牟 正,賀 強

(中國民用航空飛行學院 航空工程學院,四川 廣漢 618307)

0 引言

DA-42飛機是國內(nèi)中級教練機培訓中的主流機型。在DA-42飛機服役過程中,不可避免的會對飛機起落架減震器造成損傷,因此需要對減震器進行換件來保證減震持續(xù)適航[1],而減震器這類航材被國外原始設備制造商(Original Equipment Manufacturer,OEM)壟斷,購買時會出現(xiàn)采購周期長、金額高甚至難以購買的情況,開展DA-42飛機起落架減震器國產(chǎn)化替代對于保證我國通用航空高質(zhì)量發(fā)展具有重要意義。在國產(chǎn)化替代過程中,計算DA-42飛機減震器外載荷是設計的先決條件[2]。

減震器是一個包含油、氣、橡膠和不銹鋼等多種材料的系統(tǒng),在機身和地面之間承接著多種工況下的受力,這使其載荷的計算復雜多變。目前,國內(nèi)外對此研究很多采用有限元分析、動力學仿真和落震試驗等方法。Sonowal等人[3]分別對不同金屬材料的減震器進行受力分析和有限元仿真,得知高強度不銹鋼模型具有更小的應力和變形。Ark等人[4]根據(jù)減震器沖程速度和飛機下沉速度,設計減震器模糊控制器系統(tǒng),旨在減少飛機因著陸沖擊而產(chǎn)生的振動。Kang等人[5]提出了一種壓力損失的磁流變減震器設計模型,并以某機型減震器參數(shù)設計了磁流變減震器原型,最后結(jié)合落震試驗,研究了磁流變減震器工作時的運動學特性。Ahmad等人[6]根據(jù)適航標準,對一個全質(zhì)量為1 600 kg飛機的前起落架減震器組件進行設計,并通過有限元分析對減震器的初步設計進行結(jié)構(gòu)完整性驗證。Pecora[7]在Matlab環(huán)境中設計并實現(xiàn)了一套關(guān)聯(lián)程序,整合減震器結(jié)構(gòu)參數(shù)與初始條件到動態(tài)沖擊方程,并模擬落震試驗,得到與真實試驗相符的結(jié)果。祝世興等人[8]通過建立動力學數(shù)學模型與流固耦合有限元模型,對比分析了不同激勵下減震器的動力學特性。齊浩等人[9]建立數(shù)字化樣機,對無人機減震器在著陸過程中進行動態(tài)特性研究。吳衛(wèi)國等人[10]使用隨機模擬方法,結(jié)合下沉速度、下沉高度和路面不平度等因素,分析了飛機著陸起落架減震器的隨機響應特征。王永慶等人[11]對艦載機滑躍起飛過程中減震器的動力學特性進行研究,并結(jié)合甲板風場、發(fā)動機性能、起落架重量等若干影響因素進行討論,得出設計所需重點考慮的關(guān)鍵因素。趙知辛等人[12]基于變密度法和優(yōu)化準則法對某機型前起落架減震器進行拓撲優(yōu)化設計,在滿足剛度、強度的條件下實現(xiàn)質(zhì)量的優(yōu)化。周進[13]利用LMS Virtual.Lab構(gòu)建包含攔阻系統(tǒng)的艦載機虛擬樣機,并結(jié)合Automation技術(shù),實現(xiàn)了某艦載機著艦段自動化仿真。

綜上所述,對DA-42飛機減震器外載荷的計算需要通過理論計算、仿真模擬和整機實驗來確定。本文通過對DA-42飛機減震器逆向重建,結(jié)合經(jīng)驗公式和Adams軟件對DA-42飛機減震器在各著陸工況下進行理論計算、仿真計算,并討論各工況下減震器最大軸向力變化規(guī)律,最后與整機試驗結(jié)果對比驗證。

1 DA-42飛機參數(shù)

1.1 DA-42總體參數(shù)

DA-42飛機起落架采用前三點式布置,飛機總體參數(shù)見表1。

表1 飛機總體參數(shù)

則前起落架停機載荷Fn和主起落架停機載荷Fm可由下式計算:

(1)

(2)

1.2 DA-42減震器逆向重建

對DA-42飛機減震器進行拆解,測量結(jié)構(gòu)具體尺寸,并根據(jù)機械設計手冊設置公差,DA-42減震器均為油-氣混合型,DA-42飛機減震器結(jié)構(gòu)示意圖如圖1所示。

圖1 DA-42飛機減震器結(jié)構(gòu)示意圖

(1)前起落架減震器結(jié)構(gòu)

DA-42前起落架減震器主要由外筒、限油筒、內(nèi)筒、端蓋、底座、防扭臂、密封件(包含密封圈、漲圈、刮油圈、防塵圈)等零部件構(gòu)成,如圖 1(a)所示。

(2)主起落架減震器結(jié)構(gòu)

DA-42主起落架減震器主要由內(nèi)筒、內(nèi)筒端蓋、外筒、外筒端蓋、中心螺栓、節(jié)流閥、密封件(方形密封圈、備用密封圈、內(nèi)筒密封圈、外筒密封圈)等零部件組成,如圖 1(b)所示。

