印 寅， 聶 宏， 魏小輝， 倪華近

(南京航空航天大學(xué)機(jī)械結(jié)構(gòu)力學(xué)及控制國家重點實驗室 南京,210016)

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飛機(jī)起落架收放系統(tǒng)動力學(xué)分析與試驗

印 寅， 聶 宏， 魏小輝， 倪華近

(南京航空航天大學(xué)機(jī)械結(jié)構(gòu)力學(xué)及控制國家重點實驗室 南京,210016)

采用虛擬仿真及物理試驗相結(jié)合的方法對飛機(jī)起落架收放系統(tǒng)性能進(jìn)行研究?；谑辗畔到y(tǒng)工作原理，推導(dǎo)了動力學(xué)數(shù)學(xué)模型，建立了結(jié)合起落架動力學(xué)和液壓系統(tǒng)的多學(xué)科協(xié)同仿真模型，通過試驗結(jié)果對虛擬樣機(jī)模型進(jìn)行驗證?；谔摂M模型和試驗平臺對液壓系統(tǒng)阻尼特性進(jìn)行了分析,結(jié)果表明,聯(lián)合仿真模型的壓力曲線與試驗實測數(shù)據(jù)吻合良好，為起落架收放系統(tǒng)提供了準(zhǔn)確的設(shè)計方法。仿真及試驗表明，阻尼孔徑的縮小使壓力變化緩慢同時振蕩較嚴(yán)重，液壓缸作動滯后較為明顯。

起落架； 收放系統(tǒng)； 動力學(xué)； 聯(lián)合仿真;收斂試驗

引 言

飛機(jī)起落架收放系統(tǒng)比較復(fù)雜，是發(fā)生故障概率較高的部分[1-2]。系統(tǒng)設(shè)計的優(yōu)劣影響著起落架收放性能。傳統(tǒng)的設(shè)計方法以經(jīng)驗為主，通過試驗對液壓元件關(guān)鍵參數(shù)進(jìn)行設(shè)計調(diào)試，對收放系統(tǒng)的故障的診斷和研究大多也是依靠經(jīng)驗和地面試驗[3]，這樣的模式增加了研制周期和設(shè)計成本。隨著計算機(jī)仿真技術(shù)的發(fā)展，由虛擬仿真對起落架收放系統(tǒng)進(jìn)行設(shè)計分析成為趨勢，試驗手段則由原先的設(shè)計變?yōu)轵炞C，大大縮短研制周期，而如何準(zhǔn)確地模擬收放系統(tǒng)則成為研究的關(guān)鍵[4]。

在起落架收放系統(tǒng)仿真分析方面，國內(nèi)外學(xué)者做了較多研究。文獻(xiàn)[5-6]基于ADAMS仿真平臺建立起落架收放動力學(xué)模型，液壓系統(tǒng)模型采用公式推導(dǎo)并以力元形式集成于動力學(xué)模型中進(jìn)行仿真分析，系統(tǒng)模型做過相應(yīng)簡化。朱武峰等[7]基于AMESim建立了起落架收放液壓系統(tǒng)動力學(xué)模型，考慮液壓系統(tǒng)參數(shù)對收放性能的影響，由于計算模型中忽略了起落架收放動力學(xué)的分析，作動筒外載簡單處理為一定值。文獻(xiàn)[8-9]結(jié)合力學(xué)模型和液壓模型進(jìn)行了分析，但其液壓系統(tǒng)過于簡化，液壓元件對系統(tǒng)壓力的影響考慮不夠。黃方略等[10]建立了起落架的收放動力學(xué)模型，得出了影響收放效率的參數(shù)變化關(guān)系，但模型完全忽略了液壓系統(tǒng)。收放試驗研究方面，暴宏志等[11]設(shè)計了某直升機(jī)起落架收放試驗系統(tǒng)，基于PLC控制器實現(xiàn)試驗的自動化。高昆等[12-13]分析了某起落架試驗系統(tǒng)調(diào)試故障，解決了大跨距，高精度加載力獲得問題。李偉等[14]設(shè)計了起落架收放動態(tài)試驗系統(tǒng)，并基于試驗結(jié)果對收放性能進(jìn)行了分析。

