印　寅　聶　宏　魏小輝　張　明　倪華近

南京航空航天大學(xué)機(jī)械結(jié)構(gòu)力學(xué)及控制國家重點實驗室，南京，210016

客機(jī)前起落架應(yīng)急放動力學(xué)及其故障分析

印寅聶宏魏小輝張明倪華近

南京航空航天大學(xué)機(jī)械結(jié)構(gòu)力學(xué)及控制國家重點實驗室，南京，210016

針對某客機(jī)前起落架應(yīng)急放故障的問題，建立了起落架的收放系統(tǒng)動力學(xué)模型，對不同飛行工況下前起落架應(yīng)急放的受載情況進(jìn)行了分析計算，討論了起落架應(yīng)急放功能失效的原因及改進(jìn)方案。研究結(jié)果表明：在起落架應(yīng)急放下行程末端處，彈簧的有利力矩突變滯后于前艙門的不利力矩突變，起落架所受的外載總矩會出現(xiàn)負(fù)值段，導(dǎo)致前起落架應(yīng)急放功能失效，并且飛行速度越大，越不利于前起落架的應(yīng)急放。基于分析結(jié)果，通過改變前艙門收放的聯(lián)動方式可以實現(xiàn)前起落架的應(yīng)急放功能要求。

前起落架；應(yīng)急放；動力學(xué)；力矩突變；艙門聯(lián)動

0　引言

收放系統(tǒng)是飛機(jī)起落架系統(tǒng)的重要組成部分，也是發(fā)生失效概率較高的部分[1-2]。為提高著陸安全，中國民用航空條例CCAR25.729(c)[3]規(guī)定：在起落架正常收放系統(tǒng)中出現(xiàn)任何合理可能的失效或單個液壓源、電源或等效能源失效的情況下，飛機(jī)應(yīng)具有至少一種應(yīng)急放起落架的方法[4-5]。但是，即便是飛機(jī)設(shè)有起落架應(yīng)急放系統(tǒng)，以往還是有不少因應(yīng)急放起落架不到位而導(dǎo)致飛機(jī)迫降的事例，可見在特殊情況下起落架能夠應(yīng)急放下的可靠度的高低對保證飛行安全是極為重要的。

某支線客機(jī)在設(shè)計前起落架收放系統(tǒng)時，采用起落架收放機(jī)構(gòu)與艙門收放機(jī)構(gòu)聯(lián)動的運(yùn)動形式，以實現(xiàn)艙門的開啟與閉合。然而在飛行試驗中，艙門由于受到氣動載荷的作用而導(dǎo)致起落架在應(yīng)急放過程中無法放下鎖死，這成為了目前該機(jī)型取得適航證的首要難題。

在起落架收放動力學(xué)分析方面，文獻(xiàn)[6]對起落架收放的力學(xué)模型作了理論分析，并基于ADAMS仿真平臺對起落架收放系統(tǒng)進(jìn)行了仿真研究；文獻(xiàn)[7]基于ADAMS建立了起落架收放的動力學(xué)模型，并對系統(tǒng)阻尼孔進(jìn)行散取樣試驗得出較優(yōu)的分析模型；文獻(xiàn)[8]從起落架收放動力學(xué)模型入手對起落架應(yīng)急放進(jìn)行了可靠性分析。

本文以某客機(jī)前起落架的收放系統(tǒng)為研究對象，建立收放聯(lián)動機(jī)構(gòu)的動力學(xué)模型，得出了艙門收放機(jī)構(gòu)與起落架收放機(jī)構(gòu)的運(yùn)動關(guān)系，分析了不同飛行工況下起落架所受外載荷的變化情況，詳細(xì)討論了起落架應(yīng)急放不能成功上鎖的原因，并在此基礎(chǔ)上提出了改變艙門聯(lián)動形式的兩種改進(jìn)方案，以滿足起落架應(yīng)急放的功能要求。

1　前起落架收放機(jī)構(gòu)組成及工作原理

前起落架收放機(jī)構(gòu)如圖1所示，驅(qū)動機(jī)構(gòu)為解鎖作動筒，負(fù)責(zé)完成解鎖動作，收放作動筒負(fù)責(zé)完成收放動作，其余聯(lián)動機(jī)構(gòu)包括：①承力構(gòu)件。由起落架支柱帶動下阻力桿，下阻力桿帶動上阻力桿。②前艙門聯(lián)動機(jī)構(gòu)。由上阻力桿帶動拉桿2，拉桿2帶動搖臂，搖臂帶動拉桿1，拉桿1帶動前艙門的開與合。③后艙門聯(lián)動機(jī)構(gòu)。由起落架支柱帶動拉桿3，拉桿3帶動后艙門的開與合。④鎖撐桿聯(lián)動機(jī)構(gòu)。由阻力桿帶動下鎖桿，下鎖桿帶動上鎖桿，同時鎖彈簧帶動上鎖桿，幫助起落架在收起或放下位置上鎖。

