临近空间飞行器滑橇式起落架缓冲特性分析

孙嘉璘 黄伟 卢齐跃



临近空间飞行器滑橇式起落架缓冲特性分析

孙嘉璘1,2黄伟1,2卢齐跃1,2

（1 北京空间机电研究所，北京 100094） （2 中国空间技术研究院航天器无损着陆技术核心专业实验室，北京 100094）

可收起的滑橇式起落架能够解决临近空间飞行器机身内部空间紧张的问题。为验证滑橇式起落架的可靠性，优化滑橇式起落架的结构设计，需建立准确的滑橇式起落架动力学模型，对其落震动力学特性及影响落震性能的主要因素进行分析。文章基于某临近空间飞行器的滑橇式前起落架原型，对其进行运动学分析，建立基于ADAMS的三维落震仿真模型并进行动力学分析，得到其落震动力学特性。研究了缓冲器油孔尺寸、滑橇结构件的柔性以及滑块与地面间的摩擦因数对落震性能的影响。仿真结果表明，相同工况下滑橇式起落架的缓冲器行程比支柱式起落架短23.29%，缓冲力峰值比支柱式起落架高62.5%，油液阻尼力占缓冲器轴力的比值达到87.55%，因此滑橇式起落架不利于承受大冲击。缓冲性能受油孔尺寸影响，减小油孔面积，缓冲器载荷增大，最大行程减小。此外起落架缓冲性能还受到地面摩擦因数的影响，缓冲力峰值与缓冲器行程均随地面摩擦因数增大而增大。分析结果对可收起的滑橇式起落架的设计有一定的参考价值，有利于其在航空航天领域的应用。

缓冲性能 滑橇式起落架 动力学 临近空间飞行器

0 引言

起落架是飞行器的重要组成部分，起落架的缓冲性能直接影响到飞行器的起降安全。建立合理的起落架落震动力学模型，对优化起落架的结构设计，确保飞行器安全平稳着陆具有重要意义。随着我国航天事业的飞速发展，自由进出空天技术将是国家科技中长期发展战略的重要组成部分[1]，对高超声速临近空间飞行器回收着陆技术展开研究十分必要。

相比于飞机，临近空间飞行器受限于空天往返的高昂成本，对机体空间资源要求更苛刻，轻质设计要求更高。可收起的滑橇式起落架相比于轮式起落架更节省内部空间，滑橇式起落架在美国的X-15验证机[2]和追梦者号航天飞机[3]上就已经被采用，证明了在飞行器上应用的可行性。由于滑橇式起落架的研究比较少，且多为直升机上的不可收放滑橇式起落架方面的研究[4-6]，本文在进行滑橇式起落架落震动力学建模时，在力学模型及建模方法等方面多借鉴轮式起落架。文献[7]建立了支柱式起落架的二质量块模型，在MATLAB软件中进行了动力学分析，验证了二质量块模型的正确性；文献[8]利用ADAMS/Aircraft建立了全刚性起落架整机落震动力学模型，并运用有限元软件对起落架模型进行了柔性化处理，得出起落架柔性对缓冲器性能有一定影响的结论；文献[9]利用ADAMS建立起落架落震动力学模型，并在动力学分析的基础上以缓冲系统的效率、缓冲器的行程以及起落架最大过载等为指标建立kriging代表模型，进行缓冲器参数的可靠性灵敏度分析；文献[10-12]对于摇臂式起落架的数值仿真以及舰载机阻拦着陆等特定情况下的起落架仿真也展开了研究。

本文针对某临近空间飞行器的滑橇式前起落架，基于ADAMS建立了刚体落震模型参数，获得了滑橇式起落架的落震特性，并据此与常规的轮式起落架进行了对比；对缓冲器结构与填充参数进行了调整，研究了缓冲器参数对滑橇式起落架缓冲特性的影响；由于结构中存在承受弯矩的结构件，对承受弯矩的结构件进行柔性化处理，考虑其弯曲变形对落震性能的影响；研究了滑橇与地面之间的摩擦因数对缓冲性能的影响。

