飛機起落架收放系統性能仿真與故障分析

石旭東 英福君 張 宇 張和茂 周 博 王 茜

1(中國民航大學電子信息與自動化學院 天津 300300)2(中國民航計量檢測中心 北京 100621)3(中國民航大學飛行技術學院 天津 300300)

0 引 言

起落架是飛機結構的重要組成部分[1]，其功能好壞將影響飛機性能甚至旅客安全。50%以上的飛機安全事故發生在起飛和降落階段[2]，通過近20年有關起落架問題而導致飛機事故的報道統計，發現前起落架故障率略高于主起落架，因此對前起落架建模仿真并進行故障分析具有一定意義。

許多學者針對飛機起落架收放系統建模仿真做出了相關研究。于方圓等[3]利用AMESim對前起落架收放系統建模，對其放下過程系統壓力及作動筒行程變化進行分析。和麟等[4]通過AMESim對起落架系統建模，通過改變液壓回路中元件參數達到對起落架性能進行分析的目的。高文磊等[5]利用AMESim對液壓系統建模，通過改變如節流孔孔徑等重要參數來分析起落架工作性能，但他們沒有考慮氣動阻力、摩擦力等因素。唐毅等[6]以液壓系統為研究對象，通過改裝液壓系統來分析系統壓力及作動筒行程變化。豐世林[7]根據某起落架參數，對系統氣塞和系統泄漏等故障對起落架收放時間進行仿真，但該模型考慮因素較少過于簡單。田佳杰等[8]以某大型民機主起落架收放系統為研究對象，詳細分析了收放系統中各部分動力學行為，但該模型僅考慮靜態動力學行為，沒有考慮氣動阻力等對起落架影響。

由于前起落架收放過程當中，受力形式較為復雜[9-11]，不僅要承受自身重力和摩擦力，還要承受氣動阻力等相關外力[12]，因此為了能夠更準確地分析前起落架在不同因素下的工作特性，本文利用AMEsim對某型飛機前起落架進行仿真分析，并通過添加等效機械結構，對前起落架受力情況進行建模。分析仿真結果表明，該模型能夠比較準確地反映前落架收放過程。最后將單一影響因素及混合影響因素注入模型，通過仿真分析影響起落架收放性能的因素，對后續指導起落架收放系統參數設計及健康管理[13]有重要意義。

1 起落架載荷建模

起落架載荷主要包括質量力、摩擦力，及起降過程中所受氣動阻力。利用AMEsim將某飛機前起落架模型轉換為圖1所示的機械模型。

圖1 AMEsim中前起落架機械模型

由于最終要分析作動筒上合力的變化趨勢，因此需要計算起落架與作動筒之間的受力關系。一般采用矢量三角形法求解，但由于起落架機械結構較為復雜，利用此方法求解難度大，因此利用AMEsim機械結構可以傳遞力的特點，一方面將圖1機械模型轉換為圖2(a)所示的AMEsim的子模型，另一方面將計算得到的力作用到圖2(a)所示子起落架模型中固定點1處的轉軸上，通過模型仿真可以得到固定點2處起落架作動筒所受力的變化趨勢，而固定點3為一輔助機械臂。與圖2(a)相對應的起落架收放示意簡圖如圖2(b)所示。

(a) AMEsim中起落架子模型 (b) 起落架結構簡圖圖2 起落架子模型與結構分析圖

1.1 起落架質量力計算

質量力Pm為[14]：

(1)

Mm是質量力Pm對固定點O的力矩，計算方式為：

Mm=Pm×r×sinφ

(2)

式中：r為起落架質心距固定點O的距離；φ為起落架運動角度，范圍為0°到105°。由于飛機收放起落架時具有一定俯仰角，因此計算質量力時，需要考慮俯仰角，則得出質量力力矩為：

(3)

式(3)得到的力矩分別為起落架放下和收起時質量力作用在起落架固定支點O處力矩，其變化趨勢如圖3所示。質量力作用在作動筒上的力矩變化趨勢如圖4所示。

圖3 起落架運動過程中質量力力矩隨時間變化趨勢

圖4 作動筒運動過程中質量力力矩隨時間變化趨勢

1.2 起落架氣動阻力計算

氣動阻力計算由各機械結構所受氣動阻力疊加在壓力中心(簡稱壓心)上所得，指向為氣流運動方向，計算方式如下：

(4)

氣動合力矩為：

(5)

圖5 起落架運動過程中氣動阻力力矩隨時間變化趨勢

圖6 作動筒運動過程中氣動阻力力矩隨時間變化趨勢

(6)

