民機(jī)起落架轉(zhuǎn)彎性能分析研究

摘 要：操縱前輪轉(zhuǎn)向作為飛機(jī)地面操縱轉(zhuǎn)彎的主要方式，其執(zhí)行機(jī)構(gòu)——前輪轉(zhuǎn)彎系統(tǒng)的設(shè)計(jì)是飛機(jī)起落架設(shè)計(jì)的重要組成部分。前輪轉(zhuǎn)彎系統(tǒng)可以分為前輪轉(zhuǎn)彎?rùn)C(jī)構(gòu)和電液伺服控制系統(tǒng)兩個(gè)組成部分，基于LMS Virtual.lab Motion和MATLAB/Simulink軟件平臺(tái)建立前輪轉(zhuǎn)彎?rùn)C(jī)構(gòu)及其電液伺服控制系統(tǒng)的聯(lián)合仿真模型，對(duì)系統(tǒng)在不同操縱模式下的主要功能和性能進(jìn)行仿真分析，實(shí)現(xiàn)了某民機(jī)前輪轉(zhuǎn)彎系統(tǒng)的機(jī)電液一體化仿真。通過仿真分析，驗(yàn)證了本次單作動(dòng)筒式前輪轉(zhuǎn)彎系統(tǒng)設(shè)計(jì)工作的正確性和合理性，獲得了一些有價(jià)值的設(shè)計(jì)經(jīng)驗(yàn)及結(jié)論，為進(jìn)一步的詳細(xì)設(shè)計(jì)工作和試驗(yàn)驗(yàn)證工作奠定了良好的基礎(chǔ)。

關(guān)鍵詞：某民機(jī)；起落架；前輪轉(zhuǎn)彎

引言

飛機(jī)的起飛和著陸是飛機(jī)事故的多發(fā)階段，大量的統(tǒng)計(jì)表明有 50%以上的安全事故發(fā)生在飛機(jī)起飛和著陸階段。目前，飛機(jī)正向著大噸位、高速度、高可靠性的方向發(fā)展，并且著陸過程時(shí)間較短，其間會(huì)受到各種內(nèi)外因素的影響，為了保證飛機(jī)和機(jī)載人員的安全，對(duì)其轉(zhuǎn)彎系統(tǒng)的轉(zhuǎn)彎性能提出了更高的要求[1，2]。

目前的虛擬樣機(jī)軟件工具，大都集中在解決特定領(lǐng)域問題或某幾個(gè)領(lǐng)域問題。針對(duì)復(fù)雜系統(tǒng)的研發(fā)，需要機(jī)械、動(dòng)力學(xué)、電子、控制和仿真等多領(lǐng)域的協(xié)同工作，妄想通過某個(gè)虛擬樣機(jī)軟件解決所有問題是不現(xiàn)實(shí)的。因此針對(duì)虛擬樣機(jī)建立不同面向的模型和進(jìn)行不同領(lǐng)域的協(xié)同仿真，就成為虛擬樣機(jī)當(dāng)前研究的熱點(diǎn)。

本項(xiàng)目以某民機(jī)為研究對(duì)象，采用LMS Virtual. Lab Motion， 在三維空間內(nèi)建立帶有起落架的飛機(jī)整體空間運(yùn)動(dòng)學(xué)及動(dòng)力學(xué)模型，根據(jù)所建立飛機(jī)剎車系統(tǒng)和防滑控制算法數(shù)字仿真模型，通過數(shù)值分析軟件MATLAB/Simulink 建立了帶有控制反饋的飛機(jī)轉(zhuǎn)彎控制系統(tǒng)，設(shè)置接口，進(jìn)行聯(lián)合仿真實(shí)現(xiàn)和分析。通過仿真結(jié)果，綜合分析和研究了飛機(jī)平滑速度、轉(zhuǎn)彎角度差異、起落架結(jié)構(gòu)特性等因素對(duì)飛機(jī)轉(zhuǎn)彎系統(tǒng)性能的影響，為轉(zhuǎn)彎系統(tǒng)的研究、設(shè)計(jì)提供理論依據(jù)和參考。為大型民機(jī)轉(zhuǎn)彎性能分析提供理論依據(jù)、建立分析平臺(tái)和分析流程。在此基礎(chǔ)上進(jìn)行更深層次的理論研究，為我國(guó)某民機(jī)的起落架計(jì)和研制提供理論依據(jù)和技術(shù)支持。