圖1　前起落架收放機(jī)構(gòu)示意圖

2　前起落架收放機(jī)構(gòu)的運(yùn)動分析

由收放機(jī)構(gòu)的結(jié)構(gòu)特點可以看出，前后艙門的聯(lián)動機(jī)構(gòu)為空間運(yùn)動機(jī)構(gòu)，其余機(jī)構(gòu)的運(yùn)動均為yz面內(nèi)的平面運(yùn)動，如圖2所示。圖中，Ci表示各結(jié)構(gòu)的重心；e(i)表示各結(jié)構(gòu)的連體基;FAF_front door表示前艙門氣動力；FAF_rear door表示后艙門氣動力；Gfront door表示前艙門重力；Grear door表示后艙門重力；FAF_strut表示支柱氣動力；Gstrut表示支柱重力；FDF1表示收放作動筒阻尼力；FDF2表示解鎖作動筒阻尼力；FSF表示鎖彈簧力。對于該起落架收放運(yùn)動原理分析分為兩個部分。

圖2　前起落架機(jī)構(gòu)運(yùn)動簡圖

2.1主機(jī)構(gòu)的平面運(yùn)動

平面機(jī)構(gòu)運(yùn)動分析采用笛卡兒坐標(biāo)系法[9]，為簡化分析模型，對剛體運(yùn)動自由度無影響的作用構(gòu)件作力元處理，不作為運(yùn)動部件考慮，本文略去收放作動筒、解鎖作動筒及鎖彈簧等機(jī)構(gòu)的運(yùn)動分析。依據(jù)該收放機(jī)構(gòu)的運(yùn)動特點，模型分為8個剛體、10個平鉸、1個固定約束，因此其運(yùn)動自由度為P=8×3-10×2-3=1，約束方程總數(shù)s=23。

固定的約束方程為

(1)

(2)

Φ(a φ)=φα-cφ=0

(3)

平鉸的約束方程為

(4)

(5)

將式(5)對時間求導(dǎo)，即得出各運(yùn)動部件的加速度約束方程，其雅可比矩陣形式為

(6)

2.2前后艙門聯(lián)動機(jī)構(gòu)的空間運(yùn)動

前艙門聯(lián)動機(jī)構(gòu)為RSSR機(jī)構(gòu)，如圖3所示，該機(jī)構(gòu)運(yùn)動解析采用D-H坐標(biāo)系轉(zhuǎn)換法，得出機(jī)構(gòu)主從動件之間的位移關(guān)系方程，求解該方程組即可以得出機(jī)構(gòu)間的運(yùn)動關(guān)系，進(jìn)而可以進(jìn)行速度和加速度分析[11-13]。

圖3　前艙門RSSR運(yùn)動機(jī)構(gòu)

坐標(biāo)系Gx1y1z1到坐標(biāo)系Vx0y0z0的D-H坐標(biāo)變換矩陣為

(7)

坐標(biāo)系Vx0y0z0到坐標(biāo)系Jx3y3z3的D-H坐標(biāo)系變換矩陣為

T3=T30(d3,φ,h3,α3)=

(8)

式中，γ為搖臂轉(zhuǎn)角，該值由上述平面運(yùn)動分析得出，為驅(qū)動角；φ為艙門轉(zhuǎn)角，為從動角；LGH、LHI、LIJ、d1、d3、h3和α3為機(jī)構(gòu)的結(jié)構(gòu)參數(shù)。

設(shè)I點在Jx3y3z3坐標(biāo)系中的齊次坐標(biāo)為(LIJ,0,0,1)，H點在Gx1y1z1坐標(biāo)系中的齊次坐標(biāo)為(LGH,0,0,1)，H點在Jx3y3z3坐標(biāo)系中的齊次坐標(biāo)為

(9)

依據(jù)拉桿1桿長條件可得

(10)

化簡求解方程即可得出驅(qū)動角γ與從動角φ的聯(lián)動關(guān)系，同時將φ對時間t求一階導(dǎo)數(shù)得出艙門轉(zhuǎn)動速度變量，對時間求二階導(dǎo)數(shù)得出加速度變量。

