湯阿妮，郭正旺，趙 華

（1.中國飛行試驗研究院飛機所，西安710089；2.中國飛行試驗研究院科研管理部，西安710089）

由于機場跑道及機身強度的限制，大型飛機多采用多輪多支柱起落架形式[1-2]，以降低起落架作用于機體和跑道道面的集中載荷。多支柱起落架載荷是個超靜定問題，牽扯到前、后多對主起落架緩沖剛度匹配，因此多支柱起落架布置、地面載荷確定以及緩沖功量分配的設計方法等具有不確定性。多輪多支柱起落架是中國在某大型運輸機上首次采用的起落架結構形式，各支柱間載荷分配、緩沖剛度匹配無相應的設計規(guī)范，中國國內(nèi)亦無該形式起落架設計及布局的相關設計經(jīng)驗[3]。為解決多支柱起落架載荷分配問題，國內(nèi)對多支柱起落架著陸及轉彎載荷進行了大量仿真分析[4-9]，牟讓科等將落震試驗結果與仿真分析結合，對多支柱起落架載荷分析又前進了一步[10]。但實際飛機及起落架結構是及其復雜的，仿真結果的正確性及可靠性通常無法保證。為徹底解決多輪多支柱起落架載荷分配問題，并對大型飛機起落架設計使用壽命進行探索研究，以便獲取可靠的設計支持數(shù)據(jù)，必須通過實際飛行試驗進行多支柱起落架使用載荷研究。

本文采用應變法，以伊爾76 飛機主起落架為研究對象，在中國國內(nèi)首次實測了多輪多支柱起落架載荷，對多輪多支柱起落架著陸及轉彎載荷進行定量分析研究，揭示了多輪多支柱起落架著陸及轉彎載荷的規(guī)律，為中國大型運輸機起落架結構設計和驗證及大型運輸機的研制提供參考。

1 試驗機及測載試驗

1.1 試驗機

試驗機為引進的俄羅斯大型多輪多支柱起落架飛機伊爾76 飛機，該機起落架為五支柱前三點式布局，有1 個前起落架，4 個主起落架。主起落架為四輪并列支柱式，對稱布置在機身兩側。前、主起落架均可收放，并裝有良好的減震裝置。每個主起落架均為帶有可折斜支撐的單支柱套筒式四輪起落架，由承力構件、4 個帶盤式液壓剎車裝置的機輪、收放機構和艙門傳動機構等組成。前起落架為單支柱搖臂式四輪起落架，由承力構件、4 個帶液壓自動剎車裝置的機輪、收放機構和艙門傳動機構等組成。為改善地面滑行轉彎時的靈活性，前起落架上還裝有CyC-76 前輪轉彎操縱系統(tǒng)。圖1 給出了試驗飛機及其起落架實物圖。

圖1 伊爾76 飛機及其起落架Fig.1 Aircraft IL76 and the landing gears

1.2 應變法測載

載荷測量采用應變法[11-12]。應變法測量起落架結構載荷要在結構受力分析的基礎上，在測載結構主要傳力部位安裝應變計電橋，模擬結構實際受載情況，對測載起落架進行加載校準，建立的載荷模型為

式中：F 為起落架外載荷，包括垂向載荷、航向載荷、側向載荷等。其中垂向載荷作用于機輪中心，指向上為正，用Pz表示；航向載荷在水平面內(nèi)，垂直于垂向載荷，在著陸及滑行使用情況，作用于機輪中心，向前為正，用Px表示，剎車狀態(tài)僅適用于主起落架，作用于輪胎接地點，恒指向后；側向載荷垂直于xoz 平面，作用于輪胎接地點，對主起落架指向內(nèi)側為正，對前起落架指向右側為正，用Fy表示。ε 為應變計電橋響應；β 為載荷系數(shù)，載荷校準時確定；n 表示電橋數(shù)。

