蔣啟登

(中國(guó)飛行試驗(yàn)研究院飛機(jī)所，西安710089）

飛機(jī)在起降和地面運(yùn)行過程中，飛行員需適時(shí)實(shí)施滑行、轉(zhuǎn)彎、回轉(zhuǎn)、剎車、滑跑起飛、著陸等各種操作和動(dòng)作，加上跑道不平度、道面突風(fēng)及飛機(jī)離地或接地姿態(tài)變化等因素，綜合導(dǎo)致飛機(jī)起落架的受載和傳載復(fù)雜多變，對(duì)飛機(jī)起落架的實(shí)際受載進(jìn)行測(cè)量具有極其重要的工程意義。應(yīng)變電測(cè)法是國(guó)內(nèi)外飛行實(shí)測(cè)飛機(jī)載荷的常用方法［1-4］。在眾多的起落架結(jié)構(gòu)形式布局中，支柱式起落架在軍民用飛機(jī)的設(shè)計(jì)中被廣泛采用。早在21世紀(jì)初，筆者參考俄羅斯專家建議，采用了在支柱外筒上方布置拉壓和彎矩應(yīng)變電橋來(lái)測(cè)量某型飛機(jī)支柱式主起落架的三向外載荷，但著陸試驗(yàn)的實(shí)測(cè)結(jié)果表現(xiàn)出明顯的異常：在著陸沖擊緩沖器反行程期間，垂向載荷急劇減小至0或某一負(fù)值，隨后回升到一定的正值后再減小至0，而航向起轉(zhuǎn)滯后嚴(yán)重，回彈過程較長(zhǎng)，振蕩周期長(zhǎng)，以致機(jī)輪離地后支柱仍在航向和側(cè)向振蕩。當(dāng)時(shí)翻查多架次著陸段的應(yīng)變數(shù)據(jù)，發(fā)現(xiàn)支柱上方的電橋響應(yīng)基本都存在與上述載荷異常相近的變化。5年后，筆者又參考美國(guó)、俄羅斯相關(guān)示意性資料［4］，繼續(xù)探索了在該型飛機(jī)主起落架的活塞桿和輪軸上布置彎矩電橋和剪力電橋進(jìn)行載荷測(cè)量的新途徑——基于起落架下部主結(jié)構(gòu)彎剪變形的應(yīng)變測(cè)載法，以評(píng)估著陸試驗(yàn)中應(yīng)變電橋響應(yīng)規(guī)律。飛行數(shù)據(jù)顯示，在著陸沖擊期間，主要敏感垂向載荷的剪力電橋響應(yīng)歷程和敏感側(cè)向載荷的彎矩電橋響應(yīng)歷程中均不存在前述急劇異常變化，初步展示出新方法能夠改善載荷測(cè)量精度的有利前景，但因沒有進(jìn)行載荷校準(zhǔn)，其可用于載荷測(cè)量的準(zhǔn)確結(jié)果不得而知?；谏鲜霈F(xiàn)象和實(shí)踐，分析認(rèn)為支柱上方布置應(yīng)變電橋進(jìn)行起落架載荷測(cè)量所面臨的挑戰(zhàn)和局限在于：支柱結(jié)構(gòu)及其主要部件的軸向剛度大，拉壓電橋靈敏度低；緩沖支柱外筒上的拉壓電橋受緩沖器內(nèi)壓影響嚴(yán)重；各向受載耦合和變形疊加，導(dǎo)致應(yīng)變電橋響應(yīng)獨(dú)立性差；應(yīng)變測(cè)量剖面偏高，結(jié)構(gòu)慣性質(zhì)量較大。這些因素最終導(dǎo)致飛機(jī)著陸沖擊之類的動(dòng)態(tài)載荷測(cè)量難于精確實(shí)現(xiàn)。

