前輪轉(zhuǎn)彎系統(tǒng)減擺性能分析

張丹丹，張 明,2

(1.南京航空航天大學(xué) 飛行器先進設(shè)計技術(shù)國防重點學(xué)科實驗室，江蘇 南京 210016)

(2.南京航空航天大學(xué) 機械機構(gòu)力學(xué)及控制國家重點實驗室，江蘇 南京 210016)

前輪轉(zhuǎn)彎系統(tǒng)減擺性能分析

張丹丹1，張 明1,2

(1.南京航空航天大學(xué) 飛行器先進設(shè)計技術(shù)國防重點學(xué)科實驗室，江蘇 南京 210016)

(2.南京航空航天大學(xué) 機械機構(gòu)力學(xué)及控制國家重點實驗室，江蘇 南京 210016)

前輪操縱是起落架設(shè)計中的關(guān)鍵技術(shù)。以C919大型民機前輪轉(zhuǎn)彎操縱系統(tǒng)為研究對象，分析了其系統(tǒng)組成及工作原理，并根據(jù)其減擺狀態(tài)工作原理建立了阻尼力計算公式；基于LMS Imagine.Lab AMESim和LMS Virtual.Lab Motion軟件平臺分別建立了前輪轉(zhuǎn)彎操縱系統(tǒng)的液壓控制系統(tǒng)模型和前輪轉(zhuǎn)彎機構(gòu)動力學(xué)模型，驗證了前輪轉(zhuǎn)彎操縱系統(tǒng)減擺狀態(tài)下的功能；進行了動態(tài)阻尼特性仿真分析，分析了擺振的頻率、幅值以及阻尼孔直徑對減擺阻尼力矩大小的影響。結(jié)果表明：該前輪轉(zhuǎn)彎操縱系統(tǒng)在減擺狀態(tài)下可以消除沖擊載荷引起的振動，滿足系統(tǒng)減擺的要求；在其他參數(shù)固定的情況下，分別改變擺振頻率、幅值以及阻尼孔直徑3個參數(shù)中任一參數(shù)的值，減擺阻尼力矩隨擺振頻率和幅值的增大而增大，隨阻尼孔直徑的增大而減小。

前輪轉(zhuǎn)彎；減擺；液壓；阻尼；聯(lián)合仿真

飛機的地面機動性及滑跑穩(wěn)定性是飛機地面性能的重要評估指標，對其進行詳細的分析具有重要的意義?，F(xiàn)代軍用與民用飛機，均對飛機的地面機動性及滑跑穩(wěn)定性提出了極高的要求。作為飛機地面機動的重要技術(shù)，前輪操縱技術(shù)能有效實現(xiàn)飛機在跑道上的大角度轉(zhuǎn)彎，同時兼顧滑跑過程中的方向穩(wěn)定性。

前輪操縱系統(tǒng)的研究一直為國內(nèi)外學(xué)者所重視[1-2]。隨著操縱技術(shù)的不斷發(fā)展，前輪操縱技術(shù)經(jīng)歷了早期的機械式操縱系統(tǒng)、機械-液壓式操縱系統(tǒng)到現(xiàn)代的電傳式操縱系統(tǒng)以及數(shù)字電傳操縱系統(tǒng)的發(fā)展過程。電傳式操縱系統(tǒng)因其質(zhì)量輕、安裝簡單及維修方便等優(yōu)點，在西方戰(zhàn)斗機上得到了普遍的應(yīng)用[3]。國內(nèi)飛機傳統(tǒng)的起落架控制系統(tǒng)普遍采用機械-液壓式操縱系統(tǒng)，近年來逐漸開始采用電傳式操縱技術(shù)，并在電傳式操縱技術(shù)的研究上取得了一定的成果?，F(xiàn)代飛機的前輪轉(zhuǎn)彎操縱系統(tǒng)一般兼具轉(zhuǎn)彎和減擺兩種功能[4-5]。文獻[6]主要以單作動筒式數(shù)字電傳前輪轉(zhuǎn)彎操縱系統(tǒng)為研究對象，對其控制器進行了設(shè)計與分析；文獻[7]在現(xiàn)有的某型號飛機的單作動筒機械-液壓式前輪轉(zhuǎn)彎操縱系統(tǒng)的基礎(chǔ)上，對其進行了技術(shù)改進，設(shè)計了一種數(shù)字電傳式前輪轉(zhuǎn)彎操縱系統(tǒng)。文獻[8]以YZL16操縱減擺器為研究對象，進行了靜態(tài)阻尼仿真分析及操縱特性仿真分析。隨著大型民機大角度轉(zhuǎn)彎要求的提出，現(xiàn)代民機已基本不再使用單作動筒式前輪轉(zhuǎn)向機構(gòu)。文獻[9]以大型民機C919前輪轉(zhuǎn)彎系統(tǒng)為研究對象，對其轉(zhuǎn)彎機構(gòu)及液壓操縱系統(tǒng)進行了設(shè)計及操縱性能仿真分析。而對于雙作動筒式前輪轉(zhuǎn)彎系統(tǒng)，對其減擺狀態(tài)下系統(tǒng)動態(tài)特性研究較少。

