基于ALTLAS舰载机起落架落震缓冲性能分析

周瑞鹏 宋德军 陈熠

摘要：不同下沉速度下，起落落震油孔流量系数、气体多变指数在计算过程中的选取有一定差别。基于ALTLAS软件，对某型舰载机起落架不同下沉速度工况进行分析，并结合落震试验数据对流量系数、气体多变指数进行计算。结果表明，采用常值气体多变指数、流量系数在不同下沉速度下取值，对起落架缓冲性能影响较大。通过试验实测值与本文计算结果进行对比，使得垂直载荷峰值大小与实测结果誤差在3%以内，验证了不可测参数取值范围，为舰载机起落架缓冲器计算提供重要参考。

关键词：舰载机；起落架；缓冲器；落震试验；仿真分析

中图分类号：V226文献标识码：ADOI：10.19452/j.issn1007-5453.2022.01.011

由于海洋环境的复杂性，舰载机相对于陆基飞机所遭受的环境更加恶劣，使其在起降过程中遭受的风险远大于路基飞机。舰载机高过载、大载荷的特点对其起落架的设计又提出了更高的要求[1-3]。考虑到飞机起落架真实结构的复杂性及缓冲器压缩复杂物理过程，合理的简化不仅能显著地降低计算成本，同时也能够在设计初期把握起落架动力学特性，提高型号的研制效率。

针对飞机起落架动力学有关问题研究，早期多集中于起落架系统动力学建模与缓冲器模型的简化。Milwizky等[4]将飞机着陆过程简化为自由落体与缓冲器压缩两个阶段，并在缓冲器压缩时将起落架简化为二质量模型进行分析，并对缓冲器中的空气弹簧力、油液阻尼力、皮碗摩擦力以及轮胎的非线性力等进行了探讨；Mayo[5]在对水上飞机降落研究中引入机翼弹性模态，得出了此种情况更接近实际试验的结果；Cook等[6]基于此前研究，考虑两种机身模态，将机体动力学方程与起落架运动方程耦合，对飞机着陆过程中动特性进行了分析；WAHI[7]讨论了雷诺数、油孔几何参数对流量系数的影响；Black[8]将轮胎动力学对起落架动态特性的耦合关系进行了讨论。国内有关起落架动力学问题主要伴随型号研制工作开展。齐丕骞等[9]通过起落架落震试验，结合国内外现有研究提出了基于起落架缓冲器性能分析、试验与设计一体化方法；豆清波等[10]通过落震试验对缓冲器内部压力进行测量，探讨了落震试验过程缓冲器气体多变指数的变化规律；浦志明等[11]、邵一舟等[12]都对油孔的阻尼特性进行了研究。

在上述研究中，大部分针对路基飞机起落架缓冲性能或单独针对气体多变指数、油孔流量系数等不可测参数进行研究，并未推广至舰载机大下沉速度着陆情况，且缺乏试验数据比较支持。

本文针对飞机起落架着陆落震试验情况，首先推导起落架缓冲器受力形式，建立起落架二质量动力学方程；并针对起落架落震试验进行了介绍，然后应用ALTLAS软件对某型飞机主起落架进行仿真，并与落震试验数据进行对比；分析在不同下沉速度下，不可测参数取值对最大垂直载荷的影响，确定不可测参数取值范围，从而为舰载机起落架缓冲性能计算提供重要依据。

1系统运动微分方程

油气式缓冲器通过内部空气弹簧力与油液阻尼力起缓冲作用。空气弹簧刚度对缓冲器势能储备有较大影响，高的势能储备将导致撞击反弹和较大的过载；油液阻尼是缓冲器耗能的主要组成部分，其大小与缓冲器压油面积、油孔大小、形状以及支柱压缩速度均相关。

2起落架落震试验

起落架落震分为缓冲器选参试验和验证试验两种，缓冲器选参试验用于起落架缓冲器参数调节及缓冲性能的优化；验证试验用于验证起落架缓冲系统在满足吸收能力的同时其撞击载荷、结构和充填参数与设计要求的符合性[10]。

起落架落震试验通常在专用试验台进行，其组成包括起落架落震试验台、机轮带转装置和测试系统等。起落架落震试验台主要包括试验台架、提升锁持系统、液压系统、仿升系统、控制系统等设备，落震试验设备组成示意如图1所示。