1.3 起落架摩擦力計算

摩擦力在起落架收放過程中的表現為作動筒與活塞桿、轉軸等處摩擦引起的載荷Pf為：

Pf=(0.18～0.3)Paa

(7)

式中：Pf為摩擦力由起落架作動筒在收放過程中產生；Paa為合載荷由起落架質量力和氣動阻力疊加產生。仿真得出摩擦力產生的載荷分別在起落架轉軸和作動筒上力矩的變化趨勢如圖7和圖8所示。

圖7 起落架運動過程中摩擦力力矩隨時間變化趨勢

圖8 作動筒運動過程中摩擦力力矩隨時間變化趨勢

1.4 起落架總載荷計算

將質量力、氣動阻力、摩擦力等載荷進行疊加得到起落架收放總載荷Fup、Fdown計算公式分別如下：

(8)

(9)

起落架轉軸所受合力力矩變化趨勢如圖9所示，作動筒所受合力力矩變化趨勢如圖10所示。

圖9 起落架運動過程中合力力矩隨時間變化趨勢

圖10 作動筒運動過程中合力力矩隨時間變化趨勢

2 起落架系統建模

起落架液壓系統包括作動筒、限流閥、帶單項閥的限流閥、選擇閥、蓄能器、減壓閥、油濾、液壓馬達、液壓泵、油箱等液壓器件。根據該機型的維修手冊及相關內部接口文件得到有關前起落架液壓系統相關參數如表1所示。

表1 相關子模型參數設定表

續表1

分別完成草圖模式、子模型模式、參數模式、仿真模式的創建和設定，建立起落架系統模型如圖11所示，其中設置仿真總時間為30 s，0到2 s為液壓系統工作，起落架收放系統處于待命狀態；2到12 s為起落架處于收起狀態；14到30 s起落架處于放下狀態。通過系統仿真得出飛機起落架收放時間如圖12(a)所示，分別為7.59 s和9.56 s，與手冊規定的7.5 s和10 s基本一致，并且手冊要求收放時間不得超過規定時間1 s，超過1 s即視為故障。根據手冊規定，在系統壓力為20 685 kPa時該動筒在收起過程中無桿腔平均流量為7.25 L/min，在放下過程中有桿腔平均流量為1.25 L/min。而仿真得出起落架收放時無桿腔與有桿腔的流量如圖12(b)所示，起落架處于收起狀態時無桿腔的流量大約為7.25 L/min，而起落架在放下狀態時有桿腔的流量為1.284 L/min，基本與實際相符，因此該模型符合實際要求。

圖11 AMEsim中起落架收放系統建模

(a) 起落架時間與位移關系 (b) 作動筒流量變化圖12 起落架收放系統仿真結果示意圖

3 起落架影響因素分析

影響起落架性能的因素有很多，分為外部因素如飛機馬赫數、飛機起飛仰角等；內部因素如油泵泄漏、作動筒泄漏、限流閥阻塞等。以往研究起落架性能通過分析單一因素來判斷，而忽略雙重因素影響，由于起落架收放一定次數后會出現多個部件性能降低的特點。因此為了更真實地反映起落架性能，在分析單一因素影響后，又對雙重因素進行分析，為今后起落架維修和健康管理提供一定參考。

3.1 單一外在因素對起落架收放影響分析

影響前起落架收放外在因素為飛機在收放起落架時的馬赫數及俯仰角，不同馬赫數和俯仰角會影響起落架質量力、氣動阻力、摩擦力計算。

3.1.1不同馬赫數對前起落架收放影響分析

不同馬赫數對飛機起落架影響主要體現在速壓q上，其公式為：

(10)

而速壓是計算氣動載荷關鍵參數，由于前起落架收放方式決定氣動載荷對收放影響較大，因此運用AMEsim批處理功能，將飛機起降馬赫數分別調整為0.176、0.201、0.266、0.251，仿真結果如圖13所示。可以看出，在起降過程中，起落架收起時間隨著馬赫數增加而增加，而在放下過程中放下時間隨著馬赫數增加而減少，雖然部分數據超過手冊規定的7.5 s，但未超過上限8.5 s，因此屬于正常范圍，并且前起落架收上過程中氣動載荷起阻力作用，而放下過程中起助力作用，因此結果與實際相符合。

圖13 不同馬赫數對起落架收放時間影響

3.1.2不同仰角對飛機起落架收起影響分析

飛機收起落架時，一般以一定仰角起飛，而仰角不同會影響質量力力矩變化，如下所示：

Mm·up=5 046.63×sinφ1

φ1=φ+θ

(11)