2 DA-42飛機減震器外載荷計算

2.1 理論計算

依據(jù)《飛機設計手冊14》[14],著陸載荷的計算應依減震器壓縮時間、機輪起轉(zhuǎn)時間、起落架自振周期等數(shù)據(jù)進行當量重量、使用功量、垂直過載的經(jīng)驗公式計算確定。

主起落架著陸當量重量Wm由經(jīng)驗公式算得:

Wm=0.5W

(3)

前起落架著陸當量重量Wn由下式計算:

(4)

其中,μ為輪胎與地面摩擦系數(shù)。

前起落架減震器系統(tǒng)吸收的使用功量An和主起落架減震器系統(tǒng)吸收的使用功量Am分別由公式式(5)、公式(6)確定。

(5)

(6)

其中,Vy為下沉速度,取3.05 m·s-1。

起落架垂直過載ny由下式確定。

(7)

其中:K1為考慮減震系統(tǒng)填充參數(shù)容差影響的放大系數(shù),取1.05～1.1;K2為考慮起轉(zhuǎn)與回彈引起支柱變形影響的放大系數(shù),取1.1;η為減震系統(tǒng)使用功功量曲線效率系數(shù),取0.65～0.7;Su為減震器的使用行程;φu為使用行程的垂直方向位移傳遞系數(shù);δu為輪胎壓縮量。

對于兩點水平著陸主起落架垂直載荷Py,m和水平載荷Px,m由下式計算。

Py,m=ny,m·Wm·g

(8)

Px,m=-0.4Py,m

(9)

在飛機俯仰角為θ姿態(tài)下著陸的主起落架垂直載荷Py1,m和水平載荷Px1,m由下式計算。

Py1,m=Py,m·cosθ-Px,m·sinθ

(10)

Px1,m=Px,m·cosθ+Py,m·sinθ

(11)

對于三點水平著陸前起落架垂直載荷Py,n和水平載荷Px,n由下式計算。

Py,n=ny,n·Wn·g

(12)

Px,n=-0.4Py,n

(13)

在飛機著陸過程中,由于機輪會吸收一部分能量,減震器所承受的軸向載荷會略小于起落架垂直載荷,考慮減震器設計時應保留一定的安全余量,本文將減震器軸向受力等同于起落架垂直受力計算。

2.2 仿真計算

對于油-氣混合的減震器,其工作中的軸向載荷Fz主要由空氣彈簧力Fa、油液阻尼力F0、結(jié)構(gòu)間摩擦力Ff和結(jié)構(gòu)限制力Fs組成。

Fz=Fa+F0+Ff+Fs

(14)

其空氣彈簧力Fa可以由下式計算[15]。

(15)

其中:Aa為減震器壓氣橫截面面積;P0為減震器充氣壓強;V0為減震器全伸長時空氣體積;sm為減震器離下止點的軸向位移;γ為多變指數(shù);Patm為大氣壓強。

油液阻尼力F0可由下式計算[16]。

(16)

結(jié)構(gòu)間摩擦力Ff可表示為

Ff=Ff1+Ff2

(17)

(18)

(19)

其中:Ff1為密封件摩擦力;μm為密封件摩擦系數(shù);fa為密封件接觸面正壓力;Ff2為庫倫摩擦力;μb為庫倫摩擦系數(shù);對于前減震器,Nu和Nt分別為內(nèi)筒對外筒的作用力和內(nèi)筒對限油筒的作用力,對于主減震器,Nu為內(nèi)筒對外筒作用力,Nt為零。

減震器參數(shù)如表2所示。

表2 減震器參數(shù)

減震器在設計時會適當保留一些行程余量,在正常情況下,其結(jié)構(gòu)限制力Fs=0。

2.2.1 動力學仿真場景建立

DA-42動力學仿真場景如圖2所示。將主、前起落架減震器模型在SolidWorks軟件中完成DA-42整機裝配,利用“Motion”插件進行運動算例計算,將結(jié)果以“adm”格式導入Adams軟件中,在Adams/View中添加合適的輪胎和大地模型,調(diào)整大地坐標系和飛機坐標系一致,如圖2(a)所示。選擇減震器金屬材料為40CrMnSiMoVa,密封圈材料為聚四氟乙烯,通過減震器中空氣彈簧力Fa、油液阻尼力F0、結(jié)構(gòu)間摩擦力Ff和結(jié)構(gòu)限制力Fs的計算,設置合理的減震器剛度系數(shù)和阻尼系數(shù),為簡化計算量,本次仿真采用剛性機體假設,考慮剛體響應中非彈性質(zhì)量分布影響(如內(nèi)筒、防扭臂、機輪等),對零件進行真實質(zhì)量的添加并設置好約束、接觸力、重力等參數(shù),如圖2(b)。調(diào)整飛機姿態(tài)以2.5°下滑角接近地面,進場速度為130 km·h-1,下沉速度為3.05 m·s-1,模型設定的仿真時間到10 s為止。

