舰载机前起落架突伸性能试验研究
豆清波 陈熠 马小莉 牟让科
摘要：现代航母舰载机多使用弹射起飞方式，在弹射起飞行程末端，前起落架突伸是一种增加舰载机离舰迎角，提高飞行安全的重要技术手段。设计了一种适用于弹射起飞舰载机起落架突伸性能测试试验方案，搭建了试验系统，并对某型飞机前起落架突伸性能进行了试验验证，对起落架突伸过程进行了分析。通过改变试验初始条件，分析了影响起落架突伸性能的因素，并给出了定量描述。建立了双气腔油气式起落架动力学模型，对某型飞机起落架典型工况突伸性能进行数值模拟，将数值计算结果与试验测试结果进行对比。利用动力学模型对起落架缓冲性能进行计算校核，给出了不同初始条件下起落架缓冲性能变化趋势和数量。结果表明，对于双气腔油气式起落架，起落架突伸性能提升往往会导致起落架缓冲系统效率降低和最大着舰载荷增大。在弹射式舰载机起落架设计时，必须综合考虑突伸性能和缓冲性能。
关键词：起落架；舰载机；弹射起飞；突伸试验；缓冲性能
中图分类号：V226 文献标志码：A 文章编号：1004-4523（2018）01-0102-08
DOI：10.16385/j.cnki.issn.1004-4523.2018.01.012
引言
舰载机由于其使用环境的特殊性，首要挑战是舰基跑道长度过短，远达不到陆基上的起飞距离。通常采用滑越或弹射起飞方式增加舰载机离舰迎角，提高飞行安全。而弹射起飞因起飞效率高而又不会牺牲飞机的载荷和航程等作战性能，成为目前采用最广泛的舰载机起飞方式。弹射时需要通过弹射拉杆对起落架缓冲系统加载，使缓冲系统达到预先设置的压缩量，弹射梭带动飞机滑行，当飞机滑行至弹射行程末端时，释放存储在缓冲器中的能量使起落架突然伸展，飞机产生附加抬头速度，从而实现迅速达到起飞迎角的目的。
前起落架突伸是复杂的动力学问题，掌握前起落架在突伸过程中的动力学特性及其受载情况，是突伸装置设计的关键所在，也是舰载机设计的关键环节。
美国军用规范对舰载机前起落架弹射系统的设计、验证提出了相应要求。国外对起落架突伸问题的研究较少见诸于公开发表的文献，国内这方面的研究刚刚起步，对起落架突伸性能研究多以数值模拟和定性分析起落架参数对突伸性能影响为主。胡淑玲和林国锋就突伸过程对起飞特性的影响进行了研究。黄再兴等建立了一个两自由度的质量一弹簧一阻尼器力学模型，推导出突伸运动方程，给出突伸期间飞机在甲板上的滑行距离和攻角的增量。沈强和黄再兴提出了起落架充填参数对突伸性能的影响。王彤等基于双腔油气式缓冲器提出了改进的缓冲器构型并通过适当减小缓冲器的反弹阻尼来缩短突伸时间。魏小辉等建立了全机弹射起飞动力学模型，进行了全机弹射起飞动力学分析，提出了基于当量质量的前起落架突伸动力学试验方法。
对于舰载机起落架设计一方面需要考虑飞机起飞时起落架突伸性能对飞机短距安全起飞的帮助；另一方面，舰载机着陆冲击能量是普通飞机的4～6倍，起落架作为吸收飞机着舰能量的主要部件，对于缓冲性能要求亦极为严苛。在舰载机起落架设计时必须同时考虑这两方面因素影响。油气式缓冲器作为现代起落架设计通常使用的缓冲器模式，系统具有较强的非线性，给精确建模和求解带来一定困难。在实验室环境下通过物理试验模拟起落架弹射起飞状态，可以得到真实的起落架动态突伸性能，也可减小试飞试验所带来的技术风险。同时，在实验室环境下可以模拟不同起落架状态，定量化给出飞机不同使用环境对起落架系统突伸性能的影响，为飞机试验试飞提供有益参考，降低研发风险。
