水陆两栖飞机主起落架连接试验方案设计

严 冲，王 海

（中国飞机强度研究所 全尺寸飞机结构静力/疲劳航空科技重点实验室，陕西 西安 710065）

在飞机研制过程中，通常采用“积木式”验证策略，逐级对典型细节、组件、部件结构和全尺寸结构的设计和分析进行充分的试验验证[1]。与起落架结构相关的主要试验有起落架部件试验和起落架连接试验。其中，起落架部件试验考核起落架自身结构的强度和刚度，属于部件结构试验；起落架连接试验作为全机结构静强度试验的子项目，旨在考核起落架与机身连接结构强度和刚度[2]。

水陆两栖飞机的主起落架连接试验，由于起落架结构特点及载荷情况，存在以下难点：

（1）起落架在水平考核载荷下的受弯变形，对垂向载荷精度产生明显影响[3]；

（2）双轮及垂直支腿结构，垂向载荷力线与起落架结构存在干涉，载荷施加难度大；

（3）起落架连接位置紧贴机身，且上接头距离机翼下翼面较近，导致垂向、侧向加载空间均严重不足，见图1。

本文对大型水陆两栖飞机主起落架连接试验的试验件、试验工况筛选和试验工况载荷进行了介绍，对试验支持、载荷施加方式、力的传递和控制方式进行了研究，以及试验测量及硬件设备情况，设计了可解决前文所述难点的试验整体方案，通过试验应变及变形数据验证了方案的有效性，可为后续面临同类问题的试验提供参考。

1  试验总体情况

1.1  试验件

水陆两栖飞机的主起落架连接试验的试验件是结构与真实飞机一致的静力试验机[4]，起落架支柱及机轮为满足试验的传力、支持、固定、密封、与机身连接等项要求的假件，并且满足试验对于支柱缓冲器行程调节的要求，试验考核部位为机身对起落架的支持结构，见图1。

图1 试验机及考核部位示意图

1.2  试验工况筛选

试验工况筛选的基本原则是从地面载荷工况中选取最大航向载荷工况、最大垂向载荷工况和最大横向载荷工况作为主起落架连接静力试验工况，考虑正负两个载荷方向，机轮载荷非对称分配时考虑弯矩严重的非对称分配情况，筛选情况见表1。

表1 主起落架连接静力试验工况筛选

1.3  试验起落架载荷

由于飞机主起落架结构及试验载荷具有对称性，因此，试验一般仅在一侧起落架实施。水陆两栖飞机的主起落架连接试验在左主起实施，试验载荷分为3个方向载荷：垂向、航向和侧向，详见表2（具体数值仅供参考）。

表2 主起落架连接静力试验各工况载荷

1.4  试验配平载荷

在试验中，为了保证飞机整体结构的受力平衡，即飞机所受合力∑FX、∑FY、∑FZ、∑MX、∑MY和∑MZ均为0，故需要对机体施加配平载荷以平衡起落架考核载荷，主要施加部位包括机身、机翼及发动机。配平载荷数值要求不超出施加部位本身的结构承载能力。

2  试验方案

2.1  试验支持

试验支持为试验件提供六自由度静定约束[5]，使飞机处于悬空状态，具体设置为：在左、右机翼及前起落架各设置一个垂向对拉点，提供垂向、俯仰和滚转约束；在左、右内侧发动机假件各设置一个航向约束点，提供航向、偏航约束。在后机身设置一个水平侧向对拉点，提供侧向约束，见图2。

图2 试验机支持示意图

2.2  试验载荷施加

试验载荷施加分为：起落架载荷及配平载荷，配平载荷的施加无特殊设计及实施难度，起落架载荷中的水平载荷（航向载荷、侧向载荷）也通过水平承力柱和作动筒即可实现加载。而起落架垂向载荷则面临加载精度要求、力线干涉及空间限制等技术问题。

2.2.1  起落架垂向载荷的随动加载

主起落架垂向载荷施加的核心是消除起落架支柱在水平载荷下受弯变形对垂向载荷方向的影响。该项试验中采用了随动加载的总体方案，即起落架受载荷变形时，垂向载荷施加点随起落架结构变形移动，保证载荷方向的精准。加载装置设计如图3、图4所示，分为上、中、下三部分：随动传载结构、下部加载结构及中间设置的平面滚动轴承。其中，下部加载结构的垂向载荷加载能力可达700kN，加载行程可达500mm；随动传载结构可将载荷按比例准确地传递至双假轮；平面滚动轴承可保证随动时摩擦阻力系数低于0.3%。

