某型飞机尾橇缓冲器动态性能分析和试验方法研究

2022-12-29张奇

机床与液压 2022年23期

张奇

(上海飞机设计研究院，上海 201210)

0 前言

最小离地速度(Velocity Minimum Unstick，VMU)试验是运输类飞机CCAR25部规章要求演示的一种飞机在最临界俯仰姿态起飞能力的飞行试验[1]，当今主流的民用大型客机一般需通过飞行演示最小离地速度、误操作起飞和最大可用速率抬前轮等试飞科目，在进行这些试飞科目时因飞机抬头过高可能会造成尾部触地，所以一般需要在飞机尾部下表面加装特殊的缓冲装置来保护飞机本体结构不受到损坏并能提供相关数据。此外，对于一些“短腿”的飞机，也会安装尾橇组件专门用于保护飞机起降时由于抬轮速度过快或遭遇异常气流等因素导致机尾与跑道的撞击或摩擦时，确保机身本体不受伤害。尾橇缓冲器是尾橇组件中吸收飞机抬头擦尾能量最为重要的部件，保障飞机尾部结构的安全。尾橇缓冲器的主要性能指标是在一定行程范围内吸收所有的飞机擦尾能量，且冲击力不超过规定值[2]。

尾橇缓冲器的性能分析和验证是民用飞机尾橇研究领域最主要的课题之一，目前国内外公开的相关文献较少，但可参考传统飞机起落架缓冲器的设计与验证方法[3]进行研究。对于缓冲器动态性能校核，通常采用的方法有仿真分析和落震试验两种，一般两者结合相互印证。数字仿真是以对缓冲器实际使用场景的受载分析为理论基础，并在软件环境下实现对缓冲过程的动力学模拟[4-7]。相较之于试验，其时效性、可重复性、成本方面的优势非常明显，是缓冲器初步设计阶段性能校核普遍采用的方法，但纯数字仿真无法验证实物与理论设计的差异，因此不适用于产品最终的性能验证。落震试验是一种将一定当量质量提升到一定高度并下落模拟冲击考核缓冲器动态性能的试验方法，广泛用于起落架缓冲器动态性能验证试验，尤其是冲击性能的验证[8-10]。然而，落震试验结果虽然更接近工程应用的要求，但存在耗时长、成本高的问题，对每一次的调整参数和工况变化都要单独进行试验，无法进行批处理。此外，落震试验台架通用性较差，对不同尺寸的缓冲器需不同规模的台架，研发成本较高，不利于产品后期优化迭代。目前，针对民用飞机尾橇的动态性能验证，主要还是依靠落震试验，仿真大多作为试验前的模拟，不作为验证依据[11-12]。随着计算机技术的发展，数字仿真也开始作为最终验证手段出现，加速产品的研制周期[13]。

本文作者对某型飞机的尾橇缓冲器的动态性能分析和试验方法进行研究，推导全油液式尾橇缓冲器阻尼力数学模型，并基于该数学模型建立落震仿真分析模型，通过仿真得到该尾橇缓冲器的动态特性并判断是否符合性能要求。为消除全油液式缓冲器实物的阻尼孔在生产加工中产生的与设计值的偏差，以理想缓冲曲线为基准，考虑上下偏差，规划并实施若干套阻尼孔构型的缓冲器冲击试验，得到最接近设计状态的理想阻尼孔构型。文中分析方法和试验方法可为全油液式尾橇缓冲器的设计与验证提供参考，对尾橇缓冲器的研发工作也具有一定的参考价值。

1 尾橇缓冲器冲击动力学分析模型

1.1 尾橇缓冲器结构

某型飞机尾橇系统缓冲器采用全油液式缓冲器结构设计方案。这种缓冲器为适应高油液压力要求需设计成坚固结构，与油-气式缓冲器相比没有气弹簧，不会反弹，有助于维持飞机的最大擦尾角，对最小离地速度试飞起重要作用。如图1所示，该尾橇缓冲器的主要结构分为高压腔、低压腔、油孔套筒、活塞杆等。当飞机尾橇触地时，活塞杆与活塞一同向上运动，将位于活塞上腔的油液通过油孔压入与下腔连通的外筒内，这一过程中由于油孔的阻尼效应产生大量的热，从而耗散了冲击引起的能量。

图1 某型飞机尾橇缓冲器结构示意

全油液式缓冲器作为吸能耗能的主要部件，其缓冲性能主要由套筒上的阻尼孔的阻尼特性决定。

参数的选择与计算是缓冲器设计的核心问题，决定了缓冲性能的好坏。按性质区分，缓冲参数可分为油腔尺寸、活塞面积、油孔尺寸和缩流系数等。概括而言，缓冲器参数的选择和计算就是一个以飞机质量、重心等总体指标为设计输入和依据，采用简化的工程算法做初步预估，进而根据数字仿真或者落震试验的缓冲性能校核计算结果进行数次调整和迭代计算的过程。

