多轮多支柱起落架飞机结构强度试验载荷限定技术研究

第４８卷第８期

ＭＡＣＨＩＮＥＴＯＯＬ＆ＨＹＤＲＡＵＬＩＣＳ

机床与液压

Ｖｏｌ􀆰４８Ｎｏ􀆰８

Ａｐｒ􀆰２０２０

ＤＯＩ：１０．３９６９／ｊ􀆰ｉｓｓｎ􀆰１００１－３８８１􀆰２０２０􀆰０８􀆰０１１

本文引用格式：王鑫涛，杜星．多轮多支柱起落架飞机结构强度试验载荷限定技术研究［Ｊ］．机床与液压，２０２０，４８（８）：４９－５１．

ｓｔｒｕｔｓＬａｎｄｉｎｇＧｅａｒＡｉｒｃｒａｆｔ［Ｊ］．ＭａｃｈｉｎｅＴｏｏｌ＆Ｈｙｄｒａｕｌｉｃｓ，２０２０，４８（８）：４９－５１．

ＷＡＮＧＸｉｎｔａｏ，ＤＵＸｉｎｇ．ＲｅｓｅａｒｃｈｏｎＳｔｒｕｃｔｕｒｅＳｔｒｅｎｇｔｈＴｅｓｔＬｏａｄＬｉｍｉｔｅｄＴｅｃｈｎｏｌｏｇｙｆｏｒＭｕｌｔｉ⁃ｗｈｅｅｌｓａｎｄＭｕｌｔｉ⁃

多轮多支柱起落架飞机结构强度试验载荷限定技术研究

王鑫涛，杜星

（中国飞机强度研究所，全尺寸飞机结构静力／疲劳航空科技重点实验室，陕西西安７１００６５）

摘要：多轮多支柱起落架飞机主起落架数量较多，试验机及试验设备重力大。试验应急卸载时，能量快速释放的不协调性易对支持点结构产生较大冲击载荷，且该载荷不可控，影响试验的考核。因此研究一种载荷限定技术，该技术能够兼顾飞机试验支持以及加载的功能。对该技术的原理、实现结构以及功能进行详细阐述；通过对现有设备进行改造和组合，搭建验证平台，对载荷限定技术工作原理进行验证。验证结果表明，该技术原理完全能够满足试验要求。

关键词：多轮多支柱起落架飞机；载荷限定技术；原理验证中图分类号：Ｖ２１６􀆰３

ａｎｄｔｅｓｔｅｑｕｉｐｍｅｎｔａｒｅｈｅａｖｙ．Ｗｈｅｎｔｈｅｔｅｓｔｉｓｕｎｌｏａｄｅｄ，ｔｈｅｕｎｃｏｏｒｄｉｎａｔｅｄｒｅｌｅａｓｅｏｆｅｎｅｒｇｙｉｓｅａｓｙｔｏｇｅｎｅｒａｔｅａｌａｒｇｅｉｍｐａｃｔｌｏａｄｏｎｔｈｅｓｕｐｐｏｒｔｐｏｉｎｔｓｔｒｕｃｔｕｒｅ，ａｎｄｔｈｅｌｏａｄｉｓｕｎｃｏｎｔｒｏｌｌａｂｌｅ，ｗｈｉｃｈａｆｆｅｃｔｓｔｈｅａｓｓｅｓｓｍｅｎｔｏｆｔｈｅｔｅｓｔ．Ａｌｏａｄｌｉｍｉｔｅｄｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙｗａｓｄｅ⁃ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙｗｅｒｅｅｌａｂｏｒａｔｅｄ．Ｂｙｍｏｄｉｆｙｉｎｇａｎｄｃｏｍｂｉｎｉｎｇｅｘｉｓｔｉｎｇｅｑｕｉｐｍｅｎｔ，ａｖｅｒｉｆｉｃａｔｉｏｎｐｌａｔｆｏｒｍｗａｓｂｕｉｌｔｔｏｖｅｒｉｆｙｔｈｅｗｏｒｋｉｎｇｐｒｉｎ⁃ｃｉｐｌｅｏｆｔｈｅｌｏａｄｌｉｍｉｔｅｄｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ．Ｔｈｅｖｅｒｉｆｉｃａｔｉｏｎｒｅｓｕｌｔｓｓｈｏｗｔｈａｔｔｈｅｐｒｉｎｃｉｐｌｅｏｆｔｈｅｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙｃａｎｆｕｌｌｙｍｅｅｔｔｈｅｔｅｓｔｒｅｑｕｉｒｅ⁃ｍｅｎｔｓ．

