临近空间飞行器滑橇式起落架缓冲特性分析

临近空间飞行器滑橇式起落架缓冲特性分析
孙嘉璘;黄伟;卢齐跃
【摘要】可收起的滑橇式起落架能够解决临近空间飞行器机身内部空间紧张的问题.为验证滑橇式起落架的可靠性,优化滑橇式起落架的结构设计,需建立准确的滑橇式起落架动力学模型,对其落震动力学特性及影响落震性能的主要因素进行分析.文章基于某临近空间飞行器的滑橇式前起落架原型,对其进行运动学分析,建立基于ADAMS的三维落震仿真模型并进行动力学分析,得到其落震动力学特性.研究了缓冲器油孔尺寸、滑橇结构件的柔性以及滑块与地面间的摩擦因数对落震性能的影响.仿真结果表明,相同工况下滑橇式起落架的缓冲器行程比支柱式起落架短23.29％,缓冲力峰值比支柱式起落架高62.5％,油液阻尼力占缓冲器轴力的比值达到
87.55％,因此滑橇式起落架不利于承受大冲击.缓冲性能受油孔尺寸影响,减小油孔面积,缓冲器载荷增大,最大行程减小.此外起落架缓冲性能还受到地面摩擦因数的影响,缓冲力峰值与缓冲器行程均随地面摩擦因数增大而增大.分析结果对可收起的滑橇式起落架的设计有一定的参考价值,有利于其在航空航天领域的应用.
【期刊名称】《航天返回与遥感》
【年(卷),期】2019(040)002
【总页数】9页(P51-59)
【关键词】缓冲性能;滑橇式起落架;动力学;临近空间飞行器
【作者】孙嘉璘;黄伟;卢齐跃
【作者单位】北京空间机电研究所,北京 100094;中国空间技术研究院航天器无损着陆技术核心专业实验室,北京 100094;北京空间机电研究所,北京 100094;中国空
间技术研究院航天器无损着陆技术核心专业实验室,北京 100094;北京空间机电研
究所,北京 100094;中国空间技术研究院航天器无损着陆技术核心专业实验室,北京100094
【正文语种】中文
【中图分类】V226
起落架是飞行器的重要组成部分，起落架的缓冲性能直接影响到飞行器的起降安全。

建立合理的起落架落震动力学模型，对优化起落架的结构设计，确保飞行器安全平稳着陆具有重要意义。

随着我国航天事业的飞速发展，自由进出空天技术将是国家科技中长期发展战略的重要组成部分[1]，对高超声速临近空间飞行器回收着陆技
术展开研究十分必要。

相比于飞机，临近空间飞行器受限于空天往返的高昂成本，对机体空间资源要求更苛刻，轻质设计要求更高。

可收起的滑橇式起落架相比于轮式起落架更节省内部空间，滑橇式起落架在美国的X-15验证机[2]和追梦者号航天飞机[3]上就已经被采用，证明了在飞行器上应用的可行性。

由于滑橇式起落架的研究比较少，且多为直升机上的不可收放滑橇式起落架方面的研究[4-6]，本文在进行滑橇式起落架落震
动力学建模时，在力学模型及建模方法等方面多借鉴轮式起落架。

文献[7]建立了
支柱式起落架的二质量块模型，在MATLAB软件中进行了动力学分析，验证了二质量块模型的正确性；文献[8]利用ADAMS/Aircraft建立了全刚性起落架整机落
震动力学模型，并运用有限元软件对起落架模型进行了柔性化处理，得出起落架柔性对缓冲器性能有一定影响的结论；文献[9]利用ADAMS建立起落架落震动力学
模型，并在动力学分析的基础上以缓冲系统的效率、缓冲器的行程以及起落架最大过载等为指标建立kriging代表模型，进行缓冲器参数的可靠性灵敏度分析；文献[10-12]对于摇臂式起落架的数值仿真以及舰载机阻拦着陆等特定情况下的起落架
仿真也展开了研究。

