究被整機級研究替代，起落架部件級試驗研究較少，且逐漸被剪裁。

2 復(fù)雜環(huán)境對起落架動力學(xué)影響分析

2.1 高低溫環(huán)境

據(jù)統(tǒng)計，我國各地機場溫度差異較大，如新疆吐魯番機場一年超過35℃的天數(shù)在100 天以上，環(huán)境最高溫度達49.6℃，地表溫度曾達到83.3℃。而大興安嶺漠河機場年平均氣溫為-5℃，極端低溫為-52.3℃。極端的溫度將嚴重影響起落架緩沖支柱充填介質(zhì)的物理特性，使緩沖性能發(fā)生變化，進一步影響飛機的起降安全，國內(nèi)外學(xué)者就此展開了一系列研究。

K. W. Mahinder[13-14]提出了包含溫度項的緩沖器內(nèi)空氣多變指數(shù)與油液阻尼系數(shù)的研究模型

式中，pa、pa0為瞬時壓力值、初始壓力值，Ta、Ta0為瞬時溫度值、初始溫度值，d、a、ξ為試驗系數(shù)。他在文獻中探討了包含溫度因素的雷諾數(shù)對于縮流孔和側(cè)流孔縮流系數(shù)的影響。此外，還研究了油液壓縮模量、氣體可溶性、氣穴現(xiàn)象，以及氣體多變指數(shù)對緩沖支柱緩沖特性的影響，在氣體多變指數(shù)中考慮溫度影響。這不僅為后續(xù)的研究奠定了理論基礎(chǔ)，也將溫度影響的突破點指向?qū)彌_器設(shè)計參數(shù)中的氣體多變指數(shù)及油液阻尼系數(shù)。

Heininen[15]建立了考慮溫度因素的某型戰(zhàn)斗機油氣式緩沖器的仿真分析模型，仿真模擬了環(huán)境溫度變化所引起的緩沖器內(nèi)氣液比變化對緩沖器內(nèi)部壓力等參數(shù)的影響。其仿真結(jié)果說明，如果溫度引起腔內(nèi)氣液比發(fā)生畸變，緩沖器的阻尼能力將會顯著下降，從而可能導(dǎo)致起落架的故障操作。

國內(nèi)在考慮溫度對起落架緩沖性能影響方面，也開展了一些分析與仿真研究。辛艷等[16]應(yīng)用LMS 軟件建模仿真，對比了低溫（-40℃）與常溫（15℃）狀態(tài)下的某型飛機起落架的緩沖性能。其將通過計算得到的兩個溫度下油液黏度值和腔內(nèi)壓力值作為初始輸入，仿真得到低溫時緩沖器行程較常溫更大，緩沖效率更高的結(jié)論。并對比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，但理論分析的結(jié)果缺少低溫落震試驗數(shù)據(jù)的支撐，結(jié)論的準(zhǔn)確性還有待驗證。

Ning Shu等[17]研究了溫度變化對緩沖器油液性能的影響，并利用流體阻尼平臺對不同溫度下的緩沖器進行了試驗，得到了起落架緩沖器油阻尼力隨位移的變化規(guī)律，如圖6所示。然后基于動網(wǎng)格技術(shù)，對起落架緩沖器內(nèi)部流場進行了計算流體力學(xué)（CFD）模擬。其結(jié)論是，溫度的降低會導(dǎo)致油液黏度增加，黏度增加會導(dǎo)致雷諾數(shù)降低，雷諾數(shù)降低會導(dǎo)致流量系數(shù)降低，最終導(dǎo)致油液阻尼力增大。

圖6 不同溫度下油液阻尼力隨行程變化曲線Fig.6 Variation curve of oil damping force with stroke at different temperatures