圖2 給出了主起落架輪軸及支柱部分應變計安裝照片。

圖2 部分應變計電橋加裝示意圖Fig.2 Sketch of some strain gauge bridges

1.3 飛行試驗

起落架的載荷使用情況包括著陸、轉彎、剎車和滑行等[12-14]。為了獲得起落架在不同使用狀態(tài)下的載荷，試飛科目包括最大起飛重量起飛、最大著陸重量著陸、大下沉速度著陸、大剎車壓力剎車、大速度轉彎及地面滑行等。本文對著陸和轉彎情況進行分析。飛行試驗過程中，測試參數(shù)除了直接用于載荷實測的應變參數(shù)外，還包括飛機重心三向過載、著陸下沉速度、著陸水平速度、著陸姿態(tài)角、滑行速度和燃油重量等飛行參數(shù)，以及起落架緩沖器行程、前起落架轉彎作動器行程、主起落架剎車壓力等起落架特征參數(shù)。

2 數(shù)據(jù)處理方法

2.1 無量綱化

將實測載荷除以對應起落架的停機載荷，計算載荷系數(shù)，以消除飛機重量對起落架載荷的影響

式中：Px、Pz、Fy分別為航向載荷、垂向載荷及側向載荷；px、pz、py為對應載荷系數(shù)；Ptj為對應起落架的停機載荷，表示停機狀態(tài)每個起落架承受的飛機重量。

2.2 載荷正確性分析

取著陸階段飛機升力等于重力，地面滑行階段忽略升力，對載荷實測結果正確性進行分析，即有

式中：nx、ny、nz分別為飛機重心處航向、側向及法向過載；G 為飛機重量；Psl為飛機升力；PE為發(fā)動機推力；Pxi、Pzi、Fyi中下標1 到5 分別代表前起、左前主起、左后主起、右前主起及右后主起。

2.3 參數(shù)相容性分析

驗證載荷正確性后，還需對不同受載情況的載荷進行飛行參數(shù)相容性分析，如，轉彎情況需考慮轉彎速度、轉彎半徑、轉彎作動器行程等與載荷之間的匹配關系。一般分析公式可表示為

式中：Vx為航向速度，Vz為垂向速度，φ 及θ 為飛機姿態(tài)角，D 為起落架緩沖器壓縮行程，DS 為轉彎作動器行程，R 為轉彎半徑，PS 為剎車壓力。不同的載荷情況取不同的參數(shù)，具體公式形式也不同，如轉彎情況，主要參數(shù)為轉彎速度、半徑、轉彎作動器行程等，著陸階段則著重分析著陸下沉速度、著陸水平速度、著陸重量、著陸姿態(tài)以及緩沖器壓縮行程等參數(shù)。在下述轉彎載荷分析中將具體說明轉彎情況的應用。

3 實測結果分析

3.1 著陸載荷

3.1.1 典型著陸載荷實測結果

圖3 給出了2 次典型的著陸狀態(tài)左側前、后主起落架載荷及相關飛行參數(shù)時間歷程曲線。圖3（a,b）給出了水平著陸，飛機著陸俯仰角φ 為1.58°，下沉速度Vz為1.1 m/s，著陸重量G 為130 t，前、后主起落架觸地時間極為接近時，左側前、后起落架緩沖器壓縮行程（DZQ和DZH）、飛機重心處航向及法向過載（nx和nz）、左側前、后起落架航向載荷和垂向載荷（PZQx,PZQz,PZHx,PZHz）時間歷程曲線。從圖3（a,b）中可以看出，左側前主起落架著陸垂向載荷、起轉/回彈載荷均大于后主起落架。

圖3（c,d）給出了機尾下沉著陸，飛機著陸俯仰角φ 為7.98°，下沉速度Vz為1.41 m/s，著陸重量G 為142 t，前、后主起落架觸地時間差約為3 s 時，左側前、后起落架緩沖器壓縮行程（DZQ和DZH）、飛機重心處航向及法向過載（nx和nz）、左側前、后起落架航向載荷和垂向載荷（PZQx,PZQz,PZHx,PZHz）時間歷程曲線。從圖3（c,d）中可以看出，左側后主起落架著陸垂向載荷大于左側前主起落架著陸垂向載荷。

表1 給出了4 個主起落架著陸時垂向載荷、起轉載荷和回彈載荷實測極大值。

圖3 主起落架著陸載荷及相關參數(shù)時間歷程Fig.3 Curves of main landing gear loads and related param-eters during landing

表1 著陸狀態(tài)主起落架實測載荷極值Table 1 Load extreme value of main landing gear during landing

