CN112069712A - 一种支臂式起落架着陆载荷快速分析方法 - Google Patents

Abstract

本发明属于飞机结构强度设计载荷分析技术领域,具体提出了一种支臂式起落架着陆载荷快速分析方法；所述方法首先基于能量守恒原理将大侧角支臂式起落架结构简化为质量—弹簧系统，该系统中，飞机的重量简化集中为M，大侧角支臂式结构简化为弹簧模型，轮胎简化为弹簧模型，支臂与轮胎相连简化为两个弹簧串联，然后求解大侧角支臂式结构简化为弹簧模型的能量方程，求解轮胎简化为弹簧模型的能量方程；之后，将所求得的能量方程代入能量守恒方程中，求解起落架着陆载荷最大垂直载荷，并计算着陆时起落架上的侧向和航向两个方向的载荷。本发明提出的方法无需建立复杂的计算模型，推导过程简单，得到的着陆载荷有效可靠，能够满足工程设计的要求。

Description

一种支臂式起落架着陆载荷快速分析方法

技术领域

本发明属于飞机结构强度设计载荷分析技术领域,具体提出了一种支臂式起落架着陆载荷快速分析方法。

背景技术

现代飞机采用前三点式起落架布置方案，两个主起落架布置在飞机重心后面，前起落架布置在飞机头部正下方，前三点式布置的起落架优点是在飞机滑跑时阻力小、方向稳定、大力刹车不会出现翻倒现象、滑行距离短、视界好、避免发动机喷出的燃气损坏跑道等。从现代飞机起落架的结构形式上看，起落架主要有支柱式起落架和摇臂式起落架等类型。

支柱式起落架1见图1所示，支柱式起落架缓冲器与承力支柱合二为一，由外筒103和活塞杆104套接起来形成缓冲支柱，机轮组件105直接装在支柱下端，支柱上端101固定在机体上，通过收放机构102进行收放。

摇臂式起落架2见图2所示，摇臂式起落架机轮组件206通过一个摇臂205悬挂在承力支柱203和缓冲器204下面，支柱上端201固定在机体上，通过收放机构202进行收放。

飞机在着陆、滑跑过程中会相对于地面产生不同程度的撞击，起落架应能承受并减缓这种撞击从而减轻飞机机体的受载，在飞机方案设计阶段，工程设计人员就需要知道起落架的地面载荷以便进行详细的结构设计。

GJB67.4A-2008《军用飞机结构强度规范—第4部分：地面载荷》给出了前三点式布置的飞机采用油气式缓冲器结构设计的起落架的地面载荷计算方法，这类起落架吸收和耗散能量主要是通过缓冲器结构来实现的(其中对于目前采用高压轮胎的起落架，缓冲器结构吸收能量约占总的着陆撞击能量的80％)，这类起落架的着陆载荷计算流程如下：

(1)首先定义n为着陆时起落架承受的垂直过载系数。

式中P为起落架承受的最大垂直载荷，P_dl,tj为起落架承受的当量停机载荷。

(2)然后求解起落架的当量停机载荷P_dl,tj。

对于前三点式布置的起落架，由三点着陆，见图3所示，可以得到前起落架的当量停机载荷P_dl,tj,q：

式中a为停机状态时飞机重心至前轮轮轴的水平距离，b为停机状态时飞机重心至主轮轮轴的水平距离，h为停机状态时飞机重心至轮轴距离，G_zl为着陆设计重量G_zl＝m_zl×g，m_zl为着陆时飞机的质量，g为重力加速度，μ为平均滑动摩擦系数。图3中n_x为航向过载系数。

由两点着陆得到单个主起当量停机载荷P_dl,tj,zh：

(3)接着求解起落架的垂直过载系数n。

由能量守恒知：总能量A＝轮胎吸收的能量A_lt+缓冲器吸收的能量A_h+机体结构变形吸收的能量A_jt。

对于采用油气式缓冲器结构设计的起落架，一般考虑为垂直方向的撞击动能由轮胎和缓冲器来吸收和耗散，机体结构变形储能A_jt为可以忽略的小量，故：

A＝A_lt+A_h

式中A为起落架缓冲系统应吸收的使用功，A_lt为轮胎吸收功量，A_h为缓冲器吸收功量。

其中总能量A由动能公式计算为：

式中v为飞机下沉速度。

轮胎吸收功量计算公式为：

A_lt＝0.455Pδ

式中δ为轮胎压缩量。

进行起落架着陆载荷计算时，理想状态下起落架承受的最大垂直载荷P出现在缓冲器行程的终点。故缓冲器吸收功量计算公式：

式中

为起落架垂直方向的载荷传力系数，η为缓冲器吸收功量的效率系数(η≈60％～70％)，h_sy为缓冲器使用功行程，一般取缓冲器结构行程的90％，留有10％的缓冲行程余量。

将A_h和A_lt的计算公式代入A，得到：

故可以求解垂直过载系数n：

(4)当求解出起落架的垂直过载系数n后，根据求得起落架的当量停机载荷P_dl,tj，然后由(1)就可以得到起落架着陆时承受的垂直载荷P，最后按照相应的经验系数，就可以计算出着陆时起落架上的侧向和航向两个方向的载荷。

