梁 贊，朱 炎，李光輝，王金昌，王 學(xué)

（1. 北京精密機電控制設(shè)備研究所，北京，100076；2. 中國運載火箭技術(shù)研究院，北京，100076）

0 引 言

著陸架收放作動器主要用于飛行器起落架的收放動作，對飛行器著陸起至關(guān)重要的作用。為避免著陸架展開到位時對著陸架結(jié)構(gòu)和機上設(shè)備沖擊力過大，著陸架展開作動器需在展開行程末端具有一定的緩沖能力。傳統(tǒng)飛行器收放作動器廣泛采用液壓式和機電式。液壓式和機電式均需通過復(fù)雜的閥控或控制驅(qū)動器完成上述功能，系統(tǒng)復(fù)雜。同時，作動器附加控制元件質(zhì)量導(dǎo)致其功率密度大大降低。而對于氣動作動器以高壓惰性氣體作為工作介質(zhì)，其響應(yīng)速度快，功率質(zhì)量比大，尤其對于過程控制精度要求低的點對點的運動，結(jié)構(gòu)及控制更加簡單，成本低，無需復(fù)雜控制器，可靠性更高，使用維護更加方便。氣動作動器被應(yīng)用于某些特殊飛行器著陸架收放機構(gòu)中。成都飛機工業(yè)（集團）有限責(zé)任公司和南京航空航天大學(xué)分別在某飛行器起落架和垂直起降運載器著陸支架收放系統(tǒng)中設(shè)計了氣動收放作動器，但均通過入口節(jié)流和外部閥控實現(xiàn)收放速度調(diào)節(jié)，內(nèi)部未設(shè)置緩沖結(jié)構(gòu)。對于氣動作動器緩沖的研究較多，研究成果主要集中在外置閥門進行控制或在作動器端蓋或尾部內(nèi)置節(jié)流結(jié)構(gòu)。上述氣動作動器緩沖結(jié)構(gòu)額外增大了作動器尺寸、質(zhì)量及控制復(fù)雜程度。

本文涉及飛行器著陸架起飛前通過人工手段收起即可，進入飛行著陸階段后，著陸架需通過展開作動器快速放下。所述著陸架展開作動器需要在狹小空間內(nèi)實現(xiàn)末端緩沖功能。同時，著陸架作動器在著陸架放下到位后，作動器輸出力除抵抗外部載荷外，剩余輸出力將全部作用在著陸架結(jié)構(gòu)上，將成為著陸架結(jié)構(gòu)的不利載荷，故其末端靜態(tài)輸出力要在能克服外部載荷的同時小于一定值。綜合考慮上述特殊飛行器的著陸架只需快速完成展開動作的使用工況，行程末端緩沖，末端靜態(tài)輸出力控制以及體積和質(zhì)量的要求，本文設(shè)計了一種著陸架展開自緩沖氣動作動器。所設(shè)計作動器無需外掛附件，無需特殊控制，而是通過活塞桿內(nèi)置帶有節(jié)流孔的單向閥連通有桿腔和無桿腔，將無桿腔高壓氣體引流到有桿腔作為緩沖介質(zhì)，實現(xiàn)作動器緩沖功能。同時，在作動器末端穩(wěn)態(tài)時，通過壓力均衡，控制末端靜態(tài)輸出力?；钊麠U內(nèi)置高壓安全溢流閥用于限制緩沖背壓上限，有助于優(yōu)化作動器性能。本文將通過理論分析，仿真及試驗驗證方案的有效性。

1 著陸架展開自緩沖氣動作動器結(jié)構(gòu)原理

著陸架展開自緩沖氣動作動器結(jié)構(gòu)原理如圖1 所示。其主要由缸筒、活塞桿、端蓋、可調(diào)支耳、通氣堵頭、節(jié)流閥芯、復(fù)位彈簧、安全溢流閥等組成。

圖1 著陸架展開自緩沖氣動作動器結(jié)構(gòu)示意Fig.1 Schematic of the Landing Gear Extension Self-buffering Pneumatic Actuator

