印　寅　聂　宏　魏小辉　张　明　倪华近

南京航空航天大学机械结构力学及控制国家重点实验室，南京，210016

客机前起落架应急放动力学及其故障分析

印寅聂宏魏小辉张明倪华近

南京航空航天大学机械结构力学及控制国家重点实验室，南京，210016

针对某客机前起落架应急放故障的问题，建立了起落架的收放系统动力学模型，对不同飞行工况下前起落架应急放的受载情况进行了分析计算，讨论了起落架应急放功能失效的原因及改进方案。研究结果表明：在起落架应急放下行程末端处，弹簧的有利力矩突变滞后于前舱门的不利力矩突变，起落架所受的外载总矩会出现负值段，导致前起落架应急放功能失效，并且飞行速度越大，越不利于前起落架的应急放。基于分析结果，通过改变前舱门收放的联动方式可以实现前起落架的应急放功能要求。

前起落架；应急放；动力学；力矩突变；舱门联动

0　引言

收放系统是飞机起落架系统的重要组成部分，也是发生失效概率较高的部分[1-2]。为提高着陆安全，中国民用航空条例CCAR25.729(c)[3]规定：在起落架正常收放系统中出现任何合理可能的失效或单个液压源、电源或等效能源失效的情况下，飞机应具有至少一种应急放起落架的方法[4-5]。但是，即便是飞机设有起落架应急放系统，以往还是有不少因应急放起落架不到位而导致飞机迫降的事例，可见在特殊情况下起落架能够应急放下的可靠度的高低对保证飞行安全是极为重要的。

某支线客机在设计前起落架收放系统时，采用起落架收放机构与舱门收放机构联动的运动形式，以实现舱门的开启与闭合。然而在飞行试验中，舱门由于受到气动载荷的作用而导致起落架在应急放过程中无法放下锁死，这成为了目前该机型取得适航证的首要难题。

在起落架收放动力学分析方面，文献[6]对起落架收放的力学模型作了理论分析，并基于ADAMS仿真平台对起落架收放系统进行了仿真研究；文献[7]基于ADAMS建立了起落架收放的动力学模型，并对系统阻尼孔进行散取样试验得出较优的分析模型；文献[8]从起落架收放动力学模型入手对起落架应急放进行了可靠性分析。

本文以某客机前起落架的收放系统为研究对象，建立收放联动机构的动力学模型，得出了舱门收放机构与起落架收放机构的运动关系，分析了不同飞行工况下起落架所受外载荷的变化情况，详细讨论了起落架应急放不能成功上锁的原因，并在此基础上提出了改变舱门联动形式的两种改进方案，以满足起落架应急放的功能要求。

1　前起落架收放机构组成及工作原理

前起落架收放机构如图1所示，驱动机构为解锁作动筒，负责完成解锁动作，收放作动筒负责完成收放动作，其余联动机构包括：①承力构件。由起落架支柱带动下阻力杆，下阻力杆带动上阻力杆。②前舱门联动机构。由上阻力杆带动拉杆2，拉杆2带动摇臂，摇臂带动拉杆1，拉杆1带动前舱门的开与合。③后舱门联动机构。由起落架支柱带动拉杆3，拉杆3带动后舱门的开与合。④锁撑杆联动机构。由阻力杆带动下锁杆，下锁杆带动上锁杆，同时锁弹簧带动上锁杆，帮助起落架在收起或放下位置上锁。

图1　前起落架收放机构示意图

2　前起落架收放机构的运动分析

由收放机构的结构特点可以看出，前后舱门的联动机构为空间运动机构，其余机构的运动均为yz面内的平面运动，如图2所示。图中，Ci表示各结构的重心；e(i)表示各结构的连体基;FAF_front door表示前舱门气动力；FAF_rear door表示后舱门气动力；Gfront door表示前舱门重力；Grear door表示后舱门重力；FAF_strut表示支柱气动力；Gstrut表示支柱重力；FDF1表示收放作动筒阻尼力；FDF2表示解锁作动筒阻尼力；FSF表示锁弹簧力。对于该起落架收放运动原理分析分为两个部分。