本文设计了一种起落架突伸试验方案，搭建了起落架突伸试验系统，并对某型飞机前起落架突伸性能进行了试验验证。针对不同工况试验数据分析了不同参数对起落架突伸性能的影响，并给予定量化描述。同时在起落架动力学模型基础上，对起落架缓冲性能进行校核，预计了着舰载荷范围，为起落架设计提供参考。
1起落架动力学建模
起落架缓冲系统主要包括缓冲器和轮胎两部分，建立起落架缓冲性能动力学二质量力学模型，即弹性支撑质量和非弹性支撑质量。弹性支撑质量是缓冲器空气弹簧上部质量（包含起落架支柱外筒和起落架所分配的机体当量质量）。非弹性支撑质量是空气弹簧下部质量（包含活塞杆、机轮、轮胎及刹车盘等）。舰载机前起落架突伸过程动力学模型基本建模简化假设如下：
1）假设弹射过程中飞机无偏航、滚转、俯仰转动；
2）将飞机分成弹性支撑质量和非弹性支撑质量，弹性质量采用当量质量，集中在起落架与机体连接点上，无侧向平动；非弹簧支承质量集中在轮轴中心点上。
1.1支柱式起落架动力学模型
支柱式起落架动力模型，非弹簧支承质量块质心运动自由度共3个，运动方程为：
同起落架着陆缓冲性能仿真不同，突伸试验仿真时，模拟起落架在弹射突伸过程中的垂向受载，在停机静平衡支柱压缩时间段，起落架与机体连接点承受垂向载荷FPre，即Fy=Fy-FPre。在起落架缓冲支柱压到预定值，支柱错动速度为0时，去掉垂向预加载荷FPre，起落架缓冲器释放能量，支柱开始突伸。舰载机弹射起飞过程中，弹射器中的蒸汽推动活塞，活塞带动拖梭和前起落架弹射杆，使舰载机加速运动，假设拖梭脱离弹射杆瞬间的起落架缓冲器轴向力为定值。
1.2双气腔油气式缓冲器动力学模型
双气腔油气式起落架高压腔主要影响缓冲器工作过程势能储备，高势能储备将有利于起落架提供有效的突伸载荷，增大飞机起飞迎角。低压腔较低的刚度设计能够增加飞机滑跑过程乘员的舒适性。图1为某型飞机缓冲器结构示意图。
缓冲器轴向力由空气弹簧力、油液阻尼力以及缓冲器外筒与活塞杆的摩擦力组成。轴向力FS可以表示為
1.2.1空气弹簧力Fa
在缓冲器压缩过程，其内部的空气腔压力Pa（压强）是随行程变化，由空气压缩产生的空气弹簧力Fa为
1.2.2
油液阻尼力Fh
缓冲器工作时，油液通过主油腔和回油腔中的阻尼孔产生油液阻尼力，油液阻尼力Fh是缓冲器消耗能量的主要力学元件。油液阻尼力大小与压油面积、油孔大小、油孔形状以及缓冲器工作过程支柱内筒运动速度等有关。
1.2.3摩擦力Ff
缓冲器内衬套与筒壁之间的摩擦力Ff是由缓冲器的皮碗摩擦力Ffp和缓冲支柱弯曲引起的摩擦力Ffc组成，如下式
1.2.4轮胎垂直力Vt
轮胎減震性能和承载能力取决于轮胎的外廓尺寸、充气压力和轮胎刚度。在给定初始充气压力之后，机轮的径向载荷仅是其压缩量δ的函数，通过机轮的径向静压缩试验来确定轮胎的载荷压缩量曲线。实验研究表明，轮胎受到的垂直地面力可由下式确定
（7）式中
nt为单个起落架机轮数目，CT为轮胎垂直振动当量阻尼系数（Cr=0.4s/m），f（δ）为机轮静压缩曲线，静压曲线通过试验台液压作动筒对轮胎逐级加载，加载过程中记录垂向载荷和轮胎压缩量，并对实测数据进行曲线拟和获得。
2试验方法及结果
2.1试验方法
起落架突伸试验系统包括试验承载台架、机体质量模拟系统、起落架载荷加载系统、电磁快速释放机构、弹射牵引杆操纵及其释放系统、舰面模拟平台、试验测量与控制系统七部分，起落架突伸试验原理图如图2所示。
实验室环境下测试舰载机起落架突伸动力学性能，模拟飞机脱离弹射器拖梭后的动力学过程。试验时，首先调整起落架承载上部质量，满足起落架所应承受的当量质量。利用装在横梁上的伺服作动筒向下压加载，模拟起落架所承受的垂向载荷。起落架缓冲支柱和轮胎受载下压变形，当起落架缓冲支柱压缩量达到试验要求值后，通过液压系统给弹射杆加压，使弹射杆到达锁钩挂钩位置，利用下部弹射杆锁钩将弹射杆锁定（模拟前起落架弹射杆与航母弹射器拖梭啮合）。电磁释放锁将伺服作动筒与加载龙门架锁定，释放锁机构距离可根据起落架受载后高度变化进行调整。
