轮轴点载荷精准测量技术突破：起落架落震试验载荷传递路径验证

航空安全始终是民用航空运输业的生命线，而飞机的起飞与着陆阶段被公认为整个飞行过程中风险最高的环节。起落架系统作为连接飞机与地面的唯一桥梁，其设计的可靠性与性能的稳定性直接决定了飞机的着陆安全。据统计，约三分之一的民航飞机安全事故与着陆相关，其中重着陆事故几乎占着陆事故的五分之一。这些事故不仅可能对飞机结构造成严重损害，甚至会导致飞机毁坏或人员伤亡。尤其是在2013年至2017年这五年间，全球范围内仅起落架未放出或折断着陆的事故就发生了53起，这些事故虽未造成人员遇难，但凸显了起落架系统在极端工况下面临的严峻挑战。

一、飞机起落架系统需求分析

在传统的起落架设计与验证体系中，落震试验是评估起落架动态性能、验证其缓冲吸能能力的关键地面试验手段。长期以来，该试验的载荷测量焦点普遍集中于轮胎接地点，即飞机轮胎与地面（或试验台测力平台）直接接触的区域。由此获得的垂向与水平载荷数据，被广泛用于评估轮胎的摩擦特性、验证缓冲器的行程与效率。然而，一个长期被忽视却至关重要的事实是：真正作用于飞机机体结构、直接决定起落架支柱、轮轴、扭力臂以及机身连接交点等关键部件强度设计的载荷，并非轮胎接地点载荷，而是轮轴点载荷。这两者在物理本质上存在显著差异：轮胎接地点载荷反映了地面反作用的原始输入，而轮轴点载荷则是该输入经过轮胎、机轮及支柱结构动态响应耦合后，向上传递给机体的“真实”载荷。特别是在航向（前后方向）上，由于机轮惯性、支柱弹性变形及缓冲器阻尼的综合影响，轮轴点载荷与轮胎接地点载荷在幅值、相位及频率特性上均可能存在巨大差别。

当前，随着民用飞机设计向着更经济、更安全、更环保的方向发展，对载荷设计的精确性要求日益提高。过度依赖保守设计系数虽能保证安全，却会带来不必要的结构重量代价，损害飞机的经济性。国际先进标准如SAE AIR5644已明确提出，需要基于更全面的动力学试验数据开展仿真模型的验证与修正。在此背景下，开展针对轮轴点载荷的精确测量与研究，不仅是提升起落架自身设计水平的关键，也是实现飞机机体载荷精细化分析、优化全机结构重量的迫切需求。

本文基于某型民用飞机双轮支柱式起落架的研制需求，系统开展了考虑轮轴点载荷测量的落震试验研究。研究通过理论分析、前置验证试验和正式落震试验相结合的方法，探索了轮轴点载荷的间接测量技术，对比分析了轮轴点与轮胎接地点载荷的动态响应差异，旨在为提升起落架试验技术、完善载荷验证体系提供重要的理论依据与实践参考。

二、飞机起飞与着陆阶段事故深度剖析

飞机的起飞与着陆阶段，被航空界称为“黑色的11分钟”，尽管其在时间上仅占整个航程的约4%，却集中了近半数的航空事故风险。这一阶段飞行高度低、速度变化快、操作密集且时间窗口狭小，飞机需在动能与势能的快速转换中完成复杂的构型变化，任何微小的偏差或部件失效都可能被迅速放大，酿成严重后果。

起落架系统作为这一阶段的核心执行部件，其失效模式多样，后果严重。根据全球航空安全统计数据，起落架相关的事故诱因主要包括：

起落架收放系统故障：包括机械卡滞、液压失灵、电气信号错误等，导致起落架无法在着陆前正常放下。飞行员被迫进行“机腹迫降”，虽然现代民航客机针对此类情况进行了针对性设计（如强化机身下部结构），但仍会不可避免地造成机身主体结构的严重损伤，带来巨额维修成本并可能导致全员紧急撤离。