方威等[18]主要針對溫度對緩沖器空氣彈簧力與輪胎性能的影響，對比了溫度范圍在-50～50℃區(qū)間起落架的緩沖性能變化，如圖7所示。其仿真結(jié)果表明:環(huán)境溫度的升高會導(dǎo)致起落架地面垂直載荷增加、緩沖器效率下降、使用過載系數(shù)增大等問題；環(huán)境溫度降低會使緩沖器壓縮行程變長、緩沖器效率增加，但當(dāng)溫度到達一定下限，將會危及飛行安全。

圖7 不同溫度下輪胎徑向力曲線Fig.7 Radial force curve of tire at different temperatures

目前，考慮環(huán)境溫度影響的起落架緩沖性能分析體系還處于發(fā)展階段，現(xiàn)有的研究都是僅通過軟件仿真，在研究溫度對單一參數(shù)影響規(guī)律的基礎(chǔ)上進行疊加，進行溫度影響的緩沖性能綜合分析，且均尚未進行試驗驗證。未來在考慮溫度對多參數(shù)耦合的緩沖性能影響研究，結(jié)合理論和試驗的完善分析體系建立方面還需進一步深入探索。

2.2 側(cè)風(fēng)環(huán)境

霍志勤等[19]曾對歐洲民航商用飛機偏出跑道事件進行統(tǒng)計，見表1。結(jié)果表明，側(cè)風(fēng)情況對飛機的安全行駛影響占據(jù)主導(dǎo)地位。在飛機著陸滑跑過程中，當(dāng)飛機受到側(cè)風(fēng)影響，原本起落架與道面的受力形式發(fā)生改變，飛機能否維持平衡狀態(tài)取決于飛機與道面之間的相互作用力是否可以抵抗飛機所受的側(cè)風(fēng)作用。

表1 歐洲地區(qū)偏出跑道事故主要因素統(tǒng)計Table 1 Statistics of main factors of off-track accidents in Europe

起落架在跑道滑跑時受到來自道面的作用力包括支撐力和摩擦力兩部分。當(dāng)側(cè)風(fēng)作用時，輪胎受到側(cè)向力，同時道面提供一個側(cè)向摩擦力來阻止輪胎發(fā)生側(cè)向滑移。由于輪胎自身的彈性及側(cè)偏特性，其行駛方向發(fā)生偏離。由此分析飛機輪胎的側(cè)偏行為是分析側(cè)風(fēng)作用下飛機與道面的相互作用的重要內(nèi)容之一。

牟讓科等[20]對飛機在非對稱載荷下著陸與滑跑時的受力進行了分析，建立了飛機非對稱著陸過程中的六自由度全機動力學(xué)模型，其研究結(jié)果可以較準(zhǔn)確地模擬飛機在非對稱著陸過程中飛機的受力情況。蘇彬[21]研究了飛機起落架橫向運動的特點，建立了一種可用于風(fēng)場且能反映起落架總體特性的數(shù)學(xué)模型，對風(fēng)場中飛機的起飛、著陸、滑行、轉(zhuǎn)彎等地面運動進行了數(shù)值仿真。其研究結(jié)果能較準(zhǔn)確地模擬飛機在正側(cè)風(fēng)中著陸時，起落架緩沖支柱壓縮量及載荷因子的特性曲線，如圖8、圖9 所示，為側(cè)風(fēng)起飛、著陸仿真提供了工具。

圖8 緩沖支柱壓縮量隨時間變化曲線Fig.8 Cushioning prop compression curve with time

圖9 載荷因子隨時間變化曲線Fig.9 Curve of load factor with time

劉芳兵等[22]從飛機側(cè)風(fēng)著陸滑行時受力狀態(tài)和運動趨勢入手，引入側(cè)偏輪胎理論模型。

式中，μ為道面摩擦系數(shù)，μy為側(cè)向摩擦系數(shù)，v為飛機滑跑速度。其將側(cè)風(fēng)與輪胎相互作用轉(zhuǎn)化為兩個方向的摩擦系數(shù)。在此基礎(chǔ)上分析了不同側(cè)風(fēng)風(fēng)速下，起落架滑跑偏航角隨時間的變化規(guī)律，并通過ABAQUS對輪胎側(cè)向力系數(shù)和道面支撐力展開多工況分析，結(jié)果如圖10、圖11所示。