本文针对某临近空间飞行器的滑橇式前起落架，基于ADAMS建立了刚体落震模
型参数，获得了滑橇式起落架的落震特性，并据此与常规的轮式起落架进行了对比；对缓冲器结构与填充参数进行了调整，研究了缓冲器参数对滑橇式起落架缓冲特性的影响；由于结构中存在承受弯矩的结构件，对承受弯矩的结构件进行柔性化处理，考虑其弯曲变形对落震性能的影响；研究了滑橇与地面之间的摩擦因数对缓冲性能的影响。

滑橇式起落架由收放机构、缓冲器、滑橇结构件和滑块等组成，如图1所示。

滑
橇式起落架的特点是能够有效的节省空间，但不具备控制转向的能力。

滑橇式起落架关于机身对称面对称，因此本文在进行起落架着陆动力学仿真时，认为起落架缓冲性能主要受垂直载荷和纵向载荷影响，没有考虑侧向载荷。

以滑橇结构件与机身连接轴处为原点o在机身对称面内建立坐标系，ox轴水平指向航向，oy轴垂直于地面向下，并在该坐标系下建立运动学模型，如图2所示。

在模型中，将质量分为两部分，一部分为飞机机体等效质量Me，也称为弹性质量，认为它在滑块的正上方；另一部分为非弹性质量，包括滑橇结构件的质量mp（集中在滑橇结构件的中心处）和滑块的质量ms。

各部分质量对应的重力集中作用在图2中各集中质量点位置。

为使图形清晰，图中并未表示出重力。

根据起落架结
构的运动特点，需要考虑非弹性质量绕滑橇结构件与机身连接轴（即o点）的转
动惯量。

“1”点为机体与收放机构间的连接轴，“2”点为滑橇结构件与滑块间
的连接轴，“3”点为缓冲器与滑橇结构件间的连接轴。

在进行动力学分析时，考虑系统的4个自由度，分别是内外筒之间沿轴线方向的相对运动，滑块与滑橇结
构件之间的转动以及起落架在前进方向和垂直方向的运动。

图2中，o、“1”、“2”、“3”各点为起落架各部分（参考图1）间的连接轴
所在位置；为滑橇结构件与oy轴夹角；为滑橇结构件中o2线与o3线的夹角；
为起落架与机身的两个连接轴的连线o1线到ox轴负方向的旋转角，顺时针为正；为缓冲器轴向力；为地面支持力；为地面摩擦因数。

结合起落架的结构型式和运动状态，为简化分析，做出以下基本假设：1）忽略空气阻力；2）忽略机身绕转轴的转动及侧向运动，认为机身仅在运动平面内平移；3）滑橇结构件理想化为刚体结构，质心位于与缓冲器连接处；4）滑块与地面之
间始终保持接触，在垂直方向无位移。

图2中各集中质量点的平动以及滑橇结构件的转动（均为相对惯性坐标系）满足
动力学普遍方程[13]：
式中为刚体的质量；为质心加速度；为刚体所受合外力；为刚体转动惯量；为
瞬时角速度；为角加速度；为刚体所受合外力矩。

参考图2建立运动学分析方程，在缓冲器压缩过程中，认为所有与机身相连的点（包括“1”点），同坐标原点o一样，只有平移运动。

飞行器着陆后，缓冲器开始压缩，起落架各连接点以及弹性质量Me之间存在着几何运动关系，关系式如下：
式中为o点坐标；为“1”点坐标，初始坐标为；为“2”点坐标，初始坐标为；为“3”点坐标；为弹性质量垂直位移；为滑橇结构件的长度；为滑橇结构件与机身连接处o点与缓冲器连接处“3”点的距离。

由几何关系易知
缓冲器在压缩过程中的瞬时长度L为
缓冲器行程为
式中为缓冲器初始长度；为缓冲器行程
由以上各式可得，缓冲器压缩速度与滑橇结构件角速度以及弹性质量垂直速度之间的关系为：
缓冲器压缩速度与弹性质量垂直速度之比为
式中 ro1为起落架与机身的两个连接轴o点和“1”点之间的距离；r13为缓冲皿的长度。