起落架结构强度失效：主要指在着陆冲击过程中，起落架支柱、轮轴、连接螺栓等关键承力部件发生断裂。这通常源于重着陆（Hard Landing）。当飞机的垂直下沉速度超过设计限制，巨大的冲击能量超出起落架缓冲系统的吸收能力，过载的载荷便会直接作用在结构上。例如，过去十年中对波音737、空客A320等主流机型53起典型重着陆事故的分析表明，此类事件会对起落架、机身、机翼等关键部件造成不同程度的损伤。结构的损伤可能是即时的断裂，也可能是潜在的内部裂纹，为后续飞行埋下隐患。

轮胎与刹车系统失效：包括轮胎爆破、刹車系统过热失效等。特别是在高速着陆或跑道有异物的情况下，轮胎瞬间承受的载荷可能超过其极限。而刹車失效则可能导致飞机冲出跑道，酿成灾难。

动态稳定性问题：如前起落架摆振。这是一种发生在滑跑过程中的危险自激振动，由机轮的陀螺效应、轮胎的侧偏特性与起落架结构弹性耦合引发。剧烈的摆振会迅速导致轮胎剥离、支柱断裂，甚至传递到机体，威胁飞行安全。

深入分析这些事故，其根源往往可以追溯到设计、试验、维护或操作的某个环节。从设计的角度看，传统上基于轮胎接地点载荷和较大安全系数的设计方法，可能无法精确捕捉轮轴点等关键部位的真实受力状态。例如，在起转载荷（机轮触地后从静止加速转动时产生的向前载荷）和回弹载荷（缓冲器压缩到极限后回弹时产生的向后载荷）这两种严重工况下，轮轴点所承受的动态载荷峰值与轮胎接地点载荷存在本质不同。如果设计验证试验（如落震试验）不能准确测量和考核这些载荷，那么某些潜在的高应力区域可能在设计阶段未被充分识别。

从试验验证的角度看，长期以来落震试验侧重于验证缓冲器的行程、垂向过载和轮胎摩擦系数，对于载荷传递路径上各关键点的动态力测量不够全面。这使得设计师们往往依赖经验和保守的系数来覆盖未知风险，导致了结构设计的“过度保守”与“欠精确”并存。一方面，某些部件可能因保守设计而超重；另一方面，某些未被充分认识的动态载荷机制可能在极端条件下引发意外失效。

因此，提升起落架着陆安全性，必须从精准认识载荷这一源头做起。将落震试验的测量焦点从单纯的轮胎接地点，扩展到包括轮轴点在内的整个载荷传递路径，获得更真实的动态载荷数据，对于修正仿真模型、优化结构设计、制定更合理的维护检查大纲，具有不可替代的价值。这不仅是技术发展的必然趋势，也是应对日益严苛的航空安全与经济性要求的必由之路。

三、飞机起落架着陆特性分析

要深入理解轮轴点载荷测量的重要性，必须首先对飞机起落架的结构组成、工作原理及其在着陆过程中的动力学特性有一个系统的认识。本节将以现代民用飞机广泛采用的油气式双轮支柱式起落架为对象，展开详细分析。

3.1 起落架结构系统与工作原理

现代大型民用飞机的主起落架通常采用单支柱油气缓冲式设计，并对称安装两个机轮以分散载荷。以本文研究的某型飞机主起落架为例，其全伸长高度约3米，缓冲器最大压缩行程约0.6米，采用子午线航空轮胎，整体质量接近1.5吨。该系统主要由以下关键部件构成：

缓冲支柱：这是起落架实现缓冲功能的核心。它本质上是一个液-气弹簧阻尼器。外筒与飞机机体连接，内筒（活塞杆）与轮轴连接。筒内分为上下两腔，上腔充有高压氮气作为可压缩的“弹簧”，下腔充满液压油。两腔之间通过一个精心设计的限流孔（或带有计量针的变截面孔）相通。着陆撞击时，内筒向上运动，压缩气体并迫使液压油高速流过限流孔。气体的压缩以势能形式吸收大部分冲击能量，而油液流过小孔产生的剧烈摩擦则将动能转化为热能耗散掉，从而有效抑制回弹和震荡。其载荷-行程曲线呈非线性特征，效率可达80%-90%。

机轮与轮胎：轮胎是接触地面的第一道缓冲。与汽车轮胎不同，航空轮胎需要承受极高的瞬时冲击载荷（着陆瞬间）和高速滚动（滑跑阶段）。它能通过自身的径向变形吸收一部分能量（效率约47%），并通过胎面花纹与地面的摩擦提供所需的刹车力与转向力。

