豆清波　陳熠　馬小莉　牟讓科

摘要：現(xiàn)代航母艦載機多使用彈射起飛方式，在彈射起飛行程末端，前起落架突伸是一種增加艦載機離艦迎角，提高飛行安全的重要技術(shù)手段。設(shè)計了一種適用于彈射起飛艦載機起落架突伸性能測試試驗方案，搭建了試驗系統(tǒng)，并對某型飛機前起落架突伸性能進行了試驗驗證，對起落架突伸過程進行了分析。通過改變試驗初始條件，分析了影響起落架突伸性能的因素，并給出了定量描述。建立了雙氣腔油氣式起落架動力學模型，對某型飛機起落架典型工況突伸性能進行數(shù)值模擬，將數(shù)值計算結(jié)果與試驗測試結(jié)果進行對比。利用動力學模型對起落架緩沖性能進行計算校核，給出了不同初始條件下起落架緩沖性能變化趨勢和數(shù)量。結(jié)果表明，對于雙氣腔油氣式起落架，起落架突伸性能提升往往會導致起落架緩沖系統(tǒng)效率降低和最大著艦載荷增大。在彈射式艦載機起落架設(shè)計時，必須綜合考慮突伸性能和緩沖性能。

關(guān)鍵詞：起落架；艦載機；彈射起飛；突伸試驗；緩沖性能

中圖分類號：V226 文獻標志碼：A 文章編號：1004-4523（2018）01-0102-08

DOI：10.16385/j.cnki.issn.1004-4523.2018.01.012

引言

艦載機由于其使用環(huán)境的特殊性，首要挑戰(zhàn)是艦基跑道長度過短，遠達不到陸基上的起飛距離。通常采用滑越或彈射起飛方式增加艦載機離艦迎角，提高飛行安全。而彈射起飛因起飛效率高而又不會犧牲飛機的載荷和航程等作戰(zhàn)性能，成為目前采用最廣泛的艦載機起飛方式。彈射時需要通過彈射拉桿對起落架緩沖系統(tǒng)加載，使緩沖系統(tǒng)達到預(yù)先設(shè)置的壓縮量，彈射梭帶動飛機滑行，當飛機滑行至彈射行程末端時，釋放存儲在緩沖器中的能量使起落架突然伸展，飛機產(chǎn)生附加抬頭速度，從而實現(xiàn)迅速達到起飛迎角的目的。

前起落架突伸是復雜的動力學問題，掌握前起落架在突伸過程中的動力學特性及其受載情況，是突伸裝置設(shè)計的關(guān)鍵所在，也是艦載機設(shè)計的關(guān)鍵環(huán)節(jié)。

美國軍用規(guī)范對艦載機前起落架彈射系統(tǒng)的設(shè)計、驗證提出了相應(yīng)要求。國外對起落架突伸問題的研究較少見諸于公開發(fā)表的文獻，國內(nèi)這方面的研究剛剛起步，對起落架突伸性能研究多以數(shù)值模擬和定性分析起落架參數(shù)對突伸性能影響為主。胡淑玲和林國鋒就突伸過程對起飛特性的影響進行了研究。黃再興等建立了一個兩自由度的質(zhì)量一彈簧一阻尼器力學模型，推導出突伸運動方程，給出突伸期間飛機在甲板上的滑行距離和攻角的增量。沈強和黃再興提出了起落架充填參數(shù)對突伸性能的影響。王彤等基于雙腔油氣式緩沖器提出了改進的緩沖器構(gòu)型并通過適當減小緩沖器的反彈阻尼來縮短突伸時間。魏小輝等建立了全機彈射起飛動力學模型，進行了全機彈射起飛動力學分析，提出了基于當量質(zhì)量的前起落架突伸動力學試驗方法。

