基于AMESim仿真技術的前緣襟翼嘯叫問題分析及解決措施

徐俊仕，劉斯飛，劉 浩

（駐320廠軍事代表室，江西 南昌 330024）

基于AMESim仿真技術的前緣襟翼嘯叫問題分析及解決措施

徐俊仕，劉斯飛，劉 浩

（駐320廠軍事代表室，江西 南昌 330024）

針對某型飛機前緣襟翼收放過程中嘯叫的問題，對前襟伺服機構結構原理進行了研究，通過數(shù)據(jù)統(tǒng)計分析和AMESim系統(tǒng)仿真分析，確定導致問題發(fā)生的根本原因。同時，還模擬不同工況條件下伺服機構的穩(wěn)定模態(tài)，結合試驗統(tǒng)計數(shù)據(jù)，提出了解決措施，可為該型飛機后續(xù)的試驗試飛提供參考。

前襟；仿真；嘯叫

0 引言

飛機前緣襟翼是飛行控制系統(tǒng)中的一部分，與飛機平尾、副翼以及方向舵共同工作，實現(xiàn)飛機三軸增穩(wěn)控制。當飛機大迎角飛行時，放下前緣襟翼，一方面可減小前緣與相對氣流之間的角度，使氣流能夠平順地沿上翼面流過，另一方面也可增大翼切面的彎度，使氣流分離延緩，而且最大升力系數(shù)和臨界迎角也都得到提高。

該型飛機前襟驅動系統(tǒng)采用機械、液壓、電氣單余度配置，用于前緣襟翼的操作，共包括前后左右共四套前襟驅動裝置，每套驅動裝置均由前襟伺服板（集成在飛行控制計算機內）、伺服機構、作動筒和位置傳感器組成。前襟伺服機構主要由電液伺服閥、電磁閥、液壓鎖和安全活門等組成，其接收飛行控制計算機的控制指令并驅動前襟作動筒運動，完成前緣襟翼收放控制。該伺服機構如出現(xiàn)問題將直接影響前緣襟翼的控制，也必然會降低飛行控制系統(tǒng)的可靠性，從而影響飛行品質甚至波及飛行安全，在操作系統(tǒng)以電傳控制為主的三代機上，必須對此類問題進行防范與解決。

AMESim是目前較為先進的一種仿真平臺，它為機械、流體力學、控制系統(tǒng)和熱流體提供了一個聯(lián)合仿真的模擬環(huán)境，使用者可以利用其各個模型庫中的元件，研究實際環(huán)境中物理對象的動力學特性，其最主要的特點就是模塊化的建模思想和可視化的用戶界面。

本文所述的問題分析正是充分利用了AMESim仿真技術的優(yōu)勢，解決了液壓系統(tǒng)故障難建模、難定位的問題。

1 問題概述

2013年12月，在某型飛機地面通壓、通電測試過程中發(fā)現(xiàn)，其左機翼有嘯叫、振動的情況發(fā)生。通過仔細觀察，確認嘯叫聲音是從飛機左機翼外側安裝的前襟伺服機構上的電液伺服閥發(fā)出的，嘯叫同時還引起閥體兩負載腔與作動筒兩驅動腔連接的管路振動。該現(xiàn)象在后續(xù)的9架同型飛機上陸續(xù)出現(xiàn)。

2 機構組成及工作原理

該型前襟伺服機構為飛機飛行控制系統(tǒng)前襟驅動子系統(tǒng)配套附件，其將指令電信號轉換為液壓流量控制信號，以控制作動筒運動，實現(xiàn)前襟收放。伺服機構結構如圖1所示。

工作原理見圖2所示，飛機液壓系統(tǒng)的工作液在壓力作用下，進入電液伺服閥和電磁閥。在電磁閥接通后，高壓油推動液壓鎖的閥芯，使電液伺服閥兩負載腔與前襟作動筒的工作腔連通，前襟作動筒在電液伺服閥的控制下運動。當襟翼系統(tǒng)發(fā)生故障后，由飛控計算機切斷電磁鐵的供電，液壓鎖的閥芯在彈簧的作用力下，恢復到關閉狀態(tài)，從而鎖閉前襟作動筒的工作腔。當前襟作動筒左右工作腔內的油壓隨溫度或負載變化急劇增加，并超出安全設定值時，安全活門將油液釋放至回油管路，以保證伺服機構和作動筒的結構安全。