圖10 不同側(cè)風(fēng)風(fēng)速時的偏航角Fig.10 Yaw angle at different crosswind speeds

圖11 不同側(cè)風(fēng)風(fēng)速下偏航角隨時間的變化Fig.11 Yaw angle changes with time under different crosswind wind speeds

J. Cobb等[23]總結(jié)了側(cè)風(fēng)速度對飛機起落架偏航力的規(guī)律，并且提出側(cè)風(fēng)影響與濕滑跑道耦合情況對飛機著陸安全影響更大。

P. W. Richards等[24]在對飛機起落架非線性子系統(tǒng)建模時考慮了側(cè)風(fēng)因素對起落架及輪胎受力的影響，并通過GearSim起落架仿真軟件建立了考慮多因素的起落架子系統(tǒng)詳細模型，研究飛機及起落架的著陸載荷動力學(xué)特性，其建立的仿真模型對起落架真實受載情況有較好的描述。

目前關(guān)于飛機側(cè)風(fēng)著陸階段的研究主要圍繞側(cè)風(fēng)中的飛機操縱控制展開，對飛機與道面相互作用的關(guān)注較少。輪胎側(cè)偏行為的研究也主要圍繞汽車輪胎展開，鮮少有針對飛機側(cè)偏輪胎與道面相互作用的研究。

2.3 濕滑跑道

飛機在濕滑跑道上發(fā)生的滑水現(xiàn)象是對著陸安全的重大威脅，飛機發(fā)生滑水現(xiàn)象是由于跑道表面積水改變了飛機輪胎與跑道面的接觸條件，從而造成飛機剎車失靈和操控性能降低，進而引起跑道偏離事故。目前，國內(nèi)外對濕滑跑道影響的研究主要通過全機滑水試驗和輪胎劃水試驗進行，輪胎動力學(xué)部分也有相關(guān)的理論補充。

早在20 世紀中葉，美國國家航空咨詢委員會（NACA）就開始通過理論仿真結(jié)合試驗對此問題進行研究。Horne 和Dreher[25]通過對輪胎滑水試驗數(shù)據(jù)展開分析，得出了輪胎胎壓、道面水流速度等是影響輪胎抗滑性能的相關(guān)因素的結(jié)論，并通過擬合，得到了經(jīng)典的輪胎臨界滑水速度經(jīng)驗公式

式中，vh為輪胎臨界劃水速度；p為輪胎氣壓。該經(jīng)典公式通過試驗數(shù)據(jù)得出，也是輪胎滑水問題的經(jīng)典結(jié)論之一。大多數(shù)飛機在適航手冊上對在濕滑跑道上滑跑的臨界安全速度也是通過此經(jīng)驗公式得出的。

在后來的研究中，學(xué)者們不僅限于對滑跑臨界速度的研究，逐漸把重點放在機輪的受載特性研究上。G. W. H. Van[26]提出飛機輪胎在一定水膜厚度上的升力公式，如式（6）所示，對原有的起落架動力學(xué)輪胎的受力模型進行了補充

式中，L為輪胎受到的升力；ρ為流體密度；V為滑跑速度；S為輪胎接地區(qū)域面積；CLH為升力系數(shù)，取值范圍為0.67～0.85。

李岳等[27]建立了基于CEL 算法的飛機起落架輪胎與積水道面的流固耦合分析模型，推導(dǎo)了輪胎接觸面動水壓強與起落架垂直載荷的表達式，研究了水膜厚度對起落架受載及臨界滑水速度的影響規(guī)律，如圖12所示。其研究表明，起落架地面支撐力隨積水道面滑跑速度的增大而震蕩下降，且在相同滑跑速度下，起飛加速沖擊階段的垂直載荷較著陸階段更大，濕滑道面對飛機起飛階段比著陸階段影響更大。