式中：φ1為起落架重心與固定點O的連線與重力方向夾角；θ為起飛仰角。飛機收起落架時以一定仰角θ起飛，而θ越大初始質量力力矩的相位越大，峰值到達越快，在收起落架前期所受力矩越大后期則越少，通過設置飛機起飛仰角為10°、14°、18°、22°，仿真結果如圖14(a)所示，得出以不同仰角起飛對起落架收起時間沒有影響，均在手冊規定范圍之內。通過圖14(b)得出，仰角越大剛開始起落架收起速度較慢，而后續變快，因為仰角越大，初始力臂越長，初始力矩也越大，即負載越大速度越慢，而隨著時間推移受力逐漸減小速度則越快。

(a) 收放時間

3.2 單一內在因素對起落架收放影響分析

影響起落架收放性能內在因素為限流閥阻塞、作動筒泄漏、油泵泄漏、液壓油空氣含量過多等，本文通過調節模型參數模擬故障對起落架收放性能影響進行分析。

3.2.1限流閥對起落架收放影響分析

起落架液壓系統中，前起落架和主起落架的收放均由同一選擇閥控制，而作動筒流量則由相應限流閥控制，限流閥阻塞將會導致作動筒收放產生延遲。作動筒收放時間計算公式為：

(12)

式中：V為作動筒活塞運動速度；Q為作動筒內流量；Spiston為活塞面積；Lstroke為活塞運動沖程；t為收放時間。油液經過孔口時的計算公式如下：

(13)

式中：Dh為水力直徑；v為油液運動粘度；Δp為孔口兩端壓差；ρ為油液密度。由于收放過程中作動筒兩端壓差均為遞減狀態，因此當限流閥阻塞時Dh變小，Δp也變小，則流量將變小，使作動筒收放時間增加。圖15是利用AMEsim對起落架作動筒無桿腔端口處的限流閥進行阻塞仿真的結果，分別設置參數來模擬限流閥阻塞了0.1、0.2、0.3、0.4 mm時作動筒運動時間與位移的關系，根據手冊要求超過規定值1 s即為起落架故障，由此可見當起落架無桿腔阻塞0.1 mm時起落架收放時間為8.62 s，不滿足手冊要求，即判斷起落架收放故障，因此日常維護時需要保證液壓油清潔度，以免阻塞限流閥影響起落架收放性能。

圖15 限流閥阻塞程度對起落架收放時間影響

3.2.2油液空氣含量對起落架收放影響分析

在起落架液壓系統中，隨著油液空氣含量增加，起落架運動過程會有運動速度不均勻或產生爬升現象，有時甚至引發震動，當壓力較低時，氣泡部分變大則有可能導致器件損害，因此將空氣含量設置為0.1%、1%、10%、30%進行仿真分析，通過圖16中起落架作動筒運動曲線可以得出，液壓系統中空氣含量為10%時已經產生明顯運動延遲，雖然收放時間滿足手冊要求，但屬于警戒值，超過10%則有可能產生故障，而當空氣含量為30%時，起落架收放產生明顯延遲不滿足手冊要求。

圖16 油液空氣含量對起落架收放時間影響

3.2.3液壓泵泄漏對起落架收放影響分析

為了模擬液壓系統泄漏，在液壓泵出油口和回油口之間加一個限流閥模擬故障，通過設置限流閥直徑對油泵統泄漏程度仿真，分別設置限流閥直徑為0.5、1.0、1.5、2.0 mm，結果如圖17所示。當限流閥為1 mm時的收放時間已經不滿足手冊要求，而當限流閥孔徑為1.5 mm時，起落架已經無法完成收回動作。當泄漏量少時，液壓泵效率降低但此時仍能完成收放動作，當泄漏量大時，通過式(12)可以看出，流入作動筒內流量減少，起落架收放會產生延遲甚至收不上情況，因此液壓系統泄漏對起落架收放影響比較嚴重。

圖17 油泵泄漏程度對起落架收放時間影響

3.2.4作動筒泄漏對起落架收放影響分析

由于作動筒需要經常往復運動，而長時間工作使密封圈失效會產生間隙，導致產生內漏，泄漏量計算公式如下：

(14)

式中：qleakage為泄漏量；p1為無桿腔壓力；p2為有桿腔壓力；D為作動筒內壁直徑；Cr為作動筒內壁與活塞半徑差；leak為泄漏系數。qleakage增加會導致兩腔室壓差降低，而壓差降低則會減少qleakage，當leak為定值時最終壓差和泄漏量會穩定在某一定值，通過設置不同泄漏量進行仿真，得出圖18中的曲線，發現當泄漏量為0.005 L/min/bar時，仍滿足手冊要求，但超過該數值時起落架收放時間已屬故障范疇。