對于艦載機起落架設(shè)計一方面需要考慮飛機起飛時起落架突伸性能對飛機短距安全起飛的幫助；另一方面，艦載機著陸沖擊能量是普通飛機的4～6倍，起落架作為吸收飛機著艦?zāi)芰康闹饕考瑢τ诰彌_性能要求亦極為嚴苛。在艦載機起落架設(shè)計時必須同時考慮這兩方面因素影響。油氣式緩沖器作為現(xiàn)代起落架設(shè)計通常使用的緩沖器模式，系統(tǒng)具有較強的非線性，給精確建模和求解帶來一定困難。在實驗室環(huán)境下通過物理試驗?zāi)M起落架彈射起飛狀態(tài)，可以得到真實的起落架動態(tài)突伸性能，也可減小試飛試驗所帶來的技術(shù)風險。同時，在實驗室環(huán)境下可以模擬不同起落架狀態(tài)，定量化給出飛機不同使用環(huán)境對起落架系統(tǒng)突伸性能的影響，為飛機試驗試飛提供有益參考，降低研發(fā)風險。

本文設(shè)計了一種起落架突伸試驗方案，搭建了起落架突伸試驗系統(tǒng)，并對某型飛機前起落架突伸性能進行了試驗驗證。針對不同工況試驗數(shù)據(jù)分析了不同參數(shù)對起落架突伸性能的影響，并給予定量化描述。同時在起落架動力學模型基礎(chǔ)上，對起落架緩沖性能進行校核，預(yù)計了著艦載荷范圍，為起落架設(shè)計提供參考。

1起落架動力學建模

起落架緩沖系統(tǒng)主要包括緩沖器和輪胎兩部分，建立起落架緩沖性能動力學二質(zhì)量力學模型，即彈性支撐質(zhì)量和非彈性支撐質(zhì)量。彈性支撐質(zhì)量是緩沖器空氣彈簧上部質(zhì)量（包含起落架支柱外筒和起落架所分配的機體當量質(zhì)量）。非彈性支撐質(zhì)量是空氣彈簧下部質(zhì)量（包含活塞桿、機輪、輪胎及剎車盤等）。艦載機前起落架突伸過程動力學模型基本建模簡化假設(shè)如下：

1）假設(shè)彈射過程中飛機無偏航、滾轉(zhuǎn)、俯仰轉(zhuǎn)動；

2）將飛機分成彈性支撐質(zhì)量和非彈性支撐質(zhì)量，彈性質(zhì)量采用當量質(zhì)量，集中在起落架與機體連接點上，無側(cè)向平動；非彈簧支承質(zhì)量集中在輪軸中心點上。

1.1支柱式起落架動力學模型

支柱式起落架動力模型，非彈簧支承質(zhì)量塊質(zhì)心運動自由度共3個，運動方程為：

同起落架著陸緩沖性能仿真不同，突伸試驗仿真時，模擬起落架在彈射突伸過程中的垂向受載，在停機靜平衡支柱壓縮時間段，起落架與機體連接點承受垂向載荷F_Pre，即F_y=F_y-F_Pre。在起落架緩沖支柱壓到預(yù)定值，支柱錯動速度為0時，去掉垂向預(yù)加載荷F_Pre，起落架緩沖器釋放能量，支柱開始突伸。艦載機彈射起飛過程中，彈射器中的蒸汽推動活塞，活塞帶動拖梭和前起落架彈射桿，使艦載機加速運動，假設(shè)拖梭脫離彈射桿瞬間的起落架緩沖器軸向力為定值。

1.2雙氣腔油氣式緩沖器動力學模型

雙氣腔油氣式起落架高壓腔主要影響緩沖器工作過程勢能儲備，高勢能儲備將有利于起落架提供有效的突伸載荷，增大飛機起飛迎角。低壓腔較低的剛度設(shè)計能夠增加飛機滑跑過程乘員的舒適性。圖1為某型飛機緩沖器結(jié)構(gòu)示意圖。

緩沖器軸向力由空氣彈簧力、油液阻尼力以及緩沖器外筒與活塞桿的摩擦力組成。軸向力F_S可以表示為

1.2.1空氣彈簧力F_a

在緩沖器壓縮過程，其內(nèi)部的空氣腔壓力P_a（壓強）是隨行程變化，由空氣壓縮產(chǎn)生的空氣彈簧力F_a為

1.2.2

油液阻尼力F_h

緩沖器工作時，油液通過主油腔和回油腔中的阻尼孔產(chǎn)生油液阻尼力，油液阻尼力F_h是緩沖器消耗能量的主要力學元件。油液阻尼力大小與壓油面積、油孔大小、油孔形狀以及緩沖器工作過程支柱內(nèi)筒運動速度等有關(guān)。