在有限空间内，使载荷从作动筒传递至假轮，且满足双轮载荷比例分配、以拉向载荷施加的条件，通过整体框式载荷传递结构设计来实现。

图3 随动加载结构示意图

图4 随动加载三维模型

2.2.2  有限空间内完成载荷传递

载荷从作动筒开始传递，通过下部加载结构、平面滚动轴承、随动传载结构和杠杆系统，最终以拉载形式的点载荷施加在主起落架假轮上，见图5、图6。通过杠杆层级的并联，假轮垂向向上空间使用仅520mm，满足了尺寸空间要求，见图7、图8。与某型总体尺寸接近的运输机主起落架加载相比，节省了大量空间，见图9。

图5 载荷传递路径

图6 载荷通过结构传递

2.3  双轮载荷控制及比例分配

通常主起落架垂向载荷施加仅设置一个加载点，通过单个传感器的反馈值控制单个作动筒实现加载，如图9所示。

图7 载荷施加所用空间

图8 试验实施照片

由于空间限制，水陆两栖飞机无法设置单个加载点或双轮各设置一个加载点加载。设置双传感器，按照结构几何尺寸，双传感器载荷相等，其反馈和值为作动筒传递至随动传载结构立柱顶端的总载荷，即F1～F4之和，可通过反馈和值控制作动筒加载。在传感器上下端杠杆设置调节区间，可通过同时调节杠杆力臂比实现双轮载荷比例分配，使满足试验要求，可调范围为左右轮载荷比0.60～1.67，见图10、图11。

图9 某型机主起加载所用空间

图10 双轮载荷控制及比例分配简图

如表2所示，由于主起落架连接试验各工况支柱缓冲器压缩量不同，故工况间需要进行压缩量调节，随动加载方案中的下部加载结构内置了作动筒，可通过位控模式进行压缩量的精准调节，位控模式精度为0.1mm，可满足试验要求。

图11 层级并联的杠杆系统设计

起落架水平载荷通过水平承力柱和作动筒加载，作动筒直接连接假轮接头。配平载荷中的机身、机翼载荷通过胶布带-杠杆系统和作动筒加载；发动机载荷通过作动筒加载至发动机假件接头。

2.4  数据测量

主起落架连接结构应变测量点布置在主起落架结构、主起落架上部梁、下位锁安装梁和机身相关框位框前后横梁上，主起落架连接结构应变测量点位置左右对称。

位移测量左主起假件支柱底部、左主起假轮右侧、左主起假件支柱底部，见图12。

图12 主起落架位移测量点布置图示

2.5  加载、控制及数据采集设备

试验设备包括试验加载设备、加载控制设备、数据采集设备，使用前均已校准，并在有效期内使用。

2.5.1  加载设备

加载设备包括液压作动筒和测力传感器，按照试验技术要求，测力传感器精度优于0.5级。

2.5.2  加载控制设备

加载控制设备使用MTS FlexTest 200加载控制系统，控制系统误差小于1%，可以满足试验对加载误差的要求，即每一级载荷值均满足：加载点动态误差≤3%Pmax（Pmax为该点最大载荷值）；加载点静态误差≤1%Pmax；试验系统具有能够自动保存加载系统保护前后各10s载荷数据的能力。

2.5.3  数据采集设备

试验数据采集使用HBM、ST18数据采集系统，能对应变、位移进行实时自动同步采集，在采集过程中可对选定的重要通道实时显示数据、曲线。数据采集系统的测量误差小于1%。

3  试验结果

主起落架连接静力试验各工况按照调试、预试及正式试验（67%极限载荷）的顺序进行，按照载荷谱逐级加载，各加载点载荷最大误差0.51%，满足加载误差要求，对试验件各约束点支反力载荷进行了监控，最大误差4455N，表明试验加载精度满足要求。

在试验加载及退载过程中逐级进行了应变及变形测量，应变数据重复性好，主要传力构件上应变-载荷曲线线性度好，表明结构无残余应变，见图13。起落架支柱底部在着陆1工况航向变形102.3mm，侧向1工况侧向变形67.2mm，与理论计算值吻合。

试验后对试验件进行变形检查，结果表明：主起落架连接结构未发现可见有害永久变形或破坏，其他机体结构未见异常，水陆两栖飞机主起落架连接结构具备承受各工况67%极限载荷的能力。

图13 主起试验着陆1工况部分应变曲线

4  结论

本文针对水陆两栖飞机主起落架连接试验提出了一套试验整体方案，保证了起落架垂向载荷加载精度，解决了空间限制难以实施的问题，试验过程及数据验证了方案的合理有效。该试验方案可为面临同样难点的飞机结构强度试验提供参考。