3.1.2 著陸載荷分析

著陸主要考察起落架承受垂向和航向起轉及回彈載荷的能力。著陸垂向載荷大小取決于著陸質(zhì)量、著陸下沉速度及著陸姿態(tài)。下沉速度和著陸質(zhì)量決定了著陸能量的大小，是決定著陸載荷的關鍵，對多支柱起落架，著陸姿態(tài)（表征為著陸俯仰角和滾轉角）決定前、后主起落架觸地的時間差，影響前、后主起落架著陸載荷分配。一般情況下，總是后主起落架最先著地，前主起落架再著地,前起落架最后著地。故后主起落架將承擔較大的著陸能量，導致著陸載荷較大。為改善前、后主起落架載荷分配情況，一般通過改變緩沖器充填參數(shù)的方式[15]，以改變支柱剛度，達到使前、后主起落架受載相當?shù)哪康摹D4 給出了左側前、后主起落架著陸載荷對比關系，PZQ代表左前主起載荷，PZH代表左后主起載荷。從圖4 可以看出左側前、后主起落架載荷基本相當，右側主起落架結果類似。

圖4 左側前、后主起落架著陸載荷對比圖Fig.4 Comparison of landing loads of left front and rear main landing gears

在載荷設計中，利用不均勻系數(shù)表征載荷分配情況，對單側兩支柱起落架，其定義為后支柱最大載荷與前、后支柱最大載荷之和的比值

根據(jù)式（4），分別計算著陸時左側主起落架與右側主起落架垂向載荷的最大不均勻系數(shù)kmax、最小不均勻系數(shù)kmin及平均不均勻系數(shù)kmea，如表2 所示。從統(tǒng)計學的角度看，該機主起落架著陸載荷分配良好。

表2 著陸狀態(tài)主起落架垂向載荷不均勻系數(shù)Table 2 Ununiformity coefficients of vertical loads of main landing gears during landing

起轉與回彈載荷是飛機著陸載荷的重要組成部分。起轉載荷取決于著陸時的水平速度、垂向載荷及跑道粗糙度。圖5 給出了左前主起落架起轉載荷(PZQxQZ)與對應著陸垂向載荷(PZQz)之間的關系曲線，其斜率可達到0.42，相關系數(shù)為0.89，即在起落架機輪起轉過程中，起轉摩擦系數(shù)平均值可達到0.42，與小飛機同等跑道飛行狀態(tài)相比，這一數(shù)值偏大[16]。其原因在于該機起落架機輪數(shù)目較多、輪胎較寬、輪胎觸地面積較大?；貜椵d荷取決于起轉載荷及起落架支柱的航向剛度。實測結果發(fā)現(xiàn)，與起轉載荷相比，回彈載荷較小，起轉載荷平均是回彈載荷的2.7 倍。這是由于較大的起轉載荷需要較強的航向剛度，較大的航向剛度則減小了起轉時的變形，因此回彈載荷較小。

圖5 起轉載荷與垂直載荷關系曲線Fig.5 Relationship curve between spin-up load and vertical load

3.2 轉彎載荷

3.2.1 典型轉彎載荷實測結果

圖6 給出了兩次連續(xù)左轉彎過程，前起落架轉彎作動器行程(DS)、重心側向過載(ny) 、4 個主起落架垂向載荷(PZQz、PZHz、PYQz、PYHz)和側向載荷(FZQy、FZHy、FYQy、FYHy)時間歷程曲線。轉彎速度為5 m/s，外側主輪處轉彎半徑約30 m。由圖6 知，轉彎時，前主起落架側向載荷指向轉彎圓心反方向，形成了阻礙飛機轉彎的力矩。后主起落架和前起落架側向載荷指向轉彎圓心，提供轉彎向心力。后主起落架側向載荷遠大于前主起落架。

表3 給出了轉彎時4 個主起落架垂向載荷與側向載荷系數(shù)實測極大值。4 個主起落架垂向載荷極值均大于其停機載荷，最大達1.66。后主起落架側向載荷系數(shù)最大達0.47。由此可見，對多支柱起落架而言，轉彎狀態(tài)比著陸狀態(tài)受載情況更加嚴重。

圖6 主起落架轉彎載荷及轉彎作動器時間歷程Fig.6 Curves of main landing gear loads and related param-eters during turning

