管簧式起落架落震试验及分析

贾玉红， 夏 涛， 宋 锐

(北京航空航天大学 航空科学与工程学院, 北京 100191)

管簧式起落架落震试验及分析

贾玉红， 夏 涛， 宋 锐

(北京航空航天大学 航空科学与工程学院, 北京 100191)

为了获得管簧式起落架着陆性能的特点，设计了管簧式起落架落震试验，以获得相关的落震性能参数。同时设计了落震测试系统，并通过对起落架落震系统的测试，确定落震试验操作系统的可行性。通过改变管簧式起落架下落高度和投放质量以及机轮带转等参数，总结机轮所受的最大垂向力和起落架最大垂向位移的变化规律，得到管簧式起落架的相关落震性能参数，为起落架设计提供参考。

起落架；落震试验；着陆性能；最大垂向力；最大垂向位移

飞机起落架是飞机起飞和着陆时承受机身重量与吸收冲击载荷的重要部件[1-2]。固定弹簧式起落架包括管簧式起落架和板簧式起落架。固定弹簧式起落架在飞机着陆过程中吸收和消散功量的方法有别于其他设置有缓冲器的起落架，采用常规的缓冲性能计算方法对飞机主起落架进行计算分析时，起落架吸收和储存功量计算结果和飞机实际使用情况差异较大。因此规划了管簧式起落架落震试验,通过试验研究飞机主起落架缓冲系统吸收功量和功量储备的能力。通过落震试验分析数据,可以得到起落架落震时的一些重要动力学参数，为完善起落架设计理论提供实际数据[3]。

1 落震试验部分

1.1 试验装置

图1为起落架机轮不带转时安装位置示意图，落震装置由吊箱提升系统、试验台架、吊箱位移传感器、

图1 落震装置示意图

配重吊箱、支柱应力测量系统、起落架位移测量装置、落震测力平台等组成。起落架下落时松开吊箱提升系统的挂钩，起落架和配重吊箱一起下落，起落架机轮接触到落震测力平台时，起落架机轮开始压缩，起落架管簧也开始压缩，落震测力平台安装有测力传感器，可以测出起落架受到的垂向力、航向力以及侧向力，吊箱位移传感器可以测出起落架下落的位移，以便精确控制起落架的下落高度。吊箱位移传感器的量程为1 000 mm，灵敏度为0.1%，数据的采集频率为1000 Hz。

位移测量系统通过机轮轮轴连接销带动位移测量装置运动，位移测量装置的用途是得到轮轴在空间中运动的位移，测量的原理是通过角度传感器测量出连杆之间的相对转角的变化，通过角度变化及连杆长度计算，即可得到机轮轴在空间中的运动位移。机轮测量装置示意图如图2所示。

图2 位移测量装置示意图

角度传感器的量程为360°，灵敏度为0.1%，数据的采集频率为1 000 Hz。

因为试验件管簧式起落架在落震试验过程中除了有垂向位移外，还有较大的侧向位移和航向位移，所以必须采用三向位移测量装置进行测量。

由空间连杆机构组成的起落架机轮位移测量装置简图如图3所示。连杆1上的A点和机轮轴心重合，由于连杆具有良好的动态跟随性能，使空间测位装置连杆1端头A点与机轮轮轴心保持同步运动。数据采集系统采集并记录3个角度传感器的角度变化，并将其代入空间状态方程，结合各连杆长度等参数即可计算出落震过程中各瞬时机轮在空间X、Y、Z三个方向上的位移变化量。

图3 位移测量原理图

A点与机轮轮轴通过十字万向节连接。在结点1安装角度传感器1测量连杆1与2的转角θ1，在结点2安装角度传感器2、3分别测量连杆2与Z轴的相对角度θ2和连杆平面绕Z轴转动的角度θ3。支点O不在台面，设其到水平台面的距离为a，其坐标为(0，0，a)，由转角θ2和杆长L2可计算出结点1的坐标值(x1，y1，z1)；再利用转角θ1和臂长L1计算出A点的坐标值(x2，y2，z2)；最后，根据整体绕Z轴的旋转角θ3对A点的坐标进行旋转变换，得到连杆1端头A点的空间坐标(x，y，z)[4]。

