李冬梅，牟讓科，楊武剛

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起落架落震試驗環(huán)境溫度模擬技術研究

李冬梅，牟讓科，楊武剛

（中航工業(yè)飛機強度研究所 飛機氣候環(huán)境適應性研究室，西安 710065）

目的驗證某型飛機從萬米高空俯沖降落直至著陸滑跑過程中，在經(jīng)歷了環(huán)境溫度從－55 ℃到常溫快速劇烈變化后起落架性能的改變。方法依據(jù)起落架落震試驗要求，進行起落架高低溫環(huán)境模擬技術研究。結果綜合考慮試驗技術指標、試驗件結構尺寸和試驗場地限制，成功研制了專用的起落架高低溫環(huán)境模擬設備。結論為研究起落架緩沖器內(nèi)敏感參數(shù)與溫度的變化規(guī)律和起落架結構性能提供了驗證手段。

起落架；落震試驗；高低溫環(huán)境模擬設備

現(xiàn)代化、全天候、全方位復雜環(huán)境中進行的立體戰(zhàn)爭要求航空裝備面臨比以往更為復雜和嚴酷的使用環(huán)境，其中氣候環(huán)境是導致飛機性能退化甚至功能喪失的重要原因之一。起落架作為飛機在地面停放、起落滑跑時支持飛機質(zhì)量、承受相應載荷、吸收和消耗著陸撞擊能量的起飛著陸裝置，它的性能直接影響著飛機的使用與安全。隨著新一代主戰(zhàn)飛機和大型運輸機的研制，對試驗模擬條件及其試驗設備提出了更高的要求，形勢的發(fā)展也促使試驗手段要不斷提高和完善[1]。

隨著飛行器設計技術水平的提高，現(xiàn)代飛行器可在較為惡劣的環(huán)境下工作，飛機在著陸滑跑過程中，環(huán)境溫度一般在－55～70 ℃之間迅速變化，這對起落架緩沖器的氣腔和油腔都會有一定的影響[2]，因而要求起落架的設計需能滿足高低溫環(huán)境的大幅變化。文中介紹了一種專為某型飛機起落架高低溫落震試驗研制的環(huán)境模擬設備，該設備能夠真實模擬飛機從巡航高度實施俯沖降落直至滑跑過程的溫度變化。通過對經(jīng)受了高低溫變化的起落架進行落震試驗，驗證起落架著陸載荷和緩沖性能能否達到設計要求，研究高低溫環(huán)境對緩沖器充填介質(zhì)的影響，得到緩沖器中對溫度較敏感的參數(shù)與溫度變化的規(guī)律，為起落架緩沖性能設計提供驗證方法和參考，從而滿足緩沖器設計保持較為穩(wěn)定的性能。

1 設計要求

該設備用于模擬某大型飛機多支柱起落架在規(guī)定的高、低溫環(huán)境下的落震試驗，需滿足以下各項技術指標和基本要求。

1）技術指標[3—6]：溫度范圍為－60～+80 ℃；控制方式為多點控溫；控溫精度為±1.0 ℃；溫度均勻度為±2.0 ℃；溫度偏差≤±2.0 ℃；降溫速率在（0.1～ 5）℃/min 可設定；升溫速率在（0.1～ 5）℃/min 可設定。

2）基本要求[7—9]：設備由箱體、制冷系統(tǒng)、加熱系統(tǒng)、空氣循環(huán)系統(tǒng)、控制系統(tǒng)等系統(tǒng)組成；設備箱體為可分離式，分離面結合處必須保證密封；可根據(jù)需要設定高低溫溫度和升溫、降溫的級差；環(huán)境模擬設備應為全自動控制并具備遠程控制接口；設備采用的保溫材料應具有阻燃性能；暴露在低溫環(huán)境中的材料應能保證環(huán)境模擬設備正常使用；箱體焊縫要求具有良好的密封性；制冷和加熱過程中試件接受的輻射溫度不能超過－65～+80 ℃；達到設定溫度后，設備應能保證持續(xù)加熱或持續(xù)制冷，時間不低于120 min；環(huán)境模擬設備應能夠?qū)崿F(xiàn)自動分離至落震臺外，不能影響落震試驗的正常進行，撤離時間不得超過5 min。

