王 彤 許 鋒 聶 宏

南京航空航天大學(xué)飛行器先進(jìn)設(shè)計技術(shù)國防重點(diǎn)學(xué)科實(shí)驗室，南京，210016

0 引言

在彈射起飛方式下，艦載機(jī)將在2～3s之內(nèi)加速到離艦起飛速度，縱向過載峰值高達(dá)4g～6g(g為重力加速度)，飛行員在短時間內(nèi)可能會失去協(xié)調(diào)操縱能力，不能迅速有效地操縱飛機(jī)，因此，艦載機(jī)在無飛行員干涉條件下迅速達(dá)到起飛迎角是順利飛離母艦并繼續(xù)前飛的關(guān)鍵因素。為使飛機(jī)在彈射沖程末端與拖曳滑塊自動分離后能迅速增大迎角達(dá)到起飛要求，研究者們應(yīng)用前起落架突伸技術(shù)，在彈射力消失瞬間使前起落架緩沖器在壓縮空氣的推動下突伸，對飛機(jī)施加抬頭力矩以迅速增大迎角[1-3]。

前起落架突伸技術(shù)的應(yīng)用對緩沖器突伸模式以及其結(jié)構(gòu)形式提出了新的挑戰(zhàn)。從20世紀(jì)90年代起，國內(nèi)學(xué)者開始逐漸開展艦載機(jī)彈射起飛特性的研究，并取得了一定的科研成果，但所使用的研究手段多止于抽象的動力學(xué)方程推導(dǎo)，適用于突伸技術(shù)的緩沖器結(jié)構(gòu)的設(shè)計細(xì)節(jié)研究并無突破。

本文采用理論計算與仿真相結(jié)合的方法，對應(yīng)用前起落架突伸技術(shù)的緩沖器構(gòu)型進(jìn)行了研究。研究表明，增加高壓充氣的突伸模式能夠提供比單純釋放儲存勢能的突伸模式更可靠穩(wěn)定的突伸力；在常規(guī)型雙腔油氣式緩沖器的基礎(chǔ)上，增加旁路閥門適當(dāng)減小反彈阻尼，可以有效縮短突伸時間，更快增大起飛迎角和建立離艦后的飛機(jī)平衡姿態(tài)。

1 突伸模式研究

為了得到理想的起飛特性，在應(yīng)用前起落架突伸技術(shù)時需首先選擇合適的突伸模式，總結(jié)相關(guān)文獻(xiàn)研究結(jié)果以及典型艦載機(jī)的使用經(jīng)驗[4]，突伸模式大致分為勢能儲存和高壓充氣兩種。前者是指在彈射之前將前起落架緩沖器壓縮至一定位置，積蓄勢能，在彈射沖程末端，釋放儲存的勢能以提供突伸力；后者是指將緩沖器內(nèi)氣腔與飛機(jī)所帶高壓氣瓶相連通，并由電磁閥控制，電磁閥開啟時，高壓氣瓶向緩沖器內(nèi)注入高壓氣體，推動活塞向下運(yùn)動產(chǎn)生突伸。

勢能儲存方法簡單易行，不會造成起落架結(jié)構(gòu)增重，也無需額外攜帶高壓氣瓶。彈射之前的緩沖器壓縮過程與彈射時的緩沖器突伸過程可視作緩沖器的一個正行程加上一個反行程，為一個循環(huán)。在一個循環(huán)中停頓一定時間，熱量便與外界發(fā)生交換，因此釋放儲存勢能的突伸模式更近似于等溫過程。不計油液流經(jīng)節(jié)流小孔時損失的能量，儲存勢能由于熱量交換而部分喪失，最終所釋放的能量難以提供足夠的突伸力[4]。

采用高壓充氣方法會增加起落架緩沖器結(jié)構(gòu)的復(fù)雜性，但是電磁閥控制啟閉可以使輸出的突伸力保持在可控范圍之內(nèi)，并且注入高壓氣體使得氣腔內(nèi)增壓更大，可以提供更大的突伸力。

對艦載機(jī)施加突伸力，可使得飛機(jī)迅速抬頭增大迎角，而迎角的增加量直接受限于緩沖器能夠突伸的行程。為盡可能增大迎角，緩沖器需要有足夠的突伸空間，因此緩沖器在突伸之前需處于壓縮狀態(tài)，即采用高壓充氣方法也必須以前起落架壓縮作為前提。