筆者采用虛擬仿真及物理試驗相結(jié)合的方法對飛機(jī)起落架收放系統(tǒng)性能進(jìn)行了研究。基于AMESim和motion建立了結(jié)合液壓系統(tǒng)和動力學(xué)的聯(lián)合仿真虛擬樣機(jī)模型，設(shè)計了收放試驗系統(tǒng)并用試驗結(jié)果對仿真模型進(jìn)行驗證，最后對液壓阻尼特性進(jìn)行了分析。

1 起落架收放系統(tǒng)數(shù)學(xué)模型

1.1 起落架收放原理

該起落架結(jié)構(gòu)形式為民機(jī)典型的主起三維收放機(jī)構(gòu)(如圖1所示)。上、下側(cè)撐桿為主要承力構(gòu)件，鎖撐桿為起落架提供下位鎖定裝置，由液壓缸推動主支柱收放,收放過程中所受載荷包括氣動力、起落架重力、結(jié)構(gòu)慣性力、摩擦力和液壓作動力。

圖1 起落架結(jié)構(gòu)及其受載示意圖Fig.1 The mechanism and load diagram of landing gear

圖2 起落架收放液壓系統(tǒng)原理Fig.2 Hydraulic diagram of landing gear retraction system

基于該起落架的收放形式，其收放液壓系統(tǒng)原理如圖2所示，收放工作流程如下。收起落架，系統(tǒng)供壓，解鎖作動筒驅(qū)動鎖撐桿，使得鎖桿解鎖。當(dāng)壓力逐漸增大，收放作動筒開始驅(qū)動，起落架慢慢收起，到位后起落架鎖定，系統(tǒng)泄壓。放起落架，系統(tǒng)供壓，上位鎖解鎖。起落架由重力和氣動力的作用緩慢放下，系統(tǒng)提供阻尼力，當(dāng)至放下位置時，由彈簧上鎖，起落架下位鎖定，系統(tǒng)保壓。

1.2 收放系統(tǒng)動力學(xué)方程推導(dǎo)

基于液壓系統(tǒng)原理以及起落架結(jié)構(gòu)收放受力形式，建立起落架收放系統(tǒng)動力學(xué)模型，采用功率鍵合圖法建立相互受力關(guān)系，如圖3所示。

圖3 起落架收放動力學(xué)模型Fig.3 Retraction dynamics model of landing gear

由功率鍵合圖建立起落架收放系統(tǒng)動力學(xué)數(shù)學(xué)模型，得出6個狀態(tài)方程。

(1)

(2)

(3)

(4)

(5)

(6)

其中:Fw(x) 為外部載荷，包括氣動力、起落架重力和摩擦阻力；Im為起落架的慣性元；Rf為作動筒摩擦阻力元；A1，A2為作動筒活塞兩端作用面積；C1，C2，Cp為液彈元；R1，R2，R3，R4為換向閥兩端的節(jié)流閥參數(shù)項；Sf為系統(tǒng)流速；Rl為油液泄漏參數(shù)；Se為系統(tǒng)回油壓力；Rr-f為溢流閥閥口液阻元； Rh為溢流閥阻尼孔參數(shù)；Ir-f為閥芯慣性元；FT溢流閥預(yù)壓力；Cs為液彈元；Ar-f為閥芯作用面積。

2 起落架收放系統(tǒng)仿真

2.1 起落架收放機(jī)構(gòu)動力學(xué)模型

基于Siemans Virtual.lab motion動力學(xué)仿真平臺，在保證結(jié)構(gòu)慣性質(zhì)量準(zhǔn)確的前提下，簡化起落架聯(lián)動部件模型，添加相應(yīng)的運(yùn)動副約束，施加包括氣動力、摩擦力、作動筒行程末端的限制力、慣性力等載荷，建立三維收放機(jī)構(gòu)的動力學(xué)模型。