圖12 加速與減速著陸沖擊支撐力曲線Fig.12 Acceleration and deceleration landing impact support curves

王永繁[28]以波音737主起落架為研究對象，用Fluent建立了考慮濕滑跑道的起落架動力學(xué)分析模型，對起落架輪胎著水滑跑過程進行了仿真。其研究得出，當(dāng)?shù)烂娣e水較淺、水膜厚度較薄時，動水壓強的增長率較低，其引起的輪胎抬升與偏向力不足以對飛機安全造成威脅。當(dāng)水膜厚度在5mm、8mm 以上，輪胎動水壓強增長迅速，8mm 情況下，機輪受到動水壓強平均增長率達到42.5%，機輪所受的偏向力和抬升力將會使飛機有偏出跑道的可能。

圖13 道面支撐力計算模型Fig.13 Calculation model of pavement support force

閆坤[29]針對污染跑道下的飛機起飛和著陸過程，提出了受液體污染物的阻力計算模型。計算得到了某型飛機起落架在濕滑跑道上滑跑速度與機輪所受阻力的變化關(guān)系，還得到了在不同深度積雪跑道上滑跑速度與機輪所受阻力的變化關(guān)系，如圖14、圖15所示。

圖14 5mm積水跑道滑跑速度與阻力的變化關(guān)系Fig.14 Variation relationship between running speed and resistance of 5mm water racetrack

圖15 15mm/20mm/25mm干雪跑道滑跑速度與阻力的變化關(guān)系Fig.15 Variation relationship between speed and resistance of 15mm/20mm/25mm dry snow track

Huijbrechts等[30]建立了一個包含側(cè)風(fēng)及污染跑道耦合的飛機起落架滑跑動力學(xué)模型，計算了4 種側(cè)風(fēng)與濕滑跑道組合工況，提出了一種在污染跑道上降低滑跑漂移風(fēng)險的方法，并結(jié)合已有的試驗數(shù)據(jù)庫，開發(fā)了用以驗證著陸滑跑偏移風(fēng)險的分析系統(tǒng)。

國外對濕滑跑道的研究整體起步較早，進行了大量理論結(jié)合仿真的研究，且有大量的地面實測數(shù)據(jù)支撐。國內(nèi)起步較晚，且缺少相關(guān)試驗數(shù)據(jù)和理論支持，相應(yīng)的適航規(guī)章文件也還處在研究階段?，F(xiàn)有相關(guān)研究中，在汽車輪胎滑水問題上的研究較多，但較少出現(xiàn)結(jié)合起落架結(jié)構(gòu)的飛機輪胎與濕滑道面相互作用的相關(guān)理論，還需進一步發(fā)展。

3 起落架動力學(xué)性能優(yōu)化新方法

緩沖系統(tǒng)是飛機起落架的重要組成部分，要求其能吸收并消耗飛機著陸沖擊時產(chǎn)生的動能，且保證起落架的強度剛度不超過設(shè)計范圍[31-32]。緩沖系統(tǒng)性能的好壞直接影響到飛機著陸過程的安全性，還要盡可能保證起落架的質(zhì)量輕，結(jié)構(gòu)尺寸小，強度和耐久性達到設(shè)計要求。因此，使起落架的綜合緩沖性能達到最優(yōu)，對于提高起落架的承載能力、增加地面操縱安全性和乘員舒適性等具有重要的意義。

起落架著陸滑跑過程是一個具有多輸入、多輸出的非線性動態(tài)過程，其輸入和輸出變量之間并不是簡單的一一映射關(guān)系，學(xué)者們通常把它歸結(jié)成一個多目標(biāo)優(yōu)化問題進行求解。隨著多目標(biāo)遺傳算法、粒子群算法、蟻群算法被逐漸提出，且它們運算效率高、精度高的優(yōu)勢在各類優(yōu)化求解問題上有廣泛應(yīng)用前景，學(xué)者們逐步將其應(yīng)用于起落架性能優(yōu)化。

