串列多支柱主起落架布局飞机的起飞载荷研究

　第29卷　第4期 飞　机　设　计V ol 129N o 14 2009年 8月 A I RCRA FT D ES I GN A ug 2009　

收稿日期:2008-12-20;修订日期:2009-05-24

文章编号:

1673-4599(2009)04-0026-05

串列多支柱主起落架布局飞机的起飞载荷研究

姚念奎

(沈阳飞机设计研究所,辽宁沈阳　110035)

摘　要:大型军用运输机、民航客机广泛采用可视为前三点式(前起落架组、左主起落架组、右主起落架组)的多支柱起落架布局方案。通常,此类飞机的最大起飞质量高达数百吨,起飞滑跑速度也较大,因此,起飞情况是起落架强度设计的重点。本文基于前三点式起落架计算理论,以及对An -124、An -225飞机起落架设计方案的研究,提出一类串列多支柱多轮主起落架的起飞情况地面载荷算法。

关键词:地面载荷;串列多支柱主起落架;最大起飞质量;多支柱多机轮不均匀载荷系数中图分类号:V21512+3 文献标识码:A

Take -off Ground L oads For A i rcraft M a i n Land i n g -Gea r

W ith Tandem M ulti ple Struts

Y AO N ian -kui

(Shenyang A ircraft Design &Research I nstitute,Shenyang 110035,China )

Abstract:The landing gear syste m with multi p le struts p r operly regarded as tricycle single landing gear strut layout has been widely used in super large -size m ilitary aer otrans port or civil jumbo jet .I n general,MT OW (Maxi m um Take -Off W eight )of these super large aircrafts reach up t o hundreds of t ons and take -off taxiing vel ocities of the m are very high .

Theref ore gr ound l oads of take -off taxiing

are critical strength design conditi ons .Based on theories of tricycle landing gear layout and studies of both An -124(Ruslan,penta -t w in tande m )and An -225(M riya,sep t -t w in tande m ),a ne w s olu 2ti on is p resented f or computing gr ound l oads of take -off taxiing of landing gear syste m with tande m multi p le -struts and multi -wheels in this paper .

Key words:gr ound l oads;main landing -gear with tande m multi p le struts;maxi m um take -off weight;asy mmetry l oad fact or of multi -struts and multi -wheels

巨型飞机采用的多支柱主起落架布局大致可

分为两类:一类是丛簇方案[1]

,每簇含1个或多个支柱(如图1所示),每个支柱上安装多个机轮(如图2所示),也可称之为小车式,例如C -5A,B747,A340,A380等飞机;另外一类为串列方案,每列有多个支柱,每个支柱上一般安装一对机轮(如图3、图4所示),例如前苏联An 2

t onov 设计局(现属乌克兰)的An -22,An -70,An -124,An -225等飞机。

本文着重研究串列方案主起落架起飞滑跑情

况地面载荷,也给出了其它几种次要起飞载荷情况的算法。

　第4期 姚念奎:串列多支柱主起落架布局飞机的起飞载荷研究27

　图

1　丛簇式多支柱起落架布局

图2　单个支柱的多轮布局(C -5A 飞机)

1　起飞滑跑情况

111　多支柱主起落架总载荷与平均载荷

(1)混凝土跑道(铺砌跑道)

对于前三点式单支柱布局方案,在混凝土跑

道上,主起落架起飞滑跑情况垂直过载n y 1m =2,而串列多支柱布局方案,主起落架起飞滑跑情况总的垂直过载n y 1m =117。

以An -124,An -225飞机为例,二者最大设计起飞质量分别为420t 和600t,

由图3、图4,其多支柱主起落架总载荷与单个支柱平均载荷分别为

P ρ

y 1m

A n -124

=

M to 1max a max

2(a +b )

?n y 1m =

420000×20850

2×22900

×117=325040kg

(1)

图3　串列式多支柱起落架布局

(An -124飞机)

P

ave

y 1m

A n -124

=

P ρ

y 1m

A n -124

N

=

325040

5

=

65010kg (2)

P ρ

y 1m

A n -225

=

M to 1max a max

2(a +b )

?n y 1m =

600000×26350

2×29100

×117=

461800kg

(3)

P

ave y 1m

A n -225

=

P ρ

y 1m

A n -225

N

=

461800

7

=

65970kg (4)

图4　串列式多支柱起落架布局(An -225飞机)

(2)土跑道情况(半铺砌、未铺砌跑道)

大型运输机对机场跑道等级的要求是比较严格的,但前苏联飞机地面载荷规范对于平整坚硬的土跑道情况还是有所兼顾的,但此时飞机的最大设计起飞质量要比混凝土跑道情况小得多。