為實現(xiàn)與液壓系統(tǒng)的聯(lián)合仿真過程，需要在多體動力學(xué)模型中增加輸入輸出變量的設(shè)置。創(chuàng)建4個輸出變量，分別對應(yīng)于收放作動筒和解鎖作動筒的位移和速度信號，此信號的大小對應(yīng)兩個液壓缸的流量參數(shù)。另外，創(chuàng)建兩個輸入變量，分別對應(yīng)收放作動筒和解鎖作動筒的作動力。這樣，在進(jìn)行聯(lián)合仿真時動力學(xué)模型通過控制點把液壓缸的活塞位移、活塞速度作為輸入變量傳給液壓模型，系統(tǒng)根據(jù)輸入的參數(shù)計算出液壓缸內(nèi)腔壓力及流量，同時將液壓缸輸出載荷通過控制點傳回給動力學(xué)模型進(jìn)行液壓驅(qū)動，完成起落架的動力學(xué)系統(tǒng)與液壓系統(tǒng)的聯(lián)合仿真。

通過對樣機(jī)的實際測試和試驗獲得模型參數(shù)如表1所示，起落架虛擬樣機(jī)模型如圖4所示。

圖4 起落架虛擬樣機(jī)模型Fig.4 Dynamics virtual prototype of landing gear

參數(shù)名稱數(shù)值起落架支柱質(zhì)量m1/kg1300.28起落架支柱的主慣性矩Ixx,Iyy,Izz/(kg·m2)1403.23,176.57,1379.66上側(cè)桿質(zhì)量m2/kg73.2下側(cè)桿質(zhì)量m3/kg69.3上鎖桿質(zhì)量m4/kg7.8下鎖桿質(zhì)量m5/kg10.5鎖彈簧剛度K/(kN·m-1)8鎖彈簧原長l0/mm240風(fēng)速ν/(m·s-1)138.9摩擦因數(shù)0.05

2.2 收放液壓系統(tǒng)模型

在AMESim中建立起落架收放系統(tǒng)仿真模型，如圖5所示，主要參數(shù)如表2所示。

圖5 液壓系統(tǒng)仿真模型Fig.5 Hydraulic diagram of retraction system

參數(shù)名稱數(shù)值收放作動筒活塞直徑D1/mm126收放活塞桿直徑d1/mm80收放作動筒行程/mm200鎖作動筒活塞直徑D2/mm40鎖作動筒活塞桿直徑d2/mm20解鎖作動筒行程/mm180系統(tǒng)壓力/MPa25系統(tǒng)流量/(L·min-1)40油液的密度/(kg·m-3)850油液的體積模量/MPa1700收/高壓腔節(jié)流孔/mm1.7放/高壓腔節(jié)流孔/mm2.4放/低壓腔節(jié)流孔/mm1+1.7

起落架收放系統(tǒng)模型包括液壓源模塊、鎖及收放作動模塊、鎖及收放作動信號控制模塊和聯(lián)合仿真模塊等。其中，液壓源模塊為起落架收放液壓源，向系統(tǒng)提供液壓油，并通過調(diào)節(jié)溢流閥的開啟壓力使系統(tǒng)的工作壓力保持在25 MPa。鎖及收放作動模塊為起落架解鎖及收放提供驅(qū)動裝置，鎖作動部分由減壓閥和液壓缸組成，收放作動部分由閥控系統(tǒng)和液壓缸組成，閥控系統(tǒng)用來控制起落架的高低壓換向和收放速率。鎖及收放作動信號控制模塊用來模擬實際起落架的收放策略，用來協(xié)調(diào)各作動機(jī)構(gòu)及換向閥門驅(qū)動的邏輯關(guān)系。聯(lián)合仿真模塊是建立起與動力學(xué)模型相對應(yīng)的輸入和輸出參數(shù)，提供數(shù)據(jù)接口，完成聯(lián)合仿真分析。