由式（11）可知，缓冲器压缩速度除与弹性质量垂直速度之比受到滑橇式起落架的结构的影响，结构件长度与缓冲器长度越大，比值越小。

触地后，缓冲器压缩速度满足式（11），因此着陆初始时刻缓冲器压缩速度即达到最大值。

这与轮式起落架不同，轮式起落架触地后，机轮先进行压缩，缓冲器压缩速度有一个增大的过程。

本课题涉及的缓冲器均为单腔油气式缓冲器[14]。

在研究缓冲器着陆动力学时，主要研究缓冲器的轴向力，按力的性质分类，油气式缓冲器的轴向力可分为空气弹簧力、油液阻尼力、结构摩擦力和结构限制力[15-18]。

缓冲器轴向力可以表示为
式中 Fa为空气弹簧力；Fh为油液阻尼力；Ff为内外筒之间的摩擦力；Ft为结构限制力。

1）空气弹簧力。

根据气体多变过程，忽略油液可压以及缓冲器腔体的体积膨胀，空气弹簧力为
式中为压气面积；为空气腔初始压力；为空气腔初始体积；为标准大气压；为空气多变指数。

2）油液阻尼力。

根据伯努利公式和质量连续方程，考虑压缩行程和伸长行程油液阻尼力的方向不同，油液阻尼力的表达式为：
式中为油液密度；为主油腔有效压油面积；为主油孔有效过流面积；、为正、反行程主油孔流量系数；为回油腔有效压油面积；、为正、反行程回油孔有效过流面积；、为正、反行程时回油孔流量系数。

3）结构摩擦力。

考虑缓冲器套筒密封产生的摩擦力[19]：
式中为套筒密封摩擦因数。

4）结构限制力。

本文中结构限制力主要用于在静平衡阶段平衡重力、空气压力和
净摩擦力[20]。

而在缓冲器被压缩时，一般不会达到最大行程，结构限制力为零。

式中为缓冲器轴向拉压刚度；为缓冲器最大行程。

选择正常着陆工况进行仿真，弹性质量Me为300kg，垂直速度为3m/s，航向速度为112m/s。

该起落架的主要参数如表1所示。

本文采用ADAMS/View软件进行起落架的动力学建模与仿真，主要包括三部分内容[21-22]：建立CAD模型；建立缓冲器轴向力特性文件；分析计算与仿真。

其
中缓冲器轴向力的建模由MATLAB/Simulink实现。

计算仿真中，选择Gstiff求
解器SI2积分格式进行动力学仿真，Gstiff为刚性稳定算法，SI2积分格式在小步
长情况下的Jacobian矩阵不会产生奇异、病态，可以在步长很小时保持稳定[23]。

仿真结果如图3所示。

由图3（a）可知，弹性质量垂直位移在0.17s达到最大值152mm，稳定在
131mm；缓冲器的压缩行程最大值为112mm，然后回弹并稳定在98mm，约为弹性质量垂直位移的74%；由图3（b）可知，初始时刻，空气弹簧力为初始弹簧力1 765.19N，为了与空气弹簧力平衡，缓冲器的结构限制力取为–1 765.19N；缓冲支柱力在着陆后0.03s达到最大值28.6kN，触地瞬间，由内外筒相对运动产生的油液阻尼力最大，约占缓冲支柱力的90%；由图3（c）可知，缓冲器功量图较为充实，经计算得，缓冲器效率为79.69%，缓冲器吸收总能量为2.56kJ，其中空气舱气体压缩吸收的能量仅占12.38%，油液阻尼力吸收的能量占到了87.55%。

