飞机大迎角着陆时四轮小车式起落架机轮载荷分配研究
**** Hidden Message ***** 2008年 5月机械科学与技术 May 2∞8 第27卷第5期Mechanical Science and Technology for Aerospace Engineering Vol. 27 No.5飞机大迎角着陆时四轮小车式起落架机轮载荷分配研究
潘文廷匡爱民2冯蕴雯2
潘文廷 e中航第一飞机设计研究院，西安 71∞89产西北工业大学航空学院，西安 710072)
摘要:针对大型飞机常用的复杂四轮小车式起落架结构布局型式，其轮胎选型及起落架结构强度分析时要用到羊个机轮上的作用载荷。本文依据飞机着陆过程中起落架的缓冲器与轴向载荷的关系曲线，在建立了机轮轮胎压缩量与飞机地面垂直载荷关系曲线的基础上，探讨了飞机大迎角着陆过程中对四轮小车式起落架前、后机轮载荷分配的影响，提出了四轮小车式起落架机轮载荷分配的计算分析方法，并以波音707飞机为倒进行了计算，验证了文中所提出方法的有效性和可行性。
关键词:载荷分配;四轮小车式起落架;机轮载荷;大迎角看陆
中固分类号:V215. 2 文献标识码:A文章编号:1003-8728 (2008 )05-649-03
Study on the Wheel Load Distribution of a Four-wheel
Aircraft Landing Gear when Landing at Large Attack Angle
Pan Wenting1 , Kuang Aimin2 , Feng Yunwen2
e白le First Aircraft Institute of AVIC-1 , Xi'an 710072;
2 Sch∞1 of Aeronautics , Northwestem Polytechnical University ,Xi'an 710072)
Abstract: For the four-wheellanding gear on a large aircraft , the load of each wheel is usually used in the selection
of tyre and landing ge町 structure. Based on the relationship between buffer and皿ial load of a landing gear when
the aircraft is landing , the relationship between wheel tyre compression quantity and vertical ground load is derived.
The influence of landing at large attack angle on the load distribution of a four-wheel landing gear is studied in de-
tail , and a method for calculating the load distribution is given. The va1idity and feasibi1ity of the proposed method
are demonstrated by calculating the wheel load distribution of the landing gear of Boeing 707 aircraft. Key words: load distribution; four-wheel landing gear; wheel load; landing at large attack angle
起落装置是飞机极其重要的关键部件，其工作献给出了并列式起落架机轮载荷分配方法的初性能的好坏以及可靠性的高低直接影响到飞机的使步研究，而针对大型飞机常用的小车式起落架机轮用和安全。机而言，要设计一套高质量的起落装置，就必须要开随着飞机用途的不断扩展，飞机的种类与总重展机轮载荷分配研究。中国民用航空规章CCAR25范围也在不断拓展。对于重型飞机，由于起落架承部规定起落架机轮载荷的分配应充分考虑机轮的布力大，为了降低轮胎对跑道的压力，改善飞机在前线
置形式、飞机姿态以及跑道道面等多方面因素的影土跑道上的起降滑行能力，提高飞机的漂浮性，另响，但具体如何考虑及计算目前少有文献涉及。文外还较便于解决收藏问题，常常在前三点式的基础
上采用增加机轮数目的方法，即采用多轮车架式布收稿日期:2(归7-11-01局的起落架;同时为了分散飞机地面运动过程中地基金项目:国家自然科学基金项目(10577015 ) ，航空基金项目 面上传机体过大的集中载荷，还可能在前三点式的