确认试验初始状态后，通过控制系统发出电磁释放锁打开指令，安装在龙门架顶部的电磁释放锁推动连杆机构，使得锁钳迅速打开，加载龙门架瞬时卸载（模拟弹射梭卸载），储存在缓冲系统中的能量突然释放，将模拟机体当量质量（吊篮、锁钩和加载龙门架等质量）弹起。同时，下部弹射杆释放锁钩迅速脱钩（即模拟弹射拖梭与前起落架弹射杆分离），起落架缓冲系统突伸使飞机产生初始俯仰角速度。试验数据采集系统在电磁释放锁释放的同时触发记录各传感器时间历程曲线。突伸试验流程框图如图3所示。
2.2试验结果分析
应用前文所述试验系统，对某型起落架突伸性能进行试验研究，并将试验实测结果与突伸性能动力学模型计算数据进行对比。试验测试系统主要测试起落架载荷，起落架上部模拟质量和下部质量的位移，速度，加速度等参数的时间历程。并通过改变可能影响起落架突伸性能的初始参数，对不同初始条件下起落架突伸性能进行分析和评估。
对典型起落架充填和初始条件下某型起落架突伸性能进行试验验证，对起落架上部质量位移和支柱压缩量测试结果进行归一化处理，结果如图4所示。
从试验曲线中可以看出，当外部载荷突卸后，起落架上部质量开始运动，并且上部质量运动速率大于起落架支柱伸出速率，这说明突伸初始阶段是起落架支柱和轮胎共同作用的结果。从载荷突卸后0.11s起落架高压腔作用完毕，随后低压腔开始作用，0.31s起落架上部模拟质量位移达到最大值，完成起落架突伸过程。
突伸过程轮胎地面载荷如图5所示，系统预加载荷突卸后至起落架高压腔作用完成前，起落架轮胎地面载荷迅速减小，起落架突伸作用最为明显。高压腔作用完毕后，从低压腔作用阶段开始至0.31s突伸正行程结束地面轮胎力相对较小。从能量角度分析，突伸正行程缓冲系统释放功量图如图6所示，从图6可以看出，突伸过程高压腔作用阶段缓冲器释放能量较低压腔作用缓冲器释放能量大，高压腔作用释放的能量为低压腔释放能量的7.5倍，所以高压腔参数对于起落架突伸性能影响更为明显。
2.2.1当量质量和缓冲器压缩量对突伸性能影响
舰载机起落架突伸是为了提供附加的起飞仰角，其中上部质量离舰突伸速度是关系起落架突伸性能的关键参数，对某型飞机前起落架在相同充填条件下对不同上部质量和不同预压缩量分别进行试验，对试验所得曲线进行归一化处理，从图7可以看出，相同缓冲器充填和支柱预压缩量的情况下，随着当量质量不断增大，离舰突伸速度逐渐减小，并且离舰突伸速度大致呈线性分布；相同当量质量和缓冲器充填情况下，随着支柱预压缩量增加，突伸离舰速度逐渐增大，且在大突伸当量质量时，突伸速度随预先压缩量等比例增大而等比例增加。对突伸当量质量、缓冲器与压缩量和突伸速度之间的关系在三维坐标下进行拟合，对应关系如图8所示，通过图8可以对本起落架在特定充填条件，当量质量和预压行程对应的起落架离舰突伸速度进行预估，为舰载机地面试验或舰上试飞提供数值参考（图中坐标系数值均进行了归一化处理）。
2.2.2高压腔压力对突伸性能影响
由图8可以看出，起落架由于突伸释放的能量主要由高压腔储能决定，起落架高压腔储能能力对起落架突伸性能起决定作用。对某型飞机前起落架在固定当量质量情况下，对不同高压腔充气压力和缓冲支柱预压缩量分别进行试验，对试验所得曲线进行进行归一化处理。从图9可以看出，在相同突伸当量质量和支柱预压缩量情况下，突伸离舰速度随缓冲器高压腔充气压力增大而增大且呈线性分布，对数据进行线性拟合，拟合曲线斜率分别为0.83，1.00和1.16，随支柱预压缩量增大突伸速度拟合直线斜率亦逐步增大。从图10可以看出，在相同突伸当量质量和高压腔压力情况下，突伸离舰速度随缓冲器支柱预压缩量增大而增大且呈线性分布，对数据进行线性拟合，拟合曲线斜率分别为-2.01，-2.44，-2.56，-2.60，-2.79，和-2.60，随高压腔压力增大突伸速度拟合直线斜率亦逐步增大。