從液壓系統(tǒng)模型圖可以看出起落架收起過程，油液從液壓能源模塊輸出通過選擇控制模塊，進(jìn)入解鎖作動筒解鎖后，收放作動由順序閥自動切換使得收放作動筒開始工作，起落架收起，直至上鎖，而放起落架原理類似。

3 起落架收放動力學(xué)仿真及試驗

3.1 收放試驗系統(tǒng)

依據(jù)樣機(jī)原理加工試驗件并進(jìn)行裝配，其裝夾圖如圖6所示。按照原理要求對液壓系統(tǒng)平臺進(jìn)行搭建，如圖7所示。采用PLC控制器實現(xiàn)對傳感器信號采集、邏輯判斷和液壓閥轉(zhuǎn)換等集成控制并實現(xiàn)循環(huán)，如圖8所示。

圖6 起落架收放試驗圖Fig.6 Test model of landing gear retraction mechanism

圖7 試驗液壓系統(tǒng)Fig.7 The hydraulic system

圖8 控制系統(tǒng)Fig.8 The control system

試驗數(shù)據(jù)采集設(shè)備為東華測試公司的16通道動態(tài)信號測試系統(tǒng)，如圖9所示。數(shù)據(jù)采集設(shè)備信號的采樣頻率為1 000 Hz，對起落架收放過程中高低壓強(qiáng)壓力進(jìn)行了實時測量并進(jìn)行了采集。

圖9 動態(tài)信號測試分析系統(tǒng)Fig.9 The dynamic signal analysis system

3.2 收放系統(tǒng)動力學(xué)仿真模型驗證

地面起落架收放試驗沒有對起落架進(jìn)行氣動載荷的加載，收放時間技術(shù)指標(biāo)為收起時間t=(7～11)s，放下時間t=(10～15)s，通過改變節(jié)流孔參數(shù)對收放響應(yīng)進(jìn)行調(diào)整至滿足要求，對起落架收放進(jìn)行多次試驗并進(jìn)行了壓力采集，將試驗數(shù)據(jù)與仿真參數(shù)進(jìn)行對比分析,如圖10所示。

圖10 收放作動筒壓力仿真與試驗對比Fig.10 Actuator pressure curves of simulation and test

由壓力走勢圖可知，收上階段，系統(tǒng)供壓初期，壓力不穩(wěn)定會出現(xiàn)震蕩，之后穩(wěn)定供壓后起落架慢慢收上，重力矩對收放作動筒負(fù)載逐漸增大，從而作動筒壓力也隨之增大，在10 s位置時起落架收上到位，起落架鎖定。間隔2 s后起落架開始放下，壓力反向供壓，壓力不穩(wěn)定也會出現(xiàn)震蕩，之后穩(wěn)定供壓起落架慢慢放下，此時壓力還是無桿腔較大，原因在于放下過程收放作動筒功用為阻尼作用，起落架重力幫助放下。在放下末端時，為減緩速度降低末端沖擊載荷，作動筒末端阻尼作用會使壓力陡增一段，之后由鎖彈簧作用，起落架放下到位。

對比仿真結(jié)果和試驗結(jié)果可見，數(shù)據(jù)吻合良好，微小差別在起落架收起和放下初期的壓力震蕩部分。試驗初期震蕩較大，原因在于實際供壓會有滯后，起落架鎖桿解鎖后收放作動筒供壓不及時以致起落架輕微回落，從而壓力震蕩較大。放下初期，仿真低壓腔壓力有突變，原因在于仿真采用結(jié)構(gòu)限制力模擬上位鎖定狀態(tài)，因此放下時液壓缸需要克服該限制力的阻尼作用，反向推動，從而低壓腔壓力有些許突變，而實際試驗中沒有此過程。