2 系統(tǒng)設計

起落架結構如圖1所示，要求將作動筒緩沖器和機輪等部件全部放置在高低溫環(huán)境箱中完成設定溫度的模擬。根據(jù)多支柱起落架的外形尺寸和試驗夾具的尺寸，并考慮箱體結構的保溫密封后，設計環(huán)境箱工作室尺寸為：7965 mm（航向）×2350 mm（側向）×2570 mm（高）；外型尺寸為：8165 mm（航向）×2550 mm（側向）×3690 mm（高）。箱體外殼材料選用δ2彩鋼板，內(nèi)膽材料為1.5 mm厚的SUS304不銹鋼板，絕熱材料為硬質(zhì)聚胺脂發(fā)泡，厚度100 mm[10—11]。

考慮到該高低溫環(huán)境模擬設備較強的針對性和使用頻率的情況，決定采用液氮制冷的方式實現(xiàn)對低溫環(huán)境的模擬[12]。采用優(yōu)質(zhì)鎳鉻合金電加熱絲，PID調(diào)節(jié)方式實現(xiàn)對高溫的模擬。綜合考慮起落架的實際尺寸、試驗要求、環(huán)境箱的外形尺寸、安裝空間及箱體密封/分離等幾方面因素，決定利用落震試驗用夾具做為箱體骨架的上半部分，以解決由于起落架投放高度要求導致的試驗件安裝空間受限、箱體的密封和快速撤離等關鍵技術。

2.1 結構方式

由于起落架形狀復雜，干涉較多，試驗場地受限，且作動筒提升高度、投放質(zhì)量均有嚴格的限制，故對環(huán)境模擬設備箱體結構應做特別設計才能保證試驗的正常進行。

該高低溫環(huán)境模擬設備為整體結構，分為上、下兩部分（見圖2）。上箱體為安裝在大吊籃上的試驗夾具，采用現(xiàn)場發(fā)泡的方式在上面鋪設軟制保溫層作為蓋板進行箱體的保溫密封。下箱體上部開口，采用標準冷庫板制作而成，卷揚機的牽引使其在地面沿航向移動。整個箱體通過落震試驗用吊籃的升降達到上、下兩部分的自然密封、保溫和快速分合。

2.2 設計方案

該型高低溫環(huán)境模擬設備主要由箱體結構、空氣循環(huán)系統(tǒng)、分合機構系統(tǒng)、液氮制冷系統(tǒng)、加熱系統(tǒng)、控制系統(tǒng)、溫度監(jiān)視系統(tǒng)等7部分組成。下面對各系統(tǒng)設計方案分別進行描述。

1）箱體結構：分為上、下兩部分（見圖2），通過試驗用大吊籃的垂向運動實現(xiàn)箱體的自動閉合。上箱體為安裝在大吊籃上的試驗夾具，下箱體是由安裝了制冷、加熱、通風裝置的保溫圍護結構組成，并通過鋼絲繩和安裝在試驗室的卷揚機相連接。卷揚機的牽引保證箱體能在試驗現(xiàn)場底座安裝的兩條滑軌上沿航向水平移動，保證下部箱體的安全移動撤離時間不大于60 s。

2）空氣循環(huán)系統(tǒng)[13]：在下部箱體內(nèi)設置循環(huán)風道，采用上送下回的循環(huán)方式，內(nèi)部配置有大風量離心風機、導流板、出風風栓等。利用風機的吸氣強制箱內(nèi)空氣進行內(nèi)循環(huán)，使箱體內(nèi)的溫度逐漸達到均勻。

a正視 b側視

3）制冷系統(tǒng)[14]：采用液氮噴射制冷方式，由液氮瓶、混合罐、電磁閥、減壓閥、液氮噴管等部件組成。根據(jù)低溫設定值輸出相應的制冷量來達到穩(wěn)步降溫的效果。液氮瓶容量為180 L，自增壓，雙層內(nèi)結構，液氮消耗量≤5 kg/h。

其工作原理如圖4所示。試驗溫度設定后，打開一級液氮電磁閥，將液態(tài)氮注入混合罐中，和原混合罐中的氣體進行攪拌，通過控制注入混合罐中的液氣比例將溫度降至目標值。目的是可線性控制降溫速率，既可節(jié)省液氮也避免溫度過沖太低，對試件產(chǎn)生損壞。在混合罐內(nèi)的溫度達到的目標值后，開啟二級液氮電磁閥，將調(diào)節(jié)后的氣液混合體注入試驗箱工作室內(nèi)，通過液氮噴管將氣液混合體均勻注入風道橫向面，并經(jīng)風道攪拌后，在環(huán)境箱內(nèi)部達到均勻降溫目的。

圖4 制冷系統(tǒng)工作流程

混合罐主要用于液氮出口至工作室入口之間溫度的緩沖，避免溫差過大，增加控制精度及降低對試件損壞的可能性。這樣的冷卻工作方式在實際操作過程中，簡便易行，控制精度高，結果穩(wěn)定。

