737NG減震支柱充氣原理解析

隨著冬季來臨，各公司機隊分批做起落架全勤，大部分人對於全勤都是憑經驗做，以737NG為例，以前都是主起充到5in，不管飛機上油量有多少。於是我對於充氣的多少到底是由什麼決定的？尺寸是如何計算出來的？冬天是否要充到上限？全勤曲線是如何得出來的？等等一系列問題想弄明白。於是在休息時間查閱資料，小有所獲，分享給大家。

1.AMM全勤關鍵步驟原理解析：

由AMM可以看出，全勤以及可以在地面做也可以在飛機頂升的時候做。

在勤務曲線上我選4個點後面會用到：

1.X=2in;P=3000psi。

2.X=3in;P=2000psi。

3.X=4in;P=1500psi。

4.X=5in;P=1200psi。

這4個點是完全在勤務曲線內的。

飛機在地面和頂升做全勤的原理基本相同，我們先以在地面做全勤為例。以下為主起落架地面全勤簡練步驟：

1.先放氣再放油。

2.充油。

3.充氣高度充到3.5in或者壓力達到1700psi。

4.使用壓力表來測量減震支柱的壓力。將減震支柱充氣或放氣，直到高度「X」值和壓力值都在勤務曲線上。

首先先複習一下相關物理知識：

 克拉伯龍方程在pV=nRT中，p是指理想氣體的壓強，V為理想氣體的體積，n表示理想氣體物質的量，而T則表示理想氣體的熱力學溫度（它和攝氏溫度t相差273.15，即T=273.15+t），R為理想氣體常數，其與氣體種類無關、與單位有關。

 摩爾（mole），簡稱摩，舊稱克分子、克原子，符號為mol，是物質的量的單位，是國際單位制7個基本單位之一。每1摩爾任何物質（微觀物質，如分子、原子等）含有阿伏加德羅常量（約6.02×10²³）個微粒。使用摩爾時基本微粒應予指明，可以是原子、分子、離子及其他微觀粒子，或這些微觀粒子的特定組合體。

p—壓強（單位：帕斯卡，符號：Pa）

F—壓力（單位：牛頓，符號：N）

S—受力面積（單位：平方米，符號：㎡）

推導公式：F=pS（壓力=壓強×受力面積）1psi=6895pa

此處直接寫結論，因為我做的是一個反向推理，所以大家帶著結論去看會更加便於理解：

1.溫度T的大小確定氣體n的多少，這裡說的充氣量是氣體的摩爾量，不是體積也不是重量，而是氣體分子的個數。就是說在溫度不變的前提下，充氣量僅由溫度決定，飛機重量的改變不會影響充氣量的多少，哪怕飛機被頂起來，三個起落架全部離地充氣量n也是一個定值。2.理論上P是由飛機的重量決定的，飛機的重量通過3條減震支柱傳遞到地面，而在減震支柱內是通過壓縮氮氣提供支撐力。所以當飛機重量一定時。減震支柱內的受力面積s不變，p就可以確定且只要飛機重量不變p就是不變的。pV=nRT，v=sx，psx=nrt，這裡除了x都是確定量，那麼這就可以確認x的大小。默認減震支柱內部空氣高度等於外部光杆長度。

前面在勤務曲線上選個4個點：

1.X=2in;P=3000psi。

2.X=3in;P=2000psi

3.X=4in;P=1500psi。

4.X=5in;P=1200psi。X*P=6000。

每一個點都符合，曲線上的其他點也都大致符合。當全勤做好後，飛機重量變輕，x增大p減小，飛機重量變重，x減小p增大。這裡也驗證了psx=nrt，px=nrt/s。當溫度T確定時，p*x的值就是一個定值，r是一個常數，s受力面積也是一個定值，這裡唯一的變量n就確定了。充氣量N只與溫度T有關，且成反比關係，溫度越低，n越大。

我們實際工作中充氣時無法測量n的大小，只能測量到x和p的值。所以我們只能通過x和p去判斷n是否在合理。n=px*s/rt,飛機重量確定p，然後找到在曲線上找到x。只要px在曲線上，n就是合理的。