Ｋｅｙｗｏｒｄｓ：Ｍｕｌｔｉ⁃ｗｈｅｅｌｓａｎｄｍｕｌｔｉ⁃ｓｔｒｕｔｓｌａｎｄｉｎｇｇｅａｒａｉｒｃｒａｆｔ；Ｌｏａｄｌｉｍｉｔｅｄｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ；Ｐｒｉｎｃｉｐｌｅｖｅｒｉｆｉｃａｔｉｏｎ

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ＷＡＮＧＸｉｎｔａｏ，ＤＵＸｉｎｇ

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ＳｔｒｅｎｇｔｈＲｅｓｅａｒｃｈＩｎｓｔｉｔｕｔｅｏｆＣｈｉｎａ，Ｘｉ’ａｎＳｈａａｎｘｉ７１００６５，Ｃｈｉｎａ）

ＲｅｓｅａｒｃｈｏｎＳｔｒｕｃｔｕｒｅＳｔｒｅｎｇｔｈＴｅｓｔＬｏａｄＬｉｍｉｔｅｄＴｅｃｈｎｏｌｏｇｙｆｏｒ

Ｍｕｌｔｉ⁃ｗｈｅｅｌｓａｎｄＭｕｌｔｉ⁃ｓｔｒｕｔｓＬａｎｄｉｎｇＧｅａｒＡｉｒｃｒａｆｔ

０　前言

飞机结构强度试验通常在飞机悬空垂向支持下进行，经常会选择起落架作为垂向支持点，支持点必须有足够的强度和刚度，使飞机保持平衡，支持点一般兼顾飞机试验过程中的垂向约束点。对于多轮多支柱结构起落架形式的飞机而言，其结构特点是左右两边主起落架数量均为两个或两个以上。起落架作为飞机的主要部件，一般选择主要承载起落架进行考核，非

－

考核起落架则作为垂向支持点［１２］。

试验过程中由于系统超差或者超限会引发加载系统的应急卸载，对于多轮多支柱起落架结构的大型飞机而言，试验件本身结构重力较大，试验加载载荷以及机翼变形大，应急卸载时，能量快速释放的不协调性易对支持点结构产生较大冲击载荷，且该载荷不可

控，影响疲劳试验的考核，存在安全隐患，应急卸载时仅靠支持点承担试验件重力及冲击载荷存在较大风险［３

－４］

１　原理介绍

针对多轮多支柱起落架飞机试验所存在的问题，需在非支持起落架处设计一种载荷限定系统。利用压缩气体储能特性，研制集加载功能和油气弹簧于一体的载荷限定系统。该系统既拥有试验停试和应急卸载时的支持功能，同时能够对非支持点起落架（即主要考核起落架）施加载荷，且能够吸收加载到应急卸载过程中的所有载荷冲击，各种状态能够顺利快速切换。系统主要分为两部分，加载部分和油气弹簧部分，原理图如图１所示［５

－９］

。

。

收稿日期：２０１９－０７－１４

作者简介：王鑫涛（１９８９—），男，硕士研究生，工程师，研究方向为飞机结构试验技术研究。Ｅ－ｍａｉｌ：９０６４０２５８９＠

ｑｑ􀆰ｃｏｍ。

·５０·

机床与液压第４８卷

１􀆰１　载荷限定系统主要包括加载部分系统主要原理

图１　载荷限定系统原理

１（需要保护模块和力传感器辅助）、油气弹簧部分２。其中加载部分为同轴设计的单杆双活塞四腔体结构，Ａ腔和Ｂ腔为油腔，通过伺服阀控制活塞Ⅰ两边Ａ、Ｂ腔压力实现对加载的主动控制；Ｃ腔为空气腔，与大气接通，防止憋压；Ｄ腔为油腔，用于传递油气弹簧压力，通过对活塞Ⅱ施加设定载荷来实现试验停试和停机状态下对非支持起落架的支持。油气弹簧部分分为两个腔，Ｅ腔与加载部分Ｄ腔相连进行传载，Ｆ腔充氮气，通过预充压力保证应急及停机时的载荷输出。加载过程中油气弹簧压力一直存在，非支持点起落架加１􀆰载功能通过２　系统主要功能

Ａ腔、Ｂ腔和Ｄ腔的共同作用实现。由３（１）个支持点起落架承担外试验停试过程中，，试验件和设备重力除了该系统在油气弹簧的作用下，在非支持起落架处提供一定垂向载荷，实现所有起落架对飞机的支持。工作状态如图２所示。