(2006ZD53050)和国防科工委民机预研课题项目资助基础上同时采用增加机轮和支点数目的方法，即采
作者简介:潘文廷(1967 -) ，高级工程师，硕士，研究方向为飞机起用多轮多支柱式布局的起落架。尤其是现代的大型落架强度;冯蕴雯(联系人)，教授，fengyunwen @ n呻u. 运输机与大型客机，起落架结构复杂，大多采用多轮edu.cn
小车式的布置形式。论文探讨了飞机大迎角着陆对
机械科学与技术第27卷
四轮小车式起落架前、后机轮载荷分配的影响，提出
了该设计情况下四轮小车式起落架机轮载荷分配的计算方法。
1 分析思路及过程
(1)计算思路简要说明
大迎角着陆时，四轮小车式起落架的后轮先触地，随后前轮接地，当后轮随缓冲器一同压缩至最大行程时，可认为着陆过程结束，随后即开始了着陆后的滑行振荡过程。本文针对这一动态运动过程开展研究。正常情况下飞机在着陆设计重量下着陆时，其轮胎最大压缩量5rruu不应超过轮胎的额定压缩量乱，因此本文选取5m皿 = 0.95，。
在已知轮胎压缩量5( t)从0压缩到5max所需时间t，、车架的辅助平衡缓冲装置的效率系数kc及 5( t)与时间t的关系后，即能算出在这段时间内地面撞击力对车架钱链点O产生的力矩，车架转动角加速度，角速度及转角，进而根据轮胎压缩量与载荷的关系曲线可得到前后轮的载荷比。
(2)引用一些现成数据后作数据选择
轮胎压缩与缓冲器压缩一般是协调的正比关系，可认为同时达到极值，而工程试验证明一般缓冲器压缩至最大行程所需时间约在0.1 s -0.2 s 之间。
文献中的图5-58，图5δ9，图 5-61，图5-62也显示缓冲器压缩至最大行程时，其轴向载荷及对应的地面垂直载荷也同时达到最大，所需时间约七
=0.15 s -0. 20 s。因此，可合理假定在着陆过程中轮胎从开始压缩到最大值所需时间t.与起落架的缓冲器相同，论文取t. =0. 18 s。
工程上大量的多种飞机的落震试验及外场实测数据均表明:飞机着陆过程中，地面垂直载荷及轮胎压缩量s
创(t吵)在从零增大到最大值之间与时间的关系曲线近似为二次抛物曲线。显然，该曲线过坐标原
点，且满足守L斗气I t;sω=旷+山
川=叶 =才0，可聆令钊6仰削(们 bωt
t)
d5( t) I占
一 =2αt. + b = 0由
dt I t 叫‘…
{098e=0 182α+ O. 18b 2 x 0.18α + b = 0 可得到 α= --:-5
(了
b = 10δa
I 250.2 . ,,,.\
因此， δ(t) = t -~~Vt2 + lOt)5..其对应关系如表1。
表1轮胎压缩量与时间对应关系
t O. ∞ 0.01 0.02 0.03 0.04
s O. ∞ 0.18. 0.1898. 0.2758. 0.3568.
t 0.05 0.06 0.07 0.08 0.09
s 0.4318. 0.58. 0.564δe 0.6228. 0.6758.
t O. 10 0.11 O. 12 0.13 O. 14
s 0.7228. O. 764δe 0.88. 0.8318. 0.8568,
t O. 15 O. 16 0.17 O. 18
8 0.8758. O. 889δe 0.8978. 0.9δe
(3)作触地后绕饺链O的运动计算
设飞机着陆迎角为α，车架前后轮轴中心距离为l，车架及机轮的总质量为m，车架绕饺链点O的回转半径为ro，可取为I的一半，即ro =l/2，则车架的极惯性矩1 = mr:。分析时取时间间隔 !:it =
0.01 s。文献中均介绍充压轮胎在承载不大于其额定载荷时，轮胎纵向变形量(压缩量)与其纵向载荷的大小基本成线'性关系。
本文不讨论泄气轮胎的载荷分配问题，因此文章以机轮的载荷与其轮胎压缩量成线性正比为例开展讨论，并取轮胎纵向刚度为k。当然，如有具体的各充压轮胎的载荷·压缩量关系曲线或计算公式，只需将具体曲线或计算公式替换即可，不影响本文的具体分析思路与方法。
(a) to = 0时，车架平面与地面夹角向 =α，后轮压缩量也=0，后轮轴总载荷POh = 0;车架转角。'0 = 0;前后轮轴高度差ho = l x sinα，前轮压缩量 50q = 50h -ho ，若50q < 0，则前轮轴总载荷为P句 =0。
( b)取n从1循环到18，tn =n x血，此时刻对应的后轮压缩量为表1中相应时刻的5nh，后轮轴总载荷为Pnh = kenho
若前一时刻的前轮压缩量δ(川)q :::::; O. 0，则地面
撞击力对车架伎链点O产生的力矩Mn =Pnh X l/2 X cos β←1 ;
车架的平均转动角加速度ι = M/I;
转动角速度ι = .n X .1t;