4）加熱系統(tǒng)：由電加熱器、E型散熱器和高溫限溫裝置組成，電加熱器置于循環(huán)風道內(nèi)，通過儀表控制加熱器的輸出，最大限度提高加熱響應速率和減少溫度堆積對實測溫度值的過沖影響，如圖5所示。

圖5 系統(tǒng)工作原理

5）控制系統(tǒng)[15]：系統(tǒng)包括管線回收模塊、遠程控制模塊、電控柜內(nèi)冷卻模塊、外來數(shù)據(jù)檢測與控制模塊和檢測控制模塊等5個模塊。系統(tǒng)控制主控儀表由西門子PLC模塊+5.7英寸彩色液晶觸摸控制屏、PT100鎧裝鉑電阻、交流接觸器、熱繼電器、固態(tài)繼電器、小型繼電器等組成。控制方式為冷熱平衡調(diào)溫方式。在箱內(nèi)隨機布置至少6個可移動溫度傳感器對被試件的表面溫度進行多點監(jiān)視，配標準RS232/RS485計算機接口及專用通訊軟件一套，可實現(xiàn)將環(huán)境箱與落震試驗臺電腦進行遠程通訊聯(lián)接，連機后，通過計算機實現(xiàn)遠程對設備運行、溫度等參數(shù)的連續(xù)監(jiān)控。

其中各功能模塊的作用如下。

1）管線回收模塊：考慮到轉(zhuǎn)場和運輸時的便利，電控柜與試驗箱體之間采用了可拆卸式的管路聯(lián)接方式，在試驗結束時，系統(tǒng)在面板操作下，可將液氮管道和電路引線回收。

2）電控柜內(nèi)部冷卻模塊：由于電控柜內(nèi)部集中了設備上的所有控制部件和一部分負載元件，在運行過程中，會產(chǎn)生相當一部分的熱量，為避免影響設備穩(wěn)定性和壽命，需通過風冷方式對整個電控柜部分進行強制冷卻。

3）外來數(shù)據(jù)檢測模塊：將由起落架內(nèi)的傳來的油溫參數(shù)和壓縮氣體溫度參數(shù)的數(shù)字信經(jīng)變送后送入主控儀表，以增加最終控制穩(wěn)定性。通來外部送入的信號轉(zhuǎn)換成溫度模擬信號，與工作室內(nèi)的溫度進行比對，通過差值來確定當前冷熱量的輸出比例。

4）檢測控制模塊：主要用于混合罐和工作室內(nèi)腔體的溫度檢測和控制。

關鍵技術

起落架高低溫環(huán)境模擬設備在設計和使用中必須解決如下幾個問題才能保證起落架高低溫落震試驗安全可靠的進行。

3.1 試驗夾具與起落架之間的熱傳導

由于采用箱式設備對已連接在落震臺上起落架包圍后進行升溫或降溫，并不能完全將金屬結構（試驗夾具過渡段）置于環(huán)境箱體內(nèi)，因此必然會存在冷橋。鋼結構的熱傳導速率非常快，在升溫或降溫過程中，如果在試件與夾具之間沒有阻斷熱傳導的設施，溫度很難控制在某一恒定值。因此，這一點是必須解決的關鍵技術。

安裝試驗件時，通過在試驗夾具及其過渡段的連接處采用硅橡膠墊片和在試驗夾具過渡段上包覆保溫層兩種方法，增加熱阻，減少向外傳熱（如圖6所示）。以減小高低溫環(huán)境模擬落震試驗中起落架及試驗夾具的熱載荷、冷橋所產(chǎn)生的大量熱損失等技術問題，保證試驗件的升、降溫溫度和速率能達到設計要求[16]。

圖6 夾具連接方式

3.2 溫度箱的密封和分離

降溫采取的是充氮氣的方法，這需要對接縫進行良好的密封，但是良好的密封將會使箱體的分離變得較為困難，如何密封好又能順利分離箱體是一關鍵技術。箱體結構設計時采用了如下方案。

1）多支柱起落架高低溫環(huán)境模擬設備采用硬式箱體結構，為上下兩半分合的結構方式。上半箱體利用起落架落震試驗夾具為骨架，在其外表面安裝標準冷庫板，將整個夾具罩起來形成圍護。