講到這裡我們再回頭看AMM中的步驟：

3.充氣高度充到3.5in或者壓力達到1700psi。3.5*1700=5950。與我們選點的6000相差不大，因為有摩擦力以及其他的因素的影響。

4.使用壓力表來測量減震支柱的壓力。將減震支柱充氣或放氣，直到高度「X」值和壓力值都在勤務曲線上。（這一步在確定了p後可以直接在曲線上找到x，直接充或者放到x就好了）充氣的時候不能讓飛機重量有太大的變化，比如加燃油。

是不現在就理解了這幾步步驟，但我到這裡的時候突然想到，為什麼是3.5in和1700psi呢？

正常我們都是航後去做全勤，不可能是航前加滿油滿客滿貨的時候去做。飛機的最大著陸重量決定了壓力的大小，1700psi，1700psi對應著3.5in。

我們的這個想法對不對呢？通過數據我們檢驗一下。

飛機上採集的數據（用於反推驗證）：

數據都為約值

主起直徑：7in（17.78cm），前起直徑：4in（10.16cm）

我們先驗證一下，測量的數據是可用的：

前19in-700psi   主：4.2in-1300psi

油箱油量：中央油箱3000lb（1360kg）主油箱8630lb（3915kg）

以上數據是在飛機試大車前記錄的準確數據。G取9.8。

飛機總重：空重+油的重量=41413+1360+3915*2=50603kg

前起受力=ps=700psi*6895*3.14*0.05*0.05=37888N=3866kg

主起受力=ps=1300*6895*3.14*0.09*0.09=224087.5N=22866kg

起落架受力=前起+主起*2=3866+22866*2=49598kg

飛機總重-起落架受力=50603-49598=1005kg

當時飛機大約有8.9個人，按每人70kg算，9人共630kg。1005-630=375kg，除去壓力表頭誤差，讀數誤差，摩擦力等其他因素，誤差在可接受範圍內，起落架直徑數據可用。

取飛機最大著陸重量：66360kg

按比例計算前起和主機的受力：

3866/(22866*2)=前起/主起總

前起+主起總=66360

可算出：前起=5199kg，主起總=61161kg

一個主起受力=30580.5kg

P=f/s=30580.5*9.8/3.14*0.09*0.09=11783003.1pa

11783003.1pa/6895=1708.92psi

與1700psi相差不大，可以論證我們前面猜想的1700psi是由最大著陸重量得出的。前起同理。

那這裡我又產生一個疑惑，航後要求的主起高度是2in以上，這個2in是怎麼得來的呢？

詢問了一位老師傅後得知，這個數據是股份多年的經驗得出來的。

網上查詢了一下山東航空航後主起以3in以上為標準。

這裡我們知道1700psi在曲線上對應的是3.5in，那為什麼對應的是3.5英寸呢？

我們來看飛機設計原理（1996版）

通過大致了解，我簡單把我所理解的說一下：

首先飛機的各種重量及著陸速度都是確定的，然後通過理論及實驗的雙重驗證得出飛機在極限條件下，減震支柱和輪胎吸收全部的衝擊載荷減震支柱運動的長度A。這與減震支柱內部結構，空氣阻力流體阻力，阻尼孔的大小及油液的類型有關。以及密封封嚴可承受的最大壓力，理論上，減震支柱可以無限壓縮，內部壓力無限大。但實際上，當壓力達到某一值時，氣體會突破封嚴溢出。所以內部壓力有一個極限值，在不達到極限值的前提下，且在減震支柱結構受力範圍內，將飛機落地時的載荷全部吸收。

        Pv=nrt，px=nrt/s。壓縮比和長度是反比關係。

     A值應取在減震支柱的極限壓縮位，那麼停機時的長度應為1.9A，

減震支柱的總長為4A。再次驗證一下。

Ng主起全伸出為6.4in，停機長應為3.05in，極限壓縮應為1.6in。

由於沒有辦法得知飛機在降落時起落架的數據，我只能以停機長度為參考，與前文的3.5in雖然還是有一定差距但也可以說明這個問題。

註：飛機設計原理這本書不是波音737NG的設計手冊，只能作為參考，了解其設計原理。