孫嘉璘 黃偉 盧齊躍

?

臨近空間飛行器滑橇式起落架緩沖特性分析

孫嘉璘1,2黃偉1,2盧齊躍1,2

（1 北京空間機(jī)電研究所，北京 100094） （2 中國(guó)空間技術(shù)研究院航天器無(wú)損著陸技術(shù)核心專(zhuān)業(yè)實(shí)驗(yàn)室，北京 100094）

可收起的滑橇式起落架能夠解決臨近空間飛行器機(jī)身內(nèi)部空間緊張的問(wèn)題。為驗(yàn)證滑橇式起落架的可靠性，優(yōu)化滑橇式起落架的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)，需建立準(zhǔn)確的滑橇式起落架動(dòng)力學(xué)模型，對(duì)其落震動(dòng)力學(xué)特性及影響落震性能的主要因素進(jìn)行分析。文章基于某臨近空間飛行器的滑橇式前起落架原型，對(duì)其進(jìn)行運(yùn)動(dòng)學(xué)分析，建立基于ADAMS的三維落震仿真模型并進(jìn)行動(dòng)力學(xué)分析，得到其落震動(dòng)力學(xué)特性。研究了緩沖器油孔尺寸、滑橇結(jié)構(gòu)件的柔性以及滑塊與地面間的摩擦因數(shù)對(duì)落震性能的影響。仿真結(jié)果表明，相同工況下滑橇式起落架的緩沖器行程比支柱式起落架短23.29%，緩沖力峰值比支柱式起落架高62.5%，油液阻尼力占緩沖器軸力的比值達(dá)到87.55%，因此滑橇式起落架不利于承受大沖擊。緩沖性能受油孔尺寸影響，減小油孔面積，緩沖器載荷增大，最大行程減小。此外起落架緩沖性能還受到地面摩擦因數(shù)的影響，緩沖力峰值與緩沖器行程均隨地面摩擦因數(shù)增大而增大。分析結(jié)果對(duì)可收起的滑橇式起落架的設(shè)計(jì)有一定的參考價(jià)值，有利于其在航空航天領(lǐng)域的應(yīng)用。

緩沖性能 滑橇式起落架 動(dòng)力學(xué) 臨近空間飛行器

0 引言

起落架是飛行器的重要組成部分，起落架的緩沖性能直接影響到飛行器的起降安全。建立合理的起落架落震動(dòng)力學(xué)模型，對(duì)優(yōu)化起落架的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)，確保飛行器安全平穩(wěn)著陸具有重要意義。隨著我國(guó)航天事業(yè)的飛速發(fā)展，自由進(jìn)出空天技術(shù)將是國(guó)家科技中長(zhǎng)期發(fā)展戰(zhàn)略的重要組成部分[1]，對(duì)高超聲速臨近空間飛行器回收著陸技術(shù)展開(kāi)研究十分必要。

相比于飛機(jī)，臨近空間飛行器受限于空天往返的高昂成本，對(duì)機(jī)體空間資源要求更苛刻，輕質(zhì)設(shè)計(jì)要求更高?？墒掌鸬幕潦狡鹇浼芟啾扔谳喪狡鹇浼芨?jié)省內(nèi)部空間，滑橇式起落架在美國(guó)的X-15驗(yàn)證機(jī)[2]和追夢(mèng)者號(hào)航天飛機(jī)[3]上就已經(jīng)被采用，證明了在飛行器上應(yīng)用的可行性。由于滑橇式起落架的研究比較少，且多為直升機(jī)上的不可收放滑橇式起落架方面的研究[4-6]，本文在進(jìn)行滑橇式起落架落震動(dòng)力學(xué)建模時(shí)，在力學(xué)模型及建模方法等方面多借鑒輪式起落架。文獻(xiàn)[7]建立了支柱式起落架的二質(zhì)量塊模型，在MATLAB軟件中進(jìn)行了動(dòng)力學(xué)分析，驗(yàn)證了二質(zhì)量塊模型的正確性；文獻(xiàn)[8]利用ADAMS/Aircraft建立了全剛性起落架整機(jī)落震動(dòng)力學(xué)模型，并運(yùn)用有限元軟件對(duì)起落架模型進(jìn)行了柔性化處理，得出起落架柔性對(duì)緩沖器性能有一定影響的結(jié)論；文獻(xiàn)[9]利用ADAMS建立起落架落震動(dòng)力學(xué)模型，并在動(dòng)力學(xué)分析的基礎(chǔ)上以緩沖系統(tǒng)的效率、緩沖器的行程以及起落架最大過(guò)載等為指標(biāo)建立kriging代表模型，進(jìn)行緩沖器參數(shù)的可靠性靈敏度分析；文獻(xiàn)[10-12]對(duì)于搖臂式起落架的數(shù)值仿真以及艦載機(jī)阻攔著陸等特定情況下的起落架仿真也展開(kāi)了研究。