基于以上分析，本文提出一種勢能儲存和高壓充氣相結(jié)合的突伸模式。即在彈射之前將前起落架緩沖器壓縮一定行程，在彈射沖程末端，在釋放儲存勢能的同時注入高壓氣體，推動活塞運(yùn)動產(chǎn)生突伸。這種組合的突伸模式的優(yōu)點(diǎn)在于能夠提供穩(wěn)定的突伸力及較長的突伸距離，并提高突伸的可靠性。

2 緩沖器結(jié)構(gòu)設(shè)計

2.1 緩沖器構(gòu)型

雙腔油氣式緩沖器因其高效率和高功量吸收能力而被普遍應(yīng)用于現(xiàn)代飛機(jī)上，與變截面油孔設(shè)計技術(shù)的結(jié)合更進(jìn)一步提高了緩沖器性能[5]。本文對常規(guī)型雙腔油氣式緩沖器進(jìn)行改進(jìn)，使飛機(jī)在組合突伸模式下更快建立起飛迎角，縮短突伸時間。

在組合突伸模式下，通過高壓充氣向緩沖器氣腔內(nèi)注入高壓氣體，需經(jīng)過一定的時間達(dá)到預(yù)定氣腔壓力，之后，增壓的空氣體積膨脹推動活塞運(yùn)動產(chǎn)生突伸時，油液受擠壓流經(jīng)節(jié)流小孔，產(chǎn)生的油液阻尼力是影響緩沖器伸展速度的重要因素。因此要加快突伸速度，需要減小相應(yīng)突伸時產(chǎn)生的油液阻尼力。根據(jù)下式可知增大油孔面積可以減小油液阻尼力：

(1)

本文提出的緩沖器的結(jié)構(gòu)方案如圖1所示。結(jié)構(gòu)中設(shè)置有一個旁路閥門，閥門上有一個旁路油孔，它需由推動彈簧來開啟，獨(dú)立于主油孔之外工作。這種緩沖器的工作原理是：緩沖器在普通起飛著陸時，兩氣腔內(nèi)最大壓力都達(dá)不到開啟旁路油孔的壓力，因此旁路油孔不工作；而在彈射起飛時，從飛機(jī)所攜帶的高壓氣瓶向緩沖器內(nèi)注入高壓氣體，氣腔內(nèi)壓力升高到開啟壓力，推動旁路閥門中的彈簧運(yùn)動，旁路油孔開啟，與主油孔一起工作。

這種結(jié)構(gòu)方案使得緩沖器具有突伸狀態(tài)與普通狀態(tài)兩種工作狀態(tài)。突伸狀態(tài)下，旁路油孔開啟，相當(dāng)于增大了油孔面積，減小了油液阻尼力，從而縮短了突伸時間；普通狀態(tài)下旁路油孔關(guān)閉，不影響飛機(jī)降落和滑跑過程中的緩沖性能。

圖1 緩沖器構(gòu)型圖

2.2 緩沖器充填參數(shù)

壓縮比設(shè)置如下[5]：停機(jī)到全伸長壓縮比為3∶1；全壓縮到停機(jī)壓縮比為2∶1。

前輪相當(dāng)質(zhì)量(GJB67.4-85)為

(2)

式中，a為前輪距重心長度；b為主輪距重心長度；h為重心距主輪軸高度。

根據(jù)飛機(jī)設(shè)計手冊[5]計算的雙腔油氣式緩沖器充填參數(shù)如表1所示。

3 緩沖器系統(tǒng)建模

3.1 力學(xué)模型

模型基本假設(shè)如下：①只考慮機(jī)體坐標(biāo)系下垂直平面內(nèi)的運(yùn)動，所有力均作用在此平面內(nèi)；②多輪胎特性等效為一個當(dāng)量輪胎特性；③忽略緩沖器水平方向以外的撓度變化。

表1 緩沖器充填參數(shù)

起落架系統(tǒng)可以等效為三個部分：上部質(zhì)量(包括飛機(jī)等效質(zhì)量、緩沖器外筒質(zhì)量)，下部質(zhì)量(包括緩沖器活塞桿、剎車裝置、輪胎質(zhì)量)，以及轉(zhuǎn)動質(zhì)量(包括輪胎、剎車的轉(zhuǎn)動部分)[6]。取起落架各個不同的分離體進(jìn)行研究，建立起落架系統(tǒng)動力學(xué)方程[7-9]，其緩沖過程可以分為兩個階段。

(1)初始觸地階段。上部質(zhì)量與下部質(zhì)量同步運(yùn)動，僅有輪胎壓縮，緩沖器不壓縮。

垂直方向：

(3)