為了解決這些關(guān)鍵問題以提高載荷測(cè)量精度，并充分驗(yàn)證基于起落架下部主結(jié)構(gòu)彎剪變形的應(yīng)變測(cè)載法，本文通過靜力學(xué)等效分析和傳力結(jié)構(gòu)局部應(yīng)力分析，運(yùn)用應(yīng)變測(cè)力天平原理［5］，結(jié)合多型飛機(jī)定型或適航任務(wù)，在受載復(fù)雜的通用型支柱式主起落架結(jié)構(gòu)構(gòu)件系內(nèi)，經(jīng)過數(shù)年多次探索試驗(yàn)找到截面受載復(fù)雜但剖面不同區(qū)域結(jié)構(gòu)應(yīng)力解耦相對(duì)簡(jiǎn)潔的結(jié)構(gòu)件及其應(yīng)變電橋解耦的有效敏感部位，并在起落架下部結(jié)構(gòu)部件(如輪軸、活塞桿等）的不同解耦部位選擇布置恰當(dāng)?shù)目呻姎饨怦畹膹澗?剪力-扭矩應(yīng)變?nèi)珮蜿嚵?，?jīng)過單向載荷校準(zhǔn)、載荷組合校準(zhǔn)，得到簡(jiǎn)潔可靠的載荷模型，為實(shí)測(cè)支柱式主起落架載荷提供了堅(jiān)實(shí)基礎(chǔ)。

1 典型支柱式主起落架結(jié)構(gòu)及其受載

飛機(jī)設(shè)計(jì)中常用的支柱式主起落架結(jié)構(gòu)形式如圖1所示。支柱式主起落架主要由外筒、活塞桿、扭力臂、輪軸、收放作動(dòng)筒、主撐桿、含剎車裝置和輪胎的機(jī)輪、油氣式緩沖器(通常支柱與緩沖器合在一起稱為緩沖支柱）等組成［6］。

從起落架結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)要求的承載能力與質(zhì)量?jī)?yōu)化角度，薄壁圓管狀桿件通常是起落架外筒、活塞桿及輪軸等主要承力構(gòu)件的最優(yōu)結(jié)構(gòu)形式，圓管狀結(jié)構(gòu)在各種單向載荷或復(fù)合載荷作用下均具有很好的強(qiáng)度、剛度特性及較高的受壓穩(wěn)定性。

飛機(jī)起飛、著陸及地面滑行、剎車、轉(zhuǎn)彎等運(yùn)動(dòng)過程中，起落架輪胎與機(jī)場(chǎng)起降道面或滑行道等直接接觸，道面施加給起落架輪胎的外部接觸力可分解成三維正交的垂向力、側(cè)向力和航向力。按國(guó)軍標(biāo)GJB 67.4A—2008［7］或適航規(guī)定，起落架垂向力Pz過機(jī)輪中心垂直于地面向上，側(cè)向力Fy作用于輪胎接地面指向飛機(jī)正側(cè)面，著陸起轉(zhuǎn)回彈及地面不剎車滑行滑跑時(shí)的航向力Px過機(jī)輪中心并指向飛機(jī)航向，剎車時(shí)的剎車力Fx作用于輪胎接地面指向飛機(jī)逆航向，作用于輪胎接地面的剎車力Fx會(huì)形成剎車力矩，使輪軸受到扭矩My的作用［7］。作用在機(jī)輪上的外載荷如圖1所示。

圖1 支柱式主起落架簡(jiǎn)要結(jié)構(gòu)及其機(jī)輪受載和輪軸剖面受載示意Fig.1 Basic structure of telescopic main landing gear and schematic diagram of its wheel load and wheel-axle profile load

在飛機(jī)地面運(yùn)動(dòng)的滑行滑跑、轉(zhuǎn)彎、剎車、著陸沖擊等不同使用階段中，上述各載荷分量不一定會(huì)全部同時(shí)存在，有時(shí)只存在垂向力，有時(shí)是垂向力與側(cè)向力的組合，有時(shí)是垂向力與航向力的組合。飛機(jī)地面滑行滑跑時(shí)，主起落架主要受到地面施加的垂向力Pz作用，輪胎與道面間的滾動(dòng)摩擦較小，因而航向力較?。晦D(zhuǎn)彎時(shí)，主起落架主要受到垂向力Pz和側(cè)向力Fy的共同作用；剎車時(shí)主要受到輪胎與道面間的剎車力Fx、剎車力矩My和垂向力Pz的同時(shí)作用；著陸沖擊時(shí)主要受到垂向力Pz、輪心航向力Px和側(cè)向力Fy的共同作用等［7］。

