某型商用飛機(jī)前起落架應(yīng)急放仿真分析

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某型商用飛機(jī)前起落架應(yīng)急放仿真分析

Simulation Analysis of Nose Landing Gear System for Some Commercial Aircraft

馬雪潔張小明 / Ma XuejieZhang Xiaoming

(廣東科學(xué)技術(shù)職業(yè)學(xué)院,珠海 519090)

(Guangdong Institute of Science and Technology, Zhuhai 519090, China)

0引言

起落架是飛機(jī)在地面停放、滑行、起降滑跑時(shí)用于支持飛機(jī)重量、吸收撞擊能量的重要部件。為了獲得良好的氣動(dòng)性能，現(xiàn)代客機(jī)多采用可收放的起落架，即當(dāng)飛機(jī)在空中飛行時(shí)就將起落架收到機(jī)翼或機(jī)身之內(nèi)，飛機(jī)著陸時(shí)再將起落架放下[1-2]。迄今為止，世界上已發(fā)生了多起客機(jī)由于起落架無(wú)法放下而緊急迫降的重大事故[3]，可見(jiàn)起落架收放功能的可靠性至關(guān)重要。

在某商用飛機(jī)的實(shí)驗(yàn)過(guò)程中，前起落架出現(xiàn)了無(wú)法應(yīng)急放下到位的故障[4-6]。為了修復(fù)故障，設(shè)計(jì)人員基于“若能增加起落架放下的運(yùn)行速度，起落架或可靠慣性沖擊到達(dá)上鎖位置”這一設(shè)想，提出了減小液壓系統(tǒng)阻尼的方案。但這一方案是否可行尚需驗(yàn)證，如果通過(guò)重新設(shè)計(jì)制造關(guān)鍵元件——收放作動(dòng)筒，將面臨成本大、周期長(zhǎng)、試驗(yàn)場(chǎng)景有限等問(wèn)題。因此，系統(tǒng)仿真成為驗(yàn)證方案、修復(fù)故障的重要手段[7-13]。

本文首先根據(jù)某商用飛機(jī)前起落架系統(tǒng)原理，建立機(jī)械、液壓領(lǐng)域的Modelica模型[14-15]；其次，根據(jù)系統(tǒng)中組件的獨(dú)立試驗(yàn)數(shù)據(jù)對(duì)組件模型進(jìn)行參數(shù)標(biāo)定；再次，利用系統(tǒng)工況試驗(yàn)數(shù)據(jù)對(duì)所標(biāo)定的模型進(jìn)行驗(yàn)證，為后續(xù)分析液壓系統(tǒng)阻尼對(duì)前起落架應(yīng)急放的影響以及各載荷的敏感性，以此找到起落架故障的原因并采取相應(yīng)措施提供支持。

1某商用飛機(jī)前起落架建模

某商用飛機(jī)前起落架在多領(lǐng)域系統(tǒng)建模中應(yīng)滿足如下條件：

(1)空中應(yīng)急放起落架，無(wú)法放下到位；(2)正常放起落架，航速≥260節(jié)，無(wú)法放下到位；(3)液壓作動(dòng)筒阻尼特性實(shí)驗(yàn)的速度/行程-時(shí)間曲線；(4)鐵鳥實(shí)驗(yàn)臺(tái)架應(yīng)急放起落架實(shí)驗(yàn)[16]，懸掛砝碼臨界質(zhì)量41.3kg；(5)鐵鳥實(shí)驗(yàn)臺(tái)架正常放起落架實(shí)驗(yàn)，懸掛砝碼臨界質(zhì)量203kg；(6)空中收放完成時(shí)間、系統(tǒng)與作動(dòng)筒腔室壓力。

1.1　機(jī)械系統(tǒng)建模

先將機(jī)械系統(tǒng)考慮為剛性模型，不考慮運(yùn)動(dòng)副間隙與摩擦(關(guān)于摩擦的處理將在1.2節(jié)說(shuō)明)，設(shè)彈簧具有線性特性。在MWorks中建立前起落架的機(jī)械系統(tǒng)模型，主要部件如圖1所示。

其中，前起落架主要組件質(zhì)量見(jiàn)表1。

表1　前起落架主要組件質(zhì)量

1.2　摩擦建模

飛機(jī)起落架的機(jī)械系統(tǒng)摩擦阻力大小與起落架的收放快慢有關(guān)。將其處理為迎風(fēng)阻力的修正部分之一，令：

M0=b1×ω-b2×ω2+b3×ω3

(1)

ω=θ

(2)

其中，θ為緩沖支柱轉(zhuǎn)軸轉(zhuǎn)角，ω為沖支柱轉(zhuǎn)軸角速度；系數(shù)b1~b3將會(huì)在仿真過(guò)程中標(biāo)定。