3 問題分析

裝機使用的前襟伺服機構均為通過質檢合格的產(chǎn)品，產(chǎn)品在內廠調試、質檢過程中工作正常，未出現(xiàn)嘯叫或振動的問題。該問題在前襟伺服機構同批次產(chǎn)品中并沒有全部出現(xiàn)，部分與問題件同批次的產(chǎn)品在裝機工作過程中工作穩(wěn)定，反復試驗都沒有出現(xiàn)上述問題。由此初步判斷：同批次產(chǎn)品可能存在個體差異，導致同批次產(chǎn)品裝機工作時有些出現(xiàn)嘯叫、振動現(xiàn)象，有些卻能夠一直穩(wěn)定工作。

3.1 數(shù)據(jù)統(tǒng)計分析

對所有進行過裝機測試的機件數(shù)據(jù)進行統(tǒng)計。表1為裝機后沒有出現(xiàn)嘯叫和振動問題、工作正常的機件編號及幅頻寬（-3dB）指標。表2為裝機后出現(xiàn)振動和嘯叫問題、工作異常的機件編號及幅頻寬(-3dB)指標。

表1 正常工作幅頻指標統(tǒng)計表

續(xù)表1

表2 工作異常幅頻指標統(tǒng)計表

通過對提交產(chǎn)品原始數(shù)據(jù)整理，發(fā)現(xiàn)裝機后出現(xiàn)過問題的9臺產(chǎn)品幅頻寬（-3dB）指標都在138Hz以上，而裝機后工作沒有出現(xiàn)問題的29臺產(chǎn)品幅頻寬（-3dB）指標大部分在60Hz到120Hz范圍內，其它性能指標在問題產(chǎn)品和正常工作產(chǎn)品之間并沒有明顯區(qū)別，該成品協(xié)議指標要求幅頻寬（-3dB）大于60Hz。

伺服閥幅頻寬指標不同對產(chǎn)品裝機使用情況影響比較明顯，幅頻指標大于120Hz的產(chǎn)品裝機后容易出現(xiàn)振動和嘯叫的問題；低于120Hz以下的不會出現(xiàn)，產(chǎn)品工作正常說明產(chǎn)品幅頻寬指標高會影響產(chǎn)品在系統(tǒng)中工作的穩(wěn)定性。

3.2 工作環(huán)境差異分析

內廠測試環(huán)境和外場測試環(huán)境區(qū)別在于：

1）負載不同。產(chǎn)品在內廠測試和外場測試主要不同在于內廠測試無負載，而外場測試都有真實負載。

2）油源壓力脈動頻率區(qū)別。

由此可見，產(chǎn)品內廠、外場工作差異是由于產(chǎn)品本身頻率特性、負載不同和油源不同三個方面的原因造成的。下面通過在AMESim系統(tǒng)建立系統(tǒng)模型，對三個影響因素進行仿真分析。

3.2.1 AMESim系統(tǒng)仿真分析

仿真模型作動筒、傳感器、控制信號、液壓油源、伺服閥參數(shù)設置與飛機系統(tǒng)實際系統(tǒng)參數(shù)相同，仿真模型如圖3。

1）產(chǎn)品幅頻寬指標對產(chǎn)品的影響

相同階躍指令下，前向放大系數(shù)為1，系統(tǒng)無任何干擾，改變伺服閥的幅頻寬，60Hz、80Hz、100Hz、120Hz和200Hz進行對比，仿真效果見圖4~圖9。