(1)

(2)

(3)

起落架落震位移测量装置构造示意图如图4所示。

图4 位移测量装置示意图

如图5使用马达带动带转机轮，从而带动起落架机轮转动。机轮带转可以更准确地模拟飞机在着陆时的实际状态。试验过程，机轮的转速为2 000 r/min，此为机轮的接地速度。

1.2 试验调试

(1) 起落架落震系统的安装调试：将管簧式起落架按铝合金接头的形式进行安装，为了降低起落架安装后对投放重心改变造成的吊箱对支柱滑轨附加弯矩，引起滑轨与吊箱摩擦增大，在试验台吊箱结构空间允许范围内使板簧式起落架安装卡具的安装点，尽量靠近配重吊箱重心位置，然后按起落架实际安装要求，将起落架铝合金接头通过螺栓，水平安装在吊箱下平面，使安装后的起落架符合试验大纲落震前的初始状态。图6所示是试验所用的管簧式起落架。

图5 带转落震装置示意图

图6 管簧式起落架

基于安全因素考虑，试验前安装调试过程中，落震试验中所需配重按最小提升质量进行试验。在起落架安装完毕后，对吊箱初始安装高度，所需配重等进行了实际安装调试。首先，将起落架及安装卡具固定在吊箱底部，按照试验测力平台高度，使机轮与台面刚刚接触作为基准。

(2) 起落架机轮胎压调试：轮胎充气，通过气压表进行胎压的实时测量。在试验调试过程中，轮胎压力采用0.2 MPa。

(3) 测力传感器的调试：起落架落震试验中共安装了6个测力传感器，其中4个垂向传感器测量垂向力， 因为起落架落震时同时存在垂向力、侧向力和航向力，为了消除各向力之间的干扰，在测力平台上设计了两层导轨，通过测力平台中的两层导向滑轨，释放相应方向的自由度，使在测力平台受到的各向内力传递至相应的测力传感器上。将测力平台安装完毕后，对测力平台各方向传感器进行调试。通过添加已知配重块的质量My，比较和传感器测出的质量Mc，δ1是配重质量测量的相对误差，对比数据见表1。

(4) 吊箱重心位移传感器调试：目前市场上能够满足较大直线运动速度的直线位移传感器较少，最终选定KPC-1000型直线位移传感器，传感器适应的最大速度10 m/s，量程1 000 mm，试验要求最大速度3.46 m/s，量程550 mm，满足试验要求。 通过将位移传感器测量数据与直接测量数据进行对比，满足精度要求。对位移传感器的调试，通过提升吊箱高度，并使用刻度尺进行位移测量，对位移传感器进行校验。通过刻度尺量得位移Ly以及位移传感器测得位移Lc进行对比，验证位移传感器测量准确，δ2是配重质量测量的相对误差，对比数据见表1。

表1 试验调试数据表

由表1可知，力传感器最大误差为0.02%，位移传感器最大误差为0.1%，符合试验要求。

(5) 落震接地速度测试：机轮接地速度通过两种方式进行测量，第一种方式为通过吊箱提升高度进行计算，另一种方式为通过位移传感器所测得的数据进行微分计算，以提升200 mm高度进行落震试验为例，通过理论计算得到的落震速度为2.007 m/s, 通过对位移传感器所得测的位移数据进行微分计算，得到的落震速度为1.980 m/s, 两者误差为1.34%，符合试验要求。

通过对试验系统相关设备的调试，进行相关的预试验分析，确定试验系统的测量数据符合精度要求，可以进行下一步试验。

2 落震试验数据处理

2.1 数据计算方法

自变量数据包括起落架下降的投放高度H，投放质量M，机轮带转或不带转。

投放高度H指机轮最下外缘距平台的距离。它根据下沉速度决定，即：

(4)