水平航向：

(4)

輪胎旋轉(zhuǎn)：

(5)

(2)緩沖器開始壓縮階段。輪胎與緩沖器一起壓縮。

垂直方向(上部質(zhì)量)：

(6)

垂直方向(下部質(zhì)量)：

(7)

水平航向：

(8)

輪胎旋轉(zhuǎn)：

(9)

作用在起落架系統(tǒng)上的力包括空氣動力、緩沖支柱內(nèi)力和輪胎力，其中：

空氣動力為

L=nL(Wj+Ww)

(10)

緩沖支柱內(nèi)力為

Fs=Fa+Fh+Ff

(11)

輪胎上的垂直反力為

(12)

輪胎上的水平反力為

(13)

緩沖器分離體受力如圖2所示。其中，Nu為緩沖器上軸套的垂直力；Nl為緩沖器下軸套的垂直力。

圖2 緩沖器分離體受力圖

3.2 仿真模型

動力學(xué)分析軟件LMS Virtual. Lab中的Motion模塊具有優(yōu)越的動力學(xué)求解性能，在其中建立前起落架虛擬樣機(jī)模型并進(jìn)行突伸動態(tài)仿真可以獲得準(zhǔn)確的結(jié)構(gòu)動態(tài)性能信息。在傳統(tǒng)的起落架動態(tài)性能仿真中，由于無法模擬空氣和油液，空氣彈簧力和油液阻尼力需要以拉壓彈簧或者由函數(shù)控制的力的形式加載到模型上，故這兩種形式都是用數(shù)學(xué)方法間接地模擬空氣彈簧力和油液阻尼力。AMESim(全稱為LMS Imagine. Lab AMESim)是一款專門用于機(jī)械/液壓系統(tǒng)建模、仿真和動力學(xué)分析的軟件，采用該軟件可以方便地建立雙腔油氣式緩沖器的仿真模型，通過模擬空氣和油液，產(chǎn)生更符合真實(shí)情況的動態(tài)的空氣彈簧力和油液阻尼力。聯(lián)合仿真既利用了Motion模塊在動力學(xué)求解問題上的優(yōu)越性，又兼顧了AMESim在模擬空氣和油液阻尼方面的便利。

圖3 前起落架虛擬樣機(jī)模型

在LMS Virtual. Lab環(huán)境下根據(jù)某型機(jī)的結(jié)構(gòu)參數(shù)建立前起落架虛擬樣機(jī)模型，如圖3所示，在緩沖器活塞桿與外筒的局部坐標(biāo)系上連接AMESim接口， AMESim中模擬的活塞運(yùn)動將提供空氣彈簧力和油液阻尼力，與數(shù)學(xué)函數(shù)力的加載相比較，這樣更符合真實(shí)情況。仿真模型中仍需另外加載空氣動力和輪胎力。

(1)空氣動力。將全機(jī)升力等效分解到前起落架、主起落架的轉(zhuǎn)軸處，作用在前起落架轉(zhuǎn)軸中心的當(dāng)量升力為

式中，la為升力作用點(diǎn)到前起落架轉(zhuǎn)軸中心的距離；lb為前起落架、主起落架轉(zhuǎn)軸中心距離。

圖4 AMESim中的緩沖器仿真模型

(2)輪胎力。使用LMS Virtual. Lab Motion中的complex tire模擬輪胎力，根據(jù)某型機(jī)輪胎充填參數(shù)添加垂向和側(cè)向剛度。

在AMESim環(huán)境下，嵌入Motion模塊接口，接收速度和位移信號，再經(jīng)過計算，輸出所產(chǎn)生的力信號，加載在Motion中的模型上(圖4)。緩沖器外筒與活塞桿之間的相對運(yùn)動，所引起的既有兩個氣腔內(nèi)氣體體積的變化，也有液體的流量變化，其中，氣體體積的變化由AMESim中無熱量交換的蓄能器呈現(xiàn)，液體流量的變化等效為HCD庫中的活塞單元的運(yùn)動，另外，變截面油孔等效為可變節(jié)流閥，由控制信號控制其節(jié)流口面積的大小[10]。

4 緩沖性能仿真

4.1 仿真條件

設(shè)置前起落架以6m/s的下沉速度接觸跑道，此時緩沖器支柱處于全伸長狀態(tài)，觸地后緩沖器與輪胎將經(jīng)過壓縮—振蕩過程后回彈至停機(jī)位置。緩沖性能仿真具有兩種意義：對比仿真結(jié)果中關(guān)鍵參數(shù)與表1中各狀態(tài)下的理論計算結(jié)果，如果能夠保持一致則證明模型有效；如果載荷—行程曲線能顯示緩沖器具有較高的效率，緩沖器支柱載荷在合理范圍之內(nèi)，也可以側(cè)面反映模型的有效性[11-14]。