车架转角。n -如(仇1+ι).1t，性考虑到
车架平衡(辅助)缓冲器阻尼力产生的转角阻滞修正系数。在研究机轮载荷分配的一般性规律时，我们参考了缓冲器的一般性设计性能参数，通过给定一个阻尼修正系数kc来求得考虑阻尼作用下的小车式起落架转角， kc一般取O.7町 0.9，本文算例取
0.8。当然，在某一个具体型号的设计过程中，设计者
第5期 潘文延等:飞机大迎角着陆时四轮小车式起落架机轮载荷分配研究
应详细考虑辅助缓冲器阻尼c( t)的设计值，因为不同的c(t)值，将导致不同的前后机轮载荷分配
比例。
车架平面与地面夹角βn βn-l -On;前后轮轴高度差hn =1x sin βn'前轮压缩量δnq -δ川 -hno
此时若δnq仍为负数或等于零，则继续下一循环，载荷全部由后轮承受;若δ叫大于零，前轮轴总载荷暂取为Pnq = k Onq'此时还需要对车架伎链点
O的力矩Mn进行修正。可取Mn = (Pnh -Pnq) x l/2 x cos .n'继而求得修正后的ι、饥、矶、乱、札、δnq等，若前后两次的前轮压缩量之差.Onq满足给定的误差带要求，则取前后两次压缩量的平均值作为该时刻前轮的压缩量，若不满足误差带要求，则还要重复进行修正直至满足给定误差要求为止。显然，若按照轮胎压缩量与载荷线形关系计算，可得到该时刻前后轮载荷比等于前后轮压缩量之比。
然后继续下一时刻循环，直至结束。这样便可以求解得到飞机大迎角着陆过程中小车式起落架的前后轮载荷的比例关系。
表2波音707主起落架前、后机轮载荷分配的计算数据
时间t( s) 后轮压缩量(mrn) 前轮压缩量(mrn) 后轮载荷所占总载荷的比例 前轮载荷所占总载 荷的比例
0.01 40.60 O. ∞ 1. 0∞ 0.0∞
0.02 76. 73 O. ∞ 1. 0∞ O.α)()
0.03 11 1. 65 O. ∞ 1. 0∞ 0.0∞
0.04 144.54 O. ∞ 1. 0∞ O.α)()
0.05 174.99 4.41 0.975 0.025
0.06 203.00 58.47 O. 776 0.224
0.07 228.98 106. 83 0.682 0.318
0.08 252.53 148.87 0.629 0.371
O.ω 274.05 186.43 0.595 0.405
0.10 293. 13 219.08 0.572 0.428
0.11 310. 18 247.62 0.556 0.444
O. 12 324.80 271. 96 0.544 0.456
0.13 337.39 292. 76 0.535 0.465
O. 14 347.54 309.86 0.529 0.471
O. 15 355.25 323.45 0.523 0.477
O. 16 360.93 334.10 0.519 0.481
O. 17 364. 18 341. 54 0.516 0.484
O. 18 365.40 346.31 0.513 0.487
实例应用波音707飞机[叫起飞总重15∞∞怜，主起落架前后轮轴中心距离1 = 1406. 6 mm，车架部分的极惯
2
性矩ι=5.52541 X 108 kg . mm ，轮胎弹性系数K
=2567.2722 N/mm，轮胎额定压缩量乱 =406mm。取该机大迎角着陆时的着陆迎角α=110，根据文中提出的算法，计算结果见表2。
表2的结果显示:波音707飞机在以110的大迎角姿态着陆时，其四轮小车式主起落架的后轮首先触地，在后轮触地0.04 s时，前轮还未触地，此时载荷仍全部由后轮承受;在后轮触地O. 05 s -O. 11 s 这一时间段内，前后轮载荷比变化较大，比值从
0.025:0.975迅速降低到了O. 4444: O. 556 ;后轮触地0.12 s直到0.18 s后轮压缩到最大值时，前后轮载荷比从0.456:0.544变化到0.487: 0.513，逐渐趋向于平衡。
3 结束语
飞机以大迎角着陆时，四轮小车式起落架的后轮先触地，必然在开始一刹那的极短时间内载荷全部由后轮承受，但这个过程持续时间极短，整个着陆过程中前后轮载荷比值将很快从0; 1→0.5:0.5，即一前后轮载荷很快即可达到基本平衡。这一趋势说明在车架平衡(辅助)缓冲器作用下，着陆垂直载荷达到最大值时，前后轮载荷已基本达到平衡。同时也表明着陆触地的初期，后轮的压缩量并不大，起落架的总载较小，虽说载荷全部或大部分由后轮承受，但此时的载荷并不构成结构设计情况。分析结果提示:设计时应特别注意总载荷相对较大而前后轮载荷分配比又有一定差异的情况。
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