著陸架展開自緩沖氣動作動器通過通氣孔1、節(jié)流單向閥和通氣孔2 將有桿腔和無桿腔連通，在作動器無桿腔充入高壓氣體后，高壓氣體迅速進入有桿腔產(chǎn)生緩沖背壓。節(jié)流單向閥由帶小孔的節(jié)流閥芯和復(fù)位彈簧構(gòu)成。當(dāng)無桿腔壓力高于有桿腔時，節(jié)流閥芯打開，無桿腔快速向有桿腔進氣。隨著有桿腔快速推進，活塞桿壓縮有桿腔氣體增壓，有桿腔壓力高于無桿腔時，節(jié)流閥芯關(guān)閉，節(jié)流閥芯上的節(jié)流孔實現(xiàn)氣體向無桿腔的反向節(jié)流，提高了有桿腔建壓壓力和建壓速度，實現(xiàn)緩沖功能。當(dāng)達到穩(wěn)態(tài)時，無桿腔和有桿腔壓力平衡，總輸出力將為活塞桿面積的輸出力。為防止緩沖過程中，有桿腔建壓過高，破壞作動器結(jié)構(gòu)或造成作動器反彈，在活塞桿內(nèi)部還內(nèi)置了安全溢流閥，有桿腔內(nèi)部壓力過高時，有桿腔氣體可通過此安全溢流閥排出。

2 著陸架展開自緩沖氣動展開作器性能分析

2.1 靜態(tài)輸出力分析

靜止?fàn)顟B(tài)下，以活塞桿組件為研究對象，其受力分析如圖2 所示。

圖2 著陸架展開作動器靜態(tài)受力分析Fig.2 Static Force Analysis of the Actuator

作動器的輸出力為

由于無桿腔和有桿腔是連通的，故在靜止?fàn)顟B(tài)下，1等于，摩擦力為活塞桿靜摩擦力，則：

由式（2）可知，本文所設(shè)計的作動器其靜態(tài)輸出推力只與輸入壓力、活塞桿直徑 2以及摩擦力有關(guān)，與活塞直徑無關(guān)。從而可以通過控制活塞桿直徑來控制對外輸出力。活塞直徑設(shè)計將不會受輸出力要求的限制，避免輸出力上限要求較小時，活塞直徑受限導(dǎo)致的活塞桿長徑比較大，使活塞桿失穩(wěn)。

2.2 動力學(xué)模型

為研究作動器在著陸架展開過程中的緩沖過程，以活塞桿和等效質(zhì)量塊為研究對象，建立了動力學(xué)模型，其受力分析如圖3 所示。

圖3 著陸架展開自緩沖作動器動態(tài)受力分析Fig.3 Dynamic Analysis of the Landing Gear Extension Self-buffering Pneumatic Actuator

其所受作用力包括無桿腔壓力對活塞桿的作用力，有桿腔壓力對活塞的作用力，摩擦力以及等效質(zhì)量塊所受外界的負(fù)載力，根據(jù)牛頓第二定律所構(gòu)建作動器動力學(xué)方程：

式中為等效質(zhì)量塊質(zhì)量，單位kg；為活塞桿位移；為摩擦力，單位N；為等效質(zhì)量塊所受外載荷，單位N。

作動器運動過程中，作動器摩擦力具有很強的非線性特性，難以建立一個準(zhǔn)確的作動器摩擦力計算模型。在此，文獻[9]和文獻[10]中的摩擦力計算模型，如式（4）、式（5）：

式中為庫倫摩擦力，單位N；為粘性摩擦系數(shù)，單位(N·s)/m；為壓差影響系數(shù)，單位m。作動器運動過程中的庫倫摩擦力、粘性摩擦系數(shù)、壓差影響系數(shù)由文獻[10]中介紹的試驗方法進行曲線擬合得到。

2.3 作動器動態(tài)仿真

為更好地分析所設(shè)計的著陸架展開氣動作動器末端緩沖過程，基于上述動力學(xué)模型，利用AMESim 對其進行了動態(tài)仿真。表2 為所設(shè)計的某飛行器新型著陸架展開自緩沖氣動作動器參數(shù)表。