本文針對(duì)某臨近空間飛行器的滑橇式前起落架，基于ADAMS建立了剛體落震模型參數(shù)，獲得了滑橇式起落架的落震特性，并據(jù)此與常規(guī)的輪式起落架進(jìn)行了對(duì)比；對(duì)緩沖器結(jié)構(gòu)與填充參數(shù)進(jìn)行了調(diào)整，研究了緩沖器參數(shù)對(duì)滑橇式起落架緩沖特性的影響；由于結(jié)構(gòu)中存在承受彎矩的結(jié)構(gòu)件，對(duì)承受彎矩的結(jié)構(gòu)件進(jìn)行柔性化處理，考慮其彎曲變形對(duì)落震性能的影響；研究了滑橇與地面之間的摩擦因數(shù)對(duì)緩沖性能的影響。

1 起落架數(shù)學(xué)模型

滑橇式起落架由收放機(jī)構(gòu)、緩沖器、滑橇結(jié)構(gòu)件和滑塊等組成，如圖1所示?；潦狡鹇浼艿奶攸c(diǎn)是能夠有效的節(jié)省空間，但不具備控制轉(zhuǎn)向的能力。

圖1 滑橇式起落架布局型式

1.1 運(yùn)動(dòng)學(xué)模型

滑橇式起落架關(guān)于機(jī)身對(duì)稱(chēng)面對(duì)稱(chēng)，因此本文在進(jìn)行起落架著陸動(dòng)力學(xué)仿真時(shí)，認(rèn)為起落架緩沖性能主要受垂直載荷和縱向載荷影響，沒(méi)有考慮側(cè)向載荷。以滑橇結(jié)構(gòu)件與機(jī)身連接軸處為原點(diǎn)在機(jī)身對(duì)稱(chēng)面內(nèi)建立坐標(biāo)系，軸水平指向航向，軸垂直于地面向下，并在該坐標(biāo)系下建立運(yùn)動(dòng)學(xué)模型，如圖2所示。

圖2 滑橇式起落架受力分析圖

在模型中，將質(zhì)量分為兩部分，一部分為飛機(jī)機(jī)體等效質(zhì)量e，也稱(chēng)為彈性質(zhì)量，認(rèn)為它在滑塊的正上方；另一部分為非彈性質(zhì)量，包括滑橇結(jié)構(gòu)件的質(zhì)量p（集中在滑橇結(jié)構(gòu)件的中心處）和滑塊的質(zhì)量s。各部分質(zhì)量對(duì)應(yīng)的重力集中作用在圖2中各集中質(zhì)量點(diǎn)位置。為使圖形清晰，圖中并未表示出重力。根據(jù)起落架結(jié)構(gòu)的運(yùn)動(dòng)特點(diǎn)，需要考慮非彈性質(zhì)量繞滑橇結(jié)構(gòu)件與機(jī)身連接軸（即點(diǎn)）的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量?！?”點(diǎn)為機(jī)體與收放機(jī)構(gòu)間的連接軸，“2”點(diǎn)為滑橇結(jié)構(gòu)件與滑塊間的連接軸，“3”點(diǎn)為緩沖器與滑橇結(jié)構(gòu)件間的連接軸。在進(jìn)行動(dòng)力學(xué)分析時(shí)，考慮系統(tǒng)的4個(gè)自由度，分別是內(nèi)外筒之間沿軸線方向的相對(duì)運(yùn)動(dòng)，滑塊與滑橇結(jié)構(gòu)件之間的轉(zhuǎn)動(dòng)以及起落架在前進(jìn)方向和垂直方向的運(yùn)動(dòng)。