图2　前起落架机构运动简图

2.1主机构的平面运动

平面机构运动分析采用笛卡儿坐标系法[9]，为简化分析模型，对刚体运动自由度无影响的作用构件作力元处理，不作为运动部件考虑，本文略去收放作动筒、解锁作动筒及锁弹簧等机构的运动分析。依据该收放机构的运动特点，模型分为8个刚体、10个平铰、1个固定约束，因此其运动自由度为P=8×3-10×2-3=1，约束方程总数s=23。

固定的约束方程为

(1)

(2)

Φ(a φ)=φα-cφ=0

(3)

平铰的约束方程为

(4)

(5)

将式(5)对时间求导，即得出各运动部件的加速度约束方程，其雅可比矩阵形式为

(6)

2.2前后舱门联动机构的空间运动

前舱门联动机构为RSSR机构，如图3所示，该机构运动解析采用D-H坐标系转换法，得出机构主从动件之间的位移关系方程，求解该方程组即可以得出机构间的运动关系，进而可以进行速度和加速度分析[11-13]。

图3　前舱门RSSR运动机构

坐标系Gx1y1z1到坐标系Vx0y0z0的D-H坐标变换矩阵为

(7)

坐标系Vx0y0z0到坐标系Jx3y3z3的D-H坐标系变换矩阵为

T3=T30(d3,φ,h3,α3)=

(8)

式中，γ为摇臂转角，该值由上述平面运动分析得出，为驱动角；φ为舱门转角，为从动角；LGH、LHI、LIJ、d1、d3、h3和α3为机构的结构参数。

设I点在Jx3y3z3坐标系中的齐次坐标为(LIJ,0,0,1)，H点在Gx1y1z1坐标系中的齐次坐标为(LGH,0,0,1)，H点在Jx3y3z3坐标系中的齐次坐标为

(9)

依据拉杆1杆长条件可得

(10)

化简求解方程即可得出驱动角γ与从动角φ的联动关系，同时将φ对时间t求一阶导数得出舱门转动速度变量，对时间求二阶导数得出加速度变量。

后舱门联动机构也为RSSR机构，分析方法与前舱门联动机构相同。

3　前起落架动力学分析

影响前起落架应急放下的主要载荷包括：前后舱门的重力与气动力、主支柱的重力与气动力、弹簧力、结构间摩擦力、液压作动筒阻尼力。受载简图见图2。

对于该收放系统的动力学问题，本文采用拉格朗日第二类动力学方程进行分析。在此，对力学模型进行合理的基本假设：①结构间润滑良好，摩擦力相对较小，认为各结构间为理想约束；②解锁作动筒的阻尼力相对较小，可以忽略该载荷对应急放的影响。

(1)系统的动能可表示为

(11)

(2)系统的势能包括弹性势能和重力势能，其表达式可表示为

(12)

式中，K为锁弹簧的刚度系数；lt-l0为锁弹簧变形量；y为质心的下降高度。

(3)系统外载荷的广义力计算通过虚功原理进行求解得出，可表示为

(13)

气动力都是依据飞机试飞实测数据所得。舱门气动力数值如表1所示，而旋转部分的气动力由实测数据拟合，其表达式为

(14)

式中，v为飞机来流速度；θs为起落架收放角度。

表1　各工况下前后舱门的气动力值

(4)运用拉格朗日第二类动力学基本方程来推导起落架收放动力学方程，该收放机构的自由度为1，因此将广义坐标定为起落架收放角度qθs：

(15)

4　故障分析及改进方案

为找出该前起落架应急放未能正常上锁的原因，对起落架机构运动关系及不同工况下起落架支柱的受载情况加以分析。

4.1运动学分析结果

通过求解收放机构的运动学方程分析机构的运动特性，收放作动筒位移、前后舱门转角与主支柱放下转角之间的关系如图4和图5所示。

图4　收放作动筒行程与主支柱放下角度的关系曲线图

图5　前后舱门转角与主支柱放下角度变化曲线图

从图4可知，在起落架放下过程中，收放作动筒的伸长量与主支柱转角基本成线性关系，无跳动和奇异的现象，起落架放下最大角度为101.2°，收放作动筒的位移伸长量为276.1mm。

