[发明专利]一种起落架缓冲器

权利要求书

1.一种起落架缓冲器，包括以下设计参数，活基面积A、全伸长体积V₁、全伸长压力p₁，停机压力p₂、停机体积V₂、全压缩压力p₃、全压缩体积V₃、停机压缩量S_st、使用行程S_use、

最大行程S_max、油孔面积A_ori，其特征在于：上述参数按照如下步骤得出：

1)、根据起落架总体设计人员给出的起落架尺寸参数和飞机总体设计人员给出的重心参数确定飞机前起落架和飞机主起落架在全伸长状态下的示意图，计算主起落架每个支柱最大停机载荷F_{stand_main_max}，前起落架最大停机载荷F_{stand_nose_max}和前起落架最小停机载荷F_{stand_nose_min}

F_{stand_main_max}＝W(F-M)/(2F)

(1)

F_{stand_nose_max}＝W(F-L)/F

(2)

F_{stand_nose_min}＝W(F-N)/F

(3)

其中W表示飞机最大总重，由飞机总体设计人员给出；F表示前主轮距，在全伸长到停机压缩的过程中保持不变；M表示飞机后重心到地面的投影到主起落架接地点的距离；L表示飞机前重心到地面的投影到前起落架接地点的距离；N表示飞机后重心到地面的投影到前起落架接地点的距离；

2)、计算活塞面积A：

A＝F_{stand_max}/p₂

(4)

其中，p₂为缓冲支柱停机压力，p₂值为10.35Mpa～14Mpa；F_{stand_max}表示起落架最大停机载荷，计算前起落架时代入F_{stand_nose_max}，主起落架时代入F_{stand_main_max}；

3)、计算使用行程S_use和最大行程S_max

S_use＝(v²-2gn_tNS_t)/2gn_sN

(5)

其中v表示着陆时飞机的下沉速度；g为重力加速度；n_t表示轮胎效率；N表示设计垂直载荷的过载；S_t为设计垂直载荷的过载倍的停机载荷下的轮胎变形；n_s表示缓冲器效率；

缓冲支柱总行程S_max的0.9倍为使用行程，则

S_max＝S_use/0.9

(6)

4)、计算全压缩体积V₃和全压缩压力p₃

V₃＝0.1S_maxA

(7)

设全压缩到停机的压缩比为R_ps，则计算全压缩压力p₃

p₃＝R_psp₂

(8)

5)、计算全伸长体积V₁和全伸长压力p₁

全伸长体积V₁为

V₁＝V₃+S_maxA

(9)

全伸长压力p₁为

p₁＝p₃V₃/V₁

(10)

6)、计算停机体积V₂和停机压缩量S_st

停机时的空气体积V₂为

V₂＝p₁V₁/p₂

(11)

则停机压缩量S_st为

S_st＝S_max-(V₂-V₃)/A

(12)

7)、考虑重心后限以及重心前限计算全伸长状态下重心与起落架轮轴中心的距离M′、N′和L′；

设机身航向为X轴，前进方向为正；展向方向为Y轴，由机身轴线指向左侧机翼为正；由右手法则，Z轴正方向垂直于机身轴线向上；

设重心的后限位置坐标点为C_b(x_cb，z_cb)，重心的前限位置坐标点为C_q(x_cq，z_cq)，

重心后限与前起落架轮轴中心的距离

CbQ‾=(xcb-xq)2+(zcb-zq)2---(13)]]>

重心后限与主起落架轮轴中心的距离

CbM‾=(xcb-xm)2+(zcb-zm)2---(14)]]>

重心后限与前起落架轮轴中心的距离

CqQ‾=(xcq-xq)2+(zcq-zq)2---(15)]]>

重心后限与主起落架轮轴中心的距离

CqM‾=(xcq-xm)2+(zcq-zm)2---(16)]]>

其中前起落架的轮轴中心为Q(x_q，z_q)，主起落架的轮轴中心为M(x_m，z_m)，坐标点数据由起落架总体设计人员给出；

设停机压缩后的重心的后限位置坐标点为C′_b(x′_cb，z′_cb)，重心的前限位置坐标点为C′_q(x′_cq，z′_cq)。

停机压缩后的重心后限与前起落架轮轴中心的距离仍为

CbQ‾=(xcb′-xq)2+[zcb′-(zq+δq+Sst_q)]2---(17)]]>

停机压缩后的重心后限与主起落架轮轴中心的距离仍为

CbM‾=(xcb′-xm)2+[zcb′-(zm+δm+Sst_m)]2---(18)]]>

其中δ_q和δ_m分别为前起落架轮胎和主起落架轮胎在各自停机载荷作用下的变形，S_{st_q}和S_{st_m}分别为前起落架轮胎和主起落架轮胎在各自停机载荷作用下的停机压缩量。

前起落架同理可得，停机压缩后的重心后限与前起落架轮轴中心的距离仍为

CqQ‾=(xcq′-xq)2+[zcq′-(zq+δq+Sst_q)]2---(19)]]>

停机压缩后的重心后限与主起落架轮轴中心的距离仍为

CqM‾=(xcq′-xm)2+[zcq′-(zm+δm+Sst_m)]2---(20)]]>

由新的重心后限坐标计算M′和N′

M′＝x′_cb-x_m

(21)

N′＝F-M′

(22)

由新的重心前限坐标计算L′

L′＝x_q-x′_cq

(23)

8)，将上述M′，N′和L′分别替代公式(1)至(3)中替换原有的M，N和L，计算新的停机载荷；

9)、重复1)至8)的步骤，直至步骤1)和步骤8)的停机载荷之差小于5％；

10)、拟合出使用动态压缩曲线，即缓冲器的缓冲支柱力中的空气弹簧力随使用行程变化曲线：

F_air＝p₁A[V₁/(V₁-AS_use)]^γ

(24)

其中F_air表示空气弹簧力，γ为多变指数，在1.05在1.4之间选取，使用行程S_use为S_max的0.9倍；

11)、采用数值插值方法外插到S_max，求出全压缩载荷，将全压缩载荷除以停机载荷得到新的全压缩到停机的压缩比为R′_{ps_new}

12)、计算新的全压缩压力p′₃、全压缩时的空气体积V′₃

p′₃＝R′_{ps_new}×p₂

(25)

V′₃＝(p₁/p₃)^(1/γ)×V₁

(26)

13)、计算新的停机时的空气体积V′₂

V′₂＝(p₁/p₂)^(1/γ)×V₁

(27)

14)、计算油孔面积A_ori

其中N表示设计垂直载荷的过载；M_zl为飞机着陆当量质量，由飞机总体设计人员提出；A_h为压油面积；为定油孔缓冲器压缩速度；C_d为油液的流量系数，在0.75至0.9之间；g为重力加速度；ρ为油液密度。