式中：V为接地下沉速度；g为重力加速度。

有效投放质量M指吊箱、夹具、起落架、配重及其附加重量集合的总落体质量。

按下述公式关系计算有效投放质量：

(5)

式中：M1为落震试验对应当量质量；d为起落架整体重心位移。

起落架承受的最大地面垂直载荷Pmax与其停机载荷G的比值称为起落架过载，对应此起落架的停机载荷G=5 233 N，起落架过载影响结构重量和乘员的舒适性[5]。起落架的过载可以定义为

(6)

吸收功量W1是垂向力在机轮刚开始受压缩到最大压缩量这段时间里所做的功，可以定义为

(7)

起落架效率系数表示减震器在最大压缩量Smax和最大载荷Pmax的条件下，吸收撞击能量的能力，可以定义为

(8)

吸收功量W1和投放功量W2的比值称为落震系统效率[6]，可以定义为

(9)

2.2 落震试验测量数据及处理

垂向力F是指起落架机轮受到的最大的垂向力。文中论述的位移是起落架整体位移，它包括管簧的压缩量和机轮的压缩量，通过吊箱位移传感器进行测量，起落架垂向位移测试的起点在机轮接地时刻。垂向位移y是指起落架下落过程中起落架最大的垂向位移。管簧式起落架机轮不带转和带转数据见表2和表3。

表2 不带转数据表

由图7可知，管簧式起落架机轮不带转时，当投放高度增大时，轮胎所受的最大垂向力增长速度先慢后快最后变慢。

由图8可知，管簧式起落架机轮不带转时当投放高度增大时，起落架的垂向变形近似成比例的增大。

由图9可知，管簧式起落架机轮带转时当投放高度增大时，轮胎所受的最大垂向力增长速度先慢后快。

图7 投放高度-垂向力图

图8 投放高度-垂向变形图

表3 带转数据表

图9 投放高度-垂向力图

由图10可知，管簧式起落架机轮带转时当投放高度增大时，起落架的垂向变形的近似成比例的增大。

由图11可知，在下落高度H一定的情况下，管簧式起落架机轮带转和不带转时所受的垂向力大小相似，同一工况下垂向力大小差距不超过3%。

图10 投放高度-垂向变形图

图11 投放高度-垂向力图

由图12可知，在飞机起落架的下落高度H一定的情况下，机轮带转时起落架的垂向变形大于机轮不带转时的起落架垂向变形，对应相同的下落高度，机轮带转时的起落架垂向变形比机轮不带转时起落架垂向变形高16%左右。

图12 投放高度-垂向变形图

因为机轮带转时，起落架系统的总能量有系统的重力势能和机轮转动的动能，机轮不带转时，起落架系统的总能量只有系统的重力势能，对应于相同的下落高度，机轮带转和不带转对应的起落架系统的重力势能相同，所以对应于相同的下落高度，机轮带转时的起落架系统的总能量大于机轮不带转时起落架系统的总能量。从起落架落下，到机轮压缩至最大位移处，系统的总能量转化为系统的弹性势能和摩擦力做功产生的内能，弹性势能对应起落架的垂向位移。

而当机轮带转时，由于机轮的转动，所以机轮受到的侧向力相对较小，摩擦力做的功也较小。所以机轮带转时，最后转化的弹性势能多，故起落架的垂向位移大。

由表4可知，在下落高度低于294 mm时，带转时的起落架过载大于不带转时的起落架过载，在下落高度大于294 mm时，带转时的起落架过载小于不带转时的起落架过载，在下降高度为247 mm时，两者差距最大为3.7%，过载最大值为3.77。

表4 起落架的过载数据表

由表5和表6可知，管簧式起落架效率系数在41%以上，最大值为47.1%，落震系统效率在92%以上，最大值为97.5%。

表5 机轮不带转时效率系数和吸收率

表6 机轮带转时效率系数和吸收率

图13和图14是起落架下落高度343 mm，机轮带转时的工况数据图，Z为起落架机轮的压缩量，mm，T为时间，ms。从功量图中可知，最大垂向力大约18 000 N，最大垂向位移大约240 mm。从垂向力图中可以读出垂向力随时间的变化，观察垂向力变化的趋势，可以发现机轮在工作台面弹起3次，垂向力峰值在18 000 N左右。