后艙門聯(lián)動機(jī)構(gòu)也為RSSR機(jī)構(gòu)，分析方法與前艙門聯(lián)動機(jī)構(gòu)相同。

3　前起落架動力學(xué)分析

影響前起落架應(yīng)急放下的主要載荷包括：前后艙門的重力與氣動力、主支柱的重力與氣動力、彈簧力、結(jié)構(gòu)間摩擦力、液壓作動筒阻尼力。受載簡圖見圖2。

對于該收放系統(tǒng)的動力學(xué)問題，本文采用拉格朗日第二類動力學(xué)方程進(jìn)行分析。在此，對力學(xué)模型進(jìn)行合理的基本假設(shè)：①結(jié)構(gòu)間潤滑良好，摩擦力相對較小，認(rèn)為各結(jié)構(gòu)間為理想約束；②解鎖作動筒的阻尼力相對較小，可以忽略該載荷對應(yīng)急放的影響。

(1)系統(tǒng)的動能可表示為

(11)

(2)系統(tǒng)的勢能包括彈性勢能和重力勢能，其表達(dá)式可表示為

(12)

式中，K為鎖彈簧的剛度系數(shù)；lt-l0為鎖彈簧變形量；y為質(zhì)心的下降高度。

(3)系統(tǒng)外載荷的廣義力計算通過虛功原理進(jìn)行求解得出，可表示為

(13)

氣動力都是依據(jù)飛機(jī)試飛實測數(shù)據(jù)所得。艙門氣動力數(shù)值如表1所示，而旋轉(zhuǎn)部分的氣動力由實測數(shù)據(jù)擬合，其表達(dá)式為

(14)

式中，v為飛機(jī)來流速度；θs為起落架收放角度。

表1　各工況下前后艙門的氣動力值

(4)運(yùn)用拉格朗日第二類動力學(xué)基本方程來推導(dǎo)起落架收放動力學(xué)方程，該收放機(jī)構(gòu)的自由度為1，因此將廣義坐標(biāo)定為起落架收放角度qθs：

(15)

4　故障分析及改進(jìn)方案

為找出該前起落架應(yīng)急放未能正常上鎖的原因，對起落架機(jī)構(gòu)運(yùn)動關(guān)系及不同工況下起落架支柱的受載情況加以分析。

4.1運(yùn)動學(xué)分析結(jié)果

通過求解收放機(jī)構(gòu)的運(yùn)動學(xué)方程分析機(jī)構(gòu)的運(yùn)動特性，收放作動筒位移、前后艙門轉(zhuǎn)角與主支柱放下轉(zhuǎn)角之間的關(guān)系如圖4和圖5所示。

圖4　收放作動筒行程與主支柱放下角度的關(guān)系曲線圖

圖5　前后艙門轉(zhuǎn)角與主支柱放下角度變化曲線圖

從圖4可知，在起落架放下過程中，收放作動筒的伸長量與主支柱轉(zhuǎn)角基本成線性關(guān)系，無跳動和奇異的現(xiàn)象，起落架放下最大角度為101.2°，收放作動筒的位移伸長量為276.1mm。

從圖5前后艙門轉(zhuǎn)角變化曲線可以看出，前艙門的運(yùn)動方式為艙門先打開，主支柱放下，至主支柱放下后程階段，前艙門再合上，起落架到位后，前艙門也完全閉合。前艙門打開的最大角度為91.64°，其傳動特點為艙門在后程階段閉合速度過快，呈突變態(tài)勢。后艙門的運(yùn)動方式為隨支柱放下，后艙門也隨之打開，打開的最大角度為117.8°，至放下后程階段時，后艙門稍有回收并最終鎖定在81.54°。

4.2動力學(xué)分析結(jié)果

基于拉格朗日動力學(xué)方程，對起落架應(yīng)急放力學(xué)模型進(jìn)行求解，相關(guān)參數(shù)如表1、表2所示。為直觀地分析出起落架應(yīng)急放的故障原因，以主支柱為受力對象，在各外載荷作用下，分析主支柱所受力矩值的變化情況。

表2　各結(jié)構(gòu)質(zhì)量屬性參數(shù)

圖6為非氣動力傳遞至主支柱的力矩變化曲線圖。前艙門與后艙門重力對支柱產(chǎn)生的力矩較??；起落架支柱重力為應(yīng)急放的主要驅(qū)動力，但重力對支柱產(chǎn)生的有利力矩隨放下角度越來越?。绘i彈簧在整個應(yīng)急放過程中對支柱產(chǎn)生的力矩影響較小，但至行程末端時該力矩會瞬間增大，是起落架成功上鎖的主要因素。