对于多支柱主起落架,起飞滑跑过载的确定应该根据主轮胎限制压缩量的δli m

=(D max -D max )

2

的150%,即δf =150%δli m ,经以下

公式计算得出,当土跑道的最小道面强度σg 1m in

28 飞　机　设　计第29卷　

=016MPa 时,

n y 1m =

-315099×10-7

δ3f +215681×10-4δ2

f - 615638×10-2

δf +816531

(70mm ≤δf ≤300mm )216 (δf ≥300mm )

(5)

当σg 1m in ≥018M Pa 时

n y 1m =

-115563×10-7

δ3

f +111785×10

-4

δ2f - 314293×10-2

δf +518856 (70mm ≤δf ≤300mm )216 (δf ≥300mm )

(6)

上述二式并不具备切实的物理意义,仅是多年来考察总结滑跑过载与轮胎压缩量之间的敏度关系而拟合出的经验公式而已。当016M Pa <σg 1m in <018M Pa 时,应用上述二式的计算结果插值计算。计算时轮胎压缩量(或称为下沉量)的单位是毫米,而过载计算结果无量纲。

对于An -124和An -225飞机来说,主起落架机轮轮胎规格为1270mm ×510mm ,δf ≥300mm ,同时

,也要求σg 1m in ≥018M Pa 。因此,主起落架总的滑跑过载n y 1m =2,那么,就有必要限制此两型飞机在土跑道上的最大起飞质量分别在357t 和510t 以下。112　载荷不均匀性分配方案研究

串列多支柱主起落架载荷不均匀承载简化方案,可分为7类,如图5所示。本文研究针对具有代表意义的方案A 。

图5　不均匀承载简化方案

由方案A,可得串列多支柱主起落架不均匀

承载计算模型假设,每列主起落架的第1对轮承轻载,而第N 对轮承重载,从第1对轮至第N 对轮线性递增承载,设增量为ΔP,则有

P ρ

y 1m

=

∑

N

i =1

P No 11

y 1m +(i -1)ΔP =

N P No 11

y 1m

+

N (N -1)

2

ΔP (7)

如图6所示,一般,当N 为偶数(N =2,4,6……)时,前

N

2

对轮的轮载总和与后

N

2

对轮的轮

载总和之比为规范规定的不均匀系数,即

∑

N

2

i =1

P No 11

y 1m

+(i -1)Κ?

P

∑

N

i =N

2

P N o 11

y 1m +(i -1)Κ?

P

=1-k

k

(8)

当N 为奇数(N =3,5,7……)时,解决方案

是,除了第N +12对轮之外,前N -1

2对轮的轮

载总和与后N -1

2对轮的轮载总和之比为不均匀

系数,即

∑

N +1

2

-1

i =1P No 11

y 1m

+(i -1)ΔP

∑

N i =N +1

2+1

P No 11

y 1m

+(i -1)ΔP

=

1-k

k

(9)

图6　不均匀承载计算模型

因此,对于An -124飞机,N =5,代入公式(9),联立公式(7),则有

2P +ΔP 2P +10ΔP =1-k

k 5P +10ΔP =[P ρy 1m ]An -124

(10)同样,对于An -225飞机,N =7,代入公式(9),联立公式(7),则有

3P +3ΔP 3P +15ΔP =1-k

k 7P +21ΔP =[P ρy 1m ]An -225

(11) 一般的,对于混凝土跑道(铺砌跑道)k =

　第4期 姚念奎:串列多支柱主起落架布局飞机的起飞载荷研究29

　016,对于土跑道(半铺砌跑道或未铺砌土跑道),

k=017(前苏联强度指南、美国强度规范均推荐这

些值)。对于此类串列多支柱类型起落架,整体

轮距跨度较大,取k=017更加适宜。这样,根

据方程组(10)、(11),可以计算出An-124飞机

和An-225飞机在A型不均匀承载方案下的主起

落架各支柱的载荷结果,如表1。

表1　载荷计算结果

算例飞机主起落架

支柱编号

主起落架垂直载荷/kg

混凝土跑道情况土跑道情况n y1m=117,

k=016

n y1m=117,

k=017

n y1m=210,

k=017

An-124№1476703035029750№2563404768046750№3650106501063740№4736808234080730№5823509967097720Σ325040325040318690

An-225№1461802639025870№2527803958038800№3593705278051750№4659706597064680№5725607916077610№6791609235090540№785760105540103470Σ461810461810452720

