高建樹， 梁慧中, 孟祥森

(1.中國民航大學(xué)機(jī)場學(xué)院， 天津 300300； 2.中國民航大學(xué)電子信息與自動化學(xué)院， 天津 300300)

無桿飛機(jī)牽引車具有車身矮、牽引力大、高效、自動化程度高等優(yōu)點，現(xiàn)已逐漸成為飛機(jī)牽引設(shè)備的主力軍，外國機(jī)場使用這種牽引車已成為一種趨勢。中國在研制無桿飛機(jī)牽引車方面起步比較晚，仍處于研發(fā)的初級階段，隨著中國航空業(yè)的不斷發(fā)展，機(jī)場地面牽引設(shè)備投入使用不斷擴(kuò)大，就不得不依靠進(jìn)口。無桿飛機(jī)牽引車的研發(fā)過程中，為保證車輛的可靠性、安全性和穩(wěn)定性，需要進(jìn)行一系列檢測試驗，其中牽引車和飛機(jī)前起落架之間牽引力的檢測至關(guān)重要。在進(jìn)行牽引頂推運行工況中，無桿飛機(jī)牽引車夾抱舉升機(jī)構(gòu)與飛機(jī)前起落架鼻輪直接接觸，起落架受載與傳載復(fù)雜多變，其受到的應(yīng)力是影響其壽命、安全的一項重要指標(biāo)[1]，若牽引不當(dāng)會對飛機(jī)前起落架造成致命的損傷，所以對前起落架所受牽引力值大小的實際測量有很重要的工程意義。

中外飛機(jī)載荷實測廣泛采用應(yīng)變電測法[2]，多應(yīng)用于飛機(jī)起降和地面運行工況下。劉克格等[3]提出在起落架活塞桿與輪軸上布置彎矩、剪矩、扭矩應(yīng)變?nèi)珮驕y載，著陸試驗結(jié)果表明，新方法無異常變化且可改善測量精度，經(jīng)過載荷校準(zhǔn)，充分驗證此方法的可行性。曹景濤[4]提出對飛機(jī)起落架進(jìn)行應(yīng)變改裝，實測飛機(jī)著陸時不同方向的載荷并進(jìn)行載荷標(biāo)定試驗，進(jìn)而計算得到飛機(jī)著陸實測載荷數(shù)據(jù)。Forrest[5]設(shè)計新型傳感器集成到飛機(jī)起落架組件中，采用直接測量法跟蹤測量起落架及機(jī)身主要支撐部件的疲勞損傷程度，為減震支柱的維修檢測提供預(yù)測和診斷。但相關(guān)文獻(xiàn)多集中對飛機(jī)起降或滑行工況進(jìn)行起落架載荷研究，前起落架支柱結(jié)構(gòu)及其主要部件的軸向剛度大[6]，受力變化不明顯導(dǎo)致電橋靈敏度不高，且緩沖支柱內(nèi)部的緩沖內(nèi)壓也會增加外界誤差擾動，在前起落架支柱外筒上直接貼應(yīng)變片測取牽引力不現(xiàn)實并具有破壞性。吳光炬[7]編寫了無桿飛機(jī)牽引車夾持舉升機(jī)構(gòu)試驗方法，涉及舉升力、牽引性能、工作穩(wěn)定性等項目，但對牽引力的實測方法原理并未詳細(xì)介紹，對無桿飛機(jī)牽引車牽引頂推飛機(jī)工況下前起落架的具體載荷測取與分析涉及較少。

為解決牽引頂推工況下飛機(jī)前起落架所受牽引力的精準(zhǔn)測量問題，首先通過有限元法對前起落架進(jìn)行靜力分析，在前起落架部件適當(dāng)位置布置應(yīng)變?nèi)珮?，然后通過載荷校準(zhǔn)試驗及數(shù)據(jù)分析處理，建立應(yīng)變片響應(yīng)輸出與已知加載牽引力的函數(shù)關(guān)系,并在牽引A320飛機(jī)前起落架中進(jìn)行應(yīng)用。為牽引力大小測量提供新思路，對無桿飛機(jī)牽引車的檢測具有重要的實際意義。

