1、第 14 卷 第 1 期2023 年 2 月Vol.14 No.1Feb.2023航空工程进展ADVANCES IN AERONAUTICAL SCIENCE AND ENGINEERING支柱式前起落架系统刚度与摆振稳定性研究冯广1，2，向宗威1，姜义尧1，金军2，余好文2，蒋炳炎1（1.中南大学 高性能复杂制造国家重点实验室，长沙 410083）（2.中航飞机起落架有限责任公司，长沙 410200）摘要：系统刚度（航向、侧向和扭转刚度）是支柱式前起落架设计的重要指标，探明系统刚度对摆振稳定性的影响规律，对起落架的防摆设计具有重要意义。采用改变缓冲器初始气体压力的方式，分析缓冲器行程对系统刚
2、度的影响规律，研究系统刚度对支柱式前起落架摆振的初始扭转角、收敛时间、收敛比例和稳定区域的影响。结果表明：增大支柱式前起落架系统刚度，可提升防摆性能，但同时会造成初始扭转角和摆振收敛时间的增加，这会降低起落架抵御外界干扰的能力，因此，不能过度增加支柱式前起落架系统刚度。关键词：支柱式前起落架；系统刚度；缓冲器行程；摆振稳定性；防摆设计中图分类号：V226 文献标识码：ADOI:10.16615/ki.1674-8190.2023.01.07Study on stiffness and shimmy stability of strut-type nose landing gear system
3、FENG Guang1，2，XIANG Zongwei1，JIANG Yiyao1，JIN Jun2，YU Haowen2，JIANG Bingyan1（1.State Key Laboratory of High-performance Complex Manufacturing，Central South University，Changsha 410083，China）（2.Landing-gear Advanced Manufacturing Corp.，Changsha 410200，China）Abstract：System stiffness（longitudinal，later
4、al，and torsional stiffness）is a meaningful index for strut nose landing gear design.It arises from profound significance to explore the influence law of system stiffness on shimmy stability for the anti-shimmy design of landing gear.By changing the initial gas pressure of the buffer，the influence of
5、 buffer stroke on the system stiffness is analyzed，and the influence of the system stiffness on the initial torsion angle，convergence time，convergence ratio，and stability area of the strut nose landing gear shimmy is studied.Results show that increasing the stiffness of the strut-type nose gear syst
6、em can improve the anti-shimmy performance，but will increase the initial torsional angle and shimmy convergence time，and reduce the ability of the landing gear to resist external disturbances.Therefore，the stiffness of the strut-type nose landing gear system cannot be excessively increased.Key words
7、：strut-type nose landing gear；system stiffness；buffer stroke；shimmy stability；anti-shimmy design文章编号：1674-8190（2023）01-065-08收稿日期：20220314；修回日期：20220610基金项目：工信部民机专项(JZ025-XY-003);湖南省研究生科研创新项目资助(CX20210221)通信作者：蒋炳炎,引用格式：冯广,向宗威,姜义尧,等.支柱式前起落架系统刚度与摆振稳定性研究J.航空工程进展,2023,14(1):65-72.FENG Guang,XIANG Zongwe
8、i,JIANG Yiyao,et al.Study on stiffness and shimmy stability of strut-type nose landing gear systemJ.Advances in Aeronautical Science and Engineering,2023,14(1):65-72.(in Chinese)第 14 卷航空工程进展0引 言起落架按结构可分为支柱式、摇臂式和构架式等，支柱式起落架是目前最为常用的起落架形式，广泛应用于大型民用客机、教练机和舰载机的前起落架。摆振是飞机在起飞或着陆的滑跑过程中，受到地面激励后，由前轮引起的飞机偏离航向的