由上表可以看出,两型飞机的轮载最大值基本相当,因此,在最大起飞质量由420t增加至600t时,每列主起落架由5个支柱增至7个支柱,可以使单个支柱的载荷基本保持不变。更为重要的是,An-225起落架的缓冲器设计、机轮轮胎选型可以沿用An-124的成熟方案,飞机在机场起飞的漂浮性也未恶化[2],通过变更轮胎的充气压力来适应机场跑道的等级品质。

实际上,基于多种受载模式的综合考虑,此类串列多支柱主起落架的各个支柱的承载能力应该是相同的,但充填参数往往具有“前高后低”的特征。这是因为在起飞时,主起落架支柱由前至后依次脱离地面,而在限定飞机姿态角着陆时,主起落架支柱由后至前依次接触地面。动力学仿真分析结果表明,这样经过优化的支柱垂向刚度配置,可以较大程度消弭起飞、着陆情况支柱载荷的不均匀性。

由线性化不均匀性假设受载模式推导出的单个支柱最大设计载荷,可以作为其他支柱的强度设计载荷。

113　水平载荷

除垂直载荷外,还需要研究与之组合作用的平行于地面、施加于轮轴中心的力,即起飞情况水平载荷。其中,逆航向载荷

P-x1m=-013P y1m(12)顺航向载荷

P+x1m=0121P y1m(13) 2　其他起飞载荷情况

211　起飞滑行转弯情况

串列多支柱主起落架布局飞机的起飞滑行转弯一般要设定最小转弯半径、最大许用滑行转弯速度,此时重心处的侧向过载为

n z1cg=

v2st1max

g r st1m in

(14) 理论上的最小转弯半径可以用作图法求得。值得一提的是,An-124和An-225飞机的每侧首个主起落架单元都是可以进行主动转弯操纵的,两个前起落架中的任意一个也可以独立转弯操纵,这对降低转弯情况的起落架载荷均是有利的[3]。

对于主起落架而言,可以认为总的过载系数是110,而每个支柱的侧向载荷与垂直载荷之比为015。

212　打地转情况

串列多支柱主起落架布局飞机不需要研究绕一侧主起落架中轴打地转的载荷情况,使用手册中也应明确禁止进行这样的地面操作。但作为一类静力载荷情况研究,可以考虑每个支柱承受的地面上传扭矩

M T1max=105N?m(15) 这个扭矩以力偶的形式加在每对机轮的轮胎接地点上。

213　起飞牵引情况

串列多支柱主起落架布局飞机的牵引情况与前三点式单支柱主起落架布局飞机相同,以前起落架牵引为主,必要时辅以主起落架牵引。牵引载荷作用在起落架牵引接头上,计算用滚动摩擦角β为10°～15°。

P T=G to1max tanβ(16)也可以用下式计算

30 飞　机　设　计第29卷　

P T =kG to 1max =

44000G to 1max +115000

G to 1max

(17)

式中:飞机质量的单位是kg,同时,要求k 的取

值

0115≤k ≤0133(18) 本情况主起落架垂直力取停机载荷,也需要

研究在结构允许的牵引角度范围内的非0°牵引情况,作出P x ,P z 载荷的三角函数曲线图。对于飞机而言,牵引载荷情况的安全系数一般不应小于1165。

3　发动机推力影响

大型军用运输机、民航客机或重型远程轰炸机,一般至少要配装4台发动机,总推力是相当可观的,例如,An -124和An -225飞机的总推力分别为4×23400kg 和6×23400kg 。

在飞机总体方案设计时,应控制推力合力作用线与飞机重心的距离在一定范围内,以确保强度专业在计算主起落架起飞情况地面载荷时,不需要考虑发动机推力的影响。

发动机推力对前起落架载荷的影响是显著的,合理的做法是结合飞机主机轮的刹车能力,选取

起飞线刹车、中止起飞刹车两类情况中的严重者。

4　结　论

本文较为全面地给出了串列多支柱主起落架起飞情况载荷的计算方法,以及各支柱不均匀承载的分配方案,并针对其中的一类典型方案,选择An -124和An -225两型飞机进行了例证演算。

本文提出的载荷计算方法为解决巨型飞机的起落架设计提供了较为可行的工程解决方案,为进一步研究奠定了基础。

参　考　文　献

[1]《飞机设计手册》总编委会.飞机设计手册第九册:载荷、

强度和刚度[M ].北京:航空工业出版社,2001.166—

176.

[2]Currey N S .A ircraft landing gear design:p rinci p les and p rac 2

tices [M ].A I A A I nc,US A,1988.267—301.

[3]Г1И.日托米尔斯基.飞机结构学第2版[M ].俄罗斯:

莫斯科机器制造出版社,1995.269—274.

作　者　简　介

姚念奎(1974—),男,黑龙江讷河人,工程师,研究方向为飞机起落装置结构强度。