1 飛機(jī)前起落架結(jié)構(gòu)及有限元分析

1.1 結(jié)構(gòu)及受載

A320飛機(jī)前起落架結(jié)構(gòu)示意圖如圖1所示，主要由支柱外筒、阻力前撐桿、活塞桿、緩沖支柱、轉(zhuǎn)向作動筒、扭力臂、輪胎等組成。當(dāng)無桿飛機(jī)牽引車牽引頂推飛機(jī)過程中，牽引車夾持舉升機(jī)構(gòu)將飛機(jī)輪胎抱起離地，起落架此時所受載荷可三維正交分解為航向Px、側(cè)向Py和垂向Pz3個方向，根據(jù)適航規(guī)定，航向力Px為飛機(jī)被牽引或無剎車滑跑時由機(jī)輪中心指向飛機(jī)航向的力；側(cè)向力Py為飛機(jī)轉(zhuǎn)彎時由機(jī)輪接地面指向飛機(jī)正側(cè)面的力；垂向力Pz為飛機(jī)滑跑、著陸或被舉升抬起后由機(jī)輪中心垂直地面向上的力[8]。在飛機(jī)航向方向支柱與阻力前撐桿形成三角形結(jié)構(gòu)承受航向載荷，側(cè)向載荷由支柱外筒側(cè)向與減震總成形成的三角形結(jié)構(gòu)承受，在垂向方向則由支柱外筒承受載荷。

圖1 前起落架結(jié)構(gòu)及受載示意圖Fig.1 Schematic diagram of nose landing gear structure and loading

該前起落架通過支柱外筒和前撐桿的頂端與機(jī)身用關(guān)節(jié)軸承連接，形成三角結(jié)構(gòu)，輪胎輪軸與支柱外筒所受載荷傳遞到此結(jié)構(gòu)上，起落架疲勞壽命相關(guān)文獻(xiàn)分析指出，前起落架耳片、耳片與支柱連接處、減震總成三腳架與支柱連接處和前撐桿等處會提早出現(xiàn)疲勞損壞[9]。顯然阻力前撐桿結(jié)構(gòu)受載荷變形明顯，所以初步考慮在此結(jié)構(gòu)處粘貼應(yīng)變片進(jìn)行應(yīng)力測量，進(jìn)而為之后前起落架所受牽引頂推力的大小計算等后續(xù)相關(guān)工作提供參考數(shù)據(jù)。為獲得起落架準(zhǔn)確應(yīng)力變形程度為應(yīng)變片布置位置的選取提供參考依據(jù)，對起落架進(jìn)行有限元建模并進(jìn)行相應(yīng)工況靜力學(xué)分析。

1.2 有限元建模與靜力學(xué)分析

進(jìn)行簡化后的前起落架Solidworks零件和整體結(jié)構(gòu)示意圖如圖2所示。

在Solidworks軟件中建立A320飛機(jī)前起落架主要零部件時，將飛機(jī)前起落架被牽引頂推直線運動工況下不會發(fā)生相對位置運動的部件固化成整體[10]，后導(dǎo)入ANSYS軟件網(wǎng)格劃分，前起落架整體結(jié)構(gòu)有限元模型如圖3所示。

設(shè)置前起落架材料為具有超高強度的合金鋼 40CrNi2Si2MoVA，是我國航空業(yè)廣泛采用的材料，其材料屬性如表1所示。

圖2 前起落架結(jié)構(gòu)模型Fig.2 Model of nose landing gear structure

圖3 前起落架有限元網(wǎng)格劃分模型Fig.3 Finite element meshing model of nose landing gear

表1 材料屬性

然后對前起落架結(jié)構(gòu)施加約束和載荷。在減震總成與機(jī)身相連處橫梁、拖鏈組件與機(jī)身相連處橫梁等處實施固定約束；參考對Douglas TBL200型無桿飛機(jī)牽引車牽引力計算[11]及查閱Douglas TBL200 手冊[12]可知，其最大牽引力為110 000 N；查閱東方航空的A320飛機(jī)維護(hù)手冊[13]可知，A320飛機(jī)規(guī)定前起落架最大允許負(fù)載為 94 250 N，所以對前起落架兩鼻輪外部中心分別施加47 125 N的航向和逆航向載荷；參考飛機(jī)靜載前起落架承載分析，因為牽引車抬起前起落架高度僅為134 mm，所以飛機(jī)前起落架和主起落架所承載的重量變化很小，可忽略不計[14]，經(jīng)計算得飛機(jī)滿載靜止時前起落架對飛機(jī)的支持力為98 000 N，同樣在牽引工況下也可記為98 000 N，因此對前起落架減震總成、拖鏈組件與飛機(jī)連接耳軸處分別施加總和為98 000 N垂直向下的載荷；同樣，在飛機(jī)輪胎在與無桿牽引車下托鏟接觸點處施加98 000 N垂直向上的支持力。對以上模型進(jìn)行分析處理，得到如圖4～圖6所示位移與應(yīng)力云圖。

