起落架突伸缓冲器的设计与验证

杜金柱 卢学峰 陈熠

摘要：为了解决舰载机突伸缓冲器的设计与试验问题，从舰载机前起落架的设计要求和约束出发，提出了一种兼具能量吸收、停机高度控制和突伸的缓冲器结构形式。针对此结构，给出了基于理论分析进行突伸性能预测的方法。同时，也进行了动力学建模和仿真；并与遗传算法结合，给出了指定行程下突伸速度边界对应的质量。最后，进行了突伸试验。试验结果表明，突伸速度主要取决于突伸行程和突伸质量，而轮胎压力不是主要因素。

关键词：舰载机；起落架；缓冲器；突伸；弹射

中图分类号：V文献标识码：ADOI：10.19452/j.issn1007-5453.2022.01.009

舰载机起飞滑跑距离受到甲板长度的严格限制，必须在极短的距离内达到最小安全离舰速度和相应起飞姿态。为达到这一目的，舰载机普遍采用滑跃起飞或弹射起飞。其中，弹射起飞对飞机的限制相对较少，适应性更广。在弹射起飞过程中，作为增加舰载机离舰迎角、提高飞行安全的重要技术手段，前起落架突伸已经在众多型号的舰载机上得到广泛应用[1-3]。

自20世纪90年代初开始，国内就舰载机弹射起飞突伸问题开展了一系列的研究工作。郑本武[4-5]对舰载机弹射起飞过程及突伸对舰载机起飞航迹的影响进行了研究；胡淑玲等[6]就突伸过程对起飞特性的影响进行了研究；黄再兴等[7]通过建立二自由度的力学模型推导了突伸运动方程以及两种不同形式的双腔缓冲器的空气弹簧力及油液阻尼力的计算公式；沈强等[8-9]建立了以突伸时间为优化目标的舰载机前起落架突伸性能优化模型，考察了起落架充填参数对舰载机突伸性能的影响。魏小辉等[10]研究了舰载机前起落架突伸动力学分析及试验方法。

在国内的研究中，大部分研究均是从独立的突伸问题出发，进行突伸仿真分析。起落架的模型一般直接借鉴陆基飞机缓冲器的模型，未考虑舰载机起落架的功能要求与约束。另外，这些研究普遍偏重于验证。当面对复杂的功能需求和设计约束时，更为重要的是设计出满足所有要求的起落架緩冲支柱，这正是本文的出发点。

为了获取起落架突伸缓冲器的设计要求，本文首先研究了舰载机起降过程，总结出突伸缓冲器的三项设计要求，并提出了一种兼具能量吸收、停机高度控制和突伸的缓冲器结构。

为了分析和评估突伸缓冲器的性能，建立了起落架的动力学模型，开展了理论分析和数值仿真。通过理论分析给出了突伸速度的计算公式；然后将动力学模型嵌入遗传算法框架中，获取突伸速度、突伸行程和突伸质量的关系曲线。最后，进行了不同类型的突伸试验，分析了影响突伸性能的主要因素。

1功能需求

1.1着舰吸能需求

舰载机起飞、着陆方式与陆基飞机差异非常明显。舰载机普遍采用滑跃起飞或弹射起飞，着舰是拦阻着舰方式。

在舰载机弹射起飞过程，需要前起落架具备突伸的能力，因此前起落架对应的缓冲器就称为突伸缓冲器。顾名思义，具有突伸功能的缓冲器。这说明缓冲器要兼具缓冲和突伸两项功能。相比陆基飞机，舰载机大下沉速度、大功量的状态，是缓冲器首先要解决的问题。

在着舰过程中，缓冲器最主要的功能就是在载荷限制条件下，吸收着舰的能量。对应的能量取决于下沉速度和当量质量，可通过式（1）计算[11]：

大功量缓冲器需要更长的缓冲行程，例如，某型飞机陆基型缓冲器行程为400mm，舰载型行程为600mm。缓冲器行程的增加是大下沉速度着舰导致的，也为突伸缓冲器结构布置提供了空间。

1.2停机适配需求

舰载机弹射飞机前，起落架需要与弹射拖梭等设备配合。即在不同的弹射起飞重量（质量）下，弹射杆都能顺利地与拖梭配合。这就要求在不同的弹射起飞重量下，前起落架的压缩量是不变的。

传统的缓冲器是很难胜任这个需求的，这就需要重新设计缓冲器的结构。

在静压曲线设计上，需要起落架的静压曲线存在一垂直段，相应的静压曲线载荷前低后高。因此，实现突伸功能的区域应位于垂直段的后面。

1.3突伸反弹需求

为了把起落架从飞机中剥离出来，作为一个单独的系统进行突伸研究，需要从飞机总体角度出发，经等效折算给出起落架的突伸能力要求。折算后的内容是：在规定的时间内，对于给定的重量状态，使之达到要求的速度。本文的重点不在研究如何等效折算，重点是从起落架的角度出发，研究实现突伸速度这一目标的方法。

本文使用的具体条件和目标：突伸时间0.12～0.15s，突伸质量5200～7500kg，突伸行程450～550mm，突伸速度1～2.5m/s。

在一般情况下，很难给定突伸初始状态的行程，通常是研究一个行程范围内的突伸能力。

2起落架突伸缓冲器的设计

基于突伸缓冲器的功能分析，开展缓冲器结构特性的设计与分析，以确定吸能、突伸兼容的处理方法。

首先考虑着舰吸收能量的要求。舰载机着舰过程中下沉速度达到7～8m/s的水平，远远高于陆基着陆3m/s的水平。考虑到能量与速度呈平方的关系，对应的过载会显著提高。同时，吸收的能量又有一部分需要消耗掉，转化为热能，以避免着陆、着舰过程中的剧烈振荡。