表2 某型號著陸架展開氣動作動器參數(shù)Tab.2 The Parameters of the Pneumatic Actuator

著陸架收放作動器的AMESim 仿真模型如圖4 所示。為研究作動器本身特性，暫不增加外部氣動載荷。仿真時，采用氣瓶+節(jié)流閥+減壓閥+電磁作為供氣單元驅(qū)動作動器運動，供氣壓力為4 MPa，摩擦力通過函數(shù)(，，)添加，(，，)為關(guān)于質(zhì)量塊速度、活塞兩端壓力的函數(shù)，函數(shù)如式（4）所示。著陸架展開作動器作動過程的時間-位移曲線，時間-壓力曲線，時間-力曲線，如圖5 所示。

圖4 著陸架展開作動器仿真模型Fig.4 Simulation Model of the Actuator

圖5 著陸架展開作動器動態(tài)響應(yīng)仿真曲線Fig.5 Simulation Curve of Dynamic Response of the Actuator

由圖5a 時間-位移曲線可知，所設(shè)計作動器在其運動后期位移斜率降低，即速度放緩，說明作動器具有緩沖效果，全行程作動時間約0.3 s。由于氣體的可壓縮性，在緩沖段，有桿腔壓力會發(fā)生大幅度波動，從而導(dǎo)致活塞桿速度在緩沖段發(fā)生振蕩。

由圖5b 時間-無桿腔和有桿腔壓力曲線可知，在無桿腔開始建壓后，有桿腔也開始迅速建壓。雖其有桿腔氣體為引流無桿腔氣體，但有桿腔氣體在活塞高速作動過程中被壓縮，動能轉(zhuǎn)化為氣體的壓力勢能，故有桿腔建壓速度比無桿腔建壓速度快。在0.13 s 左右有桿腔壓力將大于無桿腔壓力。由于氣體的可壓縮性，有桿腔壓力在活塞桿緩沖階段也發(fā)生振動，待作動器作動完成后，有桿腔和無桿腔壓力將逐漸升壓至充氣壓力4 MPa。安全溢流閥開啟壓力設(shè)置為5.5 MPa，溢流閥未開啟。

由圖5c 可知，隨著有桿腔壓力的升高，有桿腔壓力對活塞的作用力也隨著升高，并在0.15 s 左右，有桿腔對活塞的作用力大于無桿腔對活塞作用力，活塞桿開始進入緩沖階段。有桿腔和無桿腔對活塞作用力變化趨勢與有桿腔和無桿腔壓力變化趨勢基本相同，但無桿腔壓力作用面積大于有桿腔壓力作用面積，最終無桿腔壓力對活塞作用力將大于有桿腔對活塞作用力，無桿腔壓力對活塞作用力穩(wěn)態(tài)值約為5420 N，有桿腔對活塞作用力穩(wěn)態(tài)值約為3609 N。如圖5c 所示，活塞所受摩擦力隨作動器運動速度增大而增大，最終活塞所有摩擦力為靜態(tài)摩擦力，其變化趨勢符合物理規(guī)律。作動器靜態(tài)輸出力約為穩(wěn)態(tài)時無桿腔壓力對活塞作用力與有桿腔壓力對活塞作用力及摩擦力的差值。

3 試驗驗證

為驗證理論分析及仿真的有效性，搭建了著陸架展開作動器綜合試驗臺對作動器的各項靜態(tài)和動態(tài)參數(shù)進行采集和分析。本試驗中，被測產(chǎn)品結(jié)構(gòu)參數(shù)與上述仿真參數(shù)一致。

3.1 靜態(tài)輸出力測試

通過加載液壓作動器將被測著陸架展開作動器固定至其全伸出行程末端，將力傳感器置于加載液壓作動器和被測著陸架展開作動器之間，如圖6 所示。被測產(chǎn)品通過進氣口充入4 MPa 氮氣，讀取力傳感器值即為著陸架展開作動器靜態(tài)輸出力值。