3起落架缓冲性能校核
3.1起落架动力学模型验证
建立起落架突伸动力学模型，采用自编程序对起落架突伸动力学过程进行仿真分析，模型中缓冲器充填参数和起落架实际充填参数相同。将缓冲系统分为上部质量和下部质量，分别设定初始条件，上部质量初始位移为缓冲器压缩量与轮胎压缩量之和，上部质量初始速度为0，下部质量初始位移为轮胎压缩量，初始速度为0，对模型进行数值计算。
将数值計算结果与起落架突仲试验数据进行对比。对于某典型工况下起落架突伸性能计算，以起落架上部质量位移和速度以及下部质量位移和速度为初始条件，计算起落架突伸过程（将计算和试验数据进行归一化处理），起落架上部质量位移数值计算和试验结果对比如图11所示。
由对比曲线可以看出，动力学计算模型较好地反应了某型飞机前起落架突伸动力学过程，起落架在0.31s完成突伸过程，起落架突伸过程中上部质量位移与试验值对比最大误差为6.92%。最大突伸位移与试验值误差小于1%。
3.2起落架缓冲性能校核
对某型起落架以7m/s下沉速度不同当量质量和高压腔压力情况下对起落架缓冲性能进行仿真，对结果数据进行归一化处理，典型工况下起落架缓冲系统的功量曲线如图12所示，缓冲系统初始作用时，缓冲器载荷急剧增大，载荷最大值出现在缓冲器高压腔启动后，缓冲系统压缩量最大值前时刻。缓冲系统能量吸收效率为75%，缓冲器低压腔吸收能量是高压腔吸收能量的2.79倍。
飞机着陆阶段吸收冲击能量是起落架最重要的功能，双气腔式起落架高压腔虽然对提高缓冲器突伸性能有明显的改善作用，但是同时由于高压腔压力的提高，会引起相同初始条件下起落架着陆载荷的明显增大，图13给出了不同载荷和当量质量，起落架7m/s下沉速度条件下最大垂直载荷图。从图13可以看出，初始条件的改变同时也伴随前起落架着陆载荷的增大，特别对于舰载机来说，前起落架设计需要充分考虑极端情况下，比如自由飞勾住等情况对于舰载机前起落架缓冲性能具有很高的要求。所以舰载机起落架特别是前起落架设计在考虑起飞突伸性能的同时也需要对着舰缓冲性能进行分析和评定，同时满足二者要求。
4结论
本文提出了一种实验室环境下模拟舰载机起落架弹射突伸试验方案。试验方案适用于不同起落架，不同当量质量、不同起落架充填以及起落架缓冲器初始压缩量情况下，起落架弹射突仲性能试验。
对某型飞机前起落架突伸性能进行试验验证，通过改变不同当量质量、起落架缓冲器初始压缩量以及不同高压腔充填等初始条件，研究了影响起落架突伸性能的主要参数，并给出了定量化的描述。试验结果表明，相同缓冲器充填和支柱预压缩量的情况下，随着当量质量不断增大，离舰突伸速度逐渐减小；在相同突伸当量质量和高压腔压力情况下，突伸离舰速度随缓冲器支柱预压缩量增大而增大且呈线性分布。
建立了起落架动力学模型，并将突伸试验结果和模型仿真结果进行了对比，验证了模型的合理性。依据动力学模型对起落架缓冲性能进行校核，结果表明，对于弹射起飞型舰载机前起落架设计在考虑突伸性能的同时需要兼顾缓冲性能。高的轮胎和缓冲器高腔压力、大的回油孔面积和主油孔面积均有利于突伸性能的提高，但可能与提高起落架缓冲性能相矛盾。对给定的起落架不改变缓冲性能的条件下，通过调整缓冲器初始压缩量来调整起落架初始突伸速率，是最有效的方式。