1 起落架数学模型

滑橇式起落架由收放机构、缓冲器、滑橇结构件和滑块等组成，如图1所示。滑橇式起落架的特点是能够有效的节省空间，但不具备控制转向的能力。

图1 滑橇式起落架布局型式

1.1 运动学模型

滑橇式起落架关于机身对称面对称，因此本文在进行起落架着陆动力学仿真时，认为起落架缓冲性能主要受垂直载荷和纵向载荷影响，没有考虑侧向载荷。以滑橇结构件与机身连接轴处为原点在机身对称面内建立坐标系，轴水平指向航向，轴垂直于地面向下，并在该坐标系下建立运动学模型，如图2所示。

图2 滑橇式起落架受力分析图

在模型中，将质量分为两部分，一部分为飞机机体等效质量e，也称为弹性质量，认为它在滑块的正上方；另一部分为非弹性质量，包括滑橇结构件的质量p（集中在滑橇结构件的中心处）和滑块的质量s。各部分质量对应的重力集中作用在图2中各集中质量点位置。为使图形清晰，图中并未表示出重力。根据起落架结构的运动特点，需要考虑非弹性质量绕滑橇结构件与机身连接轴（即点）的转动惯量。“1”点为机体与收放机构间的连接轴，“2”点为滑橇结构件与滑块间的连接轴，“3”点为缓冲器与滑橇结构件间的连接轴。在进行动力学分析时，考虑系统的4个自由度，分别是内外筒之间沿轴线方向的相对运动，滑块与滑橇结构件之间的转动以及起落架在前进方向和垂直方向的运动。

结合起落架的结构型式和运动状态，为简化分析，做出以下基本假设：1）忽略空气阻力；2）忽略机身绕转轴的转动及侧向运动，认为机身仅在运动平面内平移；3）滑橇结构件理想化为刚体结构，质心位于与缓冲器连接处；4）滑块与地面之间始终保持接触，在垂直方向无位移。

图2中各集中质量点的平动以及滑橇结构件的转动（均为相对惯性坐标系）满足动力学普遍方程[13]：

参考图2建立运动学分析方程，在缓冲器压缩过程中，认为所有与机身相连的点（包括“1”点），同坐标原点一样，只有平移运动。飞行器着陆后，缓冲器开始压缩，起落架各连接点以及弹性质量e之间存在着几何运动关系，关系式如下：

由几何关系易知

缓冲器在压缩过程中的瞬时长度为

缓冲器行程为

式中r1为起落架与机身的两个连接轴点和“1”点之间的距离；13为缓冲皿的长度。

1.2 缓冲轴向力模型

本课题涉及的缓冲器均为单腔油气式缓冲器[14]。在研究缓冲器着陆动力学时，主要研究缓冲器的轴向力，按力的性质分类，油气式缓冲器的轴向力可分为空气弹簧力、油液阻尼力、结构摩擦力和结构限制力[15-18]。缓冲器轴向力可以表示为

式中a为空气弹簧力；h为油液阻尼力；f为内外筒之间的摩擦力；t为结构限制力。

1）空气弹簧力。根据气体多变过程，忽略油液可压以及缓冲器腔体的体积膨胀，空气弹簧力为

2）油液阻尼力。根据伯努利公式和质量连续方程，考虑压缩行程和伸长行程油液阻尼力的方向不同，油液阻尼力的表达式为：

3）结构摩擦力。考虑缓冲器套筒密封产生的摩擦力[19]：

4）结构限制力。本文中结构限制力主要用于在静平衡阶段平衡重力、空气压力和净摩擦力[20]。而在缓冲器被压缩时，一般不会达到最大行程，结构限制力为零。

2 落震动力学分析

2.1 主要参数

选择正常着陆工况进行仿真，弹性质量e为300kg，垂直速度为3m/s，航向速度为112m/s。该起落架的主要参数如表1所示。

表1 起落架主要参数

Tab.1 Parameters of landing gear

注：1）表中所列地面摩擦因数为初始设计参数；2）主油孔内装有油针，油针为圆角方形截面，主油孔面积d为随行程改变的变量，在此仅列出初始油孔面积。

2.2 仿真计算及结果分析

本文采用ADAMS/View软件进行起落架的动力学建模与仿真，主要包括三部分内容[21-22]：建立CAD模型；建立缓冲器轴向力特性文件；分析计算与仿真。其中缓冲器轴向力的建模由MATLAB/Simulink实现。计算仿真中，选择Gstiff求解器SI2积分格式进行动力学仿真，Gstiff为刚性稳定算法，SI2积分格式在小步长情况下的Jacobian矩阵不会产生奇异、病态，可以在步长很小时保持稳定[23]。