起落架落震试验项目包括：设计着陆试验、充填参数容差试验、飞机增重试验、储备能量试验及耐久性试验。

起落架落震试验过程如下：（1）飞机机轮触台时的下沉速度由落体系统的投放高度保证，由控制系统将落体系统提升到预定的投放高度，升力由仿升筒内充压保证；（2）落体系统由起落架、夹具、吊篮和配重等组成；（3）采用落震试验专用的三向测力平台；（4）飞机的航向速度采用逆航向带转的方式进行模拟，轮缘切线速度要达到试验要求预定的速度；（5）由控制系统打开吊篮上部的锁钩，落体系统自由下落，撞击测力平台，同时触发采集系统，获取各通道测试数据。

3基于ALTLAS起落架落震试验仿真

本文落震试验仿真计算基于ALTLAS软件，ALTLAS为中国飞机强度研究所在多年理论与试验相结合的基础上开发出来的工程化系统软件，它主要用于飞机起落架缓冲器物理参数识别、缓冲器油孔参数优化、着陆滑跑载荷分析等。软件主要分参数化建模、计算、后置处理三大模块，后置处理模块包括曲线数据显示、曲线绘制、典型计算结果显示；软件计算流程如图2所示。

在飞机着陆和滑跑分析动力学建模中，将飞机质量分为弹簧支撑质量（飞机起落架外筒以上部分的质量）和非弹簧支撑质量（起落架气体弹簧下部质量，其中包括支柱活塞、刹车部件、轮胎、轮轴以及下扭力臂等的质量），非弹簧支撑质量简化集中于非弹簧支撑质量中心，起落架缓冲支柱简化为无质量弹性杆，其动力学简化模型如图3所示。所有独立自由度的动力学方程降阶为一阶方程后，采用“四阶龙格-库塔”法对动力学方程组进行时域求解。

本文以某型舰载机主起落架为例，根据其内部充填参数和结构参数进行建模仿真计算，并与落震试验结果进行对比。主起落架落震試验时，下沉速度为：5.65m/s、5.85m/s、6.05m/s、6.45m/s、7m/s（0°和12.5°）。试验采用缩减质量法进行，起落架安装姿态分为0°和12.5°。不同下沉速度下，垂直载荷计算值与实测值对比曲线如图4所示，垂直载荷最大值的计算值与实测值对比见表1。

通过试验曲线和仿真结构对比可以看出，计算载荷符符合性较好，垂直载荷最大值小于3%，垂直载荷最大值峰值符合性较好，分析计算结果与试验实测结果保持大致一致；验证了软件计算结果的精确性。

图5和图6为下沉速度2.5m/s，不同流量系数与气体多变指数取值对起落架缓冲性能计算结果对比，从图中可看处，流量系数线性对垂直载荷最大值影响较大，气体多变指数对起落架落震试验垂直载荷最大值几乎无影响。

不同流量系数垂直载荷峰值对比见表2，起落架垂直载荷受流量系数影响较大，随着流量系数不断增大，垂直载荷峰值不断变小。不同气体多变指数起落架支柱压缩量对比见表3，计算过程中起落架缓冲器支柱压缩量受气体多变指数影响较大，随着多变指数的增加，起落架压缩量最大值在不断减小。

图7与图8为不同下沉速度下，采用常值计算起落架缓冲性能流量系数与气体多变指数变化曲线。可以看出，随着下沉速度增加，气体多变指数与流量系数均呈现类似线性上升趋势，本文计算起落架在5.65～7m/s时，气体多变指数取值在1.22～1.25，流量系数在0.71～0.73范围内。

4结论

本文基于ALTLAS起落架缓冲性能分析软件，针对某型舰载机主起落架进行落震仿真计算，并与落震试验结果进行了对比，并考虑了不同下沉速度下不可测参数的取值变化。通过多个实测工况对比，验证了在大下沉速度情况下，合理的不可测参数取值得到的垂直载荷峰值计算结果与试验实测结果误差小于3%。同时，计算结果也表明，不同下沉速度情况下应考虑不同取值的不可测参数进行计算，在进行起落架缓冲器设计时应给予考虑。