針對(duì)典型支柱式主起落架受到的上述載荷分量而言，將活塞桿及輪軸部分相對(duì)于外筒及其機(jī)體安裝鉸點(diǎn)的綜合結(jié)構(gòu)體當(dāng)作懸臂梁結(jié)構(gòu)，在此前提下，比較理想的應(yīng)變載荷測(cè)量剖面應(yīng)位于活塞桿下端和輪軸內(nèi)外側(cè)，而不是選擇在外筒及其扭力臂等部件上。前者受力、傳力比較集中，測(cè)量剖面與行程變化無(wú)關(guān)，慣性質(zhì)量相對(duì)較小，后者雖然結(jié)構(gòu)彎曲變形較大，但受緩沖器油氣壓力影響嚴(yán)重，且結(jié)構(gòu)慣性質(zhì)量較大。在集中受力且傳力途徑唯一的活塞桿下端和輪軸剖面上如何進(jìn)行結(jié)構(gòu)應(yīng)力解耦分區(qū)和應(yīng)變電橋解耦設(shè)計(jì)，是成功進(jìn)行此類支柱式主起落架載荷測(cè)量的關(guān)鍵和基礎(chǔ)。

以圖1中輪軸的圓環(huán)型截面剖面受載為例，設(shè)定輪軸應(yīng)變剖面距離機(jī)輪輪心的側(cè)向距離為L(zhǎng)1，機(jī)輪滾動(dòng)半徑為R，則輪胎受到的外載荷(不剎車時(shí)Px、Fy、Pz或剎車時(shí)Fx、Fy、Pz）傳遞到輪軸應(yīng)變剖面時(shí)，該剖面的主要受載分量(等效載荷分量）如下：

1）輪心航向力Px引起輪軸的航向剪力Qx＿Px(Qx＿Px=Px）和垂向彎矩Mz＿Px(Mz＿Px=PxL1），剎車力Fx引起輪軸的航向剪力Qx＿Fx(Qx＿Fx=Fx）、垂向彎矩Mz＿Fx(Mz＿Fx=FxL1）及剎車力矩My＿Fx(My＿Fx=FxR）。

2）輪心垂向力Pz引起輪軸的垂向剪力Qz＿Pz(Qz＿Pz=Pz）、航向彎矩Mx＿Pz(Mx＿Pz=PzL1）。

3）接地側(cè)向力Fy引起輪軸的軸向力Ty＿Fy(Ty＿Fy=Fy）、航向彎矩Mx＿Fy(Mx＿Fy=FyR）。

上述載荷傳遞用矩陣形式表達(dá)如下：

或

式(1）和式(2）均表明，等效載荷分量Qx、Qz及Ty與力臂大小沒有關(guān)系，而Mx、Mz和My與剖面位置L1或機(jī)輪滾動(dòng)半徑R有關(guān)。從載荷測(cè)量角度，在遵循圣維南原理情況下，測(cè)量Qx、Qz及Ty的應(yīng)變剖面位置可以適當(dāng)調(diào)整。

若將測(cè)量剖面移至活塞桿最下端，也可作上述類似的載荷等效轉(zhuǎn)換，還需知道測(cè)量剖面到輪胎受力區(qū)的相對(duì)幾何尺寸即可。上述載荷傳遞關(guān)系表明，機(jī)輪輪胎受到地面施加的三分量載荷，傳遞至輪軸或活塞桿的獨(dú)立載荷分量就增加了2個(gè)或3個(gè)力矩的作用，因而輪軸或活塞桿受載就更加復(fù)雜。

鑒于起落架主要承力、傳力部件均采用各向同性的金屬材料制成，在金屬材料線彈性范圍內(nèi)，結(jié)構(gòu)部件既定部位的變形與其受載成線性關(guān)系。因此，通過在起落架結(jié)構(gòu)的輪軸或活塞桿等關(guān)鍵部位布置力求獨(dú)立敏感上述等效載荷分量的應(yīng)變電橋，就可以實(shí)現(xiàn)機(jī)輪外載荷的解耦測(cè)量。

2 結(jié)構(gòu)分區(qū)解耦及應(yīng)變電橋解耦

根據(jù)第1節(jié)結(jié)構(gòu)形式及其受載分析得到的載荷傳力形式與效果，基于不同的等效載荷分量在關(guān)鍵測(cè)量剖面上的應(yīng)力分布特點(diǎn)進(jìn)行結(jié)構(gòu)分區(qū)解耦抉擇，在此基礎(chǔ)上采取恰當(dāng)?shù)膽?yīng)變電橋解耦設(shè)計(jì)，力求實(shí)現(xiàn)應(yīng)變電橋?qū)Σ煌d荷分量的獨(dú)立敏感或降耦敏感。

