張航舟， 劉龐輪， 鄧曉山， 魯?shù)掳l(fā)， 禹新鵬

（中航飛機起落架有限責任公司，長沙410200）

0 引言

飛機在著陸、滑行以及停放等地面狀態(tài)時，起落架必須能及時放下并保持在預定的放下位置，否則可致使飛機發(fā)生災難性事故。因此，起落架的下位鎖機構(gòu)的合理設計直接影響到飛機的安全[1]。

隨著航空工業(yè)的快速發(fā)展，為適應現(xiàn)代飛機起落架收放控制系統(tǒng)的要求，起落架下位鎖機構(gòu)的設計趨于高集成度、輕量化、高可靠性，本文提出一種為某無人機前起落架收放控制系統(tǒng)設計的具有以上優(yōu)點的下位鎖機構(gòu)。

1 撐桿式下位鎖的工作原理

1.1 設計要求

所設計的起落架下位鎖機構(gòu)安裝在如圖1所示前起落架上，該起落架為可收放式布局。要求此類型的下位鎖機構(gòu)能夠?qū)崿F(xiàn)以下功能：當前起落架放下時，下位鎖機構(gòu)能夠展開并上鎖形成撐桿，將前起落架支柱鎖定在放下位置，從而使前起落架支柱能夠承受航向和垂向載荷；前起落架需要收上時，下位鎖機構(gòu)在撐桿鎖作動筒的驅(qū)動下開鎖后不阻礙撐桿的折疊，使撐桿能夠與前起落架支柱協(xié)調(diào)運動，在收放作動筒的作用下，一起收入到前起落架艙。

1.2 工作原理

圖2所示為此類型的下位鎖機構(gòu)不同狀態(tài)的桿系簡圖，該機構(gòu)主要包括下?lián)螚U、連桿、搖臂、撐桿鎖作動筒、上撐桿以及適當?shù)倪B接。其中，下?lián)螚U與起落架支柱連接，上撐桿與飛機機身連接，帶彈簧的撐桿鎖作動筒用于撐桿展開狀態(tài)的鎖定和解除。因此，此類型的下位鎖機構(gòu)對應地有兩種狀態(tài)：上鎖狀態(tài)和開鎖狀態(tài)。

該類型的下位鎖機構(gòu)的鎖定狀態(tài)如圖2所示，當起落架放下并處于鎖定的位置時。下位鎖機構(gòu)可能承受壓載荷Fy和拉載荷FL。如果下位鎖機構(gòu)承受壓載荷Fy，偏量e1、e2值均有增大的趨勢，同時搖臂具有順時針轉(zhuǎn)動的趨勢，但由于搖臂的轉(zhuǎn)動被設置在上撐桿上的止動塊阻止，則偏心e1、e2值的增大被限制。這樣，可折疊撐桿式下位鎖機構(gòu)被保持在鎖定狀態(tài)。如果可折疊撐桿式下位鎖機構(gòu)承受拉載荷FL，偏量e1、e2值均有減小的趨勢，同時撐桿鎖作動筒彈簧壓縮，當偏量e2減小到一定量時，彈簧力增大到某個值足以阻止e2的減小，此時偏心e1的減小也被限制，這樣，可折疊撐桿式下位鎖機構(gòu)同樣被可靠地鎖定。

圖1 無人機前起落架結(jié)構(gòu)示意圖

圖2 可折疊撐桿式下位鎖機構(gòu)工作原理桿系圖

起落架放下過程中，在起落架收放作動筒作用下，被折疊的撐桿式鎖機構(gòu)承受拉載荷FL逐漸展開，當偏量e2由負值變?yōu)?時，如果撐桿鎖作動筒液壓行程伸出量N為零時，可折疊撐桿式下位鎖機構(gòu)的展開受到限制，但是，由于起落架放下過程中，撐桿鎖作動筒放下腔施加的液壓力使伸出量N最大，由此產(chǎn)生的彈簧壓縮力FT足夠推動搖臂順時針旋轉(zhuǎn)直至接觸制動塊，進入鎖定狀態(tài)。

飛機起飛離開地面后，需要將起落架收起，起落架收上作動筒開始工作，撐桿鎖機構(gòu)承受壓載荷Fy，此時，向撐桿鎖作動筒收起腔施加液壓力，撐桿鎖作動筒產(chǎn)生足夠大的拉載荷Fz帶動搖臂逆時針轉(zhuǎn)動，使e2值減小。當e2值減小至0并開始變?yōu)樨撝禃r，在載荷Fy和Fz的共同作用下，可折疊撐桿式下位鎖機構(gòu)開始折疊直至預定的收上位置。