結(jié)合起落架的結(jié)構(gòu)型式和運(yùn)動(dòng)狀態(tài)，為簡(jiǎn)化分析，做出以下基本假設(shè)：1）忽略空氣阻力；2）忽略機(jī)身繞轉(zhuǎn)軸的轉(zhuǎn)動(dòng)及側(cè)向運(yùn)動(dòng)，認(rèn)為機(jī)身僅在運(yùn)動(dòng)平面內(nèi)平移；3）滑橇結(jié)構(gòu)件理想化為剛體結(jié)構(gòu)，質(zhì)心位于與緩沖器連接處；4）滑塊與地面之間始終保持接觸，在垂直方向無(wú)位移。

圖2中各集中質(zhì)量點(diǎn)的平動(dòng)以及滑橇結(jié)構(gòu)件的轉(zhuǎn)動(dòng)（均為相對(duì)慣性坐標(biāo)系）滿足動(dòng)力學(xué)普遍方程[13]：

參考圖2建立運(yùn)動(dòng)學(xué)分析方程，在緩沖器壓縮過(guò)程中，認(rèn)為所有與機(jī)身相連的點(diǎn)（包括“1”點(diǎn)），同坐標(biāo)原點(diǎn)一樣，只有平移運(yùn)動(dòng)。飛行器著陸后，緩沖器開(kāi)始?jí)嚎s，起落架各連接點(diǎn)以及彈性質(zhì)量e之間存在著幾何運(yùn)動(dòng)關(guān)系，關(guān)系式如下：

由幾何關(guān)系易知

緩沖器在壓縮過(guò)程中的瞬時(shí)長(zhǎng)度為

緩沖器行程為

式中r1為起落架與機(jī)身的兩個(gè)連接軸點(diǎn)和“1”點(diǎn)之間的距離；13為緩沖皿的長(zhǎng)度。

1.2 緩沖軸向力模型

本課題涉及的緩沖器均為單腔油氣式緩沖器[14]。在研究緩沖器著陸動(dòng)力學(xué)時(shí)，主要研究緩沖器的軸向力，按力的性質(zhì)分類(lèi)，油氣式緩沖器的軸向力可分為空氣彈簧力、油液阻尼力、結(jié)構(gòu)摩擦力和結(jié)構(gòu)限制力[15-18]。緩沖器軸向力可以表示為

式中a為空氣彈簧力；h為油液阻尼力；f為內(nèi)外筒之間的摩擦力；t為結(jié)構(gòu)限制力。

1）空氣彈簧力。根據(jù)氣體多變過(guò)程，忽略油液可壓以及緩沖器腔體的體積膨脹，空氣彈簧力為

2）油液阻尼力。根據(jù)伯努利公式和質(zhì)量連續(xù)方程，考慮壓縮行程和伸長(zhǎng)行程油液阻尼力的方向不同，油液阻尼力的表達(dá)式為：

3）結(jié)構(gòu)摩擦力?？紤]緩沖器套筒密封產(chǎn)生的摩擦力[19]：

4）結(jié)構(gòu)限制力。本文中結(jié)構(gòu)限制力主要用于在靜平衡階段平衡重力、空氣壓力和凈摩擦力[20]。而在緩沖器被壓縮時(shí)，一般不會(huì)達(dá)到最大行程，結(jié)構(gòu)限制力為零。

2 落震動(dòng)力學(xué)分析

2.1 主要參數(shù)