結(jié)構(gòu)分區(qū)解耦基于風(fēng)洞測(cè)力天平的應(yīng)變測(cè)量結(jié)構(gòu)敏感元件設(shè)計(jì)原理，分析各等效載荷分量在起落架主傳力結(jié)構(gòu)的橫截剖面上產(chǎn)生的不同應(yīng)力分布，選擇在某一等效載荷分量作用下最大應(yīng)力區(qū)布置相應(yīng)的應(yīng)變測(cè)量電橋，同時(shí)盡量避開其他等效載荷分量所致的應(yīng)力分布對(duì)該應(yīng)變電橋產(chǎn)生影響，以實(shí)現(xiàn)該等效載荷分量下的應(yīng)力分布在應(yīng)變測(cè)量剖面上的分區(qū)敏感或不敏感。依據(jù)材料力學(xué)和彈性力學(xué)理論，支柱式主起落架輪軸的薄壁圓管結(jié)構(gòu)在上述各載荷分量的單獨(dú)作用下，輪軸某一橫截剖面處應(yīng)力分布具有上下、左右、前后的軸對(duì)稱或軸反對(duì)稱性，或者具有相對(duì)圓環(huán)截面中心的對(duì)稱性或反對(duì)稱性?；诟鞯刃лd荷分量下的應(yīng)力分布可知，對(duì)于支柱式主起落架輪軸應(yīng)變測(cè)量剖面：

1）在輪軸應(yīng)變測(cè)量剖面表面的正上下方和正前后方布置的剪力電橋，可以實(shí)現(xiàn)等效載荷分量中剪力Qx和Qz的結(jié)構(gòu)分區(qū)測(cè)量。

2）在輪軸應(yīng)變測(cè)量剖面表面的正上下方和正前后方布置的彎矩電橋，可以實(shí)現(xiàn)等效載荷分量中彎矩Mx和Mz的結(jié)構(gòu)分區(qū)測(cè)量。

3）由側(cè)向力Fy引起的輪軸軸向力Ty和剎車力Fx引起的輪軸扭矩My分別導(dǎo)致的軸向正應(yīng)力和周向剪應(yīng)力在該剖面上呈環(huán)狀均勻分布。為避開與前面剪力電橋和彎矩電橋在同一剖面上的安裝位置干涉，拉壓電橋和扭矩電橋可在輪軸測(cè)量剖面45°或135°直徑方向處的表面上布置。

所謂應(yīng)變電橋解耦，是利用軸對(duì)稱圓環(huán)截面上應(yīng)力分布的對(duì)稱性和反對(duì)稱性，采用適當(dāng)敏感柵結(jié)構(gòu)形式的應(yīng)變計(jì)，根據(jù)4個(gè)橋臂均參與結(jié)構(gòu)受力而產(chǎn)生組合應(yīng)變的惠斯頓全橋應(yīng)變測(cè)量原理，配以恰當(dāng)?shù)慕M橋，實(shí)現(xiàn)電橋解耦與信號(hào)放大，可以大幅提高應(yīng)變電橋?qū)δ骋挥麥y(cè)等效載荷分量的響應(yīng)輸出靈敏度，顯著降低或消除其他獨(dú)立的等效載荷分量和環(huán)境溫度對(duì)應(yīng)變電橋響應(yīng)的交叉影響。

根據(jù)前述結(jié)構(gòu)受力傳力分析、剖面應(yīng)力分區(qū)及應(yīng)變電橋解耦，在另一型飛機(jī)的支柱式主起落架的輪軸、活塞桿等部位進(jìn)行了新的應(yīng)變改裝設(shè)計(jì)。依據(jù)解耦原理和測(cè)量要求，將同一測(cè)量剖面上相對(duì)位置處粘貼好的同型同批的成對(duì)半橋應(yīng)變計(jì)組成諸如剪力、彎矩、扭矩等類型的應(yīng)變?nèi)珮颉Ｔ撔惋w機(jī)支柱式左主起落架輪軸內(nèi)外及其附近的應(yīng)變測(cè)量剖面選擇與應(yīng)變計(jì)改裝實(shí)施效果如圖2所示，其中輪軸內(nèi)表面剖面Ⅰ-Ⅰ為應(yīng)變測(cè)量剖面L1，法蘭盤內(nèi)側(cè)輪軸外表面剖面Ⅱ-Ⅱ?yàn)閼?yīng)變測(cè)量剖面L2，活塞桿底端外表面剖面Ⅲ-Ⅲ為應(yīng)變測(cè)量剖面L3。

