前言
滑撬式起落架是一种结构简单、质量较轻的起落架结构型式，其主要作用是吸收着陆时由于飞行器垂直速度产生的动能，降低着陆冲击引起的过载，并且在飞行器停放时提供支撑作用。滑撬式起落架还可以作为某些机载设备的固定装置，同时其结构参数可以较为方便的进行调整以避免直升机地面共振现象的发生。
滑撬式起落架主要应用于轻型直升机，在固定翼飞机上应用较少。在滑撬式起落架的设计方面，尚无成熟可靠的动力学设计和计算方法，设计工作主要是从静强度设计入手，按照静强度分析结果设计结构参数，然后进行非线性动力学仿真分析，根据仿真结果调整结构参数使其达到较为理想的状态。
某固定翼飞机，按照其着陆要求，设计带有缓冲器的滑撬式起落架，并进行动力学分析，根据分析结果修改完善设计参数，使着陆过载、行程和起落架质量满足飞机设计要求。
1 滑撬式起落架动力学设计思路
在起落架基本结构型式确定的基础上，根据行程和过载要求确定支柱高度和缓冲器型式和材料，建立起落架动力学有限元模型，进行冲击分析，根据分析结果修改结构和缓冲器参数。
1.1 根据起落架安放位置，初步确定前后支柱间隔和滑撬尺寸。
滑撬式起落架为四边形结构，前后各两根支柱，支柱中段安装缓冲器，底部连接滑撬。为了保证机身稳定性，滑撬式起落架的支柱从上到下需要有一定的外倾，但是角度不易过大否决引起支柱顶部应力过大导致结构破坏。
1.2 根据飞机着陆时最大垂直速度计算着陆动能，按照行程和过载要求选取缓冲器型式。缓冲为支柱式缓冲器，常用的有油气式缓冲器、弹簧缓冲器以及可压溃材料缓冲器，其中油气缓冲器是最常用的起落架缓冲器，缓冲效果过好，但是质量过大；弹簧缓冲器结构简单，节省空间，但是稳定性不高而且易反弹；可压溃材料缓冲器结构简单、质量较小、缓冲行程较大，但是材料压紧后易反弹且不易控制。
1.3 建立较为详细的有限元模型，尽量采用较为简单的单元以减小计算量，某些部件需要进行一定的简化，但是保证力学性能不发生变化。
1.4 根据着陆条件进行着陆冲击仿真分析。飞机着陆有多种工况：
1.4.1 双撬水平垂直着陆、双撬水平带前飞速度着陆、双撬水平带侧向速度着陆、双撬水平带前飞和侧向速度着陆；
1.4.2 飞机带俯仰角垂直、飞机带俯仰角和前飞速度着陆、飞机带俯仰角和侧向速度着陆、飞机带俯仰角、前飞速度和侧向速度着陆；
1.4.3 单跟滑撬垂直着陆、单跟滑撬带前飞速度着陆、单跟滑撬带侧向速度着陆、单跟滑撬带前飞速度和侧向速度着陆；
1.4.4 单跟支柱垂直着陆、单跟支柱带前飞速度着陆、单跟支柱带侧向速度着陆、单跟支柱带前飞速度和侧向速度着陆。
1.5 提取计算结果进行分析，计算着陆行程、过载与各部位载荷，根据计算结果修正结构型式和尺寸，重新进行计算分析，如此反复直到满足飞机设计要求。
1.6 将满足着陆条件的设计方案提交总体设计部门，以便其根据起落架设计方案对飞机的总体设计进行调整，同时，起落架的设计应当根据总体的反馈意见进行适当的修正，以满足整个飞机设计的要求。起落架设计过程是一个不断调整、探讨、改进的过程，各部门之间需要进行详细的交流，以使结构的设计方案能够充分满足整个飞机的设计要求。
2 某飞机滑撬式起落架设计方案
某飞机要求设计一滑撬式起落架，正常回收质量880kg，最大应急回收质量1400kg，着陆时最大垂直速度4.5m/s ，机身最大俯仰角和翻滚角为10 度，缓冲器最大行程265mm，起落架质量小于45kg。
2.1 根据飞机结构和着陆要求，初步确定滑撬式起落架承力支柱与缓冲器合一，缓冲器通过活塞套杆与支柱连接，支柱从上到下外倾10 度，支柱与缓冲器连接后长度为850mm。支柱与滑撬采用铰接，可以减小着陆过程支柱上的弯矩。
2.2 飞机正常着陆时动能为8910J，应急回收时着陆动能为14175J，利用正常回收动能选取缓冲器，设置值留有一定余量，设计后验证应急回收时响应。通过工程计算方法，初步设计选用常见的油气缓冲器，但是质量过大，因此不予采纳。弹簧缓冲器稳定性较差，因此也不适合。根据文献描述，铝蜂窝材料具有稳定的缓冲性能，且质量轻、易于加工，因此选用铝蜂窝材料为缓冲材料。由于铝蜂窝材料抵抗弯矩的能力有限，因此缓冲材料料需要安装在一钢制套筒内部，缓冲器上部连接钢管支柱，套筒与支柱材料均选为30CrMnSiA。缓冲器结构示意图如图1 所示：
图1 缓冲器示意图