Airoldi 等[33-34]運用遺傳算法，以起落架系統(tǒng)的標(biāo)準(zhǔn)特性與其仿真模型之間的區(qū)別為目標(biāo)函數(shù)，以氣體的多變指數(shù)和阻尼參數(shù)為設(shè)計變量，對非線性起落架模型進行了優(yōu)化設(shè)計。優(yōu)化結(jié)果被成功應(yīng)用在了一種小型飛機非線性起落架的更新改型上，如圖16、圖17 所示。其后幾年中，Viana和A. C. Felipe 等[35]用遺傳算法和粒子群優(yōu)化方法同樣求解了此類問題，也得到了較好的結(jié)果。

圖16 垂直力隨時間變化Fig.16 The vertical force varies with time

圖17 垂直位移隨時間變化Fig.17 Vertical displacement varies with time

晉萍等[36]以著陸垂直載荷為目標(biāo)函數(shù)，利用Adams軟件中的智能優(yōu)化器對緩沖器初始壓力、油孔面積和油針截面半徑進行了優(yōu)化設(shè)計，優(yōu)化后的著陸垂直載荷降低了3%，獲得了較好的緩沖優(yōu)化結(jié)果。藺越國等[37]采用ADAMS 里的優(yōu)化器，以緩沖支柱最大載荷和緩沖效率為目標(biāo)函數(shù)，以油孔面積為設(shè)計變量進行了多目標(biāo)優(yōu)化設(shè)計，得到了某型起落架緩沖器的最優(yōu)改型方案。徐方舟等[38]采用LMS優(yōu)化器，針對某型飛機主起落架緩沖器，對緩沖器充填參數(shù)及阻尼孔配置進行了綜合優(yōu)化，其研究結(jié)果是緩沖性能落震最大載荷降低了19%，緩沖器效率由69%提升至78%，過載由3.67 降至2.90，緩沖性能提升明顯。劉天輝等[39]采用改進后的非線性響應(yīng)面方法，以緩沖器緩沖效率為優(yōu)化目標(biāo)，支柱最大垂直載荷和最大行程為約束條件，對緩沖器內(nèi)的設(shè)計變量進行了優(yōu)化。優(yōu)化后緩沖器效率較優(yōu)化前增大了4.6%，優(yōu)化前后的功量圖如圖18所示。

圖18 優(yōu)化前后功量圖對比Fig.18 Comparison between power map before and after optimization

隨著粒子群算法、退火算法、遺傳算法等智能算法的逐漸完善，多目標(biāo)優(yōu)化的結(jié)果可以保證結(jié)果的綜合最優(yōu)性。將其用于起落架緩沖性能優(yōu)化問題中，可以實現(xiàn)緩沖性能的綜合最優(yōu)，同時實現(xiàn)優(yōu)化過程的自適應(yīng)和自動化，有效縮短起落架的設(shè)計開發(fā)周期，是未來發(fā)展的重要方向之一。

4 結(jié)論及展望

國內(nèi)外在起落架動力學(xué)分析、優(yōu)化及試驗部分已經(jīng)開展了長期的研究，初步形成了起落架動力學(xué)分析及相關(guān)的試驗技術(shù)，為現(xiàn)有型號研制和保證服役安全提供了基本的保障。而結(jié)合復(fù)雜環(huán)境對起落架緩沖性能進行分析的研究較少，且整體處于初步探索的階段。