摘要：现代航母舰载机多使用弹射起飞方式，在弹射起飞行程末端，前起落架突伸是一种增加舰载机离舰迎角，提高飞行安全的重要技术手段。设计了一种适用于弹射起飞舰载机起落架突伸性能测试试验方案，搭建了试验系统，并对某型飞机前起落架突伸性能进行了试验验证，对起落架突伸过程进行了分析。通过改变试验初始条件，分析了影响起落架突伸性能的因素，并给出了定量描述。建立了双气腔油气式起落架动力学模型，对某型飞机起落架典型工况突伸性能进行数值模拟，将数值计算结果与试验测试结果进行对比。利用动力学模型对起落架缓冲性能进行计算校核，给出了不同初始条件下起落架缓冲性能变化趋势和数量。结果表明，对于双气腔油气式起落架，起落架突伸性能提升往往会导致起落架缓冲系统效率降低和最大着舰载荷增大。在弹射式舰载机起落架设计时，必须综合考虑突伸性能和缓冲性能。
关键词：起落架；舰载机；弹射起飞；突伸试验；缓冲性能
中图分类号：V226 文献标志码：A 文章编号：1004-4523（2018）01-0102-08
DOI：10.16385/j.cnki.issn.1004-4523.2018.01.012
引言
舰载机由于其使用环境的特殊性，首要挑战是舰基跑道长度过短，远达不到陆基上的起飞距离。通常采用滑越或弹射起飞方式增加舰载机离舰迎角，提高飞行安全。而弹射起飞因起飞效率高而又不会牺牲飞机的载荷和航程等作战性能，成为目前采用最广泛的舰载机起飞方式。弹射时需要通过弹射拉杆对起落架缓冲系统加载，使缓冲系统达到预先设置的压缩量，弹射梭带动飞机滑行，当飞机滑行至弹射行程末端时，释放存储在缓冲器中的能量使起落架突然伸展，飞机产生附加抬头速度，从而实现迅速达到起飞迎角的目的。
前起落架突伸是复杂的动力学问题，掌握前起落架在突伸过程中的动力学特性及其受载情况，是突伸装置设计的关键所在，也是舰载机设计的关键环节。
美国军用规范对舰载机前起落架弹射系统的设计、验证提出了相应要求。国外对起落架突伸问题的研究较少见诸于公开发表的文献，国内这方面的研究刚刚起步，对起落架突伸性能研究多以数值模拟和定性分析起落架参数对突伸性能影响为主。胡淑玲和林国锋就突伸过程对起飞特性的影响进行了研究。黄再兴等建立了一个两自由度的质量一弹簧一阻尼器力学模型，推导出突伸运动方程，给出突伸期间飞机在甲板上的滑行距离和攻角的增量。沈强和黄再兴提出了起落架充填参数对突伸性能的影响。王彤等基于双腔油气式缓冲器提出了改进的缓冲器构型并通过适当减小缓冲器的反弹阻尼来缩短突伸时间。魏小辉等建立了全机弹射起飞动力学模型，进行了全机弹射起飞动力学分析，提出了基于当量质量的前起落架突伸动力学试验方法。
对于舰载机起落架设计一方面需要考虑飞机起飞时起落架突伸性能对飞机短距安全起飞的帮助；另一方面，舰载机着陆冲击能量是普通飞机的4～6倍，起落架作为吸收飞机着舰能量的主要部件，对于缓冲性能要求亦极为严苛。在舰载机起落架设计时必须同时考虑这两方面因素影响。油气式缓冲器作为现代起落架设计通常使用的缓冲器模式，系统具有较强的非线性，给精确建模和求解带来一定困难。在实验室环境下通过物理试验模拟起落架弹射起飞状态，可以得到真实的起落架动态突伸性能，也可减小试飞试验所带来的技术风险。同时，在实验室环境下可以模拟不同起落架状态，定量化给出飞机不同使用环境对起落架系统突伸性能的影响，为飞机试验试飞提供有益参考，降低研发风险。
本文设计了一种起落架突伸试验方案，搭建了起落架突伸试验系统，并对某型飞机前起落架突伸性能进行了试验验证。针对不同工况试验数据分析了不同参数对起落架突伸性能的影响，并给予定量化描述。同时在起落架动力学模型基础上，对起落架缓冲性能进行校核，预计了着舰载荷范围，为起落架设计提供参考。