若Ｄ作用面积即活塞Ⅱ的面积为Ａ时内部压力若为ｐⅡ，蓄能器此出载荷为Ａ１，则停试状态下载荷限定系统输簧初始预冲压力值进行调节Ⅱｐ１。输出载荷值的大小可以通过油气弹的垂向三点支持（２）试验加载过程中。

，起落架加载工况时，由支持起落架实现飞机，系统加载部分和油气弹簧部分共同作用实现对非支持起落架的载荷施加，工作状态如图３所示。

图２　试验停试状态　　　　图３　试验加载状态

若工作过程中Ａ、Ｂ、Ｄ三腔压力以及作用面积

分别为ｐ积），ｐＡ、ＡⅠ（活塞Ⅰ面积），ｐＢ压载情况下Ｄ、ＡⅡ，则施加载荷、ＡⅠ（活塞Ⅰ面：Ｆ＝ｐ拉载情况下：Ｆ＝ｐＢＡ··ＡＦＡⅠ＋实现方式为

Ⅰ－ｐｐＤＢ··ＡＡⅡ－Ⅰ－ｐｐＡＤ··ＡＡⅠⅡ

间停止工作（３）应急卸载过程中，仅剩油气弹簧部分工作，该系统中的加载部分瞬，油气弹簧在气体压力的作用下对非支持起落架输出设定载荷，保证试验件和设备重力、试验件结构回弹力以及卸载造成的不平衡量等载荷按要求分配到所有起落架上。试验应急卸载状态同试验停试状态。

应急卸载结束后，稳定状态与试验停试状态一致，在应急卸载过程中，油气弹簧部分需要吸收该过程所有不平衡量引起的载荷冲击。

２　原理验证

载荷限定系统为飞机强度试验过程中采用的一种全新系统，因此首先必须对其工作原理进行功能验证２􀆰，１　以保证其可实施性由于载荷限定系统设计为单杆双活塞四腔体结验证方案

。

构，单独普通的对称作动筒或者非对称作动筒均无法实现该结构，因此考虑采用两种作动筒结合的方式来满足要求。

０􀆰验证方案选用６０ｋＮ／１ｍ对称作动筒、６０对称作动筒用于模拟加载部分３ｍ非对称作动筒以及４Ｌ蓄能器进行组合ｋＮ／，非对称作动筒与蓄能，其中器模拟油气弹簧部分。对称作动筒活塞杆底部与非对称作动筒活塞杆顶部通过专用件对接，以保证形成单杆双活塞结构；非对称作动筒无杆腔与蓄能器进行连接，有杆腔接回油，以避免产生憋压。试验中蓄能器预冲压力２􀆰５ＭＰａ，图４为验证试验安装图。

图４　验证试验安装图

通过对称作动筒施加相同的拉压双向载荷，测试其在相同载荷重复作用以及不同载荷作用下，其加载的性能是否良好，应急卸载后能否达到预设状态，输２􀆰出预设载荷２　验证结果

。

通过对系统施加不同大小的拉压双向载荷，加载到位后保持一段时间进行应急卸载，通过加载横梁的

第８期王鑫涛等：多轮多支柱起落架飞机结构强度试验载荷限定技术研究

表３　压载２０ｋＮ系统输出载荷对比

序号１２３序号１加载载荷－２０－２０－２０加载载荷－３０加压前载荷－１１．５８－１１．８４－１１．８８加压前载荷－１１．８６·　５１　·　

ｋＮ

卸载后载荷－１１．８６－１１．９０－１１．９０卸载后载荷－１２．４９变形模拟应急以后系统所承受的各种载荷。测试其加载以及应急卸载性能，主要测试在油气弹簧的影响下，加载性能是否良好，应急卸载时，系统是否能够顺利输出预设载荷。图５为验证试验现场照片，验证过程选取了两种拉载情况和两种压载情况，每种情况进行３次测试。试验结果以及对比分析见图６—图９，表１—表４。