1.2　液壓系統(tǒng)建模

飛機(jī)前起落架液壓系統(tǒng)模型原理示意圖如圖2所示。

圖2　液壓系統(tǒng)原理示意圖

圖2的內(nèi)部孔徑的大小在本文3.1節(jié)將對(duì)其進(jìn)行標(biāo)定。最終版作動(dòng)筒組件在MWorks中的實(shí)現(xiàn)如圖3所示。

圖3　最終版作動(dòng)筒組件圖(在MWorks中的實(shí)現(xiàn))

2飛機(jī)前起落架加載

2.1　艙門氣動(dòng)載荷加載

把實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)簡(jiǎn)化為模型中用于插值的數(shù)據(jù)。220節(jié)速度時(shí)加載情況具體如圖4~圖7所示，縱坐標(biāo)單位N，橫坐標(biāo)單位mm，0為起落架放下到位位置。

圖4　航速220節(jié)時(shí)左前艙門的氣動(dòng)載荷

圖5　航速220節(jié)時(shí)右前艙門的氣動(dòng)載荷

其它速度時(shí)的艙門氣動(dòng)載荷(即模型中采用的載荷大小)采用分段線性插值的方式，具體如下:

圖6　航速220節(jié)時(shí)左后艙門的氣動(dòng)載荷

圖7　航速220節(jié)時(shí)右后艙門的氣動(dòng)載荷

F_前250=0.85×F_前270,F_后250=0.89×F_后270

F_前220=0.78×F_前250,F_后220=0.81×F_后250

F_前180=0.70×F_前220,F_后180=0.74×F_后220

根據(jù)圖4~圖6的加載數(shù)據(jù)分析，艙門氣動(dòng)載荷主要有兩個(gè)特點(diǎn)：

(1)艙門左右載荷差別較大，而收和放過(guò)程的載荷差別不大；

(2)前起落架放下到位附近作用力的波動(dòng)較大。

2.2　迎風(fēng)阻力

2.2.1載荷作用位置

載荷作用于圖8中PT 03點(diǎn)，即前起落架主旋轉(zhuǎn)軸。

圖8　主起載荷示意圖

2.2.2迎風(fēng)阻力加載

靜態(tài)迎風(fēng)阻力-緩沖支柱轉(zhuǎn)軸轉(zhuǎn)角曲線如圖9所示，其中縱坐標(biāo)為Nm，橫坐標(biāo)為rad。

其他航速有靜態(tài)迎風(fēng)阻力可由插值獲得。

圖9　靜態(tài)迎風(fēng)阻力

2.2.3動(dòng)態(tài)迎風(fēng)阻力

考慮到起落架收放速度快慢不同，所受的阻力也可能不同。同時(shí)，考慮到這一修正力還可能與速度的1~3次項(xiàng)有關(guān)，設(shè)修正項(xiàng)如公式(1)和公式(2)。

為實(shí)現(xiàn)航速260節(jié)時(shí)無(wú)法放下而航速255節(jié)可以放下的目的，需將圖9中各公式的系數(shù)乘以0.57，以上修正對(duì)起落架的收放影響如圖10和圖11所示。

圖10　航速255節(jié)時(shí)空中正常放-放下到位

圖11　航速260節(jié)時(shí)空中正常放-放下故障

3仿真結(jié)果與分析

3.1　空載作動(dòng)筒仿真

為了Mworks能準(zhǔn)確的模擬前起落架液壓系統(tǒng)的工作特性，本文首先標(biāo)定收放作動(dòng)筒的各阻尼孔，如圖12所示。

收放作動(dòng)筒的各阻尼孔經(jīng)過(guò)標(biāo)定后(如圖12所示)，各阻尼孔的特性如表2所示。

為了簡(jiǎn)化前起落架的前期模型證實(shí)工作，本文選取了前起落架標(biāo)定與驗(yàn)證工作中具有代表性的部件進(jìn)行仿真與實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)的對(duì)比。

圖12　收放作動(dòng)筒的結(jié)構(gòu)圖

名稱額定流量/l/min額定壓降/psi水力直徑/mm換向閥及管路---收過(guò)程進(jìn)油104351.96收過(guò)程回油204352.40放過(guò)程進(jìn)油204352.40放過(guò)程回油NR435NR作動(dòng)筒---阻尼孔0--2.42(k1=13500)阻尼孔1--0.5阻尼孔2d=4mm,pclosed=10psi,popen=1700psi阻尼孔3--4.124阻尼孔4--1.31阻尼孔5--4.124阻尼孔6--3.14(k1=18000)梭閥--5.3