圖4 飛機(jī)前起落架位移云圖Fig.4 Displacement cloud diagram of nose landing gear

圖5 飛機(jī)前起落架應(yīng)力云圖Fig.5 Stress cloud diagram of nose landing gear

圖6 阻力前撐桿應(yīng)力云圖Fig.6 Stress cloud diagram of resistance front strut

根據(jù)仿真后阻力前撐桿應(yīng)力云圖變化情況可知，最大應(yīng)力處位于飛機(jī)前起落架支柱外筒與減震總成連接耳片下端，同時阻力前撐桿下端靠近支柱外筒處受力明顯大于其他處，并且應(yīng)變變化較為平穩(wěn)，為168～171 MPa，位移為0.64 mm，故證明了之前推測并確定應(yīng)變片的具體粘貼位置。

2 前起落架的布片組橋

飛機(jī)前起落架結(jié)構(gòu)復(fù)雜、零件眾多且造價昂貴，能合理布片位置有限。查閱應(yīng)力測力要求，部件應(yīng)變輸出較大且應(yīng)力較不集中處是應(yīng)變片粘貼的理想位置，因為應(yīng)力集中處雖然應(yīng)變輸出大，但各個方向擾動也大，其應(yīng)變狀態(tài)并不穩(wěn)定[15]。參考飛機(jī)起落架載荷研究相關(guān)論文[3]，在飛機(jī)滑跑、轉(zhuǎn)彎、著陸沖擊等工況下，外筒軸向剛度大，受力變化不明顯導(dǎo)致電橋靈敏度不高；而扭力臂雖然受力彎曲變形較大，但易受緩沖器內(nèi)壓影響，并且結(jié)構(gòu)慣性質(zhì)量較大；活塞桿下端外側(cè)與輪軸內(nèi)外側(cè)是比較理想的應(yīng)變載荷測量切面，結(jié)構(gòu)慣性質(zhì)量相對較小，且測量切面與行程變化無關(guān)。

結(jié)合上節(jié)對前起落架有限元模型的靜力學(xué)分析，在無桿飛機(jī)牽引車牽引頂推飛機(jī)直線運動工況下，前起落架阻力前撐桿下端表面中線附近主要受因牽引頂推產(chǎn)生的航向力而彎曲變形，變化較平穩(wěn)，對剪力響應(yīng)較弱，對彎矩最為敏感且傳力途徑唯一，在飛機(jī)被牽引或頂推直線運動工況下此處最能反映載荷受力情況。

因此將電橋布置在阻力前撐桿下端據(jù)支柱筒耳片150 mm處的上下表面沿軸向正應(yīng)變最大處和負(fù)應(yīng)變最大處，保證較高測力敏感度。布置惠斯通測量全橋M，全橋電路包含4個阻值均為350Ω的電阻應(yīng)變片，全部參加彎曲應(yīng)變測量，具體應(yīng)變片粘貼情況和測試截面如圖7所示。

圖7 距耳片150 mm處應(yīng)變片粘貼情況及測試截面Fig.7 Strain gauge attachment and test section at 150 mm from ear piece

為增大電橋輸出值，應(yīng)變片布置沿前撐桿彎曲應(yīng)變方向，并將分別對稱貼于上下表面沿軸線方向的應(yīng)變片R2與R4、R3與R1置于相鄰橋臂，可使應(yīng)變電橋輸出相互疊加，增大輸出電壓，惠斯通全橋電路如圖8所示。圖8中，1和2兩端為輸入電壓Vi；3和4兩端為輸出電壓Vo。由應(yīng)變電橋和材料力學(xué)相關(guān)知識可得，飛機(jī)前起落架被牽引工況下阻力前撐桿受到彎矩載荷，測載切面的上表面受拉載荷，應(yīng)力為正[16]，R2→R2+ΔR，R3→R3+ΔR；下表面受壓載荷，應(yīng)力為負(fù)，R1→R1-ΔR，R4→R4-ΔR，其中ΔR為電阻值變化量。

M為應(yīng)變電橋圖8 惠斯通全橋電路圖Fig.8 Wheatstone full bridge circuit diagram

3 載荷校準(zhǔn)

3.1 校準(zhǔn)數(shù)據(jù)分析

確定應(yīng)變片粘貼方式與組橋電路后，使用一個已校準(zhǔn)的傳統(tǒng)牽引桿來校準(zhǔn)阻力前撐桿上所貼應(yīng)變片。采用模擬飛機(jī)檢測車，令前起落架輪胎處于制動狀態(tài)，通過已標(biāo)定過的牽引力牽引和頂推前起落架，對應(yīng)變電橋采集到的數(shù)據(jù)進(jìn)行校準(zhǔn)測試，記錄標(biāo)定測試數(shù)據(jù)，得出線性關(guān)系，建立前起落架阻力前撐桿載荷與牽引力大小的關(guān)系。