表3 轉彎狀態(tài)主起落架實測載荷極值Table 3 Extreme loads value of main landing gear during turning

3.2.2 轉彎載荷分析

（1）幾點假設

飛機在地面轉彎是一種圓周運動，受多種因素影響，為簡化分析過程，對飛機轉彎運動作以下假設：

①飛機作勻速轉彎，起落架無側滑；

②將飛機作為剛體進行分析，忽略飛機彈性變形、起落架緩沖器內(nèi)部運動；

③忽略道面不平度和側風影響；

④忽略飛機俯仰運動；

⑤地面轉彎均為低速運動，忽略飛機升力影響。

（2）轉彎運動平衡方程

根據(jù)實測結果給出多支柱起落架轉彎時受力圖（圖7）。圖7 為俯視圖，未標注出垂向載荷，僅用字母表示。飛機要完成地面轉彎，需滿足2 個條件：足夠的向心力及足夠的轉向力矩。

圖7 多支柱起落架轉彎載荷示意圖Fig.7 Sketch of loads of multi-strut landing gears during turning

根據(jù)假設及受力分析，地面轉彎飛機受力平衡及運動關系，即側向載荷、偏航力矩及滾轉力矩關系式分別為

式中：m 為飛機質(zhì)量，V 為轉彎速度，R 為轉彎半徑，Iz為飛機轉動當量慣性矩，ω 為轉向速度，Mcz為操縱力矩，L 為主起落架與重心之間的側向距離，T為發(fā)動機推力線到重心側向距離，A 為前主起落架與重心之間的航向距離，H 為輪胎接地點到飛機重心的垂向距離。

垂向載荷、航向載荷及俯仰力矩依據(jù)假設與轉彎運動關系不大，本文未列出。

（3）載荷分析

式(5)為飛機轉彎圓周運動向心力公式，結合圖7 可知，向心力來源于起落架與地面之間的側向摩擦力。對于三支柱起落架，無Fy2及Fy4；而對于多支柱起落架，由于Fy2及Fy4的存在，要滿足飛機轉彎的向心力要求，只有增大其他支柱的側向載荷。實測結果表明，后主起落架側向載荷遠大于前主起落架，正是為滿足向心力需求而產(chǎn)生的必然結果。在統(tǒng)計的156 次轉彎中，后主起落架側向載荷平均是前主起落架側向載荷的1.7 倍，最大可達到6 倍。

式(6)為轉彎時轉向力矩公式。飛機轉彎時，首先要使前輪偏轉一定的角度，偏轉角增大到某一數(shù)值，將保持不變，飛機繞某一瞬時中心作圓周運動[7]，該偏角決定了飛機的轉彎半徑。前輪偏轉必須有足夠的轉向力矩，不同的轉彎方式，轉向力矩來源亦不同。操縱前輪轉彎，由飛行員提供操縱力矩；不對稱推力轉彎，由發(fā)動機推力差形成的力矩提供；不對稱剎車轉彎，則由剎車載荷之差引起的力矩提供。

由式(5)可知，對于三支柱起落架，無Fy2及Fy4，因此所需的轉向力矩只需滿足前輪偏轉需求即可。而對多支柱起落架，由于無Fy2及Fy4的存在，引起了反向力矩，故除滿足前輪偏轉需求外，在整個轉彎過程中，還必須平衡該反向力矩，這正是多支柱起落架在地面轉彎難度增大的原因。該反向力矩的大小與前主起落架側向載荷量值及前主起落架與重心之間的距離有關。而側向載荷大小又與轉彎速度及轉彎半徑等有關。前主起落架與重心之間的距離由結構設計決定，從提高轉彎機動性的角度看，前主起落架應盡量靠近重心。

根據(jù)式(5)分析形成無Fy2及Fy4的原因。大型飛機多支柱起落架完成地面轉彎運動，除了繞某一中心的圓周運動外，還必須繞重心轉動。由于前、后主起落架分別位于重心前、后位置，形成了不同方向的轉動，最終形成了不同方向的側向載荷。