4.2 結(jié)果分析

圖5 緩沖器壓縮行程曲線

圖6 第一氣室氣體壓力和體積變化曲線

圖7 第二氣室氣體壓力和體積變化

如圖5所示，緩沖器觸地后迅速壓縮至行程400mm左右，又緩慢回彈，經(jīng)1.7s左右進(jìn)入停機(jī)平衡狀態(tài)，壓縮行程287mm，略高于計算停機(jī)壓縮行程280mm。由于仿真時間僅為2s，緩沖器壓縮行程仍有回彈趨勢，因此若延長仿真時間，停機(jī)壓縮行程最終將與理論值相差無幾。圖6和圖7所示曲線表示兩氣室的氣體壓力和體積變化，第一氣室與理論值略有誤差，考慮到氣體仍有膨脹趨勢，誤差也在可接受范圍之內(nèi)。第二氣室與理論值吻合程度較高，充分體現(xiàn)了雙腔緩沖器的工作特點(diǎn)，即在第一氣室壓縮到達(dá)臨界點(diǎn)時第二氣室才會開始工作，也說明仿真模型中的壓力控制單元非常有效。

圖8和圖9所顯示的緩沖支柱的最大載荷在可以接受的合理范圍之內(nèi)，并且載荷—行程曲線光滑飽滿，緩沖器效率達(dá)到70%以上。

圖8 緩沖支柱載荷

圖9 載荷—行程曲線

仿真結(jié)果分析表明，所建立的聯(lián)合仿真模型能夠滿足緩沖器的各項要求。

5 前起落架突伸仿真

5.1 仿真環(huán)境設(shè)置

設(shè)置前起落架在預(yù)先壓縮狀態(tài)下突伸至全伸長狀態(tài)，除緩沖器處于全壓縮狀態(tài)外，輪胎預(yù)壓縮30mm，仿真時間1s。為了進(jìn)行對比，按照使用突伸模式和緩沖器構(gòu)型的不同分為三種情況。

(1)使用釋放儲存勢能的方式突伸，前起落架在全壓縮狀態(tài)下開始突伸，使用常規(guī)型雙腔油氣式緩沖器。

(2)使用釋放儲存勢能并增加高壓充氣的方式突伸，前起落架處于全壓縮狀態(tài)下開始突伸，并于初始加入12MPa的穩(wěn)定高壓。使用常規(guī)型雙腔油氣式緩沖器。

(3)使用釋放儲存勢能并增加高壓充氣的方式突伸，前起落架處于全壓縮狀態(tài)下開始突伸，并于初始加入12MPa的穩(wěn)定高壓。使用改進(jìn)型雙腔油氣式緩沖器，增加直徑10mm的旁路閥門。

5.2 結(jié)果分析

分別在三組狀態(tài)(分別對應(yīng)前述三種情況)下進(jìn)行仿真，緩沖器支柱的突伸行程—時間關(guān)系如圖10所示，抽取其中關(guān)鍵數(shù)據(jù)對比列出，如表2所示。

圖10 緩沖器支柱突伸行程

表2 仿真結(jié)果對比

單純釋放儲存勢能突伸，隨著活塞桿的伸長，氣室容積逐漸變大，氣室內(nèi)壓強(qiáng)逐漸減小，所產(chǎn)生的突伸力也相應(yīng)逐漸減小，因此突伸行程未達(dá)到最大，并且突伸時間比較長；充入高壓后，突伸時間顯著縮短，突伸行程也達(dá)到最大，并且曲線平滑無振蕩；在常規(guī)型雙腔油氣式緩沖器的基礎(chǔ)上增開旁路閥門后，突伸行程達(dá)到最大，而且突伸時間進(jìn)一步縮短，狀態(tài)3的突伸時間相比狀態(tài)2的突伸時間縮短了0.1s。第三種情況獲得了最好的突伸效果。

6 結(jié)論

(1)在前起落架突伸過程中充入高壓可以有效增加突伸行程并縮短突伸時間，即恒定的突伸力比逐漸減小的突伸力更為有效。

(2)在常規(guī)型雙腔油氣式緩沖器的基礎(chǔ)上增加旁路閥門以減小反彈阻尼，可以有效加快突伸速度并縮短突伸時間。

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