从图5前后舱门转角变化曲线可以看出，前舱门的运动方式为舱门先打开，主支柱放下，至主支柱放下后程阶段，前舱门再合上，起落架到位后，前舱门也完全闭合。前舱门打开的最大角度为91.64°，其传动特点为舱门在后程阶段闭合速度过快，呈突变态势。后舱门的运动方式为随支柱放下，后舱门也随之打开，打开的最大角度为117.8°，至放下后程阶段时，后舱门稍有回收并最终锁定在81.54°。

4.2动力学分析结果

基于拉格朗日动力学方程，对起落架应急放力学模型进行求解，相关参数如表1、表2所示。为直观地分析出起落架应急放的故障原因，以主支柱为受力对象，在各外载荷作用下，分析主支柱所受力矩值的变化情况。

表2　各结构质量属性参数

图6为非气动力传递至主支柱的力矩变化曲线图。前舱门与后舱门重力对支柱产生的力矩较小；起落架支柱重力为应急放的主要驱动力，但重力对支柱产生的有利力矩随放下角度越来越小；锁弹簧在整个应急放过程中对支柱产生的力矩影响较小，但至行程末端时该力矩会瞬间增大，是起落架成功上锁的主要因素。

图6　非气动力传递至主支柱的力矩变化曲线图

与飞行速度相关的载荷包括前后舱门气动力、主支柱气动力。本文对180kn、220kn、250kn、270kn4种飞行工况进行仿真分析。分析结果如图7～图10所示。

图7　不同飞行工况下前舱门气动力传递至主支柱的变化曲线图

图8　不同飞行工况下后舱门气动力传递至主支柱的变化曲线图

图9　不同飞行工况下主支柱气动力矩变化曲线图

图10　不同飞行工况下支柱总力矩的变化曲线图

由图7可知前舱门气动力对起落架的应急放下起初为有利力矩，当起落架放下至25°时，该力矩变为阻碍起落架放下的不利力矩，直至最后该不利力矩瞬间增大。同时，随着飞行速度的增大，有利力矩和不利力矩都会增大。

结合图5前舱门的运动分析结果可知，舱门的开与合对应着气动力传递至主支柱力矩的正负转变。起落架放下末端时，前舱门合上角度曲线过陡，以致前舱门气动力传递系数瞬间增大，不利力矩出现突变，这与分析结果吻合。

由图8可知后舱门气动力对起落架应急放的作用与前舱门类似，开始为有利力矩，当起落架放下至70°时，该力矩也变为不利力矩，但没有瞬间突变现象。同时，随着飞行速度的增大，有利力矩和不利力矩也都会增大。

主支柱气动力对起落架放下产生有利力矩，图9显示支柱气动力对支柱产生的有利力矩随放下角度越来越大，且飞机飞行速度越大，该有利力矩也越大。

由图10可知，起落架所受总力矩在起落架应急放下大部分行程内都为有利力矩，且随飞行速度的增大而增大。当起落架放下至行程末端时，主支柱会出现受载平衡点(A点)，此处总力矩转为负值，原因在于前后舱门气动力传递至主支柱的力矩在行程后段变为不利力矩，并且前舱门气动力出现负值突变，致使总力矩骤降。在上锁阶段有另一平衡点(B点)，此处总力矩又转变为正值，原因在于弹簧作用的有利力矩会瞬间增大。与此同时，弹簧的有利力矩突变滞后于前后舱门的不利力矩突变，起落架所受的外载总矩会出现A点至B点的负值段。起落架正常放下时，收放作动筒提供主动力使起落架越过负值段，并由锁弹簧力带动上锁。但起落架应急放时，收放作动筒变为阻尼力，A点处的起落架动能很快就被负总力矩和阻尼力所做负功消耗完，无法越过B点，以至于前起落架不能够成功放下并上锁。

表3结果表明：总力矩出现负值的平衡点随飞行速度的增大而相应提前，并且不利力矩也相应地会增大。因此，飞行速度越大，越不利于起落架的应急放。

表3　各工况下总力矩的仿真结果

4.3改进方案

应急放失效的分析结果表明，前舱门与上阻力杆的连接形式使得舱门气动载荷传递至主支柱时有很大的放大系数，因而产生力矩突变。为解决该问题，本文改变舱门的联动形式以实现该前起落架的应急放功能。