扭力臂：连接内外筒，防止它们相对转动，同时将轮轴承受的航向（前后）和侧向载荷传递给支柱结构。

收放系统：由作动筒、锁机构等组成，负责飞行中收起和着陆前放下起落架。

着陆过程中，能量吸收是逐级进行的。飞机接地的巨大动能，首先由轮胎的压缩变形吸收一部分，剩余部分通过轮轴传递给缓冲支柱。支柱通过油液阻尼耗散能量和气体压缩储存能量，使作用于机体的过载峰值大大降低，并平稳地衰减振动。整个系统就像一个精密的“减震器”，其设计目标是使传递到机体的最大过载不超过安全限值（通常运输类飞机设计着陆过载在1.2左右），同时保证起落架本身的结构完整性。

3.2 着陆载荷特性与轮轴点载荷的核心地位

飞机着陆是一个复杂的多体动力学过程，涉及飞机刚体运动、起落架弹性变形、轮胎压缩与滑移、缓冲器非线性流固耦合等多种物理现象。作用于起落架上的载荷主要分为三个方向：垂向（垂直地面）、航向（平行于跑道方向）和侧向（垂直于跑道方向）。

垂向载荷：主要由飞机下沉的动能转化而来。其峰值出现在缓冲器压缩的中后期，取决于下沉速度、飞机重量、升力及缓冲器特性。这是传统落震试验关注的重点。

航向载荷：这是起转载荷与回弹载荷的总称，其动态特性极为复杂。起转载荷发生在机轮触地瞬间：原本静止或低速旋转的机轮突然与高速运动的地面接触，产生巨大的摩擦力使其加速旋转，这个使机轮“起转”的摩擦力反作用于轮轴，形成一个向前的冲击载荷。回弹载荷则发生在缓冲器压缩到极限后开始回弹的阶段：被压缩的气体膨胀，推动内筒向下运动，使轮胎重新压向地面，此时若轮胎与地面存在相对滑动趋势，则会产生一个向后的摩擦力。这两种载荷都是短暂的动态峰值载荷，对起落架支柱、轮轴和连接接头构成严重的疲劳与强度考核工况。

轮轴点载荷的核心地位，正是在分析这些载荷的传递路径时得以凸显。如下图所示，描述了从轮胎接地点到机体交点的载荷传递路径：

从上图可以清晰地看到：

测量位置的差异：传统试验直接测量的是流程起点的B点（轮胎接地点） 载荷。而我们最需要知道、用于校核机体结构强度的，却是流程末端的I点（机体结构） 实际承受的载荷。E点（轮轴中心点） 的载荷，是连接地面输入与机体响应的关键枢纽。

载荷性质的演变：从B点到E点，载荷经历了滤波与耦合。特别是航向载荷，接地点的载荷是纯粹的摩擦激励，而轮轴点的航向载荷则是该激励与机轮转动惯性、支柱弯曲弹性耦合后的动态响应。研究表明，由于支柱的弹性，轮轴点的起转/回弹载荷峰值可能被放大或产生相位延迟，其与接地点载荷的简单静力关系已不成立。

设计验证的缺口：现有的落震试验，由于技术难度，极少直接测量轮轴点载荷。设计师们只能基于接地点载荷和工程经验来推断结构内部受力，这带来了不确定性。而轮轴、活塞杆根部、外筒加强肋等部位恰恰是疲劳裂纹的高发区。

因此，开展轮轴点载荷测量，实质上是要在试验中“打开”这个载荷黑箱，直接观测载荷在传递过程中的真实形态，为精确的强度分析、疲劳寿命预测和动力学模型修正提供不可替代的输入数据。

四、考虑轮轴点载荷测量的落震试验方法

为了精确获取轮轴点载荷数据，本研究设计并实施了一套完整的落震试验方案。方案的核心创新在于提出了基于机体交点载荷反推轮轴点载荷的间接测量方法，并通过前置专项试验验证了该方法的可行性，最终在仿升法落震试验中成功应用。