2 工程詳細設計

2.1 主要設計參數(shù)

根據(jù)飛機總體的輸入?yún)?shù)，結(jié)合起落架空間位置尺寸，經(jīng)計算，確定出可實現(xiàn)所述原理功能的可折疊撐桿式下位鎖機構(gòu)的主要設計參數(shù)如表1所示。其中，撐桿鎖作動筒中彈簧參數(shù)的確定可以采用文獻[2]提出的方法。

2.2 三維模型和運動仿真

確定出可折疊撐桿式下位鎖機構(gòu)的主要尺寸參數(shù)后，使用航空通用設計軟件CATIA建立構(gòu)件中各組成零件的三維模型，然后進行裝配并進行運動仿真分析。

表1 可折疊撐桿式下位鎖機構(gòu)主要設計參數(shù)

經(jīng)優(yōu)化迭代后，可折疊撐桿式下位鎖機構(gòu)的三維模型如圖3、圖4所示。通過CATIA的運動仿真模塊，可以利用可折疊撐桿式下位鎖機構(gòu)的三維模型進行運動仿真，考察機構(gòu)在折疊運動過程是否出現(xiàn)干涉，以及各狀態(tài)下結(jié)構(gòu)的合理性。圖3為可折疊撐桿式下位鎖機構(gòu)的鎖定狀態(tài)，圖4為可折疊撐桿式下位鎖機構(gòu)的開鎖折疊狀態(tài)，均能滿足設計要求。

2.3 強度分析

將CATIA中建立的可折疊撐桿式下位鎖機構(gòu)三維模型導入到有限元分析軟件ANSYS中，對可折疊撐桿式下位鎖機構(gòu)進行強度分析，通過可折疊撐桿式下位鎖機構(gòu)整體穩(wěn)定性和主要承力構(gòu)件靜強度計算，對可折疊撐桿式下位鎖機構(gòu)的強度進行校核。

2.3.1 可折疊撐桿式下位鎖機構(gòu)整體穩(wěn)定性分析

在極限壓載荷Fy工況下，可折疊撐桿式下位鎖機構(gòu)整體穩(wěn)定性計算結(jié)果如圖5所示，由計算結(jié)果可得，失穩(wěn)臨界載荷Pcr=139 514 N；實際載荷Fy最大為74 250 N，小于失穩(wěn)臨界載荷，故能滿足穩(wěn)定性要求。

2.3.2 下?lián)螚U強度分析

下?lián)螚U采用7050鋁合金材料，其材料參數(shù)為σb=460 MPa，E=69 GPa，μ=0.33。在極限載荷作用工況下，對下?lián)螚U進行靜強度（static）計算得到其von-Mises應力云圖如圖6所示。由計算結(jié)果可得，下?lián)螚U受到的最大應力值為σmax=119.2 MPa，則安全裕度為σmax/σP－1=1.77＞0。故上撐桿滿足靜強度設計要求。

圖5 撐桿鎖機構(gòu)整體穩(wěn)定性計算結(jié)果

2.3.3 上撐桿強度分析

圖6 下?lián)螚Uvon-Mises應力云圖

上撐桿的材料也選用7050鋁合金。同樣地，在極限載荷作用工況下，對上撐桿進行靜強度（static）計算得到其von-Mises應力云圖如圖7所示。由計算結(jié)果可得，下?lián)螚U受到的最大應力值為σmax=196 MPa，則安全裕度為σmax/σP－1=0.68＞0。故上撐桿滿足靜強度設計要求。

3 結(jié)論

圖7 上撐桿von-Mises應力云圖

本文設計了一種新型的可折疊撐桿式下位鎖機構(gòu)，該機構(gòu)具有集成度高、占用空間小、質(zhì)量輕、可靠性高等特點，可應用于小型無人機起落架。通過對功能原理的分析和計算，確定出可折疊撐桿式下位鎖機構(gòu)的結(jié)構(gòu)參數(shù)，然后使用航空通用設計軟件CATIA建立機構(gòu)中各構(gòu)件的三維模型，然后進行裝配。通過運動仿真分析和有限元分析，確?？烧郫B撐桿式下位鎖機構(gòu)滿足設計要求。本文的設計思想、方法和相關技術可為飛機起落架可折疊撐桿式下位鎖機構(gòu)設計提供參考。