建立函數(shù)關(guān)系前，需要先分析應(yīng)變?nèi)珮驅(qū)π?zhǔn)載荷變化的響應(yīng)特性，包括應(yīng)變電橋的線性度、靈敏度、穩(wěn)定性和單向性[17]等。線性度為應(yīng)變響應(yīng)與載荷變化之間的線性相關(guān)性，只有保證具有良好的線性度才能進(jìn)行下一步載荷方程的建立；靈敏度為全橋電路在校準(zhǔn)載荷下電壓輸出量級；單向性為應(yīng)變片布片合理、電橋設(shè)計正確情況下，應(yīng)變輸出不受其他應(yīng)力等干擾信號的影響，只對所測應(yīng)力敏感。

在前起落架轉(zhuǎn)向角為0°時進(jìn)行牽/推測試，應(yīng)變電橋響應(yīng)信號隨載荷變化的時間歷程如圖9所示。由圖9可知，應(yīng)變電橋響應(yīng)隨載荷線性變化，線性度良好，不受干擾信號影響，具有良好單向性、穩(wěn)定性和靈敏度等響應(yīng)特性，可使用此數(shù)據(jù)進(jìn)行校準(zhǔn)標(biāo)定。

圖9 應(yīng)變電橋M輸出隨標(biāo)定載荷變化歷程Fig.9 Variation history of strain bridge M output with calibration load

a為截距；b為斜率；R2為擬合曲線的 擬合優(yōu)度；r為Pearson相關(guān)系數(shù)圖10 牽引力標(biāo)定曲線Fig.10 Traction calibration curve

3.2 載荷校準(zhǔn)建模

記錄校準(zhǔn)測試時已知牽引力與對應(yīng)應(yīng)變片響應(yīng)輸出值，通過軟件擬合計算與分析，繪制牽引力標(biāo)定曲線，如圖10所示。由圖10可知，前起落架阻力前撐桿載荷與無桿飛機(jī)牽引車牽引力大小的函數(shù)關(guān)系y=244.26x+16 831，該直線斜率即為校準(zhǔn)系數(shù)，利用校準(zhǔn)系數(shù)可把貼于前撐桿應(yīng)變片的輸出數(shù)值間接換算得出牽引力。

4 牽引頂推工況實測與分析

在無桿飛機(jī)牽引車牽引力實測中，記錄某次無桿飛機(jī)牽引車牽引飛機(jī)前起落架直線運動工況下阻力前撐桿加裝應(yīng)變電橋的響應(yīng)輸出，利用上節(jié)校準(zhǔn)所得的校準(zhǔn)系數(shù)，換算得到牽引力大小數(shù)值，繪制牽引力實測曲線如圖11所示。

圖11 牽引力實測曲線Fig.11 Measured traction curve

由圖11可知，無桿飛機(jī)牽引車夾抱舉升機(jī)構(gòu)將飛機(jī)前起落架鼻輪抱起并固定，需要施加一個較大的牽引力使飛機(jī)由靜止?fàn)顟B(tài)獲得初速度并繼續(xù)向前運動，之后以不高于20 km/h的速度牽引飛機(jī)勻速直線運動，牽引力基本維持在46～48 kN。

上述牽引力時間歷程曲線，反映出前起落架相關(guān)工況受載特點，符合無桿飛機(jī)牽引車牽引飛機(jī)直線運動的變化規(guī)律。運用在檢測無桿飛機(jī)牽引車試驗中，對無桿飛機(jī)牽引車的設(shè)計、生產(chǎn)、零件的后期改進(jìn)都有重要意義，為夾抱舉升機(jī)構(gòu)夾抱飛機(jī)前起落架鼻輪牽引工況和飛機(jī)結(jié)構(gòu)可靠性的研究提供良好科學(xué)依據(jù)與數(shù)據(jù)基礎(chǔ)。

5 結(jié)論

(1)通過對前起落架結(jié)構(gòu)與靜力學(xué)分析，選擇在阻力前撐桿下端受力較大且應(yīng)力變化較平穩(wěn)的位置布置應(yīng)變?nèi)珮螂娐?，測量精度較高且響應(yīng)特性良好。

(2)所提出的牽引力檢測方法已在A320飛機(jī)前起落架上成功實測應(yīng)用，結(jié)果表明應(yīng)用此方法進(jìn)行飛機(jī)前起落架阻力前撐桿載荷測量，建立了飛機(jī)前起落架阻力前撐桿載荷值與無桿飛機(jī)牽引車牽引力之間的函數(shù)關(guān)系，獲得前起落架受力檢測新方法，同時提供測量牽引力大小的新思路。