1起落架动力学建模
起落架缓冲系统主要包括缓冲器和轮胎两部分，建立起落架缓冲性能动力学二质量力学模型，即弹性支撑质量和非弹性支撑质量。弹性支撑质量是缓冲器空气弹簧上部质量（包含起落架支柱外筒和起落架所分配的机体当量质量）。非弹性支撑质量是空气弹簧下部质量（包含活塞杆、机轮、轮胎及刹车盘等）。舰载机前起落架突伸过程动力学模型基本建模简化假设如下：
1）假设弹射过程中飞机无偏航、滚转、俯仰转动；
2）将飞机分成弹性支撑质量和非弹性支撑质量，弹性质量采用当量质量，集中在起落架与机体连接点上，无侧向平动；非弹簧支承质量集中在轮轴中心点上。
1.1支柱式起落架动力学模型
支柱式起落架动力模型，非弹簧支承质量块质心运动自由度共3个，运动方程为：
同起落架着陆缓冲性能仿真不同，突伸试验仿真时，模拟起落架在弹射突伸过程中的垂向受载，在停机静平衡支柱压缩时间段，起落架与机体连接点承受垂向载荷FPre，即Fy=Fy-FPre。在起落架缓冲支柱压到预定值，支柱错动速度为0时，去掉垂向预加载荷FPre，起落架缓冲器释放能量，支柱开始突伸。舰载机弹射起飞过程中，弹射器中的蒸汽推动活塞，活塞带动拖梭和前起落架弹射杆，使舰载机加速运动，假设拖梭脱离弹射杆瞬间的起落架缓冲器轴向力为定值。
1.2双气腔油气式缓冲器动力学模型
双气腔油气式起落架高压腔主要影响缓冲器工作过程势能储备，高势能储备将有利于起落架提供有效的突伸载荷，增大飞机起飞迎角。低压腔较低的刚度设计能够增加飞机滑跑过程乘员的舒适性。图1为某型飞机缓冲器结构示意图。
缓冲器轴向力由空气弹簧力、油液阻尼力以及缓冲器外筒与活塞杆的摩擦力组成。轴向力FS可以表示為
1.2.1空气弹簧力Fa
在缓冲器压缩过程，其内部的空气腔压力Pa（压强）是随行程变化，由空气压缩产生的空气弹簧力Fa为
1.2.2
油液阻尼力Fh
缓冲器工作时，油液通过主油腔和回油腔中的阻尼孔产生油液阻尼力，油液阻尼力Fh是缓冲器消耗能量的主要力学元件。油液阻尼力大小与压油面积、油孔大小、油孔形状以及缓冲器工作过程支柱内筒运动速度等有关。
1.2.3摩擦力Ff
缓冲器内衬套与筒壁之间的摩擦力Ff是由缓冲器的皮碗摩擦力Ffp和缓冲支柱弯曲引起的摩擦力Ffc组成，如下式
1.2.4轮胎垂直力Vt
轮胎減震性能和承载能力取决于轮胎的外廓尺寸、充气压力和轮胎刚度。在给定初始充气压力之后，机轮的径向载荷仅是其压缩量δ的函数，通过机轮的径向静压缩试验来确定轮胎的载荷压缩量曲线。实验研究表明，轮胎受到的垂直地面力可由下式确定
（7）式中
nt为单个起落架机轮数目，CT为轮胎垂直振动当量阻尼系数（Cr=0.4s/m），f（δ）为机轮静压缩曲线，静压曲线通过试验台液压作动筒对轮胎逐级加载，加载过程中记录垂向载荷和轮胎压缩量，并对实测数据进行曲线拟和获得。
2试验方法及结果
2.1试验方法
起落架突伸试验系统包括试验承载台架、机体质量模拟系统、起落架载荷加载系统、电磁快速释放机构、弹射牵引杆操纵及其释放系统、舰面模拟平台、试验测量与控制系统七部分，起落架突伸试验原理图如图2所示。
实验室环境下测试舰载机起落架突伸动力学性能，模拟飞机脱离弹射器拖梭后的动力学过程。试验时，首先调整起落架承载上部质量，满足起落架所应承受的当量质量。利用装在横梁上的伺服作动筒向下压加载，模拟起落架所承受的垂向载荷。起落架缓冲支柱和轮胎受载下压变形，当起落架缓冲支柱压缩量达到试验要求值后，通过液压系统给弹射杆加压，使弹射杆到达锁钩挂钩位置，利用下部弹射杆锁钩将弹射杆锁定（模拟前起落架弹射杆与航母弹射器拖梭啮合）。电磁释放锁将伺服作动筒与加载龙门架锁定，释放锁机构距离可根据起落架受载后高度变化进行调整。