4.1 试验总体方案与核心测量策略

本次试验通过一座大型立柱式落震试验台上进行。试验台内部空间宽3.5米、高4米，最大提升高度3.5米，最大承载质量80吨，能够满足大型民用飞机起落架的试验需求。试验系统主要由以下几个子系统构成：

• 吊篮与配重系统：模拟飞机的着陆质量。通过调整配重，可以精确设定试验件的有效质量。
• 提升与释放系统：采用电磁锁钩装置，可将安装有起落架的吊篮提升并锁定在预定高度，然后实现毫秒级快速释放，模拟自由落体撞击。
• 姿态控制夹具：安装在吊篮底部，用于固定起落架，并精确设定其安装姿态角，以模拟飞机着陆时的俯仰角。
• 测力平台：位于试验台底部，用于直接测量轮胎接地点的垂向和水平载荷。
• 数据采集系统：高速同步采集所有传感器的信号。

本次试验的核心测量策略是针对轮轴点载荷难以直接安装传感器的问题，进行巧妙的载荷传递路径分析。如前一章节流程图所示，所有地面载荷最终都通过缓冲支柱和侧撑杆传递到起落架与机体连接的交点上。因此，本研究在吊篮与起落架交点夹具之间，特别加装了高精度的三向力传感器。该传感器具备垂向量程1500kN，航向和侧向量程750kN，精度误差小于1%。通过测量这三个交点处的载荷矢量，进行合成计算，即可间接得到作用在轮轴中心点位置的等效力系。这一方法避免了在空间狭小、受力复杂的轮轴附近进行测量带来的干扰和困难。

4.2 前置验证试验：垂向静压与航向刚度试验

为确保交点载荷测量方法的准确性，在正式落震试验前，专门设计并进行了两项前置验证试验。

垂向静压试验：本试验旨在验证起落架在纯垂向受载时，交点载荷测量结果的准确性。试验时，通过控制系统使吊篮以极低的速度匀速下降，让缓冲器缓慢压缩。此时，系统惯性力可忽略不计，动力学效应微弱，整个系统处于准静态平衡状态。理论上，此时所有交点传感器测得的垂向载荷合力，应完全等于底部测力平台测得的地面垂向反力。通过多次不同压缩量的试验对比，两者数据吻合度极高，误差在传感器精度范围内，充分证明了垂向载荷传递路径测量的正确性以及传感器安装、数据合成的可靠性。

航向刚度试验：本试验旨在验证起落架在水平方向受载时，交点载荷对轮轴点载荷的反映能力。试验时，将机轮拆卸，在轮轴中心点位置通过假件和作动筒施加已知大小和方向的水平静载荷。同时，记录交点处三向力传感器测得的航向载荷合力。通过对比施加的载荷与测量反推的载荷，可以评估航向载荷传递路径的测量精度。试验结果表明，在航向上，交点载荷的测量值也能高精度地反映在轮轴点施加的载荷，验证了该间接测量方法对于航向载荷同样有效。

这两项前置试验为后续动态落震试验中，信任并采用交点载荷数据来表征轮轴点动态载荷奠定了坚实的基础。系统性地排除了测量系统本身的原理性误差，确保将正式试验中观测到的轮轴点与接地点载荷差异，归因于真实的动力学效应，而非测量误差。

五、正式落震试验结果与轮轴点载荷特性

在成功完成前置验证试验后，开展正式的仿升法落震试验。试验模拟了不同的着陆条件，重点对比分析了轮轴点（通过交点载荷间接测得）与轮胎接地点（通过测力平台直接测得）的动态载荷响应，揭示了二者之间的显著差异。

5.1 试验工况与运动特性

试验设置了多种工况，通过改变吊篮下落高度（模拟不同的下沉速度）和利用带转系统预先反向转动机轮（模拟不同的着陆水平速度），来复现不同的着陆能量和滑移率条件。试验中，除载荷外，还同步测量了吊篮位移、缓冲器压缩量、机轮转速、轮胎变形量等多项参数。

数据显示，整个落震过程历时约300-500毫秒，可分为几个清晰的阶段：

• 初始撞击阶段（0-50ms）：轮胎接触测力平台，垂向力急剧上升，机轮开始起转。
• 主要压缩阶段（50-200ms）：缓冲器被快速压缩，垂向力达到峰值，机轮转速接近稳定。
• 回弹与稳定阶段（200ms后）：缓冲器气体膨胀，系统回弹，最终在阻尼作用下达到平衡震荡。