本文基于LMS Imagine.Lab AMESim和LMS Virtual.Lab Motion軟件平臺，以C919大型民機前輪轉(zhuǎn)彎機構(gòu)三維實體模型為基礎(chǔ)，建立了雙作動筒式前輪轉(zhuǎn)彎電液伺服控制系統(tǒng)模型以及雙作動筒式前輪轉(zhuǎn)彎機構(gòu)動力學(xué)模型。對系統(tǒng)的減擺狀態(tài)進行仿真分析，得到了減擺阻尼特性隨擺振頻率、振幅以及阻尼孔直徑大小的變化規(guī)律。在此基礎(chǔ)上，分析了減擺過程中系統(tǒng)內(nèi)部液壓閥的動態(tài)特性。

1 前輪轉(zhuǎn)彎系統(tǒng)的組成及工作原理

本文中，前輪轉(zhuǎn)彎系統(tǒng)采用電液伺服控制系統(tǒng)，其功能是實現(xiàn)地面滑行階段的方向控制及消除高速滑行過程中受擾動后的前輪擺振。因此，系統(tǒng)具有轉(zhuǎn)彎和減擺兩種工作狀態(tài)。

1.1系統(tǒng)組成

前輪轉(zhuǎn)彎系統(tǒng)的電液伺服控制系統(tǒng)的組件包括單向閥、過濾器、選擇閥、回填閥、分流閥、減擺閥、蓄能器、壓力維持閥、伺服閥以及轉(zhuǎn)向作動筒和旋轉(zhuǎn)換向閥。其中，選擇閥和分流閥組成了狀態(tài)轉(zhuǎn)換模塊，負責實現(xiàn)轉(zhuǎn)彎狀態(tài)與減擺狀態(tài)之間的轉(zhuǎn)換；壓力維持閥和蓄能器組成了壓力維持模塊，確保系統(tǒng)壓力維持在空氣分離壓力之上，防止回路中出現(xiàn)空穴現(xiàn)象；兩個減擺閥及兩個安全閥組成系統(tǒng)的減擺模塊，當系統(tǒng)處于減擺模式時若受到?jīng)_擊產(chǎn)生擺振，減擺閥為系統(tǒng)提供的阻尼可減小其振蕩并使其趨于平穩(wěn)；兩個旋轉(zhuǎn)換向閥的作用則是當作動筒運動到死點位置時，使其液壓回路完成自動換向。

系統(tǒng)組成如圖1所示。

1.2系統(tǒng)操縱原理

系統(tǒng)轉(zhuǎn)彎狀態(tài)的操縱方式分為手輪操縱以及腳蹬操縱。手輪操縱主要用于低速大角度轉(zhuǎn)彎情況下的方向控制，而腳蹬操縱則用于飛機在地面高速滑跑時運動方向的小角度調(diào)整。

系統(tǒng)工作狀態(tài)的轉(zhuǎn)換是由駕駛員操縱控制面板上的控制器來完成的。當滿足前輪轉(zhuǎn)彎的條件時，輸入的轉(zhuǎn)彎信號以及系統(tǒng)的轉(zhuǎn)角反饋信號傳送到控制器，由控制器判斷輸入信號與反饋信號之間的差值控制伺服閥的閥口開度，從而獲得需要的轉(zhuǎn)向角度及速度。當前輪轉(zhuǎn)角達到輸入信號對應(yīng)角度時，由控制器輸出的信號為零，此時伺服閥斷電，前輪停在相應(yīng)位置，從而實現(xiàn)前輪轉(zhuǎn)彎的伺服控制。

1.3系統(tǒng)的工作狀態(tài)

前輪轉(zhuǎn)彎系統(tǒng)具有轉(zhuǎn)彎和減擺兩種功能，相應(yīng)地，其液壓系統(tǒng)具有對應(yīng)的兩種工作回路，分別為前輪轉(zhuǎn)彎系統(tǒng)的轉(zhuǎn)彎回路以及減擺回路。

1.3.1轉(zhuǎn)彎工作狀態(tài)

在轉(zhuǎn)彎狀態(tài)下，由駕駛員輸入控制信號使選擇閥打開至最左位，同時激活分流閥，使系統(tǒng)處于轉(zhuǎn)彎準備狀態(tài)，此時兩個轉(zhuǎn)向作動筒的工作通路被分流閥隔離。駕駛員可以通過控制器輸入轉(zhuǎn)彎信號到伺服閥，伺服閥根據(jù)得到的轉(zhuǎn)彎指令輸出相應(yīng)壓力，驅(qū)動兩個轉(zhuǎn)向作動筒運動，從而實現(xiàn)前輪偏轉(zhuǎn)。

1.3.2減擺狀態(tài)

當前輪不需要轉(zhuǎn)彎或者系統(tǒng)電氣部分出現(xiàn)故障的情況下，前輪轉(zhuǎn)彎系統(tǒng)處于減擺狀態(tài)，兩個作動筒的工作通路相互連通。此時，如果前起落架因受到?jīng)_擊等原因產(chǎn)生擺振，則作動筒中的油液可以通過減擺閥和分流閥從一個作動筒流向另一個作動筒，減擺閥的阻尼作用將系統(tǒng)擺振產(chǎn)生的能量轉(zhuǎn)化為熱能耗散掉，從而達到減擺的效果。