1 飛機(jī)動(dòng)力學(xué)模型建立

1.1 機(jī)身子模型建立

建立機(jī)身系統(tǒng)，設(shè)置其重心與質(zhì)量。建立的輪胎子系統(tǒng)，采用LMS Virtual.Lab中現(xiàn)有的Complex Tire 輪胎模型。設(shè)置輪胎參數(shù)主要包括：Radious，Rolling Resistance，Rolling Radious，Cornering Stiffness，Lateral Stiffness，Vertical Stiffness，Align Moment，Relax Length等。

1.2 前起落架轉(zhuǎn)彎設(shè)置

考慮到飛機(jī)實(shí)際操縱過程中飛機(jī)的轉(zhuǎn)彎由前起落架轉(zhuǎn)彎?rùn)C(jī)構(gòu)實(shí)現(xiàn)，故在測(cè)試某大型民機(jī)地面高速滑跑狀態(tài)下防擺性能的飛機(jī)模型（以下簡(jiǎn)稱防擺模型）的基礎(chǔ)上，加以如下修改：（1）為了實(shí)現(xiàn)前輪轉(zhuǎn)彎，取消防擺模型前起落架轉(zhuǎn)彎?rùn)C(jī)構(gòu)的固定副，以轉(zhuǎn)動(dòng)副代替。（2）考慮到飛機(jī)轉(zhuǎn)彎需要取消飛機(jī)前輪起落架防擺系統(tǒng)，故需要屏蔽減擺阻尼力。（3）飛機(jī)實(shí)際飛行過程中速度方向始終是飛機(jī)航向，考慮到實(shí)際過程中飛機(jī)速度的實(shí)現(xiàn)以及LMS Virtual.Lab Motion的可實(shí)現(xiàn)性，采用飛機(jī)驅(qū)動(dòng)力以代替原始的速度驅(qū)動(dòng)。（4）飛機(jī)實(shí)際轉(zhuǎn)動(dòng)過程中克服的轉(zhuǎn)彎力矩為克服負(fù)載載荷的力矩，且保持角度的過程中伺服液壓系統(tǒng)需要給予飛機(jī)以穩(wěn)定力矩，為了真實(shí)模擬飛機(jī)轉(zhuǎn)彎實(shí)況，加“RSDA”。

2 液壓伺服系統(tǒng)模型

2.1 力反饋伺服閥的傳遞函數(shù)

本系統(tǒng)采用噴嘴擋板力反饋式二級(jí)伺服閥，一般情況下，力矩馬達(dá)控制線圈的動(dòng)態(tài)和滑閥的動(dòng)態(tài)可以忽略。作用在擋板上的壓力反饋的影響比力反饋小得多，壓力反饋回路也可以忽略[3]。這樣力反饋伺服閥的方框圖可簡(jiǎn)化為圖1所示的形式。力反饋伺服閥的傳遞函數(shù)為

（1）

或

（2）

式中：Ka為伺服放大器增益，Ka=■為伺服閥增益，KXV為伺服閥增益，KXV=■。

圖1 力反饋伺服閥簡(jiǎn)化框圖

2.2 四通閥控液壓缸建模

四通閥控液壓缸是由零開口四邊滑閥和對(duì)稱性液壓缸組成的，他們是常用的一種液壓動(dòng)力元件。式（3）、式（4）和式（5）是閥控液壓缸的3個(gè)基本方程，完全描述了閥控液壓缸的動(dòng)態(tài)特性[4]。

（3）

（4）

（5）

由這3個(gè)基本方程可以畫出閥控液缸的方程圖，如圖2所示，圖2是由負(fù)載壓力活的液壓缸位移的方框圖。

以下方框圖可用于模擬計(jì)算。從負(fù)載流量獲得的方框圖適合于負(fù)載慣量較小、動(dòng)態(tài)過程較快的場(chǎng)合。從負(fù)載壓力獲得的方框圖適合于負(fù)載慣量和泄露系數(shù)都比較大，而動(dòng)態(tài)過程比較緩慢的場(chǎng)合。