2.3 飞机重心位于前后支柱之间，距离前后支柱距离的比例为1：4，因此前后支柱与前后缓冲器的缓冲性能有所差别，在铝蜂窝材料压缩率为70%的情况下，着陆缓冲过程起落架提供的平均承载力F为：
2.4 支柱和套筒等尺寸设计需要根据仿真结果确定，因此第一次仿真计算时，起落架结构除了铝蜂窝意外其余结构采用刚性材料定义，通过着陆仿真分析确定着陆过程起落架各部分应力应变情况，再来确定各部件的尺寸。
3 滑撬式起落架建模与仿真计算
有限元方法可以准确计算结构的非线性瞬态动力学响应，因此建立合理有效的起落架模型，进行仿真着陆分析，可以真实反映着陆过程起落架结构的缓冲效果。
3.1 基本原理
着陆缓冲过程仿真计算时忽略空气动力的影响，其物理模型为机身与起落架以一定的速度撞击一刚性平面，考虑竖向重力加速度g 的作用。
有限元模拟时，需要求解下列离散形式的平衡方程：
式（4）表示一个高度几何非线性和材料非线性的瞬态响应问题，这类问题一般采用显式动力学方法予以求解。
3.2 非线性动力学有限元建模
采用Patran 建立有限元模型，建模时需要对系统进行适当的简化：
（1）用虚拟刚性圆筒结构代替机身，采用质量单元调整飞机质量与中心位置。起落架与机身的连接按照总体设计的位置布置连接。
（2）支柱和滑撬采用一维梁单元，第一次计算时将二者材料定义为刚性材料以初步确定二者受到的载荷，此后的计算中按照前面计算的载荷值修改梁单元的尺寸使其满足设计要求。支柱与滑撬的连接采用适当的MPC 来模拟铰接。
（3）缓冲器与支柱的连接采用固支，忽略装备的细节部位。缓冲器外壁采用壳单元，定义点面接触。初次计算时采用刚性材料，得到着陆过程的载荷后再修正外壁尺寸和采用正常材料计算。
（4）为节省计算时间、提高计算效率，根据文献描述的铝蜂窝材料压缩行程-压溃力曲线（图2），铝蜂窝芯可以采用非线性弹簧建模，弹簧的加载和卸载曲线按照设计的铝蜂窝芯压溃力曲线确定（图3）。图2 中，铝蜂窝的初始压缩阶段压溃力有一个峰值，峰值过后的一段稳定压溃力表示材料进入稳定塑性屈服阶段。压溃力峰值的存在不利于缓冲器的稳定，对此可以采用给铝蜂窝施加预紧力的方法，使其在压缩初始阶段便进入稳定塑性变形阶段，文献通过实验对比了施加预紧力的蜂窝材料与未施加预紧力的铝蜂窝材料压缩过程压溃力的变化曲线（图4），曲线显示施加预紧力以后铝蜂窝压溃力变化曲线保持平稳并没有极端峰值出现，所以实际设计时在铝蜂窝上施加预紧力可以保证缓冲器保持稳定的缓冲力。
图2 铝蜂窝压缩行程-压溃力变化曲线
图3 非线性弹簧加载曲线
图4 预紧力对铝蜂窝压溃力的影响
（5）着陆时定义滑撬上的单元节点与刚性面的点面接触，给出摩擦系数。整个仿真计算定义重力作用。
图5 着陆缓冲模型
3.3 仿真计算结果
MSC.Dytran 作为非线性瞬态动力学分析软件，可以很好的模拟整个着陆缓冲过程，并且可以根据需要输出应力应变等各种载荷与变形情况。飞机以垂直速度4.5m/s 双撬水平着陆时，飞机重心速度变化曲线、加速度变化曲线和飞机动能变化曲线如图6、图7 和图8 所示：
图6 飞机重心竖向速度变化曲线
图7 飞机重心处加速度变化曲线
图8 飞机动能变化曲线
从图6 和图7 可以看出，在飞机着陆很多的时间内，加速度迅速上升，并到达一个较稳定的阶段。飞机最大过载为6.16.，满足设计要求。由于缓冲器的持续作用，飞机会向上弹起但是又迅速下降到零。从图8 中可以看到，飞机着陆以后动能迅速下降，动能的变化稳定，在0.8 秒内降到接近零。由此可见，采用稳定具有压溃特性的铝蜂窝材料作为缓冲材料，可以保持缓冲时飞机减速过程过载保持一个较为稳定地状态。
经过计算，前缓冲器行程为212.5mm，后缓冲器行程为211.2mm，满足设计要求。分别对其余着陆状态进行仿真计算，计算工况表如表1 所示。整理计算结果，根据计算结果确定结构尺寸，如表1 所示：
表1 结构尺寸和质量
尺寸确定后，需验证紧急着陆质量下飞机着陆的各项指标，根据计算结果适当修正结构尺寸。
4 结论
本文针对某型号飞行器滑撬式起落架设计要求，从动力学角度出发，在初步选定缓冲器和结构参数的条件下，建立起落架结构有限元模型，利用非线性动力学有限元仿真计算得到结构响应，依据仿真计算结果进行详细的结构设计，确定结构参数，并对修正后的设计方案进行仿真分析以确定结构满足设计要求。在设计过程中提出了滑撬式起落架动力学设计的一般思路和建模方法，对其他支柱式起落架设计亦有一定的借鉴意义。