参考文献

[1]刘小川，王彬文，白春玉，等.航空结构冲击动力学技术的发展与展望[J].航空科学技术， 2020，31（3）：4-17. Liu Xiaochuan， Wang Binwen， Bai Chunyu， et al. Progress and prospect of aviation structure impact dynamics[J]. Aeronautical Science & Technology， 2020， 31（3）：4-17.（in Chinese）

[2]刘伟，魏小辉，冯飞，等.串联双腔双阻尼摇臂式起落架落震性能研究[J].航空科学技术，2013，24（5）：18-21. Liu Wei， Wei Xiaohui， Feng Fei， et al. Drop performance analysis of a dual-chamber double damping rocker-type tail Landing gear[J]. Aeronautical Science & Technology， 2013，24（5）：18-21.（in Chinese）

[3]刘玮，郑建军.大型客机结构试验主起落架随动加载技术[J].航空科学技术， 2020， 31（12）：45-50. Liu Wei， Zheng Jianjun. Self-adaptable loading technique for main landing gears in structural test of large airliner[J]. Aeronautical Science & Technology， 2020， 31（12）： 45-50.（in Chinese）

[4]Milwizky B，Cook F E. Analysis of landing gear behavior[R]. NACAReport 1154，1953.

[5]Mayo W L. Hydrodynamic impact of a system with a single elastic mode. 1-Theory and generalized solution with an application to an elastic airframe[R]. Technical Report Archive& Image Library，1947.

[6]Cook F E，Milwizky B. Effect of interaction on landing-gear behavior and dynamic loads in a flexible airplane structure [R]. Technical ReportArchive & Image Library，1955.

[7]WAHI K M. Oleopneumatic shock strut dynamic analysis and its real-time simulation[J]. Journal of Aircraft，1976，13（4）：303-308.

[8]Black R J. Application of tire dynamics to aircraft landing gear design analysis[R]. NASA，1983.

[9]齐丕骞，牟让科.飞机起落架缓冲性能分析，试验，设计一体化技术[J].航空学报， 1998， 19（3）：332-334. Qi Peiqian， Mu Rangke. Integration of shock-absorber performance analysis， test and design of aircraft landing gears[J]. Chinese Journal of Aeronautics， 1998， 19（3）： 332-334.（in Chinese）

[10]豆清波，史惟琦，牟让科，等.基于落震试验的油-气式起落架气体压缩多变指数变化规律研究[J].试验力学，2015，30（2）：215-220. Dou Qingbo， Shi Weiqi， Mu Rangke， et al. On the gas compression polytropic index variation of oil gas type landing gear based on drop test[J]. Journal of Experimental Mechanics， 2015，30（2）：215-220.（in Chinese）

[11]蒲志明，魏小辉.起落架缓冲器常油孔阻尼性能分析[J].系統仿真技术，2014（2）：125-129. Pu Zhiming， Wei Xiaohui. Damping performance analysis of fixedorificebufferlandinggear[J]. SystemSimulation Technology， 2014（2）：125-129.（in Chinese）

[12]邵一舟，魏小辉，聂宏，等.基于流固耦合方法的起落架缓冲阻尼特性研究[J].机械设计与制造，2015（5）：1-4. Shao Yizhou， Wei Xiaohui， Nie Hong， et al. Research on damping performance of landing gear shock absorber based on fluid structure interaction method[J]. Machinery Design & Manufacture， 2015（5）：1-4.（in Chinese）

Analysis on Cushioning Performance of Landing Gear of Carrier-based Aircraft Based on ALTLAS

Zhou Ruipeng1，Song Dejun2，Chen Yi1

1. AVIC Aircraft Strength Research Institute of China，Xi’an 710012，China

2. AVIC Shenyang Aircraft Design and Research Institute of China，Shenyang 110035，China

Abstract： In simulation calculation， discharge coefficient and gas polytropic index are distinct at different sinking speeds. In this paper， based on ALTLAS software， the landing gear of a carrier aircraft machine is analyzed under different sinking speeds， the flow coefficient and gas polytropic index are corrected by combing the landing gear test data. The results show that the value of constant gas polytropic index and flow coefficient at different sinking speeds have a great impact on the buffer performance of landing gear. The error between the calculated vertical load peak value and the measured result is less than 3%， which provides an important reference for the calculation of landing gear buffer of carrier aircraft.

Key Words： carrier aircraft； landing gear； buffer； drop test； simulation analysis

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