選擇正常著陸工況進(jìn)行仿真，彈性質(zhì)量e為300kg，垂直速度為3m/s，航向速度為112m/s。該起落架的主要參數(shù)如表1所示。

表1 起落架主要參數(shù)

Tab.1 Parameters of landing gear

注：1）表中所列地面摩擦因數(shù)為初始設(shè)計(jì)參數(shù)；2）主油孔內(nèi)裝有油針，油針為圓角方形截面，主油孔面積d為隨行程改變的變量，在此僅列出初始油孔面積。

2.2 仿真計(jì)算及結(jié)果分析

本文采用ADAMS/View軟件進(jìn)行起落架的動(dòng)力學(xué)建模與仿真，主要包括三部分內(nèi)容[21-22]：建立CAD模型；建立緩沖器軸向力特性文件；分析計(jì)算與仿真。其中緩沖器軸向力的建模由MATLAB/Simulink實(shí)現(xiàn)。計(jì)算仿真中，選擇Gstiff求解器SI2積分格式進(jìn)行動(dòng)力學(xué)仿真，Gstiff為剛性穩(wěn)定算法，SI2積分格式在小步長(zhǎng)情況下的Jacobian矩陣不會(huì)產(chǎn)生奇異、病態(tài)，可以在步長(zhǎng)很小時(shí)保持穩(wěn)定[23]。

仿真結(jié)果如圖3所示。

圖3 仿真分析結(jié)果

由圖3（a）可知，彈性質(zhì)量垂直位移在0.17s達(dá)到最大值152mm，穩(wěn)定在131mm；緩沖器的壓縮行程最大值為112mm，然后回彈并穩(wěn)定在98mm，約為彈性質(zhì)量垂直位移的74%；由圖3（b）可知，初始時(shí)刻，空氣彈簧力為初始彈簧力1 765.19N，為了與空氣彈簧力平衡，緩沖器的結(jié)構(gòu)限制力取為–1 765.19N；緩沖支柱力在著陸后0.03s達(dá)到最大值28.6kN，觸地瞬間，由內(nèi)外筒相對(duì)運(yùn)動(dòng)產(chǎn)生的油液阻尼力最大，約占緩沖支柱力的90%；由圖3（c）可知，緩沖器功量圖較為充實(shí)，經(jīng)計(jì)算得，緩沖器效率為79.69%，緩沖器吸收總能量為2.56kJ，其中空氣艙氣體壓縮吸收的能量?jī)H占12.38%，油液阻尼力吸收的能量占到了87.55%。

該臨近空間飛行器采取了兩種前起落架設(shè)計(jì)方案，另一種為支柱式起落架。在表2中，對(duì)兩種起落架的仿真結(jié)果進(jìn)行了對(duì)比。相同工況下滑橇式起落架所需的緩沖器設(shè)計(jì)行程較短，但是需要能夠承受更大的緩沖力。另外由圖2易知，在緩沖過(guò)程中，滑橇結(jié)構(gòu)件會(huì)承受由緩沖器軸向力引起的彎矩，載荷較大的情況下對(duì)結(jié)構(gòu)件結(jié)構(gòu)強(qiáng)度要求較高。因此滑橇式起落架雖然能夠節(jié)省機(jī)身空間，但不適于吸收過(guò)大的沖擊能量。

表2 兩種起落架緩沖性能對(duì)比

Tab.2 The comparison of two landing gears

3 緩沖特性主要影響因素分析

由圖3的緩沖力分析可知，對(duì)于緩沖器行程較短的滑橇式起落架而言，緩沖器的緩沖性能受油液阻尼力影響較大。由式（14）可知，油液阻尼力主要受緩沖器油孔尺寸[24]和緩沖器壓縮速度影響。緩沖器壓縮速度受到滑橇結(jié)構(gòu)件撓曲變形和滑塊與地面間摩擦因數(shù)的影響。因此對(duì)油孔尺寸、結(jié)構(gòu)件柔性和地面摩擦因數(shù)這三個(gè)影響因素進(jìn)行分析。