在動力學(xué)試驗技術(shù)方面，國內(nèi)大多通過引進國外先進技術(shù)，在考慮環(huán)境影響因素的機構(gòu)的可靠性試驗開展了較為充分的研究，但針對起落架系統(tǒng)動力學(xué)的研究和試驗較少?？紤]復(fù)雜環(huán)境的試驗技術(shù)主要圍繞高低溫環(huán)境展開，國內(nèi)外均以試驗驗證為主，在探索環(huán)境對緩沖性能影響方面的研究及試驗成果較少。濕滑跑道方面的研究主要以整機級外場試飛/著陸試驗或單輪胎地面試驗為主，考慮起落架系統(tǒng)的濕滑跑道滑跑試驗研究較為缺乏。

在環(huán)境影響分析方面，溫度因素尚未得到理論結(jié)合試驗驗證的完善分析體系，還需進行進一步的歸納。側(cè)風(fēng)著陸目前大多的研究主要圍繞操縱控制展開，在地面受載形式變化與道面的滑跑性能上研究不多，還需進一步深入探索。濕滑道面滑跑方面的研究大多針對汽車輪胎，相關(guān)輪胎劃水動力學(xué)理論在飛機輪胎上的適用性不高，且針對起落架在濕滑跑道上滑跑穩(wěn)定性的研究較少，對起落架受載情況的變化研究還需進一步發(fā)展。

在結(jié)合智能算法的緩沖性能綜合優(yōu)化方面的研究，大多是對緩沖器結(jié)構(gòu)參數(shù)方面的優(yōu)化，對用工程經(jīng)驗值的緩沖器設(shè)計參數(shù)的優(yōu)化研究較少。對現(xiàn)有試驗數(shù)據(jù)利用程度不高，可以開展根據(jù)試驗數(shù)據(jù)驅(qū)動的起落架非線性動力學(xué)建模方法研究。應(yīng)用粒子群算法、退火算法、遺傳算法等智能算法，對起落架的緩沖性能優(yōu)化問題進行結(jié)合，實現(xiàn)緩沖性能的綜合最優(yōu)，同時實現(xiàn)優(yōu)化過程自適應(yīng)和自動化，是未來發(fā)展的重要方向之一。

起落架著陸與滑跑動力學(xué)問題是一個復(fù)雜的非線性動力學(xué)問題，加之服役場景日趨惡劣、輪胎動態(tài)特性較為復(fù)雜、起落架與機身結(jié)構(gòu)相互耦合等問題，其研究的難度進一步加大。盡管起落架著陸滑跑方面的研究已有近百年的歷史，但諸多難題尚未攻克，仍未形成完善的考慮多因素影響的起落架動力學(xué)分析及試驗技術(shù)體系。而飛機新型號研制過程中新的適航環(huán)境，必然會帶來更多更嚴峻的挑戰(zhàn)。

根據(jù)國內(nèi)外關(guān)于復(fù)雜環(huán)境對起落架緩沖性能影響的研究現(xiàn)狀和起落架緩沖技術(shù)的發(fā)展要求，以下幾個方面的問題有待于進一步深入研究:（1） 建立考慮溫度影響的完善起落架緩沖器分析數(shù)學(xué)模型，其中涉及氣動熱及流體力學(xué)相關(guān)領(lǐng)域，為進一步提高起落架的環(huán)境適應(yīng)性提供必要的理論基礎(chǔ)；（2） 側(cè)風(fēng)、濕滑跑道研究方面，細化飛機輪胎滑跑受載特性，如考慮機輪受載的流固耦合問題、考慮起落架結(jié)構(gòu)的輪胎滑水穩(wěn)定性問題等；（3） 發(fā)展更高效更精準(zhǔn)的緩沖性能分析與優(yōu)化算法，并結(jié)合歷年大量試驗數(shù)據(jù)，開展數(shù)據(jù)驅(qū)動的起落架非線性動力學(xué)建模方法研究，規(guī)范起落架相關(guān)工程經(jīng)驗參數(shù)取值范圍；（4） 完善考慮環(huán)境因素的起落架動力學(xué)試驗技術(shù)規(guī)范，研發(fā)通用性好、可用于實驗室的部件級環(huán)境模擬試驗設(shè)備。