注：“額定壓降@額定流量”與水力直徑“hd”均表示孔的通流能力。

3.2　作動(dòng)筒空載對(duì)比

由圖13和圖14分析可得，空載曲線與實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)基本吻合，平穩(wěn)運(yùn)行時(shí)活塞速度準(zhǔn)確度高于95%。

在內(nèi)緩沖孔附近，速度值變化瞬時(shí)值略有差異；經(jīng)過(guò)分析，產(chǎn)生的主要原因是：(1)為了Mworks仿真分析的進(jìn)行，模型中采用的作動(dòng)筒作了一定的簡(jiǎn)化，與實(shí)際作動(dòng)筒相比還存在差異；(2)為了分析的順利進(jìn)行，仿真和實(shí)驗(yàn)曲線均用“采樣”所得的數(shù)據(jù)，存在一定的精度誤差。

對(duì)于本文所關(guān)注的應(yīng)急放過(guò)程，對(duì)應(yīng)作動(dòng)筒的伸展過(guò)程；收回曲線的開始段略有差異，這主要是單向閥(見(jiàn)圖12)造成的。然而，單向閥在前起落架作用過(guò)程中始終關(guān)閉，并不影響應(yīng)急放的分析。因此，本文所建構(gòu)的作動(dòng)筒模型符合下一步進(jìn)行阻尼仿真分析工作的要求。

圖13　作動(dòng)筒空載收回活塞速度對(duì)比

圖14　作動(dòng)筒空載伸展活塞速度對(duì)比

3.3　前起落架空載放對(duì)比

從圖15的仿真曲線與實(shí)驗(yàn)曲線對(duì)比分析可見(jiàn)，空載正常放前起落架作動(dòng)筒輸出力仿真曲線與試驗(yàn)曲線基本吻合。

圖15　空載正常放前起落架作動(dòng)筒輸出力對(duì)比

在開始段與結(jié)束段略有不符合，可能的原因：作動(dòng)筒輸出力取決于負(fù)載的大小，而模型中沒(méi)有考慮運(yùn)動(dòng)副摩擦的影響；雖然摩擦力不大，但在運(yùn)動(dòng)開始與結(jié)束階段，由于機(jī)構(gòu)到作動(dòng)筒的傳動(dòng)比急劇加大，摩擦力被適當(dāng)放大；“空載”試驗(yàn)是指在地面鐵鳥臺(tái)架中的試驗(yàn)，并非真空環(huán)境，起落架運(yùn)動(dòng)仍然受到空氣阻力；而仿真所用環(huán)境等價(jià)于真空環(huán)境。

作動(dòng)筒輸出力主要取決于載荷大小，此處載荷主要是起落架的自重，即說(shuō)明所建機(jī)械模型能夠用于進(jìn)一步的仿真分析。

“空中”試驗(yàn)時(shí)氣動(dòng)載荷遠(yuǎn)大于模型的運(yùn)動(dòng)副摩擦力和非真空環(huán)境下起落架運(yùn)動(dòng)受到的空氣阻力。因此，作動(dòng)筒空載輸出力計(jì)算時(shí)可以忽略這兩種載荷。

3.4　起落架空中應(yīng)急放對(duì)比

結(jié)合圖16~圖18仿真曲線與實(shí)驗(yàn)曲線分析：仿真曲線與試驗(yàn)曲線基本吻合；由于加入了空中氣動(dòng)載荷，仿真曲線與實(shí)驗(yàn)曲線中未出現(xiàn)“空載”對(duì)比中的差異。

圖16　(空中220節(jié))前起落架應(yīng)急放過(guò)程有桿腔壓力對(duì)比

圖17　(空中220節(jié))前起落架應(yīng)急放過(guò)程活塞速率對(duì)比

圖18　(空中220節(jié))前起落架應(yīng)急放過(guò)程作動(dòng)筒輸出力對(duì)比

仿真曲線與試驗(yàn)曲線仍存在少許差異的主要原因是：一方面，模型中氣動(dòng)載荷與起落架位置相關(guān)，是一個(gè)靜態(tài)的模型，然而在實(shí)際中，氣動(dòng)載荷與起落架位置、速度相關(guān)，是一個(gè)動(dòng)態(tài)的模型；另一方面，氣動(dòng)載荷模型所用的數(shù)據(jù)經(jīng)過(guò)降噪處理，這將導(dǎo)致仿真曲線與試驗(yàn)曲線存在一些差異。