圖2 左主起落架輪軸內(nèi)外應(yīng)變計(jì)改裝實(shí)況Fig.2 Refitting strain gages inside and outside the wheel-axis of left main landing gear

3 支柱式主起落架應(yīng)變載荷校準(zhǔn)

應(yīng)變載荷校準(zhǔn)是通過地面臺(tái)架和液壓作動(dòng)系統(tǒng)、數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)對(duì)起落架上的應(yīng)變電橋進(jìn)行加載試驗(yàn)，以建立表征已知校準(zhǔn)載荷和應(yīng)變電橋輸出之間關(guān)系的載荷測(cè)量模型的力學(xué)試驗(yàn)過程。飛行中，將緩沖器壓縮量和飛行實(shí)測(cè)應(yīng)變響應(yīng)代入加載校準(zhǔn)給出的載荷測(cè)量模型，計(jì)算得到起落架實(shí)際載荷。采用起落架離機(jī)載荷校準(zhǔn)技術(shù)，將起落架固定在專用臺(tái)架上，以假機(jī)輪代替真機(jī)輪實(shí)現(xiàn)加載，模擬實(shí)際受載進(jìn)行應(yīng)變電橋載荷校準(zhǔn)。該飛機(jī)左主起落架校準(zhǔn)試驗(yàn)現(xiàn)場(chǎng)如圖3所示。

圖3 左主起落架倒裝固定后的加載校準(zhǔn)實(shí)況Fig.3 Load calibration for left main landing gear installed upside down

為了克服緩沖器壓縮行程變化對(duì)起落架上應(yīng)變電橋響應(yīng)的復(fù)雜影響，需采用對(duì)緩沖器實(shí)施放氣充滿油再按需放油的方式，實(shí)現(xiàn)量化分級(jí)調(diào)節(jié)固定壓縮行程的目的，以便插值考慮壓縮行程對(duì)載荷測(cè)量模型的影響。某飛機(jī)主起落架分別在5級(jí)不同緩沖器壓縮行程下，對(duì)其進(jìn)行加載校準(zhǔn)，同步記錄各校準(zhǔn)載荷和活塞桿與輪軸上應(yīng)變電橋響應(yīng)。作為校準(zhǔn)數(shù)據(jù)的典型例子，圖4給出了50%壓縮行程下，左主起落架輪軸內(nèi)外和活塞桿底端上主要應(yīng)變電橋響應(yīng)與機(jī)輪垂向載荷Pz或正負(fù)側(cè)向載荷Fy等獨(dú)立載荷分量的關(guān)系曲線，圖中橫坐標(biāo)為相對(duì)各自最大校準(zhǔn)載荷的百分比。本文中應(yīng)變電橋命名規(guī)則為：應(yīng)變測(cè)量剖面號(hào)+應(yīng)變電橋類型，以L2Qz例，L2Qz表示左主起落架Ⅱ-Ⅱ剖面L2處的剪力型應(yīng)變電橋Qz。

圖4及其他試驗(yàn)數(shù)據(jù)均表明，起落架上主要應(yīng)變電橋在各獨(dú)立載荷分量下應(yīng)變響應(yīng)的線性、重復(fù)性、靈敏度等特性均較好，在單向校準(zhǔn)載荷作用下，主要敏感應(yīng)變電橋的輸出與對(duì)應(yīng)校準(zhǔn)載荷均呈線性關(guān)系。將針對(duì)飛機(jī)翼面載荷測(cè)量提出的應(yīng)變電橋影響系數(shù)［1］這一概念用于起落架載荷測(cè)量的應(yīng)變電橋特性分析中，單位外載荷作用下結(jié)構(gòu)上的應(yīng)變電橋輸出被定義為應(yīng)變電橋的影響系數(shù)。計(jì)算各應(yīng)變電橋分別在各獨(dú)立載荷分量下的應(yīng)變電橋影響系數(shù)矩陣，進(jìn)一步繪制得到應(yīng)變電橋的響應(yīng)特性曲線——不同獨(dú)立載荷分量下應(yīng)變電橋影響系數(shù)隨緩沖器壓縮行程變化的曲線。該起落架的典型應(yīng)變電橋影響系數(shù)曲線如圖5所示。圖中應(yīng)變電橋影響系數(shù)曲線命名規(guī)則為：應(yīng)變測(cè)量剖面號(hào)+應(yīng)變電橋類型+外載荷分量，以L1QzFy例，L1QzFy表示左主起落架Ⅰ-Ⅰ剖面L1的剪力型應(yīng)變電橋Qz在側(cè)向力Fy作用下的應(yīng)變電橋影響系數(shù)，其他編號(hào)與此類似。