圖6　非氣動力傳遞至主支柱的力矩變化曲線圖

與飛行速度相關(guān)的載荷包括前后艙門氣動力、主支柱氣動力。本文對180kn、220kn、250kn、270kn4種飛行工況進(jìn)行仿真分析。分析結(jié)果如圖7～圖10所示。

圖7　不同飛行工況下前艙門氣動力傳遞至主支柱的變化曲線圖

圖8　不同飛行工況下后艙門氣動力傳遞至主支柱的變化曲線圖

圖9　不同飛行工況下主支柱氣動力矩變化曲線圖

圖10　不同飛行工況下支柱總力矩的變化曲線圖

由圖7可知前艙門氣動力對起落架的應(yīng)急放下起初為有利力矩，當(dāng)起落架放下至25°時，該力矩變?yōu)樽璧K起落架放下的不利力矩，直至最后該不利力矩瞬間增大。同時，隨著飛行速度的增大，有利力矩和不利力矩都會增大。

結(jié)合圖5前艙門的運(yùn)動分析結(jié)果可知，艙門的開與合對應(yīng)著氣動力傳遞至主支柱力矩的正負(fù)轉(zhuǎn)變。起落架放下末端時，前艙門合上角度曲線過陡，以致前艙門氣動力傳遞系數(shù)瞬間增大，不利力矩出現(xiàn)突變，這與分析結(jié)果吻合。

由圖8可知后艙門氣動力對起落架應(yīng)急放的作用與前艙門類似，開始為有利力矩，當(dāng)起落架放下至70°時，該力矩也變?yōu)椴焕兀珱]有瞬間突變現(xiàn)象。同時，隨著飛行速度的增大，有利力矩和不利力矩也都會增大。

主支柱氣動力對起落架放下產(chǎn)生有利力矩，圖9顯示支柱氣動力對支柱產(chǎn)生的有利力矩隨放下角度越來越大，且飛機(jī)飛行速度越大，該有利力矩也越大。

由圖10可知，起落架所受總力矩在起落架應(yīng)急放下大部分行程內(nèi)都為有利力矩，且隨飛行速度的增大而增大。當(dāng)起落架放下至行程末端時，主支柱會出現(xiàn)受載平衡點(A點)，此處總力矩轉(zhuǎn)為負(fù)值，原因在于前后艙門氣動力傳遞至主支柱的力矩在行程后段變?yōu)椴焕?，并且前艙門氣動力出現(xiàn)負(fù)值突變，致使總力矩驟降。在上鎖階段有另一平衡點(B點)，此處總力矩又轉(zhuǎn)變?yōu)檎?，原因在于彈簧作用的有利力矩會瞬間增大。與此同時，彈簧的有利力矩突變滯后于前后艙門的不利力矩突變，起落架所受的外載總矩會出現(xiàn)A點至B點的負(fù)值段。起落架正常放下時，收放作動筒提供主動力使起落架越過負(fù)值段，并由鎖彈簧力帶動上鎖。但起落架應(yīng)急放時，收放作動筒變?yōu)樽枘崃?，A點處的起落架動能很快就被負(fù)總力矩和阻尼力所做負(fù)功消耗完，無法越過B點，以至于前起落架不能夠成功放下并上鎖。

表3結(jié)果表明：總力矩出現(xiàn)負(fù)值的平衡點隨飛行速度的增大而相應(yīng)提前，并且不利力矩也相應(yīng)地會增大。因此，飛行速度越大，越不利于起落架的應(yīng)急放。

表3　各工況下總力矩的仿真結(jié)果

4.3改進(jìn)方案

應(yīng)急放失效的分析結(jié)果表明，前艙門與上阻力桿的連接形式使得艙門氣動載荷傳遞至主支柱時有很大的放大系數(shù)，因而產(chǎn)生力矩突變。為解決該問題，本文改變艙門的聯(lián)動形式以實現(xiàn)該前起落架的應(yīng)急放功能。

(1)艙門單獨(dú)驅(qū)動。將艙門收放機(jī)構(gòu)與起落架收放機(jī)構(gòu)分開，由液壓作動筒單獨(dú)驅(qū)動艙門的開與合，這樣艙門氣動力就不會影響起落架的應(yīng)急放下。以270kn飛行工況為例，分析改變艙門聯(lián)動方案對主支柱所受總力矩的變化影響，仿真結(jié)果如圖11所示。由圖11可知，后艙門氣動力對主支柱總力矩影響并不大，而前艙門氣動力對其影響較大。因此，只需改變前艙門收放的聯(lián)動方式，避開前艙門產(chǎn)生負(fù)力矩的突變，即可使前起落架應(yīng)急放過程受載均為有利力矩。