側向載荷隨轉彎角度（轉彎半徑減?。┘稗D彎速度的增大急劇增大（圖8），而前主起落架急劇增大的側向載荷不利于飛機轉向，為了達到轉彎的目的，必須通過不斷擠壓輪胎、增大前主起落架變形的方式，克服不利的側向力，這直接影響輪胎及起落架的使用壽命。此外，前、后主起落架不同方向的側向力對機身形成了較大的扭矩，轉彎方向不同，扭矩方向隨之改變。因此，轉彎造成了機身不利的疲勞受載，這是常規(guī)三支柱起落架沒有的新載荷情況，在靜力試驗及機身設計時應予以考慮。故在結構設計時應當減小前主起落架側向載荷以提高飛機地面轉彎的機動性，并減小機身疲勞受載。在國外大型飛機多支柱起落架設計中，采取前主起落架轉向（如An-124、An-225），或在轉彎時抬起前主起落架的方式，以改變前主起落架側向載荷方向或直接消除前主起落架引起的不利側向載荷。另一方面，為減小轉彎時機身承受的扭矩，前、后主起落架之間的距離不宜過大。

圖8 轉彎載荷與轉彎角度關系曲線Fig.8 Curve of relationship between turning load and angle

式（7）為飛機滾轉力矩平衡表達式。飛機在直線滑行過程中，起落架受到的側向載荷很小，飛機兩側主起落架受到的垂向載荷大致相當，在垂直平面保持滾轉力矩的平衡。在轉彎過程中，由于側向力的增加，其合力方向指向轉彎圓心，相對飛機重心，增加了外翻的滾轉力矩。為了保持力矩平衡，外側主起落架垂向載荷將增大，內(nèi)側主起落架垂向載荷將減小。對多支柱起落架，雖然前主起落架側向力指向轉彎圓心反方向，但側向總載荷指向轉彎圓心，即Fy1+Fy3+Fy5-Fy2-Fy4指向轉彎圓心。故側向力對垂向載荷大小變化的影響與三支柱是相同的。內(nèi)、外側起落架垂向載荷變化的幅度與轉彎速度、半徑等參數(shù)有關，文獻[17]給出了轉彎時三支柱起落架垂向載荷經(jīng)驗估算公式為

式（8）中各符號含義，可參考文獻[17]，外側起落架取正號，載荷增加，內(nèi)側起落架取負號，載荷減小。當內(nèi)側起落架垂向載荷減小到0 時，就達到飛機翻倒臨界條件。根據(jù)上述公式，進行相應的折算后，利用實測數(shù)據(jù)進行驗證，結果是比較吻合的。由此可見，轉彎時外側后主起落架將承受更大的垂向與側向組合載荷，是后主起落架嚴重的受載情況之一。

多支柱起落架除滿足上述轉彎載荷規(guī)律外，由于前、后主起落架不同方向的側向載荷，對前、后支柱垂向載荷變化量的影響亦不同。對外側起落架，后主起落架垂向載荷增大的幅度大于前主起落架；對內(nèi)側起落架，后主起落架垂向載荷減小的幅度大于前主起落架。因此轉彎運動增大了前、后主起落架垂向載荷的不均勻性。與穩(wěn)定滑行狀態(tài)相比，轉彎時，前、后主起落架垂向載荷的差異最大可增至10%左右。

4 結 論

（1）伊爾76 飛機著陸過程前、后主起落架承擔的載荷基本相當，表明該機起落架載荷分配合理，成功將著陸載荷分散到了兩組不同的支柱上。

（2）與常規(guī)小飛機三支柱起落架相比，多支柱起落架起轉載荷較大，回彈載荷較小，起轉載荷平均為回彈載荷的2.7 倍。

（3）多支柱起落架轉彎載荷與三支柱起落架有很大不同，前主起落架側向載荷指向轉彎圓心反方向，形成阻礙飛機轉彎的力矩，后主起落架與前起落架側向載荷提供轉彎向心力，后主起落架側向載荷平均為前起落架的1.7 倍，最大可達6 倍；前、后主起落架側向載荷構成對機身不利扭矩，是多支柱起落架新的載荷情況。

（4）轉彎是后主起落架垂向及側向組合受載的嚴重工況，增大了前、后主起落架垂向載荷的不均勻性，與穩(wěn)定滑行相比，前、后主起落架垂向載荷差異最大可增大10%左右。

（5）為增大多支柱起落架地面轉彎的機動性及受載合理性，后主起落架應著重轉彎載荷分析，前主起落架應著力于降低側向載荷。