确认试验初始状态后，通过控制系统发出电磁释放锁打开指令，安装在龙门架顶部的电磁释放锁推动连杆机构，使得锁钳迅速打开，加载龙门架瞬时卸载（模拟弹射梭卸载），储存在缓冲系统中的能量突然释放，将模拟机体当量质量（吊篮、锁钩和加载龙门架等质量）弹起。同时，下部弹射杆释放锁钩迅速脱钩（即模拟弹射拖梭与前起落架弹射杆分离），起落架缓冲系统突伸使飞机产生初始俯仰角速度。试验数据采集系统在电磁释放锁释放的同时触发记录各传感器时间历程曲线。突伸试验流程框图如图3所示。
2.2试验结果分析
应用前文所述试验系统，对某型起落架突伸性能进行试验研究，并将试验实测结果与突伸性能动力学模型计算数据进行对比。试验测试系统主要测试起落架载荷，起落架上部模拟质量和下部质量的位移，速度，加速度等参数的时间历程。并通过改变可能影响起落架突伸性能的初始参数，对不同初始条件下起落架突伸性能进行分析和评估。
对典型起落架充填和初始条件下某型起落架突伸性能进行试验验证，对起落架上部质量位移和支柱压缩量测试结果进行归一化处理，结果如图4所示。
从试验曲线中可以看出，当外部载荷突卸后，起落架上部质量开始运动，并且上部质量运动速率大于起落架支柱伸出速率，这说明突伸初始阶段是起落架支柱和轮胎共同作用的结果。从载荷突卸后0.11s起落架高压腔作用完毕，随后低压腔开始作用，0.31s起落架上部模拟质量位移达到最大值，完成起落架突伸过程。
突伸过程轮胎地面载荷如图5所示，系统预加载荷突卸后至起落架高压腔作用完成前，起落架轮胎地面载荷迅速减小，起落架突伸作用最为明显。高压腔作用完毕后，从低压腔作用阶段开始至0.31s突伸正行程结束地面轮胎力相对较小。从能量角度分析，突伸正行程缓冲系统释放功量图如图6所示，从图6可以看出，突伸过程高压腔作用阶段缓冲器释放能量较低压腔作用缓冲器释放能量大，高压腔作用释放的能量为低压腔释放能量的7.5倍，所以高压腔参数对于起落架突伸性能影响更为明显。
2.2.1当量质量和缓冲器压缩量对突伸性能影响
舰载机起落架突伸是为了提供附加的起飞仰角，其中上部质量离舰突伸速度是关系起落架突伸性能的关键参数，对某型飞机前起落架在相同充填条件下对不同上部质量和不同预压缩量分别进行试验，对试验所得曲线进行归一化处理，从图7可以看出，相同缓冲器充填和支柱预压缩量的情况下，随着当量质量不断增大，离舰突伸速度逐渐减小，并且离舰突伸速度大致呈线性分布；相同当量质量和缓冲器充填情况下，随着支柱预压缩量增加，突伸离舰速度逐渐增大，且在大突伸当量质量时，突伸速度随预先压缩量等比例增大而等比例增加。对突伸当量质量、缓冲器与压缩量和突伸速度之间的关系在三维坐标下进行拟合，对应关系如图8所示，通过图8可以对本起落架在特定充填条件，当量质量和预压行程对应的起落架离舰突伸速度进行预估，为舰载机地面试验或舰上试飞提供数值参考（图中坐标系数值均进行了归一化处理）。
2.2.2高压腔压力对突伸性能影响
由图8可以看出，起落架由于突伸释放的能量主要由高压腔储能决定，起落架高压腔储能能力对起落架突伸性能起决定作用。对某型飞机前起落架在固定当量质量情况下，对不同高压腔充气压力和缓冲支柱预压缩量分别进行试验，对试验所得曲线进行进行归一化处理。从图9可以看出，在相同突伸当量质量和支柱预压缩量情况下，突伸离舰速度随缓冲器高压腔充气压力增大而增大且呈线性分布，对数据进行线性拟合，拟合曲线斜率分别为0.83，1.00和1.16，随支柱预压缩量增大突伸速度拟合直线斜率亦逐步增大。从图10可以看出，在相同突伸当量质量和高压腔压力情况下，突伸离舰速度随缓冲器支柱预压缩量增大而增大且呈线性分布，对数据进行线性拟合，拟合曲线斜率分别为-2.01，-2.44，-2.56，-2.60，-2.79，和-2.60，随高压腔压力增大突伸速度拟合直线斜率亦逐步增大。