3.1 油孔面積影響

油孔面積是影響緩沖器油液阻尼力的主要結(jié)構(gòu)參數(shù)[25]，本文所研究的緩沖器采用的是變油孔設(shè)計(jì)，油孔面積隨緩沖器行程增大而減小。本文選取設(shè)計(jì)油孔面積的0.8倍和1.2倍兩種情況來(lái)進(jìn)行仿真計(jì)算。油孔面積對(duì)緩沖性能的影響如圖4（a）、4（b）所示。

圖4 油孔面積對(duì)緩沖性能的影響

對(duì)比仿真曲線可知，減小油孔面積，著陸撞擊初始時(shí)刻緩沖器載荷增大，緩沖器最大行程縮短；增大油孔面積，著陸撞擊初始時(shí)刻緩沖器載荷減小，緩沖力峰值出現(xiàn)的位置后移，最大行程變長(zhǎng)。

上述分析表明，適當(dāng)減小油孔面積有利于縮短設(shè)計(jì)行程，但是若油孔面積過(guò)小，緩沖力峰值過(guò)大，不利于緩沖器效率的提高。

3.2 結(jié)構(gòu)件柔性對(duì)緩沖特性影響分析

由于滑橇式起落架的結(jié)構(gòu)與輪式起落架有很大區(qū)別，緩沖器載荷作用在滑橇結(jié)構(gòu)件中間，使得它承受很大的彎矩，會(huì)引起一定的撓曲變形從而對(duì)緩沖性能產(chǎn)生影響。因此，使用ADAMS/View的Viewflex將滑橇結(jié)構(gòu)件離散化，考慮它的前10階模態(tài)，連接方式和結(jié)構(gòu)參數(shù)不變，進(jìn)行仿真。仿真結(jié)果如圖5所示，滑橇結(jié)構(gòu)件的撓曲變形，會(huì)引起緩沖器載荷的小幅波動(dòng)，緩沖器前程緩沖力減小，緩沖器峰值位置后移。

3.3 地面摩擦因數(shù)對(duì)緩沖特性影響分析

由圖2受力分析可知，緩沖器壓縮速度與滑橇結(jié)構(gòu)件轉(zhuǎn)動(dòng)角速度有關(guān)，并且滑橇結(jié)構(gòu)件轉(zhuǎn)動(dòng)角速度與地面摩擦力有關(guān)。這與輪式起落架不同，在進(jìn)行常規(guī)輪式起落架落震動(dòng)力學(xué)分析時(shí)，通常不考慮地面摩擦力的影響。在本文中，對(duì)比了不考慮地面摩擦力以及不同地面摩擦因數(shù)工況下的緩沖特性，結(jié)果如圖6所示。仿真結(jié)果表明，在滑橇式起落架的落震動(dòng)力學(xué)仿真中不能忽略地面摩擦力的影響，當(dāng)增大地面動(dòng)摩擦因數(shù)時(shí)，地面摩擦力增大，緩沖器的緩沖力峰值與最大行程均增大。

圖5 滑橇結(jié)構(gòu)件柔性對(duì)緩沖性能的影響

圖6 地面摩擦力對(duì)緩沖性能的影響

4 結(jié)束語(yǔ)

本文針對(duì)某型臨近空間飛行器的滑橇式前起落架，開(kāi)展了基于ADAMS的著陸動(dòng)力學(xué)建模及仿真，考慮了影響緩沖性能的主要因素，得到以下結(jié)論：

1）起落架觸地后，緩沖器壓縮速度與起落架的結(jié)構(gòu)密切相關(guān)，隨結(jié)構(gòu)件與緩沖器長(zhǎng)度增加，緩沖器壓縮速度與彈性質(zhì)量垂直速度之比減小。緩沖器壓縮速度觸地后即達(dá)到最大值，使得緩沖器油液阻尼力迅速增大，占總緩沖力的近90%。