5.2 动态载荷响应对比分析

对测量数据的深入分析，清晰揭示了轮轴点载荷与轮胎接地点载荷在时域响应上的根本区别。

垂向载荷：两者在总体趋势上保持一致，均呈现先快速上升后震荡衰减的特征。然而，在细微处存在关键差异。在载荷上升沿，轮轴点垂向载荷的上升速率略低于接地点载荷。这是因为从接地点到轮轴点，载荷需要经过轮胎的弹性“过滤”。在峰值过后，轮轴点载荷的高频振荡成分更为丰富，这反映了缓冲支柱内部油-气耦合振动以及结构弹性振动通过支柱向上传递的效应。这些高频成分对于结构的疲劳损伤积累可能具有重要意义，而在接地点载荷中则被大大削弱。

航向载荷：这是差异最为显著的领域，完全印证了理论分析。

起转载荷峰值差异：在轮胎接地点，起转载荷表现为一个相对平滑、持续时间较短的向前脉冲。而在轮轴点，起转载荷的峰值明显更高，且脉冲后伴随一个持续时间更长、衰减缓慢的低频振荡。这正是机轮惯性与支柱弹性耦合作用的结果。触地瞬间的摩擦激励激发了支柱（尤其是活塞杆）的弯曲振动模态，导致载荷被放大并“回荡”在结构中。传统仅基于接地点摩擦系数估算起转载荷的方法，显然会低估这一动态放大效应。

回弹载荷特性：回弹阶段，轮轴点的向后载荷脉冲也呈现出更复杂的多峰结构。分析表明，这不仅是轮胎与平台摩擦的反向作用，更包含了缓冲器在回弹过程中，内部油气压力变化与结构动力学耦合产生的附加载荷。

这些差异以图形化的方式展示，可以更直观地理解。上图对比了在一次典型试验中，轮胎接地点与轮轴点（间接测量）的航向载荷时域曲线：

5.3 机轮转速的影响分析

试验还特别探究了不同初始机轮转速（模拟不同着陆水平速度）对轮轴点载荷的影响。结果表明，随着模拟着陆速度的增加：

接地点和轮轴点的起转载荷峰值均增大。

两者之间的差值（动态放大效应）也随之增大。在高滑移率条件下，轮轴点载荷的振荡幅度和持续时间都显著增加。回弹载荷的特性也发生复杂变化，在某些工况下可能出现更强的反向峰值。

这一发现具有重要的工程意义。它意味着，对于高下滑率、大侧风等极端着陆条件，基于传统方法设计的起落架结构，在轮轴、活塞杆根部等部位实际承受的动态载荷可能远超原有预期，这或许是某些“意外”疲劳故障的深层原因。

综上所述，正式落震试验无可辩驳地证明：轮轴点载荷是一个独立于轮胎接地点载荷、且包含更丰富结构动力学信息的物理量。忽略对其的测量与验证，将导致起落架载荷环境认知的不完整，从而在安全性与经济性之间难以找到最优平衡点。

六、湖南泰德航空测试设备研发贡献

在航空测试技术领域，以湖南泰德航空技术有限公司为代表的高新技术企业正在崛起，为包括起落架试验在内的研发提供了重要的设备与技术支撑。公司自2012年成立以来，聚焦航空航天流体控制与测试领域，其自主研发的航空测试设备体现了国内在该方向的先进水平。

湖南泰德航空的技术发展路径，经历了从航空非标测试设备到飞行器燃/滑油系统及飞机测试设备解决方案提供的转型升级。这与现代起落架试验向着更综合、更动态、更精确的方向发展的趋势相吻合。在起落架落震试验中，除了核心的载荷测量，还需要对缓冲器内部压力/温度、机轮转速、轮胎动态变形、吊篮运动轨迹等进行多物理场同步测量。湖南泰德航空依托其在流体控制和机电一体化方面的技术积累，能够提供集成化的高动态参数测试系统。