紅色線代表60Hz伺服閥；綠色線代表80Hz伺服閥；藍色線代表100Hz伺服閥；粉色線代表120Hz伺服閥；青色線代表200Hz伺服閥。

根據(jù)上述定性分析，可以得出以下結論：

（1）作動筒位移沒有發(fā)生波動，說明系統(tǒng)是穩(wěn)定的，與機上問題現(xiàn)象相符；

（2）高幅頻寬的伺服閥出口壓力要比低幅頻寬的閥出口壓力波動量大得多，屬于高頻振動，管路發(fā)生結構諧振，發(fā)出嘯叫。

2）不同供油脈動頻率油源對相同幅頻寬產(chǎn)品的影響

相同階躍指令下，前向放大系數(shù)為1，系統(tǒng)無任何干擾，伺服閥的幅頻寬140HZ，對不同系統(tǒng)壓力進行對比分析，仿真結果見圖10~圖13。

紅色線代表伺服閥供油壓力無波動20.6MPa。

綠色線代表伺服閥供油壓力均值為20.6MPa，含有頻率100Hz，幅值1MPa的壓力脈動信號。

藍色線代表伺服閥供油壓力均值為20.6MPa，含有頻率159Hz，幅值1MPa的壓力脈動信號。

粉色線代表伺服閥供油壓力均值為20.6MPa，含有頻率400Hz，幅值1MPa的壓力脈動信號。

系統(tǒng)進油壓力脈動引起伺服閥閥芯驅動腔油液脈動，驅動腔油液脈動帶動閥芯不穩(wěn)定，窗口過流面積變化，引起負載腔輸出油液壓力脈動。

根據(jù)上述定性分析，可以得出以下結論：

（1）從圖中可以看出，伺服閥幅頻寬設為140HZ，當系統(tǒng)供油壓力脈動為140HZ時，伺服閥出口壓力脈動幅度最大。系統(tǒng)供油壓力脈動值和泵轉速成正比，一般為高頻，伺服閥幅頻寬越高也容易發(fā)生諧振共振；

（2）作動筒位移無震蕩，說明系統(tǒng)穩(wěn)定，與實際問題現(xiàn)象相符。

3）不同負載條件對產(chǎn)品穩(wěn)定性的影響

相同階躍指令下，前向放大系數(shù)為1，系統(tǒng)無任何干擾，伺服閥的幅頻寬100HZ，對帶負載模型和不帶負載模型進行對比分析，仿真模型如圖14和圖15，仿真結果見圖16～圖19。

紅色線代表帶負載模型A口壓力脈動；綠色線代表不帶負載模型A口壓力脈動。

根據(jù)上述定性分析可以得出，帶負載模型仿真結果中伺服閥負載A、B口壓力脈動很大，不帶負載模型仿真結果中伺服閥負載A、B口壓力平穩(wěn)。能夠解釋產(chǎn)品在內廠測試時從未見異常，而在外場裝機使用會出現(xiàn)振動、嘯叫現(xiàn)象。

4）AMESim系統(tǒng)仿真結論

由以上仿真分析可以得出以下結論：

（1）伺服閥的幅頻寬越高，伺服閥壓力響應越快，同時伺服閥負載口A、B口壓力脈動卻越大，系統(tǒng)匹配性越差；

（2）產(chǎn)品幅頻寬指標與油源脈動頻率越接近，產(chǎn)品負載口壓力脈動越大；

（3）不同負載工況會影響伺服閥負載腔出口壓力脈動；

（4）從目前的系統(tǒng)參數(shù)看，作動筒位移無明顯震蕩，說明系統(tǒng)是穩(wěn)定的，仿真結果與問題現(xiàn)象相符合。

3.2.2 AMESim系統(tǒng)仿真結果分析

通過對已裝機通壓、通電測試伺服機構的幅頻寬指標進行統(tǒng)計，發(fā)現(xiàn)產(chǎn)品幅頻寬指標范圍和問題現(xiàn)象有一定規(guī)律。產(chǎn)品幅頻寬指標在60Hz～120 Hz范圍內的產(chǎn)品裝機測試工作正常，不會出現(xiàn)嘯叫或振動現(xiàn)象；幅頻寬指標在120Hz～140 Hz范圍內的產(chǎn)品裝機測試現(xiàn)象不確定；幅頻寬指標在140 Hz以上的產(chǎn)品裝機測試大部分會不同程度的出現(xiàn)嘯叫或振動現(xiàn)象，個別產(chǎn)品也能正常工作。