2）由于結(jié)構(gòu)限制，緩沖器行程較短，緩沖器峰值更大，大空氣壓縮所能吸收的能量有限，油液阻尼力吸收的能量占緩沖器吸收總能量的87.55%?；潦狡鹇浼苓m用于緩沖能量較小，起落架空間較緊張的飛行器。

3）適當(dāng)減小油孔面積有利于縮短設(shè)計(jì)行程，但是若油孔面積過(guò)小，著陸初始時(shí)刻緩沖力峰值過(guò)大，不利于緩沖器效率的提高。

4）滑橇結(jié)構(gòu)件的撓曲變形，會(huì)引起緩沖器載荷的小幅波動(dòng)，緩沖器前程緩沖力減小，緩沖器峰值位置后移?？傮w來(lái)說(shuō)，對(duì)緩沖力峰值和緩沖器行程影響不大。

5）滑橇式起落架的緩沖特性受到滑塊與地面摩擦因數(shù)的影響。隨地面動(dòng)摩擦因數(shù)增大，地面摩擦力增大，緩沖器緩沖力峰值與最大行程也隨之增大。

[1] 高樹(shù)義, 黃偉. 中國(guó)航天器回收著陸技術(shù)60年成就與展望[J]. 航天返回與遙感, 2018, 39(4): 70-78. GAO Shuyi, HUANG Wei. The Development and Prospect of Chinese Spacecraft Recovery and Landing Technology in the Last Sixty Years[J]. Spacecraft Recovery & Remote Sensing, 2018, 39(4): 70-78. (in Chinese)

[2] JENKINS D R. Book Review: Space Shuttle: The History of the National Space Transportation System/Motorbooks International[J]. Sky and Telescope, 1993, 87(6): 59.

[3] CHANG Yiwei. The First Decade of Commercial Space Tourism[J]. Acta Astronautica, 2015, 108: 79-91.

[4] 姜年朝, 劉國(guó)富, 戴勇, 等. 基于ANSYS的滑橇式起落架動(dòng)態(tài)設(shè)計(jì)方法研究[J]. 現(xiàn)代機(jī)械, 2008(1): 45-46. JIANG Nianchao, LIU Guofu, DAI Yong, et al. The Study About Dynamic Analysis of Landing Gear Based on Ansys[J]. Modern Machinery, 2008(1): 45-46. (in Chinese)

[5] 尹德新, 何歡, 陳國(guó)平. 滑撬式起落架動(dòng)力學(xué)設(shè)計(jì)與仿真[J]. 江蘇航空, 2010(S2): 33-36. YIN Dexin, HE Huan, CHEN Guoping. Dynamic Design and Simulation of Ski Landing Gear[J]. Jiangsu Aviation, 2010(S2): 33-36. (in Chinese)

[6] 陶周亮, 方建義, 張梅. 基于LS-DYNA的滑橇起落架落震分析及二次開(kāi)發(fā)[J]. 直升機(jī)技術(shù), 2015(3): 25-28. TAO Zhouliang, FANG Jianyi, ZHANG Mei. Analysis and Secondary Development of Skid Landing Gear Shock Based on LS-DYNA[J]. Helicopter Technique, 2015(3): 25-28. (in Chinese)

[7] 邢志偉, 劉廣. 飛機(jī)起落架緩沖機(jī)理模型研究[J]. 機(jī)床與液壓, 2011, 39(15): 130-132. XING Zhiwei, LIU Guang. Modeling Research on Mechanism of Shock Absorber for Aircraft Landing Gear[J]. Machine Tool and Hydraulics, 2011, 39(15): 130-132. (in Chinese)

[8] 王文強(qiáng), 聶宏, 魏小輝, 等. 飛行器柔性起落架落震性能分析[J]. 機(jī)械設(shè)計(jì)與制造, 2013(8): 41-43. WANG Wenqiang, NIE Hong, WEI Xiaohui, et al. Simulation Research of the Flexible Landing Gear’s Falling Vibration Performance on an Aircraft[J]. Machinery Design and Manufacture, 2013(8): 41-43. (in Chinese)