圖6 靜態(tài)輸出力試驗Fig.6 Static Output Force Test

由式（2）可知，在不考慮摩擦力時，著陸架展開作動器靜態(tài)輸出力為

在試驗中，加載液壓缸鎖定使被試產(chǎn)品處于靜止?fàn)顟B(tài)，向被測著陸架展開作動器通入4 MPa 氮氣，讀取其輸出推力約1690 N。由于靜摩擦力的存在，試驗值略低于式（6）計算值，符合理論分析和仿真結(jié)果。此時靜摩擦力即為式（6）計算值與試驗值的差值，約為118.64 N。

3.2 動態(tài)特性測試

圖7將被測著陸架展開作動器與位移傳感器并聯(lián)，作動器一端固定一端與配重相連，配重及活塞桿質(zhì)量約為42 kg。作動器進氣口安裝有壓力傳感器用于檢測無桿腔壓力。將作動器壓縮到最短位置，氣源壓力設(shè)置為4 MPa，被測著陸架收放作動器入口通過電磁閥控制氣源的開啟，從而獲取被測著陸架展開作動器的動態(tài)曲線。其時間-位移和時間-入口壓力曲線如圖8所示。由于產(chǎn)品結(jié)構(gòu)約束，未能在有桿腔設(shè)置壓力測試接口，試驗中未能獲得時間-有桿腔壓力曲線。

圖7 動態(tài)性能試驗Fig.7 Dynamic Performance Test

圖8 著陸架展開自緩沖氣動作動器的動態(tài)曲線Fig.8 Dynamic Curve of the Landing Gear Extension Self-buffering Pneumatic Actuator

續(xù)圖8

由圖8 可知，活塞桿運動過程的試驗結(jié)果與仿真結(jié)果趨勢基本一致，通過圖8a 時間-位移曲線可知，作動器行程末端具有緩沖效果，但試驗結(jié)果與仿真結(jié)果還存在一定的差別。造成差別的主要原因在于：供氣單元涉及元件較多，仿真模型無法完全模擬，其對無桿腔建壓有一定影響，如圖8b 所示，其仿真的無桿腔建壓壓力比實際測量的建壓壓力略低，有桿腔建壓也會略慢，故導(dǎo)致位移曲線進入緩沖時刻略晚；實際節(jié)流單向閥與理論模型存在差異；同時作動器動態(tài)過程中，摩擦力具有較強的非線性特性，而仿真模型中采用了簡化的數(shù)學(xué)模型。雖然仿真結(jié)果與試驗結(jié)果有一定的差異，但通過仿真結(jié)果可有效反映出新設(shè)計產(chǎn)品的運動趨勢，并證明設(shè)計的有效性。

4 結(jié)束語

本文針對某特殊飛行器的特殊需求，設(shè)計了一種著陸架展開自緩沖氣動作動器，對其結(jié)構(gòu)原理進行了說明并對其靜態(tài)輸出力和緩沖過程進行了理論和仿真分析。通過結(jié)構(gòu)原理可知，其結(jié)構(gòu)簡單，集成度高，充分利用活塞桿內(nèi)部空間進行結(jié)構(gòu)設(shè)計，有效減小了作動器體積和質(zhì)量，無需外掛控制元件和控制氣路即可實現(xiàn)作動器末端緩沖和輸出推力的變化。通過理論和仿真分析可知，靜態(tài)輸出力主要與活塞桿直徑有關(guān)和摩擦力有關(guān)與活塞直徑無關(guān)。作動器位移的試驗結(jié)果與仿真結(jié)果趨勢較為吻合，由于供氣單元涉及元件較多，仿真模型無法完全模擬，動態(tài)過程中，摩擦力較為復(fù)雜，實際節(jié)流單向閥與理論模型存在差異，故試驗結(jié)果與仿真結(jié)果還有一定偏差。在后續(xù)研究中將繼續(xù)修正仿真模型，提高模型的準(zhǔn)確性，用于指導(dǎo)產(chǎn)品參數(shù)的匹配和優(yōu)化，使產(chǎn)品在不同工況下達到最優(yōu)性能。