某型直升机主起落架落震试验载荷异常分析

2020-12-23方建义马丁峰苗红涛

直升机技术 2020年4期

方建义，马丁峰，苗红涛，焦阳

(1.中国直升机设计研究所，江西景德镇 333001；2.中国人民解放军95966部队，黑龙江哈尔滨 150060)

0 引言

起落架在直升机着陆时起着吸收着陆能量，降低冲击载荷的作用。起落架着陆载荷的大小不仅影响起落架的强度和寿命，同时也影响起落架和机身结构的重量。

某型直升机主起落架在进行落震试验时，测得的载荷比理论分析的载荷大了10%左右。从工程应用角度来说，此误差在可接受范围内。但是，该理论分析的模型和方法已经成熟，且早已在其他同构型起落架上得到了验证，而从以往落震试验结果来看，理论分析的误差都在5%以内。本文结合主起落架动力学分析模型对此异常情况进行了分析，并通过分解主起缓冲器确认了原因分析的准确性。最后，试验件返修后重新进行落震试验，其结果验证了分析及返修改进措施的正确性。

1 主起落架模型

某型直升机主起落架结构为单轮摇臂式起落架，其结构如图1所示。其主要吸能部件缓冲器为双气腔带定油孔节流阀构型，缓冲器简化模型如图2所示。

计算起落架着陆冲击载荷所采用的落震模拟计算分析方法是目前通用的方法。该方法首先建立起落架着陆动力学模型，并在此基础上推导出动力学微分方程，然后对此方程进行求解从而得到分析结果[1]。

由图3，根据整个系统的平衡条件推导出力和矩的平衡方程，再结合运动几何关系将平衡方程转化为动力学微分方程组，最后根据初始条件可求解出方程组的数值解。具体的推导及求解过程参考文献[1]中有详细的描述，本文在此不再赘述。

2 计算与试验结果对比

按上文推导的方法计算了某型直升机主起落架的着陆载荷，并与试验结果进行了对比。计算和试验时取的主要参数如表1所示，计算结果与试验结果对比如表2所示。

表1 计算和试验的主要参数

由表2可知,在吸收功量基本一致的情况下，两种工况的垂直载荷试验结果均比计算结果大了10%以上。此误差虽然在工程上是可以接受的，但结合其他同构型起落架的落震试验结果来看，该理论分析的模型和方法已经经过了验证且误差不超过5%，因此初步判断在某个环节有未被发现的问题影响了计算与试验结果的一致性，这种环节包括设计计算、试验件状态、试验测试等。

表2 计算结果与试验结果对比

3 原因分析及定位

3.1 原因分析

为定位原因，首先对试验的测试系统进行了复查，复查结果表明测试系统工作正常，且各种测试仪器仪表均在有效合格期内。另外，在进行主起落架落震试验前，刚刚采用同一套测试系统进行了尾起落架落震试验，试验时未有异常现象发生且试验结果与计算结果也相吻合，因此可排除试验测试对结果的影响。其次，对设计计算的输入、计算程序等进行了复核，也未发现有异常的情况。最终，将问题原因初步定位在试验件状态上，但试验件状态涉及的参数有很多，直接检查试验件来确定问题具体是哪个参数的影响及影响的程度是相当复杂的，因而首先通过理论分析模型进行了分析，然后通过拆解缓冲器定位了该参数。

如图3所示，取摇臂CK、机轮轮胎为分离体进行分析，由对C点的力矩平衡可得垂直载荷Py、缓冲器载荷Ph、轮胎机轮重力及惯性载荷之间的平衡方程。因轮胎机轮质量相对较小，因此垂直载荷Py主要受缓冲器载荷Ph的影响。对于本文分析的摇臂式主起落架，缓冲器为二力杆模型，其载荷Ph由空气弹簧力Pkq、油液阻尼力Pyz和摩擦力Pm三部分组成[2-3]。

空气弹簧力Pkq由气体压缩的多变方程式求得，如公式(1)所示。

Pkq=p0Fk[v0/(v0-FkSH)]n

(1)

式中，p0、v0、n、Fk、SH分别表示气体初始压力、气体初始体积、气体多变指数、缓冲器排油面积、缓冲器行程。

油液阻尼力Pyz由缓冲器内油腔和气腔压力差并利用液体的流量等式求得，如公式(2)所示。

(2)

摩擦力Pm一般可认为与空气弹簧力成正比,如公式(3)所示。

Pm=kmPkq

(3)

式中，km为当量摩擦系数，主要与缓冲器密封结构、摩擦面光洁度、配合公差等有关。

由公式(1)、(2)、(3)可知，在试验件结构参数和充填参数确定的情况下，影响缓冲器载荷的主要参数为阻尼孔面积和当量摩擦系数。为此，结合试验结果通过分别改变此两个参数的设置对主起落架着陆载荷进行了重新分析，分析结果如表3、表4所示。重新分析计算时正行程阻尼油孔面积由图样上的130mm2调整为120mm2和110mm2；当量摩擦系数由0.05调整为0.2、和0.3。

表3 不同阻尼孔面积下的计算结果与试验结果对比

表4 不同当量摩擦系数下的计算结果与试验结果对比

从表3可知随着阻尼孔面积的减小，垂直载荷相应增大，当阻尼孔面积增大到110mm2时计算结果与试验结果已非常接近，误差极小。从表4可知随着当量摩擦系数的增加，垂直载荷相应增大，当当量摩擦系数增大到0.3时计算结果与试验结果也已接近。

一般直升机起落架缓冲器的阻尼孔采用一组或多组相同直径的小孔来实现。该型直升机起落架缓冲器的阻尼孔采用了6个直径为4.9mm的小孔和4个直径为2.3mm的小孔，总面积约为130mm2，若小孔制造中尺寸偏离设计值则会影响试验载荷的大小。另外，对于缓冲器的当量摩擦系数，若试验件的配合尺寸、形位尺寸超差或选择的配合公差不合理，也极有可能导致当量摩擦系数发生变化，从而影响试验时的垂直载荷。

3.2 原因定位

根据上述的原因分析，基本可以确定缓冲器内部有偏离设计的情况存在，从而导致试验时垂直载荷偏大，因此只有分解检查缓冲器后才能对原因进行具体定位。缓冲器分解检查的结果如下：

1) 节流阀上的阻尼孔6-φ4.9H10、4-φ2.3H10均合格，其与内筒配合的φ55mm内孔表面有多处轴向划痕，划痕深度约为0.05mm，如图4所示；

2) 内筒所有尺寸公差均符合图样要求，其与节流阀配合的φ55mm圆柱表面有多处轴向划痕，划痕深度约为0.06mm，长约200mm，如图5所示。

从检查结果可以得出，节流阀与内筒之间的滑动摩擦系数大，从而产生了较大的摩擦力，导致试验时垂直载荷偏大，这与前文的分析结果相吻合。按以往经验，此类型缓冲器的摩擦系数一般都不大于0.1，且多数在0.05左右。如前述分析，此次试验的缓冲器摩擦系数达到了0.3左右。对于为什么会出现如此大的变化，需要进行进一步的核查以确认原因。