以上數(shù)據(jù)統(tǒng)計和仿真分析相互驗證了降低閥的幅頻寬指標可以提高產(chǎn)品工作穩(wěn)定性。

4 試驗驗證與糾正措施

2014年11月，對三臺裝機后出現(xiàn)問題現(xiàn)象的機件進行試驗驗證。驗證伺服閥編號S2309346原幅頻寬指標為155Hz，重調后指標降為103Hz；驗證伺服閥編號S2309347原幅頻寬指標為138Hz，重調后指標降為104Hz；驗證伺服閥編號S2311361原幅頻寬指標為183Hz，重調后指標降為85Hz。重調后降低幅頻寬指標的三臺伺服閥在原測試平臺上重新進行測試，問題現(xiàn)象消除，系統(tǒng)工作正常。

2014年12月，對另5臺沒有裝機測試過的產(chǎn)品，降低頻率后裝機測試，伺服閥機上工作正常，沒有出現(xiàn)問題現(xiàn)象，伺服閥返修前后幅頻寬指標見表3。

表3 工作正常幅頻指標統(tǒng)計表

綜合上述問題分析和試驗驗證結論判斷，前襟伺服機構出現(xiàn)嘯叫、振動現(xiàn)象是由于伺服閥幅頻寬指標太高，導致其工作穩(wěn)定性差。在機上環(huán)境使用，伺服閥穩(wěn)定性差的特性顯現(xiàn)，負載腔壓力脈動通過硬管油路傳遞給機翼，由于每臺產(chǎn)品負載腔壓力脈動幅值不同，所以出現(xiàn)的問題有嘯叫和振動的區(qū)別。

伺服閥幅頻寬指標要求為大于60Hz，考慮幅頻寬太高會導致閥工作穩(wěn)定性變差，可修改幅頻寬指標要求為60 Hz至120 Hz，以防止該問題的發(fā)生。

5 結語

前襟伺服機構幅頻寬指標變化范圍比較大，部分幅頻寬指標較高的機構工作穩(wěn)定性降低，在機上工作過程中出現(xiàn)不同程度的負載腔油液壓力脈動，引起振動或嘯叫的問題現(xiàn)象。通過理論分析和試驗驗證，在伺服閥幅頻寬指標要求的范圍內，降低幅頻寬指標至（60～120）Hz，可以提高前襟伺服機構工作穩(wěn)定性，排除嘯叫或振動的問題，滿足飛行控制系統(tǒng)使用要求，獲得更好的飛行品質并保證飛行安全。

[1]飛機設計手冊·第14冊 起飛著陸系統(tǒng)設計．北京：航空工業(yè)出版社，2002．

[2]李成功，和彥淼．液壓系統(tǒng)建模與仿真分析．北京：航空工業(yè)出版社，2006．

[3]龔進，郭勇．AMESim仿真技術在小型液壓挖掘機液壓系統(tǒng)中的應用．機電工程技術，2007，10．

>>>作者簡介

徐俊仕，男，1979年12月出生，2007年畢業(yè)于西北工業(yè)大學，工程師，現(xiàn)從事裝備質量管理工作。

摘 要：翼形布局的干涉儀其布陣方式與傳統(tǒng)干涉儀不同，需要尋求新的測向方法。本文分析了一維干涉儀測向情況，并由此得出翼形布局干涉儀天線測向方法。實驗室測試結果表明，該方法測向精度滿足應用要求。

關鍵詞：干涉儀；翼形；測向

Analysis and Solution to Whistling Problem on Leading-edge Flaps Based on AMESim Simulation Technology

Xun Junshi,Liu Sifei,Liu Hao
(Military Representative Office in 320 Factory,Nanchang Jiangxi,330024)

As to the whistling problem occurred while retracting and extending the leading-edge flaps of a certain type of aircraft,study is carried out for the operating principle of the leading-edge flap servo mechanism.The root cause is found out through data statistical analysis and AMESim system simulation analysis.Meanwhile,solution is figured out by combining the simulation of the steady models of the servo mechanism under different operating conditions with the test statistical data,which can provide reference for the subsequent flight tests of this type of aircraft.

Leading-edge flaps；Simulation；Whistling

2017-02-25）