1.2.3摩擦力F_f

緩沖器內(nèi)襯套與筒壁之間的摩擦力F_f是由緩沖器的皮碗摩擦力F_fp和緩沖支柱彎曲引起的摩擦力F_fc組成，如下式

1.2.4輪胎垂直力V_t

輪胎減震性能和承載能力取決于輪胎的外廓尺寸、充氣壓力和輪胎剛度。在給定初始充氣壓力之后，機輪的徑向載荷僅是其壓縮量δ的函數(shù)，通過機輪的徑向靜壓縮試驗來確定輪胎的載荷壓縮量曲線。實驗研究表明，輪胎受到的垂直地面力可由下式確定

（7）式中

n_t為單個起落架機輪數(shù)目，C_T為輪胎垂直振動當量阻尼系數(shù)（C_r=0.4s/m），f（δ）為機輪靜壓縮曲線，靜壓曲線通過試驗臺液壓作動筒對輪胎逐級加載，加載過程中記錄垂向載荷和輪胎壓縮量，并對實測數(shù)據(jù)進行曲線擬和獲得。

2試驗方法及結(jié)果

2.1試驗方法

起落架突伸試驗系統(tǒng)包括試驗承載臺架、機體質(zhì)量模擬系統(tǒng)、起落架載荷加載系統(tǒng)、電磁快速釋放機構(gòu)、彈射牽引桿操縱及其釋放系統(tǒng)、艦面模擬平臺、試驗測量與控制系統(tǒng)七部分，起落架突伸試驗原理圖如圖2所示。

實驗室環(huán)境下測試艦載機起落架突伸動力學性能，模擬飛機脫離彈射器拖梭后的動力學過程。試驗時，首先調(diào)整起落架承載上部質(zhì)量，滿足起落架所應(yīng)承受的當量質(zhì)量。利用裝在橫梁上的伺服作動筒向下壓加載，模擬起落架所承受的垂向載荷。起落架緩沖支柱和輪胎受載下壓變形，當起落架緩沖支柱壓縮量達到試驗要求值后，通過液壓系統(tǒng)給彈射桿加壓，使彈射桿到達鎖鉤掛鉤位置，利用下部彈射桿鎖鉤將彈射桿鎖定（模擬前起落架彈射桿與航母彈射器拖梭嚙合）。電磁釋放鎖將伺服作動筒與加載龍門架鎖定，釋放鎖機構(gòu)距離可根據(jù)起落架受載后高度變化進行調(diào)整。

確認試驗初始狀態(tài)后，通過控制系統(tǒng)發(fā)出電磁釋放鎖打開指令，安裝在龍門架頂部的電磁釋放鎖推動連桿機構(gòu)，使得鎖鉗迅速打開，加載龍門架瞬時卸載（模擬彈射梭卸載），儲存在緩沖系統(tǒng)中的能量突然釋放，將模擬機體當量質(zhì)量（吊籃、鎖鉤和加載龍門架等質(zhì)量）彈起。同時，下部彈射桿釋放鎖鉤迅速脫鉤（即模擬彈射拖梭與前起落架彈射桿分離），起落架緩沖系統(tǒng)突伸使飛機產(chǎn)生初始俯仰角速度。試驗數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)在電磁釋放鎖釋放的同時觸發(fā)記錄各傳感器時間歷程曲線。突伸試驗流程框圖如圖3所示。

2.2試驗結(jié)果分析

應(yīng)用前文所述試驗系統(tǒng)，對某型起落架突伸性能進行試驗研究，并將試驗實測結(jié)果與突伸性能動力學模型計算數(shù)據(jù)進行對比。試驗測試系統(tǒng)主要測試起落架載荷，起落架上部模擬質(zhì)量和下部質(zhì)量的位移，速度，加速度等參數(shù)的時間歷程。并通過改變可能影響起落架突伸性能的初始參數(shù)，對不同初始條件下起落架突伸性能進行分析和評估。

對典型起落架充填和初始條件下某型起落架突伸性能進行試驗驗證，對起落架上部質(zhì)量位移和支柱壓縮量測試結(jié)果進行歸一化處理，結(jié)果如圖4所示。