仿真结果如图3所示。

图3 仿真分析结果

由图3（a）可知，弹性质量垂直位移在0.17s达到最大值152mm，稳定在131mm；缓冲器的压缩行程最大值为112mm，然后回弹并稳定在98mm，约为弹性质量垂直位移的74%；由图3（b）可知，初始时刻，空气弹簧力为初始弹簧力1 765.19N，为了与空气弹簧力平衡，缓冲器的结构限制力取为–1 765.19N；缓冲支柱力在着陆后0.03s达到最大值28.6kN，触地瞬间，由内外筒相对运动产生的油液阻尼力最大，约占缓冲支柱力的90%；由图3（c）可知，缓冲器功量图较为充实，经计算得，缓冲器效率为79.69%，缓冲器吸收总能量为2.56kJ，其中空气舱气体压缩吸收的能量仅占12.38%，油液阻尼力吸收的能量占到了87.55%。

该临近空间飞行器采取了两种前起落架设计方案，另一种为支柱式起落架。在表2中，对两种起落架的仿真结果进行了对比。相同工况下滑橇式起落架所需的缓冲器设计行程较短，但是需要能够承受更大的缓冲力。另外由图2易知，在缓冲过程中，滑橇结构件会承受由缓冲器轴向力引起的弯矩，载荷较大的情况下对结构件结构强度要求较高。因此滑橇式起落架虽然能够节省机身空间，但不适于吸收过大的冲击能量。

表2 两种起落架缓冲性能对比

Tab.2 The comparison of two landing gears

3 缓冲特性主要影响因素分析

由图3的缓冲力分析可知，对于缓冲器行程较短的滑橇式起落架而言，缓冲器的缓冲性能受油液阻尼力影响较大。由式（14）可知，油液阻尼力主要受缓冲器油孔尺寸[24]和缓冲器压缩速度影响。缓冲器压缩速度受到滑橇结构件挠曲变形和滑块与地面间摩擦因数的影响。因此对油孔尺寸、结构件柔性和地面摩擦因数这三个影响因素进行分析。

3.1 油孔面积影响

油孔面积是影响缓冲器油液阻尼力的主要结构参数[25]，本文所研究的缓冲器采用的是变油孔设计，油孔面积随缓冲器行程增大而减小。本文选取设计油孔面积的0.8倍和1.2倍两种情况来进行仿真计算。油孔面积对缓冲性能的影响如图4（a）、4（b）所示。

图4 油孔面积对缓冲性能的影响

对比仿真曲线可知，减小油孔面积，着陆撞击初始时刻缓冲器载荷增大，缓冲器最大行程缩短；增大油孔面积，着陆撞击初始时刻缓冲器载荷减小，缓冲力峰值出现的位置后移，最大行程变长。

上述分析表明，适当减小油孔面积有利于缩短设计行程，但是若油孔面积过小，缓冲力峰值过大，不利于缓冲器效率的提高。

3.2 结构件柔性对缓冲特性影响分析

由于滑橇式起落架的结构与轮式起落架有很大区别，缓冲器载荷作用在滑橇结构件中间，使得它承受很大的弯矩，会引起一定的挠曲变形从而对缓冲性能产生影响。因此，使用ADAMS/View的Viewflex将滑橇结构件离散化，考虑它的前10阶模态，连接方式和结构参数不变，进行仿真。仿真结果如图5所示，滑橇结构件的挠曲变形，会引起缓冲器载荷的小幅波动，缓冲器前程缓冲力减小，缓冲器峰值位置后移。