[9] 張峰, 楊旭鋒, 劉永壽, 等. 飛機(jī)起落架緩沖器參數(shù)可靠性靈敏度分析[J]. 振動(dòng)工程學(xué)報(bào), 2015, 28(1): 67-72. ZHANG Feng, YANG Xufeng, LIU Yongshou, et al. Reliability Parameter Sensitivity Analysis for Aircraft Landing Gear Shock Absorber[J]. Journal of Vibration Engineering, 2015, 28(1): 67-72. (in Chinese)

[10] 劉向堯, 聶宏, 魏小輝. 大型民機(jī)起落架著陸性能仿真分析與優(yōu)化設(shè)計(jì)[J]. 科學(xué)技術(shù)與工程, 2010, 10(24): 6103-6108. LIU Xiangxiao, NIE Hong, WEI Xiaohui. Simulation Model and Optimization for Landing Gear Impact of Large Civil Airplane[J]. Science Technology and Engineering, 2010, 10(24): 6103-6108. (in Chinese)

[11] 劉剛, 鄭宏濤, 李洋. 水平著陸飛行器著陸架系統(tǒng)耦合壓縮觸地過(guò)程仿真分析[J]. 宇航總體技術(shù), 2018, 2(3): 51-55. LIU Gang, ZHENG Hongtao, LI Yang. Horizontal Landing Vehicle Undercarriage Coupling Compressing Touchdown Process Simulation[J]. Astronautical Systems Engineering Technology, 2018, 2(3): 51-55. (in Chinese)

[12] 張曉晴, 高華峰, 張閏, 等. 艦載機(jī)攔阻著艦機(jī)身動(dòng)態(tài)響應(yīng)仿真分析[J]. 華南理工大學(xué)學(xué)報(bào)(自然科學(xué)版), 2018, 46(6): 8-15. ZHANG Xiaoqing, GAO Huafeng, ZHANG Run, et al. Simulation Analysis of Dynamic Response on Fuselage of Carrier-based Aircraft Arresting Landing[J]. Journal of South China University of Technology (Natural Science Edition), 2018, 46(6): 8-15. (in Chinese)

[13] 劉延柱, 潘振寬, 戈新生. 多體系統(tǒng)動(dòng)力學(xué)[M]. 2版. 北京: 高等教育出版社, 2014: 44-48. LIU Yanzhu, PAN Zhenkuan, GE Xinsheng. Dynamics of Multibody Systems[M]. 2nd ed. Beijing: Higher Education Press, 2014: 44-48. (in Chinese)

[14] 李占科, 劉天輝. 雙氣腔油氣式緩沖器充填容差仿真分析[J]. 計(jì)算機(jī)仿真, 2014, 31(10): 52-56. LI Zhanke, LIU Tianhui. Simulation Analysis of Oleo-pneumatic Damper with Two Air Chamber[J]. Computer Simulation, 2014, 31(10): 52-56. (in Chinese)

[15] 聶宏．起落架的緩沖性能分析與設(shè)計(jì)及其壽命計(jì)算方法[D]. 南京: 南京航空航天大學(xué), 1990． NIE Hong. Dynamic Behavior Analysis and Design as well as Life Prediction Method of Landing Gear[D]. Nanjing: Nanjing University of Aeronautics and Astronautics, 1990. (in Chinese)

[16] 邢志偉, 劉廣. 飛機(jī)起落架緩沖機(jī)理模型研究[J]. 機(jī)床與液壓, 2011, 39(15): 130-132. XING Zhiwei, LIU Guang. Modeling Research on Mechanism of Shock Absorber for Aircraft Landing Gear[J]. Machine Tool and Hydraulics, 2011, 39(15): 130-132. (in Chinese)

[17] 袁東. 飛機(jī)起落架仿真數(shù)學(xué)模型建立方法[J]. 飛行力學(xué), 2002, 20(4): 44-47. YUAN Dong. Establishment Method of a Landing-gear Simulation Model[J]. Flight Dynamics, 2002, 20(4): 44-47. (in Chinese)