圖11　270 kn工況下不同艙門連接方式對主支柱總力矩的影響

(2)改變前艙門的聯(lián)動形式。將前艙門由阻力桿聯(lián)動的結(jié)構(gòu)形式改為由主支柱聯(lián)動的形式，這樣艙門氣動載荷直接傳遞至主支柱，放大系數(shù)會大大減小，其結(jié)構(gòu)形式如圖12所示。

圖12　主支柱聯(lián)動的艙門連接示意圖

同樣，以270kn飛行工況為例，對改進(jìn)后的聯(lián)動機(jī)構(gòu)進(jìn)行動力學(xué)分析，得到各載荷傳遞至主支柱的力矩變化曲線，如圖13所示。

由圖13顯示的結(jié)果可以看出，主支柱聯(lián)動的結(jié)構(gòu)形式大大降低了前艙門氣動載荷作用至主支柱的力矩值，在放下末端沒有產(chǎn)生突變，因此總力矩不存在負(fù)值，一直為有利力矩，解決了前起落架放不下的問題。

圖13　支柱聯(lián)動形式下各載荷傳遞至主支柱的力矩變化曲線圖

5　結(jié)論

本文在前起落架收放動力學(xué)的基礎(chǔ)上，研究分析了該起落架應(yīng)急放失效的原因，并給出了兩種改進(jìn)方案。得出以下幾點結(jié)論：

(1)前艙門氣動力初始為有利載荷，之后變?yōu)椴焕d荷，且行程末端有突變。后艙門氣動力與前艙門氣動力類似，但行程末端沒有突變。

(2)前起落架放下行程末端時，彈簧的有利力矩突變滯后于前艙門的不利力矩突變，起落架所受的外載總矩會出現(xiàn)負(fù)值段，導(dǎo)致前起落架應(yīng)急放功能失效，并且飛行速度越大，越不利于前起落架的應(yīng)急放。

(3)改變前艙門收放的聯(lián)動方式可以實現(xiàn)前起落架的應(yīng)急放功能要求。對比與原方案中主支柱所受最大負(fù)力矩為-299kN·m，分離艙門載荷和支柱聯(lián)動兩種方案可以使主支柱所受載荷一直維持為正值，最小力矩分別為3kN·m和1.027kN·m。

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(編輯袁興玲)

Dynamics and Fault Analyses of Certain Airplane Nose Landing Gear Emergency Lowering

Yin YinNie HongWei XiaohuiZhang MingNi Huajin

State Key Laboratory of Mechanics and Control of Mechanical Structures,Nanjing University of Aeronautics and Astronautics,Nanjing,210016

A dynamics model of nose landing gear retracting system was developed to analyze the emergency lowering faults of an airplane. The landing gear loads were analyzed and calculated during emergency lowering under different modes, based on which the reasons the emergency lowering failed were analyzed in detail and two improved methods were discussed. The results show that, at the end of the emergency lowering, the beneficial torque mutation produced by the spring happens after the adverse torque mutation by the front door. Thus, the total torque will appear to be negative for some times, which will cause emergency lowering faults. The increase of the flight speed is harmful to emergency lowering. Based on analysis results, requirements of nose landing gear emergency lowering can be satisfied by changing the way of the front door retraction linkage.

nose landing gear; emergency lowering; dynamics; torque mutation; door linkage

2014-07-31

國家自然科學(xué)基金資助項目(51075203，51105197);江蘇高校優(yōu)勢學(xué)科建設(shè)工程資助項目

V226DOI：10.3969/j.issn.1004-132X.2015.16.001

印寅，男，1986年生。南京航空航天大學(xué)航空宇航學(xué)院博士研究生。主要研究方向為飛機(jī)起落架收放動力學(xué)及可靠性研究。聶宏，男，1960年生。南京航空航天大學(xué)航空宇航學(xué)院教授、博士研究生導(dǎo)師。魏小輝，男，1978年生。南京航空航天大學(xué)航空宇航學(xué)院教授。張明，男，1981年生。南京航空航天大學(xué)航空宇航學(xué)院副教授。倪華近，女，1991年生。南京航空航天大學(xué)航空宇航學(xué)院碩士研究生。