飞机在执行最小离地速度试飞任务时，尾橇缓冲器可在触地后吸收飞机转动而产生的能量。为使机体结构上受到的载荷最小，在整个缓冲行程中阻尼力须尽量保持恒定。而阻尼力与油孔的大小有关，因此需选取油孔有效面积随行程变化的变油孔。

1.2 尾橇缓冲器冲击动力学方程

为在缓冲行程中吸收该能量，阻尼力做的功需要与之相等，随后将其转化成热量耗散。为尽量降低峰值载荷，提高缓冲效率，因此最佳的阻尼力为一个不随时间和行程变化的恒定值，即压缩速率为线性变化，随时间变化如下：

(1)

式中：v(t)为末段速度；v0为冲击速度；F为阻尼力；meq为当量质量；t为时间。

积分后代入初始条件，得到速度与行程的关系：

(2)

在压缩过程中的有效压油面积为Aeff，则缓冲器高压油腔中的压力为

(3)

式中：p为高压腔压力。

由流量公式推导油孔面积的变化公式：

(4)

式中：αD为油孔的缩流系数；pT为低压腔压力；忽略不计；Q为流量。

由式(4)可以看出Ameter与速度v成正比关系，将式(2)(3)代入式(4)，推导得到Ameter与s的关系如下：

(5)

将式(5)代入式(2)得到缓冲器阻尼力公式：

(6)

2 尾橇缓冲器落震动力学仿真模型建立

在整个缓冲过程的模拟中采用落震分析的方法，将飞机转动过程中对尾橇的转动能量等效转化为垂向落震的冲击能量。因此整个仿真过程就变成了当量质量块以一定的初始速度对尾橇缓冲器进行落震冲击，如图2所示。通过对这个过程中尾橇缓冲器的受载、行程和速度等参数的分析可得出尾橇的缓冲性能。

图2 落震分析原理

基于尾橇缓冲器动力学方程和液压原理数学模型，利用OpenModelica仿真软件搭建落震仿真模型。在建模过程中运用液压油、蓄压装置、释压阀、阻尼孔、腔体单元和作动筒单元等模块，使用当量质量和初速度作为输入，设置阻尼孔参数为基准油孔构型。落震仿真模型如图3所示，模型主要参数如表1所示。

图3 尾橇缓冲器落震等效模型

表1 落震等效模型计算参数

计算得到在基准油孔参数和落震工况下的仿真结果，如图4所示。

图4 落震分析结果

由图4可知：缓冲器关键参数满足尾橇缓冲器的性能要求，即满足：

(1)在缓冲行程范围内可吸收全部冲击能量；

(2)最大冲击载荷小于200 kN。

3 尾橇缓冲器冲击试验与仿真

3.1 试验目的

设计一套缓冲效率极高的尾橇缓冲器时，可假设阻尼力为定值，从而可推导出公式(5)中油孔面积与行程之间的函数关系，因而在全行程范围内得出有效油孔面积与实际行程之间的理想关系曲线。但是在工程设计中，受到套筒尺寸、实现方式和制造工艺等方面的制约，实际的油孔面积与行程关系难以完全达到理想曲线，因此可采取逼近理想曲线以及仿真方法进行迭代优化的方式进行油孔的最终选取。

将基准阻尼孔参数优化得到的阻尼孔构型设为基准油孔(100%)，通过调整油孔直径可获得不同构型的油孔，预设定若干套不同尺寸，分别为基准尺寸的85%、90%、100%、110%、115%，进行尾橇缓冲器冲击试验并与仿真数据进行对比分析，直至筛选出最接近理想模型的最优实物构型。

3.2 试验方法

尾橇冲击试验作为一种对尾橇缓冲性能校核的通用方法，是在尾橇试验台架上进行的性能鉴定试验。该试验可对由理论模型和仿真优化建立起来的缓冲参数进行校核和修正，并且通过切换不同构型的油孔参数进行试验，完成对比分析并确定最优的油孔方案。

试验原理：尾橇冲击试验与最小离地速度试飞时的尾橇冲击以及落震分析方法不同，是采用与实际工况等效的能量对尾橇试验件进行横向冲击，在冲击期间保持冲击载荷的恒定，通过分析整个冲击过程中的活塞杆运动速度与行程的关系来确定尾橇的缓冲性能。试验台在冲击模式下，通过蓄压器提供试验所需的能量。在试验开始前，将蓄压器中的充填氮气和油液设定至预设压力，通过改变此压力来调整初始冲击能量，尾橇冲击试验台如图5所示。