[18] 魏小輝. 飛機(jī)起落架著陸動(dòng)力學(xué)分析及減震技術(shù)研究[D]. 南京: 南京航空航天大學(xué), 2005. WEI Xiaohui. Dynamic Analysis of Aircraft Landing Impact and Vibration Attenuating Techniques [D]. Nanjing: Nanjing University of Aeronautics and Astronautics, 2005. (in Chinese)

[19] 隋福成, 陸華. 飛機(jī)起落架緩沖器數(shù)學(xué)模型研究[J]. 飛機(jī)設(shè)計(jì), 2001(2): 44-51. SUI Fucheng, LU Hua. Simulation Model Research of Shock Absorber for Aircraft Landing Gear[J]. Aircraft Design, 2001(2): 44-51. (in Chinese)

[20] 洪學(xué)玲. 基于ADAMS的小車(chē)式起落架著陸及全機(jī)滑跑動(dòng)態(tài)仿真[D]. 南京: 南京航空航天大學(xué), 2008. HONG Xueling. Dynamic Simulation for Landing of Track-like Landing Gear and Taxiing of Aircraft Based on Adams[D]. Nanjing: Nanjing University of Aeronautics and Astronautics, 2008. (in Chinese)

[21] 婁銳. 飛機(jī)起落架著陸的多體系統(tǒng)動(dòng)力學(xué)建模與仿真[D]. 南京: 南京航空航天大學(xué), 2009. LOU Rui. Aircraft Landing Gear Dynamic Modeling and Simulation for Landing Based on Multibody System Dynamics[D]. Nanjing: Nanjing University of Aeronautics and Astronautics, 2009. (in Chinese)

[22] 王偉, 魏小輝, 劉向堯, 等. 基于ADAMS View的飛機(jī)起落架著陸動(dòng)態(tài)性能仿真[J]. 江蘇航空, 2011(S1): 30-31. WANG Wei, WEI Xiaohui, LIU Xiangyao, et al. Dynamic Simulation for Landing of Landing Gear Based on Adams/view[J]. 2011(S1): 30-31. (in Chinese)

[23] 赫雄. ADAMS動(dòng)力學(xué)仿真算法及參數(shù)設(shè)置分析[J]. 傳動(dòng)技術(shù), 2005, 19(3): 27-30. HE Xiong. The Analysis on Adams Dynamic Simulation Algorithm and Parameters Selection[J]. Drive System Technique, 2005, 19(3): 27-30. (in Chinese)

[24] 浦志明, 魏小輝. 起落架緩沖器常油孔阻尼性能分析[J]. 系統(tǒng)仿真技術(shù), 2014, 10(2): 125-129. PU Zhiming, WEI Xiaohui. Damping Performance Analysis of Fixed Orifice Buffer Landing Gear[J]. System Simulation Technology, 2014, 10(2): 125-129. (in Chinese)

[25] 丁勇為, 張子豪, 魏小輝, 等. 油孔幾何參數(shù)對(duì)起落架落震動(dòng)力學(xué)的影響研究[J]. 航空計(jì)算技術(shù), 2018, 48(1): 30-33. DING Yongwei, ZHANG Zihao, WEI Xiaohui, et al. Influence of Orifice Geometry Parameters on Landing Gear Drop Dynamics[J]. Aeronautical Computing Technique, 2018, 48(1): 30-33. (in Chinese)

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

孫嘉璘，女，1993年生，2016年獲北京航空航天大學(xué)飛行器設(shè)計(jì)與工程（航天）專(zhuān)業(yè)學(xué)士學(xué)位，現(xiàn)在中國(guó)空間技術(shù)研究院航空宇航科學(xué)與技術(shù)專(zhuān)業(yè)攻讀碩士學(xué)位。研究方向?yàn)楹教炱鞣祷嘏c著陸。E-mail：sunjljing@163.com。

2019-01-14

國(guó)家重大科技專(zhuān)項(xiàng)工程

（編輯：劉穎）