圖2 DA-42動力學仿真場景

2.2.2 模型仿真與結(jié)果分析

動力學仿真場景搭建完成后,對飛機著陸工況下可行的最大范圍內(nèi)俯仰角和滾轉(zhuǎn)角進行組合,選擇三點著陸工況(Pitch angle 0 degrees and roll angle 0 degrees,P0_R0)、俯仰角為2°、6°、10°及與各俯仰角分別對應的右滾轉(zhuǎn)角為0°、1°、2°、3°的工況進行動力學仿真。 本文僅展示P0_R0、P2_R2、P6_R2、P10_R2工況下右主減震器(MainRight)、左主減震器(MainLeft)和前減震器(Nose)的仿真結(jié)果,包含減震器軸向載荷(Axial Force)隨時間(Time)變化關(guān)系(圖3(a)、圖4(a)、圖5(a)、圖6(a))、減震器位移(Displacement)隨時間(Time)變化關(guān)系(圖3(b)、圖4(b)、圖5(b)圖6(b))、減震器功量圖(圖7)。

圖3 P0_R0

圖4 P2_R2

圖5 P6_R2

圖6 P10_R2

圖7 減震器功量圖

在減震器軸向載荷/位移隨時間變化的關(guān)系中,工況P0_R0(圖3)飛機前輪、主輪在0.3 s時刻同時接地,因此前、主減震器軸向載荷/位移同時發(fā)生變化,在減震器首次壓縮達到最大值后開始反方向伸展,經(jīng)多次反復的壓縮伸展,吸收消耗著陸動能,最終在停機載荷/位移附近趨于穩(wěn)定,從圖中可以看出前減震器的停機載荷和位移分別約為2 034 N和22 mm,主減震器的停機載荷和位移分別約為8 787 N和42 mm。

工況P2_R2、P6_R2、P10_R2均是以飛機右主輪先接地,緊接著左主輪和前輪接地,因此,右主減震器、左主減震器和前減震器軸向載荷/位移根據(jù)飛機著陸姿態(tài)不同先后發(fā)生變化,同樣也在停機載荷/位移附近趨于穩(wěn)定。

在減震器軸向載荷變化中,前減震器(除了工況P0_R0)會出現(xiàn)從-150 N至-320 N的載荷,這是由于飛機主輪先著陸,此時前減震器內(nèi)筒已伸展至下止點,主輪的著陸會使在前起落架的彈簧下質(zhì)量(輪胎、內(nèi)筒、端蓋、底座、防扭臂、減擺器等)對前減震器產(chǎn)生一定的沖擊載荷。在減震器位移變化中,前減震器位移為零的點表示飛機著陸過程中,前輪未觸地,前起落架減震器內(nèi)筒處于下止點位置。

減震器功量圖(圖 7)是根據(jù)減震器軸向載荷與位移關(guān)系繪制而成,圖7(a)、圖7(b)、圖7(c)、圖7(d)分別對應工況P0_R0、P2_R2、P6_R2、P10_R2的載荷位移關(guān)系,由圖可知,功量圖相對飽滿,表明該工況下減震器具有較好的緩沖性能。

2.3 各著陸工況減震器最大軸向力分析

基于仿真數(shù)據(jù),對DA-42飛機在各著陸工況下減震器最大軸向力進行整理分析,各工況著陸減震器最大軸向力匯總?cè)鐖D8所示,可以得到以下結(jié)論:

圖8 各工況著陸減震器最大軸向力匯總

(1)DA-42飛機在較小的俯仰角下著陸時,前減震器所受最大軸向載荷高于主減震器。

(2)對于同一俯仰角下不同的滾轉(zhuǎn)角著陸工況,前減震器軸向受力基本保持一致。

(3)隨著俯仰角度的增加,前減震器最大的軸向受力呈下降趨勢,而主減震器最大軸向受力則呈上升趨勢。

(4)在單輪著陸的情況下,首先觸地的主減震器軸向受力會高于另一側(cè)的主減震器,但其受力與對應俯仰角的兩點水平著陸主減震器受力總體相近。這符合CCAR23規(guī)章23.483條的要求,原因是單輪著陸在未達到極限載荷之前,會產(chǎn)生一個很大的恢復力矩,使飛機傾向于另一側(cè),變成兩點水平著陸情況。

2.4 試驗結(jié)果對比

通過對DA-42飛機在P2_R0工況下進行整機試驗,試驗所測數(shù)據(jù)與理論計算、仿真計算的結(jié)果誤差小于10%,三種方式的結(jié)果對比情況如圖9所示。

圖9 對比情況

3 結(jié)論

本文面對DA-42飛機減震器國產(chǎn)化需求,通過理論、仿真的方法分別對飛機在三點著陸工況、俯仰角為2°、6°、10°及與各俯仰角分別對應的右滾轉(zhuǎn)角為0°、1°、2°、3°的工況下減震器軸向載荷進行計算,并將計算結(jié)果與整機試驗數(shù)據(jù)對比,驗證了結(jié)果的可靠性,為DA-42飛機起落架減震器國產(chǎn)化提供一定的支持。