圖18 作動筒內漏程度對起落架收放時間影響

3.3 混合因素對起落架收放影響分析

實際系統中影響因素不是單一存在，有時單一因素不會造成系統性能失效，但兩種非故障因素的疊加卻會造成起落架故障。

3.3.1對油液空氣含量和油泵泄漏影響分析

液壓系統中液壓泵泄漏往往會引起油液空氣含量增加，因此將模擬液壓泵泄漏的限流閥和空氣含量分別設置為0.5 mm和0.1%、0.5 mm和10%、1 mm和0.1%、1 mm和10%并進行仿真分析，結果如圖19所示。

在分析單一故障時，如圖19(a)所示，當空氣含量達到10%時，起落架在收起時雖然會發生動作延遲，但仍然在手冊規定的范圍之內；而液壓泵模擬泄漏的限流閥如圖19(b)所示，在0.5 mm時的泄漏量依然也滿足手冊要求；從圖19(c)中可得，當兩個完全不會引起起落架性能因素疊加時則收放不滿足手冊中的要求，這是由于兩個故障因素都屬于對系統流量影響，屬于同種類型故障的疊加，因此在日常檢修過程中，需要提高對單一因素的檢測標準。

(a) 油液空氣含量對起落架收放時間影響

3.3.2對油液空氣含量和馬赫數影響分析

油液中空氣含量這一單一因素對起落架影響如圖20(a)所示，可以看出10%的空氣含量滿足手冊中起落架收放時間的要求，且由圖20(b)可知馬赫數對飛機起落架收放性能影響不明顯。但將不同馬赫數和油液空氣含量為0.176Mach和0.1%、0.251Mach和0.1%、0.176Mach和10%、0.251Mach和10%注入到所建模型中得到圖20(c)，可以看出在馬赫數為0.251且空氣含量為10%時起落架收放時間為8.7 s，已經不滿足手冊中的要求。

(a) 油液空氣含量對起落架收放時間影響

frod=p1A1-p2A2+V·visc

(15)

式中：frod為作動筒在桿上產生的力；A1為有桿腔活塞面積；A2為無桿腔活塞面積；visc為粘滯摩擦系數。由于仿真時忽略粘滯摩擦系數影響，而在收起起落架時，有桿腔壓力處于定值，因此桿上的力只由無桿腔壓力決定，馬赫數增加使起落架氣動阻力增加，只有增加無桿腔壓力才能使作動筒繼續運動，但是由于空氣含量增加，導致壓力增加緩慢甚至使作動筒產生爬升現象，使液壓系統在桿上產生的力增加緩慢，因此會延遲起落架收放時間。

綜上所述，由于單一外在因素受起飛降落時的環境影響屬于不可控因素，因此在考慮內在因素時需要留出足夠的容錯空間。而在實際過程中，作動筒泄露、油液空氣含量增加、限流閥阻塞等問題都是隨著飛機起降次數增加而混合出現，往往單個傳感器信號無法提供足夠的故障信息。因此在后續飛行過程中應采用多源信息特征融合的方法，對多個傳感器信號進行提取、降維、融合，然后通過殘差判別是否需要及時調節液壓泵電機轉速以保證飛行安全。最后在地面檢修過程中將飛行過程中的融合低維特征值作為支持向量機的輸入，從而達到典型故障模式的檢測和定位，提高檢修效率。

4 結 語

本文利用AMEsim對某型飛機前起落架收放系統進行建模仿真，通過添加外力影響因素來提高模型準確性，并基于此模型研究單一外在因素、單一內在因素、混合因素對起落架收放性能的影響。

1) 單一外在因素中，馬赫數對起落架收放影響較小，隨著馬赫數增加起落架收起時間增加，但在飛機正常起飛速度時起落架收放時間滿足手冊要求。仰角主要影響起落架收起時瞬時速度，對收放時間不產生影響。

2) 單一內在因素中，作動筒泄漏、油泵泄漏、限流閥阻塞對液壓系統流量影響較大，導致作動筒內部流量降低，從而影響作動筒延遲。

3) 混合因素中，當單一因素油液空氣含量10%，馬赫數0.251，油泵限流閥0.05 mm分別作用時，收放時間均滿足手冊要求。當油液空氣含量10%和馬赫數0.251同時作用時，收放時間為8.65 s不滿足手冊要求；油液空氣含量10%和油泵限流閥0.05 mm同時作用時，收放時間為8.71 s同樣不滿足手冊要求。