以上分析可見(jiàn)，仿真結(jié)果曲線與實(shí)驗(yàn)曲線吻合較好，所建氣動(dòng)載荷模型能夠用于進(jìn)一步的仿真分析。

3.5　不同航速收放完成時(shí)間對(duì)比

由表3可知，空中工況下，完成收放的仿真時(shí)間與實(shí)際試驗(yàn)吻合較好。3.2節(jié)至3.4節(jié)所述的差異在空中工況仿真中累積，但由于空中收放完成時(shí)間主要取決于起落架質(zhì)量慣量參數(shù)、液壓作動(dòng)筒特性參數(shù)，因此仿真結(jié)果仍然可以較好的符合試驗(yàn)結(jié)果。

仿真中，由3.2節(jié)至3.4節(jié)分別證明了收放作動(dòng)筒模型、機(jī)械機(jī)構(gòu)模型、氣動(dòng)載荷模型及簡(jiǎn)化方案均是可行的；隨后以3.4節(jié)、3.5節(jié)空中工況結(jié)果對(duì)比，總體驗(yàn)證了模型的準(zhǔn)確性。

表3　各工況空中仿真時(shí)間與實(shí)驗(yàn)時(shí)間對(duì)比

注：180節(jié)速度下，應(yīng)急放和正常放試驗(yàn)各進(jìn)行兩次。

4結(jié)論

本文基于Modelica語(yǔ)言，建立了某型商用飛機(jī)前起落架的的機(jī)械、液壓耦合系統(tǒng)模型；單獨(dú)標(biāo)定系統(tǒng)的關(guān)鍵組件；通過(guò)試驗(yàn)數(shù)據(jù)與仿真結(jié)果對(duì)比驗(yàn)證上述組件構(gòu)成的前起落架系統(tǒng)；為后續(xù)分析飛機(jī)前起落架機(jī)械液壓機(jī)構(gòu)的阻尼影響及載荷敏感性提供了依據(jù)。

關(guān)于關(guān)鍵組件參數(shù)標(biāo)定和系統(tǒng)驗(yàn)證結(jié)論如下：

(1)關(guān)鍵組件應(yīng)急放作動(dòng)筒仿真曲線與實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)基本吻合。

(2)系統(tǒng)工況仿真能夠準(zhǔn)確再現(xiàn)起落架各種實(shí)驗(yàn)中觀測(cè)到的現(xiàn)象；仿真曲線與實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)吻合度較高。

(3)驗(yàn)證了系統(tǒng)模型的有效性。

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摘要：

起落架收放功能的可靠性對(duì)飛行安全至關(guān)重要。首先根據(jù)某型商用飛機(jī)前起落架系統(tǒng)原理，建立機(jī)械、液壓領(lǐng)域的Modelica模型。其次，根據(jù)系統(tǒng)中組件的獨(dú)立試驗(yàn)數(shù)據(jù)對(duì)組件模型進(jìn)行參數(shù)標(biāo)定。再次，利用系統(tǒng)工況試驗(yàn)數(shù)據(jù)對(duì)所標(biāo)定的模型進(jìn)行驗(yàn)證。最后，得出關(guān)于關(guān)鍵組件參數(shù)標(biāo)定和系統(tǒng)驗(yàn)證結(jié)論如下：(1)關(guān)鍵組件應(yīng)急放作動(dòng)筒仿真曲線與實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)基本吻合；(2)系統(tǒng)工況仿真能夠準(zhǔn)確再現(xiàn)起落架各種實(shí)驗(yàn)中觀測(cè)到的現(xiàn)象，仿真曲線與實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)吻合度較高；(3)驗(yàn)證了本文構(gòu)建的系統(tǒng)模型的有效性，為下一步進(jìn)行阻尼分析，準(zhǔn)確查找前起落架故障提供了前提條件。

關(guān)鍵詞：前起落架；作動(dòng)筒；Modelica模型；驗(yàn)證

[Abstract]There happened many grave accidents by landing gears, which weren’t able to lay down and forced to make an emergency landing for modern aircraft. The reliability of landing gear retraction units is very important. Firstly, the Modelica model of mechanical and hydraulic field was established according to the principle of the nose landing gear system for some commercial aircraft. Secondly, the component model parameters were calibrated with the independent test data of the components in the system. Thirdly, the calibration of the model was verified using the system test data. Finally, the key components calibration parameter and system validation conclusions were as follows:(1)the simulation curve of key components for emergency discharge actuator agreed well with the experimental data.(2)the system simulation could accurately reproduce all the observed phenomena of the landing gear. The simulation curve and experimental data were of higher degree of agreement.(3)The result verified the validity of the established system model，and a prerequisite was provided for the next damping analysis to exactly find the failure of the nose landing gear.

[Key words]the front landing gear；actuating cylinder；modelica model；verification

基金項(xiàng)目：廣東省自然科學(xué)基金項(xiàng)目,項(xiàng)目編號(hào):S2013010012025。

中圖分類號(hào)：V226

文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：A