以上就是GJB67.4A-2008《军用飞机结构强度规范—第4部分：地面载荷》推荐的缓冲器结构设计的起落架的地面载荷计算方法。但是在飞机设计中，除带有缓冲器结构设计的起落架外，还有一类大侧角支臂式起落架结构，见图4所示。这类起落架无缓冲器结构，主要用于主起落架设计，在着陆、滑跑过程中，大侧角支臂式起落架与地面的撞击能量主要是通过机轮以及大侧角起落架的大变形来吸收和耗散。

大侧角支臂式起落架3的结构设计简单，见图5所示，机轮组件304直接安装在大侧角的支臂303上，支柱上端301固定在机体上，通过收放机构302进行收放。

采用油气式缓冲器结构的起落架设计过于复杂，经济性差，随着时代的发展，对轻型飞机和无人机的需求越来越大，这类飞机起飞重量在1吨级左右，重量系数小，使用要求低，易操作，价格便宜，大侧角支臂式起落架结构设计简单，研制和维修成本低，可靠性高，因此大侧角支臂式起落架对于这类飞机无疑是一种理想的起落架结构形式。对于这类大侧角支臂式起落架的地面载荷计算，目前尚未有相关的地面载荷计算设计标准。

发明内容

发明目的:本发明在GJB67.4A-2008《军用飞机结构强度规范—第4部分：地面载荷》给出的缓冲器结构设计的起落架地面载荷计算方法的基础上，提出基于能量平衡原理得到大侧角支臂式起落架结构的着陆载荷计算方法，从而得到飞机设计时大侧角支臂式起落架的地面载荷，将地面载荷计算结果与落震试验结果进行对比，证明该地面载荷计算方法的有效性，本发明从而给出一种能够满足工程设计要求的大侧角支臂式起落架地面载荷工程计算方法。

技术方案：一种支臂式起落架着陆载荷快速分析方法，所述分析方法包括以下步骤：

步骤S1，基于能量守恒原理将大侧角支臂式起落架结构简化为质量—弹簧系统，该系统中，飞机的重量简化集中为M，大侧角支臂式结构简化为弹簧模型，轮胎简化为弹簧模型，支臂与轮胎相连简化为两个弹簧串联，

步骤S2，求解大侧角支臂式结构简化为弹簧模型的能量方程，

步骤S3，求解轮胎简化为弹簧模型的能量方程，

步骤S4，将步骤S2和S3所求得的能量方程代入能量守恒方程中，求解起落架着陆载荷最大垂直载荷，

步骤S5，计算着陆时起落架上的侧向和航向两个方向的载荷。

优选的,侧向和航向两个方向的载荷计算时,将步骤S4中求得的最大垂直载荷乘以一系数即可,该系数通过标准获得。

有益技术效果：本发明针对大侧角支臂式起落架设计，推导了起落架着陆时最大着陆载荷的快速工程计算方法，该方法无需建立复杂的计算模型，推导过程简单，得到的着陆载荷有效可靠，能够满足工程设计的要求。

本发明的方法为大侧角支臂式起落架着陆载荷的计算提供一种简单有效的工程方法，已经在翼龙系列飞机大侧角支臂式起落架载荷设计中成功应用。

附图说明

图1为支柱式起落架，

图2为摇臂式起落架，

图3为飞机着陆姿态力的平衡图，

图4为大侧角支臂式主起落架，

图5为支臂式起落架，

图6为支臂式起落架简化模型，

图7为支臂式起落架变形图，

图8为载荷—变形曲线，

图9为载荷计算对比。

具体实施方式

本发明推导了起落架着陆时最大着陆载荷的快速工程计算方法，从而为大侧角支臂式起落架着陆载荷的计算提供一种简单有效的工程方法。

本发明提出的支臂式起落架着陆载荷快速分析方法具体实施过程为：

(1)对于支臂式起落架结构，同样有能量守恒方程：总能量A＝轮胎吸收能量A_lt+支臂式起落架结构变形吸收能量A_zb+机体结构变形吸收能量A_jt。

在后期起落架落震试验中，如果落震试验测得的最大垂直载荷P超过载荷设计要求值，而大侧角支臂式起落架能够用于调节载荷的设计变量有限，仅仅只能通过有限度地调整轮胎压力来减小载荷。因此在载荷计算时，可以不考虑机体结构变形吸收能量A_jt，将其作为大侧角支臂式起落架能承受的载荷储备，用以保证飞机结构安全。

(2)将大侧角支臂式起落架结构简化为质量—弹簧系统，见图6所示，飞机的重量简化集中为M，大侧角支臂式结构简化为弹簧模型，轮胎简化为弹簧模型，支臂与轮胎相连简化为两个弹簧串联，同缓冲器结构设计的起落架相比，支臂式起落架结构为纯弹性系统，无专门的耗能结构，只能通过结构的阻尼来到达能量耗散，耗能效果非常有限，会明显产生多个周期的起落架反弹跳起现象。