圖4 左主起落架50%壓縮行程時(shí)，垂向載荷Pz、側(cè)向載荷Fy與部分應(yīng)變電橋響應(yīng)的線性關(guān)系Fig.4 Linear response from some typical strain bridges under vertical or side load with 50% stroke compressed for left main landing gear

由圖5可知，在各級(jí)壓縮行程下，輪軸剪力電橋L1Qz對(duì)垂向載荷Pz具有較好的獨(dú)立敏感性，彎矩電橋L1Mx、L2Mx及剪力電橋L2Qz對(duì)垂向載荷Pz和側(cè)向載荷Fy均有較好的恒定比例敏感性，扭矩電橋L2Ty對(duì)剎車載荷Fx均有較好的獨(dú)立敏感性，剪力電橋L2Qx對(duì)輪心航向載荷Px或剎車載荷Fx具有較好的獨(dú)立敏感性。

該起落架載荷校準(zhǔn)實(shí)踐表明，傳統(tǒng)方法在支柱外筒或活塞桿底端上布置的拉壓電橋?qū)Υ瓜蜉d荷的響應(yīng)靈敏度不大于0.05με/(9.8 N），并且易受航向和側(cè)向載荷的非線性影響，受局部應(yīng)力集中影響嚴(yán)重，而輪軸上的剪力電橋?qū)Υ瓜蜉d荷的響應(yīng)靈敏度可達(dá)到0.08με/(9.8 N），靈敏度提高約60%，而且獨(dú)立性更好，受壓縮行程變化影響極小。

圖5還表明，輪軸上多數(shù)應(yīng)變電橋在某些獨(dú)立載荷分量下的應(yīng)變電橋影響系數(shù)與壓縮行程變化無(wú)關(guān)；而在小壓縮行程時(shí)，基于扭力臂結(jié)構(gòu)間隙更大、結(jié)構(gòu)局部應(yīng)力梯度大和活塞桿較大外伸致使假機(jī)輪加載方向小幅偏斜等因素，使某些載荷分量下的應(yīng)變電橋影響系數(shù)曲線有所偏折；對(duì)于輪軸內(nèi)表面剖面Ⅰ-Ⅰ上L1系列應(yīng)變電橋影響系數(shù)與輪軸外表面剖面Ⅱ-Ⅱ上L2系列應(yīng)變電橋影響系數(shù)相比，受壓縮行程影響更小，輪軸外表面剖面Ⅱ-Ⅱ上的剪力應(yīng)變電橋則受壓縮行程影響稍明顯，原因在于：輪軸套合在活塞桿L型底端的通孔內(nèi)，導(dǎo)致輪軸內(nèi)剖面Ⅰ-Ⅰ感受外載荷更直接，而法蘭盤內(nèi)側(cè)的輪軸外剖面Ⅱ-Ⅱ受載間接且受結(jié)構(gòu)局部效應(yīng)影響更大。

圖5 左主起落架輪軸應(yīng)變電橋在各載荷分量作用下的影響系數(shù)與壓縮行程的關(guān)系Fig.5 Relation between different influence coefficients induced by different load components for strain bridges on left main landing gear and buffer compression stroke

利用上述應(yīng)變電橋庫(kù)的組合和大量的校準(zhǔn)試驗(yàn)數(shù)據(jù)，采用多元線性回歸分析［8］或遺傳算法［9］建立了不同壓縮行程下的Px或Fx、Pz、Fy等待測(cè)外載荷分量的載荷測(cè)量矩陣模型，模型均方根誤差RMS都小于5%，滿足飛行試驗(yàn)［10-12］載荷測(cè)量精度要求。