表４　压载３０ｋＮ系统输出载荷对比ｋＮ

图５　验证试验现场照片

图６　拉载２０ｋＮ及图７　拉载应急卸载曲线　　　　

３０ｋＮ及

应急卸载曲线

图８　压载２０ｋＮ及应急卸载曲线　　　　

图９　压载３０ｋＮ及

应急卸载曲线表１　拉载２０ｋＮ系统输出载荷对比ｋＮ序号１加载载荷

卸载后载荷２２０加压前载荷３２０－表２　２０

－１１．９－拉载３０ｋＮ系统输出载荷对比－１２．０１２．０

－１１．９－１２．０１．２０

ｋＮ

序号加载载荷

加压前载荷１２３０３

３０－卸载后载荷１２．０

３０

－－１１．９５１１．９４－－１１．９５１２．０

－１１．９５２　　３

－由测试结果结果可以看出－３０３０

－－１２．４６１２．４２

－－１２．４０１２．４３

准确性均能够满足试验正常加载要求（１）载荷限定系统加载性能良好：

，跟随性以及程无冲击（２），载荷限定系统应急卸载性能良好；

应急后状态与试验停试状态基本一致，卸载过。

３　结论

通过对载荷限定系统的原理验证，表明载荷系统完全能够满足飞机试验过程中的载荷施加，应急过程中能够为非支持点提供预设载荷，且能真实模拟飞机外场正常停放状态，满足试验的各项要求和指标。载荷限定系统完全能够加工成型并投入使用，该系统为后期类似复杂起落架飞机的结构强度试验提供了参考。

参考文献［１］中国飞机强度研究所：

．航空结构强度技术［Ｍ］．北京［２］空工业出版社刘权良定ＬＩＵ［Ｊ］．航空科学技术，尹伟，，２０１３．

：航

夏峰．飞机结构静强度试验支持方案的确

，２０１２（５）：３２ＳｃｈｅｍｅＱＬ，ｆｏｒＹＩＮＡｉｒｃｒａｆｔＷ，ＸＩＡＦ．ＴｈｅＤｅｔｅｒｍｉｎａｔｉｏｎ－３５．

ｏｆＳｕｐｐｏｒｔ［３］Ａｅｒｏｎａｕｔｉｃａｌ杜星研究，冯建民ＳｃｉｅｎｃｅＳｔａｔｉｃａｎｄＴｅｃｈｎｏｌｏｇｙ，２０１２（５）：３２ＳｔｒｅｎｇｔｈＶｅｒｉｆｉｃａｔｉｏｎＴｅｓｔ－３５．［Ｊ］．ＤＵｆｏｒＸ，ＦＥＮＧ［Ｊ］．科学技术与工程，贺谦．全机结构试验起落架随动加载技术

ＪＭ，ＨＥＱ．Ｓｅｌｆ⁃ａｄａｐｔａｂｌｅ，２０１７，１７（２）：２８８Ｌｏａｄｉｎｇ－２９２．

［４］ＳｃｉｅｎｃｅＵｎｄｅｒｃａｒｒｉａｇｅ王凤山．Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙｉｎ飞机结构强度试验使用指南ａｎｄＦｕｌｌＥｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇ，２０１７，１７（２）：２８８ＳｃａｌｅＡｉｒｃｒａｆｔＳｔｒｕｃｔｕｒｅＴｅｃｈｎｉｑｕｅＴｅｓｔ［［Ｍ］．西安：－２９２．Ｊ］．［５］机强度研究所孔令猛．气弹簧选型的设计，２００７．

中国飞

思路［Ｊ］．商用汽车，２０１２

［６］（２０）：９９李玉柱，贺五洲－１０１．

．工程流体力学：上册［Ｍ］．北京：清华大

［７］学出版社董林福，赵春燕，２００６．

．液压与气压传动［Ｍ］．北京：［８］出版社林国问，２００６．

化学工业

［Ｊ］．，马大为，蔡德咏．单气室油气弹簧阻尼特性分析

ＬＩＮ机床与液压ａｃｔｅｒｉｓｔｉｃｓＧＷ，ＭＡｏｆＤ，２０１２，４０（２１）：５５Ｗ，ＣＡＩＤＹ．Ａｎａｌｙｓｉｓ－５８．

ｏｎＤａｍｐｉｎｇＣｈａｒ⁃［９］Ｍａｃｈｉｎｅ李春明解析计算与仿真分析，陈轶杰ＴｏｏｌＳｉｎｇｌｅ＆ＣｈａｍｂｅｒＨｙｄｒｏ⁃ｐｎｅｕｍａｔｉｃＳｐｒｉｎｇ［Ｊ］．，Ｈｙｄｒａｕｌｉｃｓ，２０１２，４０（２１）：５５雷强顺－５８．

［Ｊ］．，等机械制造．双筒式油气弹簧刚度特性

（责任编辑，２０１１，４９：２８：张艳君－２９．

）