從試驗曲線中可以看出，當外部載荷突卸后，起落架上部質(zhì)量開始運動，并且上部質(zhì)量運動速率大于起落架支柱伸出速率，這說明突伸初始階段是起落架支柱和輪胎共同作用的結(jié)果。從載荷突卸后0.11s起落架高壓腔作用完畢，隨后低壓腔開始作用，0.31s起落架上部模擬質(zhì)量位移達到最大值，完成起落架突伸過程。

突伸過程輪胎地面載荷如圖5所示，系統(tǒng)預(yù)加載荷突卸后至起落架高壓腔作用完成前，起落架輪胎地面載荷迅速減小，起落架突伸作用最為明顯。高壓腔作用完畢后，從低壓腔作用階段開始至0.31s突伸正行程結(jié)束地面輪胎力相對較小。從能量角度分析，突伸正行程緩沖系統(tǒng)釋放功量圖如圖6所示，從圖6可以看出，突伸過程高壓腔作用階段緩沖器釋放能量較低壓腔作用緩沖器釋放能量大，高壓腔作用釋放的能量為低壓腔釋放能量的7.5倍，所以高壓腔參數(shù)對于起落架突伸性能影響更為明顯。

2.2.1當量質(zhì)量和緩沖器壓縮量對突伸性能影響

艦載機起落架突伸是為了提供附加的起飛仰角，其中上部質(zhì)量離艦突伸速度是關(guān)系起落架突伸性能的關(guān)鍵參數(shù)，對某型飛機前起落架在相同充填條件下對不同上部質(zhì)量和不同預(yù)壓縮量分別進行試驗，對試驗所得曲線進行歸一化處理，從圖7可以看出，相同緩沖器充填和支柱預(yù)壓縮量的情況下，隨著當量質(zhì)量不斷增大，離艦突伸速度逐漸減小，并且離艦突伸速度大致呈線性分布；相同當量質(zhì)量和緩沖器充填情況下，隨著支柱預(yù)壓縮量增加，突伸離艦速度逐漸增大，且在大突伸當量質(zhì)量時，突伸速度隨預(yù)先壓縮量等比例增大而等比例增加。對突伸當量質(zhì)量、緩沖器與壓縮量和突伸速度之間的關(guān)系在三維坐標下進行擬合，對應(yīng)關(guān)系如圖8所示，通過圖8可以對本起落架在特定充填條件，當量質(zhì)量和預(yù)壓行程對應(yīng)的起落架離艦突伸速度進行預(yù)估，為艦載機地面試驗或艦上試飛提供數(shù)值參考（圖中坐標系數(shù)值均進行了歸一化處理）。

2.2.2高壓腔壓力對突伸性能影響

由圖8可以看出，起落架由于突伸釋放的能量主要由高壓腔儲能決定，起落架高壓腔儲能能力對起落架突伸性能起決定作用。對某型飛機前起落架在固定當量質(zhì)量情況下，對不同高壓腔充氣壓力和緩沖支柱預(yù)壓縮量分別進行試驗，對試驗所得曲線進行進行歸一化處理。從圖9可以看出，在相同突伸當量質(zhì)量和支柱預(yù)壓縮量情況下，突伸離艦速度隨緩沖器高壓腔充氣壓力增大而增大且呈線性分布，對數(shù)據(jù)進行線性擬合，擬合曲線斜率分別為0.83，1.00和1.16，隨支柱預(yù)壓縮量增大突伸速度擬合直線斜率亦逐步增大。從圖10可以看出，在相同突伸當量質(zhì)量和高壓腔壓力情況下，突伸離艦速度隨緩沖器支柱預(yù)壓縮量增大而增大且呈線性分布，對數(shù)據(jù)進行線性擬合，擬合曲線斜率分別為-2.01，-2.44，-2.56，-2.60，-2.79，和-2.60，隨高壓腔壓力增大突伸速度擬合直線斜率亦逐步增大。

3起落架緩沖性能校核

3.1起落架動力學模型驗證

建立起落架突伸動力學模型，采用自編程序?qū)ζ鹇浼芡簧靹恿W過程進行仿真分析，模型中緩沖器充填參數(shù)和起落架實際充填參數(shù)相同。將緩沖系統(tǒng)分為上部質(zhì)量和下部質(zhì)量，分別設(shè)定初始條件，上部質(zhì)量初始位移為緩沖器壓縮量與輪胎壓縮量之和，上部質(zhì)量初始速度為0，下部質(zhì)量初始位移為輪胎壓縮量，初始速度為0，對模型進行數(shù)值計算。