4 著陸試驗(yàn)結(jié)果與分析

將應(yīng)變載荷校準(zhǔn)后的起落架安裝到某型試驗(yàn)飛機(jī)上，應(yīng)變電橋和壓縮行程位移傳感器等接入機(jī)載測(cè)試系統(tǒng)并完成測(cè)量通道的一體化校準(zhǔn)，在飛機(jī)起降的過程中記錄起落架上所有加裝應(yīng)變電橋和位移傳感器的電信號(hào)響應(yīng)，利用測(cè)量通道的校準(zhǔn)系數(shù)矩陣，換算得到各傳感器響應(yīng)的物理參數(shù)時(shí)間歷程。

在起落架載荷飛行實(shí)測(cè)中，將實(shí)測(cè)并扣除初值的應(yīng)變歷程和緩沖器壓縮行程代入利用校準(zhǔn)試驗(yàn)得到的載荷測(cè)量矩陣模型中，計(jì)算得到實(shí)測(cè)起落架載荷歷程。圖6為該型飛機(jī)兩點(diǎn)著陸試驗(yàn)［13-15］時(shí)的左主起落架載荷歷程曲線。在圖6～圖8及其相關(guān)數(shù)據(jù)中，左主起落架緩沖器壓縮行程HBML為相對(duì)于各起落架緩沖器最大結(jié)構(gòu)限制行程的壓縮行程百分比，左主起落架各著陸載荷分量LPx、LPz、LFy量值大小均為相對(duì)于各主起落架垂向使用限制載荷的無(wú)量綱化載荷分量系數(shù)。

由圖6可知，某飛機(jī)兩點(diǎn)著陸時(shí)，其主起落架受載特點(diǎn)表現(xiàn)為輪胎先接地，起落架垂向受載，隨即緩沖器開始?jí)嚎s，垂向載荷LPz急劇增大，側(cè)向載荷LFy出現(xiàn)；隨著輪胎與道面的摩擦作用，機(jī)輪起轉(zhuǎn)，起落架航向載荷LPx產(chǎn)生，垂向和側(cè)向載荷均達(dá)到最大，隨即垂向載荷和側(cè)向載荷減小，起落架航向載荷迅速回彈，繼而航向載荷振蕩3周，衰減至0，緩沖器開始伸展。鑒于該主起落架緩沖器全行程較大、充填較軟，故飛機(jī)起落架還未完全跳離地面時(shí)，垂向載荷和側(cè)向載荷就已減小至0。

各載荷分量的時(shí)間相位關(guān)系表現(xiàn)為：先垂向受載，緊接著出現(xiàn)側(cè)向受載和緩沖器壓縮，隨后機(jī)輪航向起轉(zhuǎn)和回彈，然后垂向載荷和側(cè)向載荷減小，以及航向振蕩衰減。

上述參數(shù)變化曲線從載荷規(guī)律及相位特征角度充分地表現(xiàn)出了支柱式主起落架的結(jié)構(gòu)特性和受載特點(diǎn)，與此類似的許多實(shí)測(cè)結(jié)果已用于該型飛機(jī)著陸強(qiáng)度和緩沖性能評(píng)價(jià)。

為方便與圖6對(duì)比，將筆者在21世紀(jì)初實(shí)測(cè)的某型機(jī)支柱式左主起落架著陸沖擊受載結(jié)果繪制于圖7中。

圖7 早期實(shí)測(cè)的某飛機(jī)左主起落架著陸載荷歷程Fig.7 Landing loads measured in the early stage for left main landing gear of an aircraft

將圖6中飛機(jī)4次著陸試驗(yàn)時(shí)的左主起落架垂向載荷LPz和相應(yīng)緩沖器壓縮行程HBML繪制成緩沖器功量吸收曲線，如圖8所示。曲線包圍的面積正是左主起落架緩沖器所吸收飛機(jī)著陸時(shí)一半的垂向動(dòng)能中的主要部分，輪胎還要吸收著陸垂向動(dòng)能的另一小部分，曲線積分計(jì)算得到緩沖器平均吸能效率約為82%，這與落震試驗(yàn)結(jié)果基本相符。

圖6 某飛機(jī)著陸時(shí)左主起落架機(jī)輪各載荷分量與緩沖器壓縮行程的變化歷程Fig.6 Load components and buffer compression stroke measured for left main landing gear during landing