3.3 地面摩擦因数对缓冲特性影响分析

由图2受力分析可知，缓冲器压缩速度与滑橇结构件转动角速度有关，并且滑橇结构件转动角速度与地面摩擦力有关。这与轮式起落架不同，在进行常规轮式起落架落震动力学分析时，通常不考虑地面摩擦力的影响。在本文中，对比了不考虑地面摩擦力以及不同地面摩擦因数工况下的缓冲特性，结果如图6所示。仿真结果表明，在滑橇式起落架的落震动力学仿真中不能忽略地面摩擦力的影响，当增大地面动摩擦因数时，地面摩擦力增大，缓冲器的缓冲力峰值与最大行程均增大。

图5 滑橇结构件柔性对缓冲性能的影响

图6 地面摩擦力对缓冲性能的影响

4 结束语

本文针对某型临近空间飞行器的滑橇式前起落架，开展了基于ADAMS的着陆动力学建模及仿真，考虑了影响缓冲性能的主要因素，得到以下结论：

1）起落架触地后，缓冲器压缩速度与起落架的结构密切相关，随结构件与缓冲器长度增加，缓冲器压缩速度与弹性质量垂直速度之比减小。缓冲器压缩速度触地后即达到最大值，使得缓冲器油液阻尼力迅速增大，占总缓冲力的近90%。

2）由于结构限制，缓冲器行程较短，缓冲器峰值更大，大空气压缩所能吸收的能量有限，油液阻尼力吸收的能量占缓冲器吸收总能量的87.55%。滑橇式起落架适用于缓冲能量较小，起落架空间较紧张的飞行器。

3）适当减小油孔面积有利于缩短设计行程，但是若油孔面积过小，着陆初始时刻缓冲力峰值过大，不利于缓冲器效率的提高。

4）滑橇结构件的挠曲变形，会引起缓冲器载荷的小幅波动，缓冲器前程缓冲力减小，缓冲器峰值位置后移。总体来说，对缓冲力峰值和缓冲器行程影响不大。

5）滑橇式起落架的缓冲特性受到滑块与地面摩擦因数的影响。随地面动摩擦因数增大，地面摩擦力增大，缓冲器缓冲力峰值与最大行程也随之增大。

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Study on Drop Dynamics of Ski Landing Gear for Near Space Aircraft

SUN Jialin1,2HUANG Wei1,2LU Qiyue1,2

（1 Beijing Institute of Space Mechanics & Electricity, Beijing 100094, China） （2 Key Laboratory for Nondestructive Spacecraft Landing Technology of CAST, Beijing 100094, China）

The application of the retractable ski landing gear can effectively save the limited space inside the near space aircraft. It is necessary to establish accurate dynamic model of the ski landing gear and analyze the dynamic characteristics of the landing gear and its influencing factors in order to verify the reliability and optimize the structural design of the landing gear. By taking the nose ski landing gear of a certain type near space aircraft, this paper a three-dimensional falling simulation model based on ADAMS and obtains the characteristics of its downfall dynamics. Furthermore, this paper studies the effect on the cushioning performance on the shock absorber structure, the flexibility of the skid structure and the friction coefficient between the slider and the ground. The result demonstrates that the cushion stroke of the ski landing gear is 23.29% shorter than that of telescopic landing gear and the peak value of buffer force is 62.5% higher than that of telescopic landing gear under the same working conditions. And the ratio of oil damping force to the buffer force is as high as 87.55%. Therefore, ski landing gear is difficult to withstand large impact. The buffer performance is affected by the orifice area and the friction coefficient with ground. The buffer force increases and the maximum stroke reduces as the orifice area decreases. The peak buffer force and the maximum stroke increase with the increase of the ground friction coefficient. The above results will provide a reference for the design of the retractable ski landing gear and will be beneficial to its application in the aerospace field.

ski landing gear; cushion properties; dynamic;near space aircraft

V226

A

1009-8518(2019)02-0051-09

10.3969/j.issn.1009-8518.2019.02.006

孙嘉璘，女，1993年生，2016年获北京航空航天大学飞行器设计与工程（航天）专业学士学位，现在中国空间技术研究院航空宇航科学与技术专业攻读硕士学位。研究方向为航天器返回与着陆。E-mail：sunjljing@163.com。

2019-01-14

国家重大科技专项工程

（编辑：刘颖）