9、摆动。若起落架防摆性能不足，会发生剧烈的摆振，严重的将引发飞机安全事故。自 19 世纪 40 年代以来，飞机起落架摆振问题一直是研究的重点和热点。影响摆振的因素主要有稳定距1、结构间隙2、库伦摩擦3、路面粗糙度4、起落架刚度5、机轮充气压力6、减摆阻尼7、油液压缩性8等，其中起落架刚度为主要因素。P.Thota 等9构建了包含扭转自由度、侧向自由度和航向自由度的起落架摆振模型，研究发现航向自由度对摆振无明显影响。现大多的数学模型都是考虑了扭转自由度和侧向自由度的起落架摆振模型，利用扭转刚度和侧向弯曲刚度这两个参数表征起落架刚度10-11。寇明龙5发现支柱刚度不足会发生“结构型摆振”；陈大伟12
10、发现扭转刚度增大会增大两参数（速度和机轮垂直载荷）分岔图中的稳定区域。上述研究基于数学模型，探明了单独变化扭转刚度系数对摆振稳定性产生的影响，但实际起落架的扭转刚度较难实现单独调节。陈勇等13利用 ABAQUS 软件，构建支柱式前起落架有限元计算模型，通过改变垂向载荷调节缓冲器行程，发现侧向刚度和扭转刚度均发生变化；张健等14针对某型飞机前起落架，通过调节五种地面载荷的工况，发现载荷增大会减小最小临界阻尼、增大摆振频率，但该种方法会造成其系统刚度和轮胎刚度的共同变化，未能单独探明前起落架缓冲器行程造成的系统刚度变化对飞机摆振稳定性的影响。综上所述，采用起落架摆振数学模型对起落架刚度参数的研究中
11、，区分了扭转刚度和侧向弯 曲刚度，并探明了扭转刚度单独变化对摆振稳定性的影响，但未考虑起落架三维结构，真实情况下，起落架的扭转刚度并不能实现单独调节。而采用起落架摆振多体动力学模型对起落架刚度参数的研究中，分析了起落架刚度随缓冲器行程的变化情况，探明了轮胎刚度和起落架刚度同时变化对摆振稳定性的影响，但并未研究单独起落架刚度变化对摆振稳定性的影响。本文针对支柱式前起落架，利用 Hypermesh软件绘制网格，导入 LMS Virtual.Lab 中，建立前起落架刚度表征模型和摆振模型，分析缓冲器行程与支柱式前起落架侧向刚度和扭转刚度的关系，采用改变缓冲器初始气体压力的方式，调节缓冲器行程，进而调
12、节系统刚度，研究系统刚度对摆振稳定性的影响，以期为支柱式起落架设计阶段的防摆措施设计提供参考。1支 柱 式 前 起 落 架 系 统 刚 度 仿 真研究1.1刚度表征模型起落架航向刚度为航向载荷与航向载荷下产生的航向位移的比值，起落架侧向刚度为侧向载荷与侧向载荷下产生的侧向位移的比值，起落架扭转刚度为扭转载荷与扭转载荷下产生的扭转角的比值13，15。本文前起落架航向刚度、侧向刚度和扭转刚度定义如下：前起落架结构形式简图如图 1所示，图中 O1点、O2点为左右机轮中心，O 点为轮轴中心点，A点为轮轴与活塞杆交点。航向刚度 KH：KH=PXXA（1）式中：PX为在机轮中心点 O1、O2施加 x 方向
13、总载荷；XA为 A点的 x方向变形。图 1 支柱式前起落架结构简图Fig.1Structural sketch of strut-type nose landing gear66第 1 期冯广等：支柱式前起落架系统刚度与摆振稳定性研究侧向刚度 KS：KS=PYY（2）式中：PY为在机轮中心点 O1、O2施加 y 方向总载荷；Y为 A点的 y方向变形。扭转刚度 KT：KT=M=PXLarcsin()2XOL（3）式中：M 为在机轮中心点 O1、O2施加的力矩；为扭转角度；L 为机轮中心 O1点和 O2点之间的距离；XO为 O1点和 O2点的 x方向变形。在刚度试验时，通过倒置起落架，放空油气式缓
14、冲器内部的气体，填充不同计量的油液，调节缓冲器行程，先加相应预载，再逐级增加至 100%，保压 30 s后卸载，测量刚度。因此仿真中，将重力方向反向，去除空气弹簧力，施加较大的油液阻尼系数（3106 N s/m），对左右轮轴中心 O1、O2施加简单表达式力（Scalar Expression Force），施加相应载荷 在 05 s 匀 速 增 加 至 10 kN，530 s 恒 定 为 10 kN。从而构建相应刚度表征模型，如图 2所示，在轮轴中心点建立一个位移传感器坐标系，读取其 x 向和 y 向位移，用于计算航向、侧向和扭转刚度。1.2对航向刚度的影响对左右轮轴中心 O1、O2施加 10
15、 kN 航向变载荷，油液阻尼系数设置为 3106 N s/m，调节缓冲器行程至 0、50、100、150、200、250、300、340 mm，航向刚度位移云图如图 3 所示，航向刚度曲线如图 4所示。（a）0 mm（c）100 mm（e）200 mm（g）300 mm（b）50 mm（d）150 mm（f）250 mm（h）340 mm图 3 不同缓冲器行程下航向刚度位移云图Fig.3Cloud diagram of heading stiffness displac-ement under different buffer compression （a）航向刚度 （b）侧向刚度 （c）扭转
16、刚度图 2 起落架刚度表征模型Fig.2Nose landing gear stiffness characterization model图 4 航向刚度曲线Fig.4Course stiffness curve67第 14 卷航空工程进展从图 3 可以看出：在 10 kN 变载荷下，随缓冲器行程增加，起落架航向位移量逐渐减小。从图 4可以看出：航向刚度随行程增加呈现非线性递增趋势。通过读取数值可得，全伸长状态（0 mm 缓冲器行程）时，存在最大位移 18.89 mm，全压缩状态（340 mm 缓冲器行程）时，存在最大航向刚度 2.95103 N/mm。1.3对侧向刚度的影响对左右轮轴中心 O1、O2施加 10 kN 侧向变载荷，油液阻尼系数为 3106 N s/m，手动调节缓冲器行程至 0、50、100、150、200、250、300、340 mm，侧向刚度位移云图如图 5 所示，侧向刚度曲线如图 6所示。从图 5 可以看出：在 10 kN 变载荷下，随缓冲器行程增加，起落架侧向位移量逐渐减小。从图 6可以看出：侧向刚度随行程增加呈现非线性递增趋势。通过读取数值可得，全伸长状态（0