3.3 液壓阻尼特性分析及試驗驗證

阻尼孔參數(shù)是影響起落架收放性能的重要參數(shù)，因此研究其特性、確定參數(shù)對收放系統(tǒng)設(shè)計有指導(dǎo)和實際應(yīng)用意義。為了研究阻尼孔參數(shù)對收放性能的影響，試驗通過擰轉(zhuǎn)節(jié)流閥旋鈕來模擬阻尼孔參數(shù)的變化，工況設(shè)為擰松2圈、保持不變、擰緊2圈3種形式。

對應(yīng)仿真模型設(shè)置進(jìn)油孔參數(shù)分別為2.5 mm,1.75 mm和1 mm，對起落架收放系統(tǒng)性能進(jìn)行仿真，并將仿真結(jié)果與試驗結(jié)果進(jìn)行對比，如圖11～13所示。由結(jié)果可知，模型孔徑的線性變化與試驗調(diào)節(jié)所產(chǎn)生的系統(tǒng)響應(yīng)吻合較好。另外，阻尼孔參數(shù)的變化對收放性能的影響較大。阻尼孔越小，壓力變化越慢同時振蕩較嚴(yán)重，收放速度明顯變慢，液壓缸作動滯后較為明顯。由于阻尼孔對系統(tǒng)響應(yīng)為非線性變化關(guān)系，阻尼孔的線性減小會造成系統(tǒng)時間響應(yīng)的非線性滯后,因此液壓系統(tǒng)在使用維護(hù)中應(yīng)注意油液污染的監(jiān)控，保持油液潔凈。

圖11 阻尼孔為2.5 mm高低腔壓力變化Fig.11 The pressure curves with a 2.5 mm damping orifice

圖12 阻尼孔為1.75 mm高低腔壓力變化Fig.12 The pressure curves with a 1.75 mm damping orifice

圖13 阻尼孔為1 mm高低腔壓力變化Fig.13 The pressure curves with a 1 mm damping orifice

4 結(jié) 論

1) 收放系統(tǒng)的聯(lián)合仿真模型與試驗數(shù)據(jù)吻合較好，模型可代替物理試驗用于收放系統(tǒng)的參數(shù)設(shè)計及調(diào)試分析。

2) 阻尼孔參數(shù)對收放性能影響較大，伴隨阻尼孔的縮小，壓力變化越慢，液壓缸作動滯后較為明顯。

[1] Currey N S. Aircraft landing gear design: principle and practice[M]. Washington D.C. : American Institute of Aeronautics and Astronautics Inc. , 1988: 62-64.

[2] Veaux J. New design procedures applied to landing gear development[C]∥AIAA 15th Congress of the International Council of Aeronautical Sciences (ICAS). London: [s.n.], 1986: 904-910.

[3] 葛漫江. TB20飛機(jī)起落架收放液壓系統(tǒng)故障分析[J].航空維修，2003,4: 58-59.

Ge Manjing. Fault analysis of TB20 landing gear hydraulic system[J]. Aviation Maintenance & Engineering, 2003,4: 58-59. (in Chinese)

[4] 王慧，喻天翔，雷鳴敏，等. 運(yùn)動機(jī)構(gòu)可靠性仿真試驗系統(tǒng)體系結(jié)構(gòu)研究[J].機(jī)械工程學(xué)報，2011,47(22):191-198.

Wang Hui, Yu Tianxiang, Lei Mingmin, et al. Research on the architecture of simulative experiment system for mechanism motion reliability analysis [J]. Journal of Mechanical Engineering, 2011,47(22):191-198. (in Chinese)

[5] Zhang H, Ning J, Schmelzer J. Integrated landing gear system retraction/extension analysis using ADAMS[C]∥International ADAMS User Conference. [S.l.]: Messier-Dowty Incorporation, 1995:1-10.

[6] Noel O. Use of ADAMS in dynamic simulation of landing gear retraction and extension[C]∥13th European ADAMS User's Conference. [S.l.]: Messier-Dowty Incorporation, 1998: 1-8.