其技术亮点与优势主要体现在：

系统集成能力：能够将力传感器、位移传感器、红外跟踪、压力传感器等多种测量手段进行一体化设计和时域同步，满足落震试验瞬态、高冲击的测试要求。

针对特殊工况的适应性：航空测试环境往往伴随强冲击、高过载、油污等恶劣条件。该公司的测试设备在传感器选型、信号传输、接口防护等方面进行了针对性设计，确保在真实试验环境下的可靠性与耐久性。

数据融合与处理：除了硬件，还开发了相应的数据采集与分析软件，能够对多路通道的时域数据进行实时显示、后期处理和对比分析，这正是处理像轮轴点与接地点载荷对比这类复杂数据分析任务所必需的。

虽然本次研究的落震试验是在专业的大型试验台上完成，但其中涉及的高精度测量理念、多数据融合分析方法以及面向真实载荷路径的验证思想，与泰德航空等设备供应商所推动的技术方向是一致的。国产测试设备的进步，为国内航空工业自主开展更深层次的、类似轮轴点载荷测量这样的前沿试验研究，提供了坚实的工具基础，有助于摆脱对国外特定试验设备与标准的依赖，形成自主的试验验证能力。

七、结论与展望

本研究围绕某型民用飞机双轮支柱式起落架，系统性地开展了考虑轮轴点载荷测量的落震试验技术研究。通过理论分析、方法创新与试验验证，主要获得以下结论：

提出了可行的轮轴点载荷间接测量方法：通过载荷传递路径分析，创新性地提出在起落架与机体连接的交点处安装三向力传感器，通过测量并合成交点载荷来间接获得轮轴点载荷的方法。前置的垂向静压与航向刚度试验验证了该方法的静、动精度，为解决轮轴点载荷“测不到”的难题提供了有效工程方案。

揭示了轮轴点与接地点载荷的动态响应差异：正式落震试验结果明确显示，轮轴点载荷，特别是航向的起转与回弹载荷，在峰值、波形和频率成分上与轮胎接地点载荷存在本质性差异。轮轴点载荷包含了由机轮惯性、支柱结构弹性变形耦合产生的显著动态放大效应和低频振荡，这些是接地点载荷无法反映的。

验证了轮轴点载荷测量的重要性与紧迫性：轮轴点载荷是起落架主承力结构（轮轴、活塞杆、外筒）及机体连接结构强度设计与疲劳评估的直接输入。忽略其真实动态特性，要么导致过度保守设计增加重量，要么可能在极端条件下因低估载荷而引发风险。本研究证实，按照最新的SAE等国际标准要求，开展包含轮轴点载荷验证的落震试验，对于提升飞机设计的安全性与经济性至关重要。

基于本研究，对未来起落架试验技术与设计研究提出以下展望：

试验技术的深化与标准化：应推动将轮轴点（或交点）载荷测量作为民机起落架落震试验的标配项目，并形成相应的试验规范和数据判读标准。同时，探索更先进的直接测量技术（如基于光纤光栅的植入式传感器），以获取轮轴局部更精细的应力分布。

仿真模型的精细化验证与修正：将本次试验获得的轮轴点-接地点载荷时域对比数据，作为校准和验证起落架多体动力学仿真模型的“金标准”。通过模型修正，使仿真能够高精度预测轮轴点等关键位置的动态载荷，从而大幅减少对物理试验的依赖，加速设计迭代。

向全机载荷分析与疲劳评估延伸：将经过试验验证的、准确的轮轴点时域载荷，作为输入条件，开展考虑机体柔性的全机着陆动力学响应分析。这将使机体各部分的载荷环境预测更加真实，为全机结构优化、延长检修周期提供科学依据。

拓展至更广泛的飞行器领域：起落装置的缓冲与载荷问题具有共性。本研究的方法与结论，对直升机、无人机、eVTOL（电动垂直起降飞行器）以及航天器的着陆缓冲系统（如“着陆腿”）的研制，同样具有重要的参考价值。特别是在低空经济与商业航天快速发展的背景下，针对新型起降装置的轻量化、高可靠测试验证需求将愈发迫切。

总之，从关注“地面反力”到关注“结构内力”，是起落架试验技术迈向成熟与精细化的必然一步。本研究在这一方向上进行了有益的探索与实践，将为我国民用飞机乃至更广泛飞行器起落装置自主设计与安全可靠性的提升，贡献一份坚实的技术力量。

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