(3)由(1)可知，对于支臂式起落架简化模型，有能量守恒方程：

A＝A_lt+A_zb

(4)总能量A计算公式参考GJB67.4A-2008《军用飞机结构强度规范—第4部分：地面载荷》：

式中m_zl为着陆设计重量，v为飞机下沉速度。

(5)轮胎吸收功量A_lt计算公式参考GJB67.4A-2008《军用飞机结构强度规范—第4部分：地面载荷》：

A_lt＝0.455Pδ

式中P为起落架着陆载荷，δ为轮胎压缩量。

(6)将支臂式起落架结构考虑为刚性弹簧，则其结构变形吸收功量A_zb为：

式中x为侧向坐标值，ω为支臂结构的自由端挠度，k为刚性系数。

(7)将支臂式起落架结构简化为悬臂梁，见图7。

对于结构形状规则的悬臂梁结构，其悬臂梁自由端挠度ω计算公式：

式中E为弹性模量，I为结构截面惯性矩。

对于结构形状不规则的悬臂梁结构，可采用有限元法计算得到载荷P与挠度ω的关系。

(8)将由(6)得到的支臂结构的P-ω曲线与由(5)得到的轮胎的P-δ曲线绘制于同一坐标系内，见图8。

查找到一个P使得(3)成立，即：

就可以求得P为支臂式起落架的着陆时最大垂直载荷。

(9)将最大垂直载荷P计算结果与支臂式起落架落震试验结果进行对比，见图9。可以看出，落震试验的最大垂直载荷约为最大垂直载荷计算值P的85％，未超过试验值。证明该地面载荷中最大垂直载荷计算方法简单有效可靠，能够满足工程设计的要求。

(10)得到支臂式起落架着陆时的最大垂直载荷P后，在没有型号飞机经验积累的情况下，可以参考GJB67.4A-2008给出的经验系数计算出着陆时起落架上的侧向和航向两个方向的载荷。对于地面滑行载荷和操纵载荷，则可以完全参考GJB67.4A-2008的载荷计算方法。这样就可以得到支臂式起落架结构设计时所需的地面载荷。

(11)支臂式起落架的着陆载荷计算和结构强度分析是一个反复迭代的设计过程，为达到预期的着陆载荷，支臂结构的刚度设计非常关键，在结构初期设计支臂的变形往往不是过大就是过小，而这又直接影响着着陆载荷计算和后续的结构强度分析，需反复调整支臂尺寸，最终优化出一个刚度—载荷—强度均满足要求的结构设计方案。

Claims (8)

1.一种支臂式起落架着陆载荷快速分析方法，其特征在于，所述分析方法包括以下步骤：

步骤S1，基于能量守恒原理将大侧角支臂式起落架结构简化为质量—弹簧系统，所述质量—弹簧系统中，飞机的重量简化集中为M，大侧角支臂式结构简化为弹簧模型，轮胎简化为弹簧模型，支臂与轮胎相连简化为两个弹簧串联，

步骤S2，求解大侧角支臂式结构简化为弹簧模型的能量方程，

步骤S3，求解轮胎简化为弹簧模型的能量方程，

步骤S4，将步骤S2和S3所求得的能量方程代入能量守恒方程中，求解起落架着陆载荷最大垂直载荷，

步骤S5，计算着陆时起落架上的侧向和航向两个方向的载荷。

2.根据权利要求1所述的支臂式起落架着陆载荷快速分析方法，其特征在于，侧向和航向两个方向的载荷计算时,将步骤S4中求得的最大垂直载荷乘以一系数即可,该系数为参考GJB67.4A-2008给出的经验系数。

3.根据权利要求1所述的支臂式起落架着陆载荷快速分析方法，其特征在于，所述方法还包括地面滑行载荷和操纵载荷的求解，求解方法参考GJB67.4A-2008中对应载荷的计算方法。

4.根据权利要求1所述的支臂式起落架着陆载荷快速分析方法，其特征在于，所述步骤S2与步骤S3同时进行。

5.根据权利要求1所述的支臂式起落架着陆载荷快速分析方法，其特征在于，所述能量守恒方程为A＝A_lt+A_zb，其中，A_lt为轮胎吸收能量，A_zb为支臂式起落架结构变形吸收能量。

6.根据权利要求5所述的支臂式起落架着陆载荷快速分析方法，其特征在于，所述轮胎吸收能量计算公式为：

A_lt＝0.455Pδ

式中P为起落架着陆载荷，δ为轮胎压缩量。

7.根据权利要求5所述的支臂式起落架着陆载荷快速分析方法，其特征在于，支臂式起落架结构变形吸收能量计算公式为：

式中x为侧向坐标值，ω为支臂结构的自由端挠度，k为刚性系数。

8.根据权利要求1所述的支臂式起落架着陆载荷快速分析方法，其特征在于，将支臂结构的载荷P-挠度ω曲线与轮胎的起落架着陆载荷P-轮胎压缩量δ曲线绘制于同一坐标系中，

查找到一个P使得公式(1)成立，即可求得P为支臂式起落架的着陆时最大垂直载荷；

式中A为总能量，m_zl为着陆设计重量，v为飞机下沉速度。

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