图13 功量图

图14 垂向力图

3 结 论

(1) 通过对应参数的试验调试，满足试验精度要求，成功地进行了管簧式起落架落震试验，并获得了可靠有效的实测数据。

(2) 管簧式起落架机轮带转时当投放高度增大时，轮胎所受的最大垂向力增长速度先慢后快。管簧式起落架机轮不带转时，当投放高度增大时，轮胎所受的最大垂向力增长速度先慢后快最后变慢。不论管簧式起落架机轮是非带转，投放高度增大时，起落架的垂向变形近似成比例的增大。

(3) 在下落高度H一定的情况下，起落架机轮带转和不带转时所受的垂向力的大小相似，误差在3%左右，机轮带转时的垂向变形都比不带转时高30 mm左右，管簧式起落架机轮带转参数会影响机轮的垂向变形。

(4) 管簧式起落架在下落高度低于294 mm时，带转时过载大于不带转时过载，在下落高度大于294 mm时，带转时过载小于不带转时过载，在下降高度为247 mm时，两者差距最大为3.7%，过载最大值为3.77。管簧式起落架效率系数在41%以上，最大值为47.1%，落震系统效率在92%以上，最大值为97.5%。

[1] 李铭.大型飞机起落架制造技术[J]. 航空制造技术，2008,21(13)：68-70.

LI Ming. Manufacturing technology for large aircraft undercarriage[J]. Aeronautical Manufacturing Technology, 2008, 21(13)：68-70.

[2] 缪宏,左敦稳,汪洪峰,等，冲击载荷对飞机起落架螺纹连接的影响[J]. 振动与冲击，2010，29(2)：208-211.

MIAO Hong, ZUO Dunwen, WANG Hongfeng,et al. Effect to impact load on threaded connection of an aircraft landing gear[J]. Journal of Vibration and Shock, 2010，29(2)：208-211.

[3] 薛彩军,张莉,张明，等. 海鸥300飞机起落架着陆动力学试验研究[J]. 振动工程学报，2011(3)：299-301.

XUE Caijun, ZHANG Li, ZHANG Ming, et al. Study on drop test for landing gear of Seagull 300 aircraft[J]. Journal of Vibration Engineering, 2011(3)：299-301.

[4] 岳玉梅，秦政琪，邹爱丽. 起落架落震试验测试系统的设计[J]. 机械设计与制造，2007(12)：157-158.

YUE Yumei, QIN Zhengqi, ZOU Aili. The design of landing-gear drop test[J]. Machinery Design & Manufacture，2007(12)：157-158.

[5] 高泽迥.《飞机设计手册》第14册[M]. 北京: 航空工业出版社, 2002: 695-697.

[6] CHEN Fei, LÜ Yong, XING Zhiwei. The Strength Analysis of Aircraft Landing Gear Strut Based on ANSYS[J]. Advanced Materials Research，2012(1)：490-495.

Drop test and analysis of the landing gear of the tube spring

JIA Yuhong, XIA Tao, SONG Rui

(School of Aeronautic Science and Engineering, Beihang University, Beijing 100191, China)

In order to get the characteristics of the landing performance of a pipe spring landing gear, we designed a test to obtain the relevant parameters of the drop shock. At the same time, we designed the system of the drop test, and determined the feasibility of the operating system of the drop test by the test of landing gear system. By changing the drop height and delivery quality and machine wheel rotation speed and other parameters, we could get the variation law of the maximum vertical displacement of the wheel and the maximum vertical displacement of the landing gear and the related parameters. This work provides references for landing gear design.

landing gear; drop test; landing performance; maximum vertical force; maximum vertical displacement

2015-10-14 修改稿收到日期：2016-03-01

贾玉红 女，博士，教授，1966年生

夏涛 男，硕士，1992年生

V216

A

10.13465/j.cnki.jvs.2017.08.034