该临近空间飞行器采取了两种前起落架设计方案，另一种为支柱式起落架。

在表2中，对两种起落架的仿真结果进行了对比。

相同工况下滑橇式起落架所需的缓冲器设计行程较短，但是需要能够承受更大的缓冲力。

另外由图2易知，在缓冲过程中，滑橇结构件会承受由缓冲器轴向力引起的弯矩，载荷较大的情况下对结构件结构强度要求较高。

因此滑橇式起落架虽然能够节省机身空间，但不适于吸收过大的冲击能量。

由图3的缓冲力分析可知，对于缓冲器行程较短的滑橇式起落架而言，缓冲器的
缓冲性能受油液阻尼力影响较大。

由式（14）可知，油液阻尼力主要受缓冲器油
孔尺寸[24]和缓冲器压缩速度影响。

缓冲器压缩速度受到滑橇结构件挠曲变形和滑块与地面间摩擦因数的影响。

因此对油孔尺寸、结构件柔性和地面摩擦因数这三个影响因素进行分析。

油孔面积是影响缓冲器油液阻尼力的主要结构参数[25]，本文所研究的缓冲器采用的是变油孔设计，油孔面积随缓冲器行程增大而减小。

本文选取设计油孔面积的0.8倍和1.2倍两种情况来进行仿真计算。

油孔面积对缓冲性能的影响如图4（a）、4（b）所示。

对比仿真曲线可知，减小油孔面积，着陆撞击初始时刻缓冲器载荷增大，缓冲器最大行程缩短；增大油孔面积，着陆撞击初始时刻缓冲器载荷减小，缓冲力峰值出现的位置后移，最大行程变长。

上述分析表明，适当减小油孔面积有利于缩短设计行程，但是若油孔面积过小，缓冲力峰值过大，不利于缓冲器效率的提高。

由于滑橇式起落架的结构与轮式起落架有很大区别，缓冲器载荷作用在滑橇结构件中间，使得它承受很大的弯矩，会引起一定的挠曲变形从而对缓冲性能产生影响。

因此，使用ADAMS/View的Viewflex将滑橇结构件离散化，考虑它的前10阶
模态，连接方式和结构参数不变，进行仿真。

仿真结果如图5所示，滑橇结构件
的挠曲变形，会引起缓冲器载荷的小幅波动，缓冲器前程缓冲力减小，缓冲器峰值位置后移。

由图2受力分析可知，缓冲器压缩速度与滑橇结构件转动角速度有关，并且滑橇
结构件转动角速度与地面摩擦力有关。

这与轮式起落架不同，在进行常规轮式起落架落震动力学分析时，通常不考虑地面摩擦力的影响。

在本文中，对比了不考虑地面摩擦力以及不同地面摩擦因数工况下的缓冲特性，结果如图6所示。

仿真结果
表明，在滑橇式起落架的落震动力学仿真中不能忽略地面摩擦力的影响，当增大地面动摩擦因数时，地面摩擦力增大，缓冲器的缓冲力峰值与最大行程均增大。

本文针对某型临近空间飞行器的滑橇式前起落架，开展了基于ADAMS的着陆动
力学建模及仿真，考虑了影响缓冲性能的主要因素，得到以下结论：
1）起落架触地后，缓冲器压缩速度与起落架的结构密切相关，随结构件与缓冲器长度增加，缓冲器压缩速度与弹性质量垂直速度之比减小。

缓冲器压缩速度触地后即达到最大值，使得缓冲器油液阻尼力迅速增大，占总缓冲力的近90%。

2）由于结构限制，缓冲器行程较短，缓冲器峰值更大，大空气压缩所能吸收的能量有限，油液阻尼力吸收的能量占缓冲器吸收总能量的87.55%。

滑橇式起落架适用于缓冲能量较小，起落架空间较紧张的飞行器。

3）适当减小油孔面积有利于缩短设计行程，但是若油孔面积过小，着陆初始时刻缓冲力峰值过大，不利于缓冲器效率的提高。

4）滑橇结构件的挠曲变形，会引起缓冲器载荷的小幅波动，缓冲器前程缓冲力减小，缓冲器峰值位置后移。

总体来说，对缓冲力峰值和缓冲器行程影响不大。

5）滑橇式起落架的缓冲特性受到滑块与地面摩擦因数的影响。

随地面动摩擦因数增大，地面摩擦力增大，缓冲器缓冲力峰值与最大行程也随之增大。

孙嘉璘，女，1993年生，2016年获北京航空航天大学飞行器设计与工程（航天）专业学士学位，现在中国空间技术研究院航空宇航科学与技术专业攻读硕士学位。

研究方向为航天器返回与着陆。

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