2）下半箱體采用標準冷庫板制作而成，底部安裝有腳輪。通過在測力平臺外圍安放的下部支架軌道上進行水平移動，實現(xiàn)下部箱體的快速撤離。

3）利用試驗夾具本身做為設備箱體的上半部分，上半箱體通過提升作動筒帶著投放吊藍的升降達到和下箱體對準連接和分離。

4）利用上半箱體中的吊籃、試驗夾具及起落架的自身質(zhì)量完成上下箱體的自然密封。

3.3 緩沖支柱內(nèi)部油/氣腔溫度測試

由于起落架上開孔受限，進行真實的起落架高低溫環(huán)境模擬試驗時，緩沖支柱內(nèi)油液的溫度為不可測參數(shù)，而充氣、充油容積卻是影響緩沖器性能的兩個重要參數(shù)。因此，采取何種方法進行溫度、壓力測試是必須解決的關鍵技術。

通過設計緩沖支柱模擬件（完全按照該型起落架緩沖器支柱的實際尺寸和材料設計），在模擬件的油液內(nèi)部埋設溫度傳感器（如圖7所示），與在其外壁油孔附近所裝溫度壓力傳感器作數(shù)值比較，獲得達到試驗設定的高低溫溫度所需要的溫度恒定時間。得出油液在降溫與加熱過程中的溫度變化規(guī)律，從而得出起落架的最佳投放時機。使得高低溫環(huán)境對緩沖器分油盤阻尼性能的影響、對緩沖器氣腔空氣壓縮多變指數(shù)及空氣彈簧力的影響、對緩沖器油腔油液運動粘度及油液阻尼力的影響的研究更加真實可靠。

圖7 緩沖支柱內(nèi)腔溫度及壓力測量

模擬試驗[5—6]結果如圖8和圖9所示，在做低溫－55 ℃試驗時，油缸外壁表面溫度達到－55 ℃、170 min后，油液溫度能達到－55 ℃。開啟箱門10 min后，油液溫度仍保持在－55 ℃，溫差不超過+0.2 ℃。在做+70 ℃高溫試驗時，油缸外壁表面溫度達到+70 ℃ 98 min后，油液溫度能達到+69.5 ℃，10 min后，油液溫度為+69.8 ℃。

圖8 高溫試驗曲線

圖9 低溫試驗曲線

4 結語

文中針對某型起落架高低溫環(huán)境落震試驗設計了一種環(huán)境溫度模擬設備，其采用試驗夾具作為保溫箱體的一部分，節(jié)省了試驗件的反復安裝拆卸，實用性強，成本低廉。利用落震試驗夾具作為環(huán)境模擬裝置的上部箱體，解決了起落架外形復雜、尺寸大導致箱體過大引起試驗空間受限的難點。利用起落架吊籃的升降完成上下箱體的閉合、密封和保溫，可重復使用，定位精準，密封效果佳。采用液氮制冷方式，有效制冷量大，降溫速度快。采用遠程控制卷揚機拖動下箱體撤離，即保證了試驗的撤離時間要求，又可避免低溫對人體造成的傷害。

綜上所述，利用該設備既可以模擬戰(zhàn)機從萬米高空俯沖降落時的溫度變化，又能滿足起落架落震試驗的高低溫環(huán)境變化要求。對研究起落架緩沖器內(nèi)敏感參數(shù)與溫度的變化規(guī)律提供了驗證手段，從而為起落架緩沖器的優(yōu)化設計提供參考依據(jù)。

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Simulation Techniques for Environmental Temperature in Aircraft Landing Gear Drop Test

LI Dong-mei, MOU Rang-ke, YANG Wu-gang

(Aircraft Environmental Adaptability Laboratory, AVIC Aircraft Strength Research Institute, Xi'an 710065, China)

Objective To verify the performance change of a landing gear after a rapid and severe change of ambient temperature from －55 ℃ to normal temperature in the progress of aircraft diving form high altitude to landing and taxiing. Methods High and low temperature environment simulation techniques for aircraft landing gear were researched according to requirements on drop test of landing gear. Results Special high and low temperature simulation equipment for landing gear was successfully developed in view of indicators on test techniques and restrictions on structural size of test piece and test site. Conclusion It provides a method for verifying change rules of sensitive parameters and temperature in the buffer of the landing gear and the structural performance of the landing gear.

landing gear; drop test; high and low temperature environment simulating units

10.7643/ issn.1672-9242.2017.08.007

TJ85

A

1672-9242(2017)08-0034-05

2017-03-31；

2017-04-12

李冬梅（1969—）女，黑龍江哈爾濱人，碩士，高級工程師，主要從事飛機氣候環(huán)境試驗驗證技術研究。