[7] 朱武峰，李旭東，丁文勇，等. 飛機(jī)起落架收放液壓系統(tǒng)仿真分析與維修應(yīng)用[J].液壓與氣動，2013,6: 87-90.

Zhu Wufeng, Li Xudong, Ding Wenyong, et al. Simulation and maintenance of aircraft landing gear hydraulic system[J]. Chinese Hydraulic & Pneumatics, 2013,6: 87-90. (in Chinese)

[8] Ji Guoming, Zhang Liang, Dong Meng. Dynamic simulation on retractionextension system of an aircraft[C]∥2nd International Conference of Artificial Intelligence, Management Science and Electronic Commerce. Piscataway: IEEE Press, 2011: 3939-3944.

[9] 吉國明，董萌，付珍娟. 某型飛機(jī)起落架收放機(jī)構(gòu)性能仿真[J].火力與指揮控制，2012, 37(3): 169-173.

Ji Guoming, Dong Meng, Fu Zhenjuan. Performance simulation of retraction/extension mechanism of a certain aircraft [J]. Fire Control & Command Control, 2012, 37(3): 169-173. (in Chinese)

[10]黃方略,李書,王遠(yuǎn)達(dá).民機(jī)起落架三維收放機(jī)構(gòu)的收放機(jī)械效率分析[J].振動、測試與診斷,2013,33(1):187-191.

Huang Fanglue, Li Shu, Wang Yuanda. Efficiency analysis of a civil airplane three-dimensional retraction mechanism [J].Journal of Vibration, Measure & Diagnosis, 2013, 33(1):187-191. (in Chinese)

[11]暴宏志，劉永光. 飛機(jī)起落架收放液壓系統(tǒng)試驗車的設(shè)計研究[J].液壓與氣動，2002, 11: 18-20.

Bao Hongzhi, Liu Yongguang. Design and research of testing machine of plane's undercarriage open and withdraw hydraulic system [J]. Chinese Hydraulic & Pneumatics, 2002, 11: 18-20. (in Chinese)

[12]高昆，楊保生. 某型飛機(jī)起落架收放作動筒試驗臺的調(diào)試[J].液壓氣動與密封，2006, 3:26-27.

Gao Kun, Yang Baosheng. The debugging and obviating malfunction of test table for some aircraft alighting gear actuating cylinder [J]. Hydraulics Pneumatics & Seals, 2006, 3:26-27. (in Chinese)

[13]高昆，楊保生. 某型飛機(jī)起落架收放作動筒試驗臺液壓系統(tǒng)的設(shè)計[J].機(jī)電產(chǎn)品開發(fā)與創(chuàng)新，2006, 19(5): 34-35.

Gao Kun, Yang Baosheng. The hydraulic system design of test table for some aircraft alighting gear actuating cylinder [J]. Development & Innovation of Machinery & Electrical Products, 2006, 19(5): 34-35. (in Chinese)

[14]李偉，楊禮康，薛彩軍，等. 飛機(jī)起落架收放動態(tài)加載試驗液壓系統(tǒng)設(shè)計[J].機(jī)床與液壓，2010, 37(19): 53-57.

Li Wei, Yang Likang, Xue Caijun, et al. Hydraulic system for landing-gear retraction dynamic loading test [J]. Machine Tool & Hydraulics, 2010, 37(19): 53-57. (in Chinese)

10.16450/j.cnki.issn.1004-6801.2016.04.005

國家自然科學(xué)基金資助項目(51105197,51075203);江蘇高校優(yōu)勢學(xué)科建設(shè)工程資助項目

2014-06-23；

2014-10-16

TH113.2+3; V245.1； V226+.3

印寅,男，1986年8月生，博士生。主要研究方向為飛機(jī)起落收放動力學(xué)及可靠性研究。曾發(fā)表《Reliability analysis of landing gear retracion system influenced by multifactors》 (《Journal of Aircraft》2016， Vol.53, No.3)等論文。

E-mail: yinyinjordan@163.com