圖2 由負(fù)載壓力獲得液壓缸活塞位移方框圖

3 LMS Virtual. Lab與MATLAB/Simulink聯(lián)合仿真

為了進(jìn)一步研究轉(zhuǎn)我那機(jī)構(gòu)在飛行員輸入操縱前輪信號(hào)時(shí)，轉(zhuǎn)彎?rùn)C(jī)構(gòu)的動(dòng)態(tài)響應(yīng)情況，將基于已建立的前輪轉(zhuǎn)彎?rùn)C(jī)構(gòu)動(dòng)力學(xué)模型和電液伺服控制系統(tǒng)仿真模型，通過控制導(dǎo)入模式，進(jìn)行聯(lián)合仿真。其仿真流程如圖3。

根據(jù)伺服閥模型和閥控液壓剛數(shù)學(xué)模型，考慮到伺服液壓系統(tǒng)傳遞方程是通過控制活塞桿位移得到相應(yīng)的轉(zhuǎn)動(dòng)角度，且Motion中是輸入操縱力矩，在轉(zhuǎn)彎模型中增加一個(gè)力-力矩的環(huán)節(jié)。根據(jù)式（5）可知，四通閥控液壓缸輸出力矩與其輸出位移，輸出位移的一階導(dǎo)數(shù)、二階導(dǎo)數(shù)，即速度和加速度有關(guān)，由此可得力矩輸入式伺服液壓系統(tǒng)轉(zhuǎn)彎模型如圖4所示。

圖4 力矩輸入式伺服液壓系統(tǒng)轉(zhuǎn)彎模型

4 結(jié)束語(yǔ)

在輪胎幾何參數(shù)以及地面摩擦系數(shù)不變的情況下，通過分析及討論前輪操縱角與飛機(jī)滑行速度的關(guān)系，有助于防止主輪側(cè)滑現(xiàn)象發(fā)生，從而保證飛機(jī)地面前輪操縱運(yùn)動(dòng)的安全性。由于飛機(jī)在定常轉(zhuǎn)彎時(shí)，飛機(jī)速度越大，轉(zhuǎn)彎角度越大，輪胎的側(cè)向摩擦力越大，并且此摩擦力為靜摩擦力。當(dāng)輪胎發(fā)生側(cè)滑時(shí)，靜摩擦力會(huì)突變成為動(dòng)摩擦力，由于靜摩擦力遠(yuǎn)小于動(dòng)摩擦力 ，輪胎的側(cè)向力會(huì)突然變小，依此標(biāo)準(zhǔn)，可測(cè)試出飛機(jī)在不同的轉(zhuǎn)彎操縱角下可以飛行的安全速度。

經(jīng)分別研究前輪操縱角10°、13°、15°、20°、25°、30°、40°、45°、50°、55°、60°、65°、70°、75°，轉(zhuǎn)動(dòng)角速度采用較為安全的10°/s，主輪產(chǎn)生的側(cè)滑的極限速度，繪制出主輪臨界的前輪轉(zhuǎn)角與滑行速度關(guān)系，并繪制出前輪操縱角與滑行速度的關(guān)系曲線圖5。由圖5可知，隨著前輪操縱角的增大，飛機(jī)臨界側(cè)滑的速度隨之減小，曲線下方為操縱安全區(qū)域。

圖5 主輪側(cè)滑前輪操縱角與滑行速度的關(guān)系曲線

參考文獻(xiàn)

[1]P.D.Khapane.Simulation of asymmetric landing and typical ground maneuvers for large transport aircraft. Aerospace Science and Technology，2003，7：611-619.

[2]《飛機(jī)設(shè)計(jì)手冊(cè)》總編委員會(huì).起飛著陸系統(tǒng)設(shè)計(jì)[M].北京：航空工業(yè)出版社，2002

[3]王占林.近代電氣液壓伺服控制[M].北京航空航天大學(xué)出版社，2005.

[4]王紀(jì)森，王博.力反饋電液伺服閥優(yōu)化[J].計(jì)算機(jī)仿真，2011，28-3.

作者簡(jiǎn)介：畢振瀚（1980，6-），男，籍貫：江蘇省濱海縣，學(xué)歷：碩士，研究方向：結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)仿真。