一种起落架下位锁机构的设计

张航舟， 刘庞轮， 邓晓山， 鲁德发， 禹新鹏

（中航飞机起落架有限责任公司，长沙410200）

0 引言

飞机在着陆、滑行以及停放等地面状态时，起落架必须能及时放下并保持在预定的放下位置，否则可致使飞机发生灾难性事故。因此，起落架的下位锁机构的合理设计直接影响到飞机的安全[1]。

随着航空工业的快速发展，为适应现代飞机起落架收放控制系统的要求，起落架下位锁机构的设计趋于高集成度、轻量化、高可靠性，本文提出一种为某无人机前起落架收放控制系统设计的具有以上优点的下位锁机构。

1 撑杆式下位锁的工作原理

1.1 设计要求

所设计的起落架下位锁机构安装在如图1所示前起落架上，该起落架为可收放式布局。要求此类型的下位锁机构能够实现以下功能：当前起落架放下时，下位锁机构能够展开并上锁形成撑杆，将前起落架支柱锁定在放下位置，从而使前起落架支柱能够承受航向和垂向载荷；前起落架需要收上时，下位锁机构在撑杆锁作动筒的驱动下开锁后不阻碍撑杆的折叠，使撑杆能够与前起落架支柱协调运动，在收放作动筒的作用下，一起收入到前起落架舱。

1.2 工作原理

图2所示为此类型的下位锁机构不同状态的杆系简图，该机构主要包括下撑杆、连杆、摇臂、撑杆锁作动筒、上撑杆以及适当的连接。其中，下撑杆与起落架支柱连接，上撑杆与飞机机身连接，带弹簧的撑杆锁作动筒用于撑杆展开状态的锁定和解除。因此，此类型的下位锁机构对应地有两种状态：上锁状态和开锁状态。

该类型的下位锁机构的锁定状态如图2所示，当起落架放下并处于锁定的位置时。下位锁机构可能承受压载荷Fy和拉载荷FL。如果下位锁机构承受压载荷Fy，偏量e1、e2值均有增大的趋势，同时摇臂具有顺时针转动的趋势，但由于摇臂的转动被设置在上撑杆上的止动块阻止，则偏心e1、e2值的增大被限制。这样，可折叠撑杆式下位锁机构被保持在锁定状态。如果可折叠撑杆式下位锁机构承受拉载荷FL，偏量e1、e2值均有减小的趋势，同时撑杆锁作动筒弹簧压缩，当偏量e2减小到一定量时，弹簧力增大到某个值足以阻止e2的减小，此时偏心e1的减小也被限制，这样，可折叠撑杆式下位锁机构同样被可靠地锁定。

图1 无人机前起落架结构示意图

图2 可折叠撑杆式下位锁机构工作原理杆系图

起落架放下过程中，在起落架收放作动筒作用下，被折叠的撑杆式锁机构承受拉载荷FL逐渐展开，当偏量e2由负值变为0时，如果撑杆锁作动筒液压行程伸出量N为零时，可折叠撑杆式下位锁机构的展开受到限制，但是，由于起落架放下过程中，撑杆锁作动筒放下腔施加的液压力使伸出量N最大，由此产生的弹簧压缩力FT足够推动摇臂顺时针旋转直至接触制动块，进入锁定状态。

飞机起飞离开地面后，需要将起落架收起，起落架收上作动筒开始工作，撑杆锁机构承受压载荷Fy，此时，向撑杆锁作动筒收起腔施加液压力，撑杆锁作动筒产生足够大的拉载荷Fz带动摇臂逆时针转动，使e2值减小。当e2值减小至0并开始变为负值时，在载荷Fy和Fz的共同作用下，可折叠撑杆式下位锁机构开始折叠直至预定的收上位置。

2 工程详细设计

2.1 主要设计参数

根据飞机总体的输入参数，结合起落架空间位置尺寸，经计算，确定出可实现所述原理功能的可折叠撑杆式下位锁机构的主要设计参数如表1所示。其中，撑杆锁作动筒中弹簧参数的确定可以采用文献[2]提出的方法。

2.2 三维模型和运动仿真

确定出可折叠撑杆式下位锁机构的主要尺寸参数后，使用航空通用设计软件CATIA建立构件中各组成零件的三维模型，然后进行装配并进行运动仿真分析。

表1 可折叠撑杆式下位锁机构主要设计参数

经优化迭代后，可折叠撑杆式下位锁机构的三维模型如图3、图4所示。通过CATIA的运动仿真模块，可以利用可折叠撑杆式下位锁机构的三维模型进行运动仿真，考察机构在折叠运动过程是否出现干涉，以及各状态下结构的合理性。图3为可折叠撑杆式下位锁机构的锁定状态，图4为可折叠撑杆式下位锁机构的开锁折叠状态，均能满足设计要求。

2.3 强度分析

将CATIA中建立的可折叠撑杆式下位锁机构三维模型导入到有限元分析软件ANSYS中，对可折叠撑杆式下位锁机构进行强度分析，通过可折叠撑杆式下位锁机构整体稳定性和主要承力构件静强度计算，对可折叠撑杆式下位锁机构的强度进行校核。

2.3.1 可折叠撑杆式下位锁机构整体稳定性分析

在极限压载荷Fy工况下，可折叠撑杆式下位锁机构整体稳定性计算结果如图5所示，由计算结果可得，失稳临界载荷Pcr=139 514 N；实际载荷Fy最大为74 250 N，小于失稳临界载荷，故能满足稳定性要求。

2.3.2 下撑杆强度分析

下撑杆采用7050铝合金材料，其材料参数为σb=460 MPa，E=69 GPa，μ=0.33。在极限载荷作用工况下，对下撑杆进行静强度（static）计算得到其von-Mises应力云图如图6所示。由计算结果可得，下撑杆受到的最大应力值为σmax=119.2 MPa，则安全裕度为σmax/σP－1=1.77＞0。故上撑杆满足静强度设计要求。

图5 撑杆锁机构整体稳定性计算结果

2.3.3 上撑杆强度分析

图6 下撑杆von-Mises应力云图

上撑杆的材料也选用7050铝合金。同样地，在极限载荷作用工况下，对上撑杆进行静强度（static）计算得到其von-Mises应力云图如图7所示。由计算结果可得，下撑杆受到的最大应力值为σmax=196 MPa，则安全裕度为σmax/σP－1=0.68＞0。故上撑杆满足静强度设计要求。

3 结论

图7 上撑杆von-Mises应力云图

本文设计了一种新型的可折叠撑杆式下位锁机构，该机构具有集成度高、占用空间小、质量轻、可靠性高等特点，可应用于小型无人机起落架。通过对功能原理的分析和计算，确定出可折叠撑杆式下位锁机构的结构参数，然后使用航空通用设计软件CATIA建立机构中各构件的三维模型，然后进行装配。通过运动仿真分析和有限元分析，确保可折叠撑杆式下位锁机构满足设计要求。本文的设计思想、方法和相关技术可为飞机起落架可折叠撑杆式下位锁机构设计提供参考。