3起落架缓冲性能校核
3.1起落架动力学模型验证
建立起落架突伸动力学模型，采用自编程序对起落架突伸动力学过程进行仿真分析，模型中缓冲器充填参数和起落架实际充填参数相同。将缓冲系统分为上部质量和下部质量，分别设定初始条件，上部质量初始位移为缓冲器压缩量与轮胎压缩量之和，上部质量初始速度为0，下部质量初始位移为轮胎压缩量，初始速度为0，对模型进行数值计算。
将数值計算结果与起落架突仲试验数据进行对比。对于某典型工况下起落架突伸性能计算，以起落架上部质量位移和速度以及下部质量位移和速度为初始条件，计算起落架突伸过程（将计算和试验数据进行归一化处理），起落架上部质量位移数值计算和试验结果对比如图11所示。
由对比曲线可以看出，动力学计算模型较好地反应了某型飞机前起落架突伸动力学过程，起落架在0.31s完成突伸过程，起落架突伸过程中上部质量位移与试验值对比最大误差为6.92%。最大突伸位移与试验值误差小于1%。
3.2起落架缓冲性能校核
对某型起落架以7m/s下沉速度不同当量质量和高压腔压力情况下对起落架缓冲性能进行仿真，对结果数据进行归一化处理，典型工况下起落架缓冲系统的功量曲线如图12所示，缓冲系统初始作用时，缓冲器载荷急剧增大，载荷最大值出现在缓冲器高压腔启动后，缓冲系统压缩量最大值前时刻。缓冲系统能量吸收效率为75%，缓冲器低压腔吸收能量是高压腔吸收能量的2.79倍。
飞机着陆阶段吸收冲击能量是起落架最重要的功能，双气腔式起落架高压腔虽然对提高缓冲器突伸性能有明显的改善作用，但是同时由于高压腔压力的提高，会引起相同初始条件下起落架着陆载荷的明显增大，图13给出了不同载荷和当量质量，起落架7m/s下沉速度条件下最大垂直载荷图。从图13可以看出，初始条件的改变同时也伴随前起落架着陆载荷的增大，特别对于舰载机来说，前起落架设计需要充分考虑极端情况下，比如自由飞勾住等情况对于舰载机前起落架缓冲性能具有很高的要求。所以舰载机起落架特别是前起落架设计在考虑起飞突伸性能的同时也需要对着舰缓冲性能进行分析和评定，同时满足二者要求。
4结论
本文提出了一种实验室环境下模拟舰载机起落架弹射突伸试验方案。试验方案适用于不同起落架，不同当量质量、不同起落架充填以及起落架缓冲器初始压缩量情况下，起落架弹射突仲性能试验。
对某型飞机前起落架突伸性能进行试验验证，通过改变不同当量质量、起落架缓冲器初始压缩量以及不同高压腔充填等初始条件，研究了影响起落架突伸性能的主要参数，并给出了定量化的描述。试验结果表明，相同缓冲器充填和支柱预压缩量的情况下，随着当量质量不断增大，离舰突伸速度逐渐减小；在相同突伸当量质量和高压腔压力情况下，突伸离舰速度随缓冲器支柱预压缩量增大而增大且呈线性分布。
建立了起落架动力学模型，并将突伸试验结果和模型仿真结果进行了对比，验证了模型的合理性。依据动力学模型对起落架缓冲性能进行校核，结果表明，对于弹射起飞型舰载机前起落架设计在考虑突伸性能的同时需要兼顾缓冲性能。高的轮胎和缓冲器高腔压力、大的回油孔面积和主油孔面积均有利于突伸性能的提高，但可能与提高起落架缓冲性能相矛盾。对给定的起落架不改变缓冲性能的条件下，通过调整缓冲器初始压缩量来调整起落架初始突伸速率，是最有效的方式。