將數(shù)值計算結(jié)果與起落架突仲試驗數(shù)據(jù)進行對比。對于某典型工況下起落架突伸性能計算，以起落架上部質(zhì)量位移和速度以及下部質(zhì)量位移和速度為初始條件，計算起落架突伸過程（將計算和試驗數(shù)據(jù)進行歸一化處理），起落架上部質(zhì)量位移數(shù)值計算和試驗結(jié)果對比如圖11所示。

由對比曲線可以看出，動力學計算模型較好地反應(yīng)了某型飛機前起落架突伸動力學過程，起落架在0.31s完成突伸過程，起落架突伸過程中上部質(zhì)量位移與試驗值對比最大誤差為6.92%。最大突伸位移與試驗值誤差小于1%。

3.2起落架緩沖性能校核

對某型起落架以7m/s下沉速度不同當量質(zhì)量和高壓腔壓力情況下對起落架緩沖性能進行仿真，對結(jié)果數(shù)據(jù)進行歸一化處理，典型工況下起落架緩沖系統(tǒng)的功量曲線如圖12所示，緩沖系統(tǒng)初始作用時，緩沖器載荷急劇增大，載荷最大值出現(xiàn)在緩沖器高壓腔啟動后，緩沖系統(tǒng)壓縮量最大值前時刻。緩沖系統(tǒng)能量吸收效率為75%，緩沖器低壓腔吸收能量是高壓腔吸收能量的2.79倍。

飛機著陸階段吸收沖擊能量是起落架最重要的功能，雙氣腔式起落架高壓腔雖然對提高緩沖器突伸性能有明顯的改善作用，但是同時由于高壓腔壓力的提高，會引起相同初始條件下起落架著陸載荷的明顯增大，圖13給出了不同載荷和當量質(zhì)量，起落架7m/s下沉速度條件下最大垂直載荷圖。從圖13可以看出，初始條件的改變同時也伴隨前起落架著陸載荷的增大，特別對于艦載機來說，前起落架設(shè)計需要充分考慮極端情況下，比如自由飛勾住等情況對于艦載機前起落架緩沖性能具有很高的要求。所以艦載機起落架特別是前起落架設(shè)計在考慮起飛突伸性能的同時也需要對著艦緩沖性能進行分析和評定，同時滿足二者要求。

4結(jié)論

本文提出了一種實驗室環(huán)境下模擬艦載機起落架彈射突伸試驗方案。試驗方案適用于不同起落架，不同當量質(zhì)量、不同起落架充填以及起落架緩沖器初始壓縮量情況下，起落架彈射突仲性能試驗。

對某型飛機前起落架突伸性能進行試驗驗證，通過改變不同當量質(zhì)量、起落架緩沖器初始壓縮量以及不同高壓腔充填等初始條件，研究了影響起落架突伸性能的主要參數(shù)，并給出了定量化的描述。試驗結(jié)果表明，相同緩沖器充填和支柱預(yù)壓縮量的情況下，隨著當量質(zhì)量不斷增大，離艦突伸速度逐漸減?。辉谙嗤簧飚斄抠|(zhì)量和高壓腔壓力情況下，突伸離艦速度隨緩沖器支柱預(yù)壓縮量增大而增大且呈線性分布。

建立了起落架動力學模型，并將突伸試驗結(jié)果和模型仿真結(jié)果進行了對比，驗證了模型的合理性。依據(jù)動力學模型對起落架緩沖性能進行校核，結(jié)果表明，對于彈射起飛型艦載機前起落架設(shè)計在考慮突伸性能的同時需要兼顧緩沖性能。高的輪胎和緩沖器高腔壓力、大的回油孔面積和主油孔面積均有利于突伸性能的提高，但可能與提高起落架緩沖性能相矛盾。對給定的起落架不改變緩沖性能的條件下，通過調(diào)整緩沖器初始壓縮量來調(diào)整起落架初始突伸速率，是最有效的方式。