(1)舱门单独驱动。将舱门收放机构与起落架收放机构分开，由液压作动筒单独驱动舱门的开与合，这样舱门气动力就不会影响起落架的应急放下。以270kn飞行工况为例，分析改变舱门联动方案对主支柱所受总力矩的变化影响，仿真结果如图11所示。由图11可知，后舱门气动力对主支柱总力矩影响并不大，而前舱门气动力对其影响较大。因此，只需改变前舱门收放的联动方式，避开前舱门产生负力矩的突变，即可使前起落架应急放过程受载均为有利力矩。

图11　270 kn工况下不同舱门连接方式对主支柱总力矩的影响

(2)改变前舱门的联动形式。将前舱门由阻力杆联动的结构形式改为由主支柱联动的形式，这样舱门气动载荷直接传递至主支柱，放大系数会大大减小，其结构形式如图12所示。

图12　主支柱联动的舱门连接示意图

同样，以270kn飞行工况为例，对改进后的联动机构进行动力学分析，得到各载荷传递至主支柱的力矩变化曲线，如图13所示。

由图13显示的结果可以看出，主支柱联动的结构形式大大降低了前舱门气动载荷作用至主支柱的力矩值，在放下末端没有产生突变，因此总力矩不存在负值，一直为有利力矩，解决了前起落架放不下的问题。

图13　支柱联动形式下各载荷传递至主支柱的力矩变化曲线图

5　结论

本文在前起落架收放动力学的基础上，研究分析了该起落架应急放失效的原因，并给出了两种改进方案。得出以下几点结论：

(1)前舱门气动力初始为有利载荷，之后变为不利载荷，且行程末端有突变。后舱门气动力与前舱门气动力类似，但行程末端没有突变。

(2)前起落架放下行程末端时，弹簧的有利力矩突变滞后于前舱门的不利力矩突变，起落架所受的外载总矩会出现负值段，导致前起落架应急放功能失效，并且飞行速度越大，越不利于前起落架的应急放。

(3)改变前舱门收放的联动方式可以实现前起落架的应急放功能要求。对比与原方案中主支柱所受最大负力矩为-299kN·m，分离舱门载荷和支柱联动两种方案可以使主支柱所受载荷一直维持为正值，最小力矩分别为3kN·m和1.027kN·m。

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(编辑袁兴玲)

Dynamics and Fault Analyses of Certain Airplane Nose Landing Gear Emergency Lowering

Yin YinNie HongWei XiaohuiZhang MingNi Huajin

State Key Laboratory of Mechanics and Control of Mechanical Structures,Nanjing University of Aeronautics and Astronautics,Nanjing,210016

A dynamics model of nose landing gear retracting system was developed to analyze the emergency lowering faults of an airplane. The landing gear loads were analyzed and calculated during emergency lowering under different modes, based on which the reasons the emergency lowering failed were analyzed in detail and two improved methods were discussed. The results show that, at the end of the emergency lowering, the beneficial torque mutation produced by the spring happens after the adverse torque mutation by the front door. Thus, the total torque will appear to be negative for some times, which will cause emergency lowering faults. The increase of the flight speed is harmful to emergency lowering. Based on analysis results, requirements of nose landing gear emergency lowering can be satisfied by changing the way of the front door retraction linkage.

nose landing gear; emergency lowering; dynamics; torque mutation; door linkage

2014-07-31

国家自然科学基金资助项目(51075203，51105197);江苏高校优势学科建设工程资助项目

V226DOI：10.3969/j.issn.1004-132X.2015.16.001

印寅，男，1986年生。南京航空航天大学航空宇航学院博士研究生。主要研究方向为飞机起落架收放动力学及可靠性研究。聂宏，男，1960年生。南京航空航天大学航空宇航学院教授、博士研究生导师。魏小辉，男，1978年生。南京航空航天大学航空宇航学院教授。张明，男，1981年生。南京航空航天大学航空宇航学院副教授。倪华近，女，1991年生。南京航空航天大学航空宇航学院硕士研究生。