对于这项要求，滑跃起飞的飞机与弹射起飞的飞机是一致的，即增加起落架缓冲器的行程。如何兼容停机高度的控制与突伸成为设计的关键。关键点在于：（1）突伸与落震（着舰）耗能是矛盾的。落震的反弹过程需要较大的油液阻尼力，而突伸不需要油液阻尼或较小的油液阻尼。这就要求消耗能量的区域与释放能量的区域分开。（2）由于控制停机高控垂直段的存在，其自然成为划分不同区域的界限。前段吸能、耗能，后段用于突伸。（3）在消耗能量方面，垂直段之前，为了消耗吸收的能量，静压曲线应是偏低的。垂直段之后，是否要消耗能量，取决于静压曲线的具体情况。

基于起落架功能的梳理，本文提出一种缓冲器功能区域划分，如图1所示。在停机状态，通过区域Ⅲ的左边界来保证，在不同重量状态下，飞机的停机压缩量都相同。通过区域Ⅲ存储的能量，在突伸时，进行释放，达到使飞机抬头增大迎角的作用。在大下沉速度着舰时，Ⅰ、Ⅱ、Ⅲ都可吸收能量。其中，Ⅰ吸收的能量对应油液阻尼力吸收的能量，回弹时转化为热能。缓冲器的压力曲线对应点A→B→C→D的连线。其中，BC段即为垂直段。

满足图1要求的静压曲线如图2所示。实现静压曲线的缓冲器内部结构如图3所示。

计算结果如图6所示，结果表明，总体上随突伸行程的增加，最大突伸质量（上部曲线）、最小突伸质量都在增加（下部曲线）；上边界包线和下边界包线近似线性。

4起落架突伸试验

4.1试验方法

在突伸试验中，通过外力将起落架压缩到指定的行程，并快速释放，以此来检查突伸速度、位移等参数。

4.2评定标准

突伸指标一般包含突伸质量、突伸速度和突伸时间等指标。在0.12～0.15s内，完成前起落架突伸运动；上部质量在0.12～0.15s内，垂直速度应在1～2.5m/s内；在突伸耐久性中，突伸时间内上部质量的垂直速度变化不大于10%。

4.3试验内容

突伸试验规划了突伸性能试验和突伸耐久性试验。突伸性能试验包括综合性能试验、轮胎压力敏度试验和缓冲器压力容差试验。

在综合性能试验中，依据试验数据绘制了突伸速度与压缩行程的关系曲线图，如图7所示。数据表明，在给定质量的条件下，突伸速度与压缩量呈线性关系。在突伸质量为5.2t、行程为460～530mm的情况下，0.12s时刻突伸速度的范围是1.2～2.27m/s；在突伸质量为7t、行程为460～550mm的情况下，0.12s突伸速度的范围是1.18～2.27m/s。在给定压缩量530mm的条件下，突伸速度与突伸质量呈反比的关系，突伸质量越大，突伸的速度越小，试验数据如图8所示。突伸质量为5～7.5t的条件下，突伸速度的范围是2.26～1.74m/s。

在轮胎压力敏度试验中，突伸速度与轮胎压力的关系曲线如图9所示。从参数的变化上看，机轮充填压力对突伸速度的影响不明显。

在缓冲器压力容差试验中，突伸速度与缓冲器压力的关系曲线如图10所示。在5.2t状态下，突伸速度的范围是2.09～2.42m/s；在6t状态下，突伸速度的范围是1.81～2.22m/s；在7t状态下，突伸速度的范围是1.68～1.99m/s。缓冲器高压腔压力的提高会明显提高突伸速度。

突伸耐久性试验进行了3000次，上部质量的垂直速度变化不大于10%。

试验数据和仿真结果表明：（1）试验数据与仿真数据吻合，验证了理论方法和数值仿真的正确性；（2）突伸速度随突伸行程的增加而增加，随突伸质量的增加而降低，并在一段时间内具有单调性；（3）突伸质量、突伸行程是影响突伸速度的主要因素，而轮胎压力不是主要的影响因素。

5結论

通过研究，可以得出以下结论：针对舰载机前起落架的功能需求，本文提出一种兼具能量吸收、停机高度控制和突伸的缓冲器结构形式；给出了起落架突伸缓冲器静压曲线线性化的处理方法，建立了从理论上预测突伸速度的方法；将动力学分析和遗传算法结合，给出了起落架突伸能力边界分析的一种方法；研究了影响起落架突伸性能的因素，结论是突伸行程和突伸质量是影响其性能的主要因素。

参考文献

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Design and Test of Landing Gear’s Sudden-Extension Absorber

Du Jinzhu1，Lu Xuefeng1，Chen Yi2

1. AVIC Shenyang Aircraft Design & Research Institute，Shenyang 110035，China

2. AVIC Aircraft Strength Research Institute of China，Xi’an 710065，China

Abstract： In order to solve the design and test problems of landing gear strut for carrier-borne aircraft， this paper proposes a kind of sudden-extension absorber which combines energy absorption， landing gear height control and sudden-extension according to the design requirements and constraints of the nose landing gear of carrier-borne aircraft. Aiming at this structure， a method for predicting sudden-extension performance based on theoretical analysis is presented. At the same time， the dynamics modeling and simulation are also carried out. Combined with the genetic algorithm， the results of calculating the mass of the sudden-extension boundary under the specified stroke are given. Finally， the sudden-extension test is carried out. The test results show that the sudden-extension speed mainly depends on the stroke and the mass， but the tire pressure is not the main factor.

Key Words： carrier aircraft； landing gear； absorber； sudden-extension； catapult-assisted takeoff

3403500338233