根據(jù)圖8功量曲線：

圖8 左主起落架緩沖器吸收功量曲線Fig.8 Energy absorption curves for the buffer of left main landing gear

1）對(duì)于緩沖器壓縮正行程而言，在0～10%的行程區(qū)，垂向載荷迅速上升至0.37；在10%～35%的正行程區(qū)，垂向載荷再緩慢上升至0.45，35%行程時(shí)垂向載荷達(dá)到最大；在35%～60%的正行程區(qū)，垂向載荷中速下降至0.31，在60%～80%的正行程區(qū)，垂向載荷保持在0.32。

2）對(duì)于緩沖器伸展反行程而言，在80%～65%的反行程區(qū)，垂向載荷呈指數(shù)迅速減小至0.15，在65%～50%的反行程區(qū)，垂向載荷有波動(dòng)；在50%～0的反行程區(qū)，垂向載荷緩慢減小至0.02。

將起落架緩沖器看作具備油液阻尼的氣體減震彈簧，則垂向載荷LPz與緩沖器壓縮行程HBML之間的曲線斜率，即彈簧的剛度幾乎是不斷變化的，并且壓縮和伸展過程中的斜率差異巨大，非線性特征十分顯著。

綜上，飛機(jī)著陸時(shí)起落架受載是復(fù)雜多變的，載荷實(shí)測(cè)結(jié)果已反映出其受載的三向復(fù)合和非線性特點(diǎn)。

5 結(jié) 論

通過多型飛機(jī)支柱式主起落架的應(yīng)變載荷測(cè)量飛行試驗(yàn)研究表明：

1）就支柱式主起落架應(yīng)變測(cè)載而言，活塞桿底端和輪軸內(nèi)外空余區(qū)均為比較理想的應(yīng)變電橋布局部位。一是受力傳力比較集中，不同分量載荷作用下的應(yīng)力分布各異，可有效實(shí)現(xiàn)結(jié)構(gòu)分區(qū)下的應(yīng)變電橋定位布局；二是相對(duì)支柱中上部而言，結(jié)構(gòu)慣性質(zhì)量較小，應(yīng)變電橋感受的結(jié)構(gòu)慣性力也??；三是應(yīng)變響應(yīng)的耦合程度及維度可以有效降低。

2）將機(jī)輪外載等效到各應(yīng)變載荷測(cè)量剖面的綜合受載，再對(duì)應(yīng)變測(cè)量剖面實(shí)施結(jié)構(gòu)應(yīng)力分布分區(qū)和應(yīng)變?nèi)珮騼?yōu)化布置，有利于實(shí)現(xiàn)應(yīng)變測(cè)載的雙重高效解耦。

3）采用輪軸或活塞桿上的剪力、彎矩、扭矩類型為主的應(yīng)變電橋敏感陣系列在應(yīng)變電橋響應(yīng)的敏感性、獨(dú)立性及與緩沖器壓縮行程的無(wú)關(guān)性等方面，比在支柱上的以彎矩、拉壓類型為主的應(yīng)變電橋敏感陣更具有優(yōu)越性，從而可以在確保測(cè)載精度的前提下，大大減少載荷校準(zhǔn)時(shí)加載工況數(shù)和壓縮行程分級(jí)次數(shù)。

4）對(duì)于應(yīng)變法測(cè)量起落架載荷而言，計(jì)算應(yīng)變電橋影響系數(shù)并繪制其隨緩沖器壓縮行程的關(guān)系曲線，據(jù)此有助于分析應(yīng)變電橋的載荷特性規(guī)律和優(yōu)選測(cè)載應(yīng)變電橋。

5）基于應(yīng)變法的起落架載荷實(shí)測(cè)研究表明，起落架著陸受載具有高度的復(fù)雜性、耦合性及強(qiáng)烈的非線性特征。

基于起落架下部主結(jié)構(gòu)彎剪變形的應(yīng)變測(cè)載法和上述結(jié)論是針對(duì)支柱式主起落架的測(cè)載研究而得出。對(duì)于搖臂式或半搖臂式起落架，其垂向和航向受載導(dǎo)致起落架下部的搖臂或輪軸上的應(yīng)變響應(yīng)是高度耦合的，且耦合比例與搖臂角度或緩沖器壓縮行程密切相關(guān)，此類起落架外載荷的測(cè)量方法和詳細(xì)規(guī)律還有待于更廣泛的試驗(yàn)研究。