減擺回路中，除了減擺閥以外，還設(shè)置了安全閥以及蓄能器。蓄能器的作用是防止系統(tǒng)在受到?jīng)_擊時單側(cè)作動筒出現(xiàn)暫時性的真空現(xiàn)象或者壓力過低時出現(xiàn)氣穴現(xiàn)象。安全閥在系統(tǒng)壓力過高的情況下打開，防止過高的壓力對系統(tǒng)造成破壞。

2 減擺器阻尼力計算

由前輪轉(zhuǎn)彎系統(tǒng)工作原理可知，當前輪操縱系統(tǒng)切換到減擺狀態(tài)時，液壓回路中的作動筒和減擺閥組成了系統(tǒng)的減擺回路。當飛機在高速滑行狀態(tài)下前輪產(chǎn)生擺振時，減擺閥可以吸收擺振產(chǎn)生的能量，使前輪的擺振幅值迅速衰減。減擺阻尼器工作原理如圖2(a)所示。外部激勵促使作動筒作活塞運動，從而使油液通過減擺閥的阻尼孔產(chǎn)生阻尼，產(chǎn)生的阻尼力與位移的一階導(dǎo)數(shù)成比例，其方向始終與速度方向相反[10]。

以圖2中左側(cè)作動筒為例，簡述減擺器對作動筒活塞運動的阻尼力的計算方法。設(shè)減擺閥阻尼孔直徑為d0，長度為l，不考慮活塞與缸壁之間的泄露。雙作動筒式前輪轉(zhuǎn)彎機構(gòu)中，兩個作動筒的回路中各存在一個減擺閥。在減擺狀態(tài)下，兩個作動筒回路相互連通。因此，可將模型進行簡化，兩個阻尼孔合并為一個長度為2l的阻尼孔，如圖2中虛線框內(nèi)所示，即由圖2(a)簡化為圖2(b)。此時，阻尼孔兩端A點和B點的壓力與作動筒兩端壓力分別對應(yīng)。

設(shè)活塞位移為x，則其運動速度為vn=dx/dt，

此時通過小孔的液體流量為：

流經(jīng)小孔的液體的平均流動速度為：

由于vm的產(chǎn)生，使得活塞左右兩腔存在壓力差。由層流情況下的壓力損失公式可以得到活塞左右兩端的壓差為：

式中：λ為管道阻力系數(shù)，若為層流，其值可取 75/Re，Re=ρvmd0/μ，為雷諾數(shù)。

將雷諾數(shù)表達式代入式(3)中得：

式中：R1為液阻。

可計算阻尼力為：

(5)

式中：p為高壓腔壓力。

3 前輪轉(zhuǎn)彎系統(tǒng)建模

3.1液壓控制系統(tǒng)仿真模型的建立

從1.1節(jié)可知，該液壓系統(tǒng)可以分為4個主要模塊，分別為狀態(tài)轉(zhuǎn)換模塊、旋轉(zhuǎn)換向模塊、安全減擺模塊以及壓力維持模塊。在LMSImagine.LabAMESim軟件中進行液壓系統(tǒng)仿真模型的建立，首先使用相應(yīng)的液壓閥及其他基本元件(如1.1節(jié)所述)建立4個基本功能模塊仿真模型，各個模塊如圖3中矩形框所示。

狀態(tài)轉(zhuǎn)換閥中，選擇閥采用三位三通閥來模擬，分流閥則采用二位二通閥來模擬。當選擇閥正向打開時，高壓油源進入轉(zhuǎn)彎系統(tǒng)回路，系統(tǒng)則進入轉(zhuǎn)彎控制模式；當選擇閥負向打開時，激活分流閥，使分流閥正向打開連通兩個作動筒回路，系統(tǒng)則進入自由轉(zhuǎn)動模式，即減擺模式。

旋轉(zhuǎn)換向模塊中，旋轉(zhuǎn)換向閥主要由一個三位四通閥和邏輯開關(guān)來實現(xiàn)。通過角度傳感器將前輪轉(zhuǎn)角傳遞到邏輯開關(guān)，邏輯開關(guān)對前輪轉(zhuǎn)彎角度進行判斷，當達到轉(zhuǎn)彎角度時，邏輯開關(guān)的輸出會發(fā)生改變，從而控制三位四通閥換向來改變活塞的運動方向。

安全減擺模塊中，安全閥由兩個溢流閥實現(xiàn)，減擺閥則采用兩個阻尼孔來模擬。溢流閥的開啟壓力為系統(tǒng)安全壓力240bar，當系統(tǒng)中壓力超過安全壓力時，對應(yīng)的安全閥開啟使得兩個作動筒回路連通從而實現(xiàn)降壓；阻尼孔則通過調(diào)節(jié)其孔徑的大小對減擺阻尼進行調(diào)節(jié)。

壓力維持模塊中，壓力維持閥采用溢流閥來模擬，其開啟壓力設(shè)定為12bar，在液壓油的空氣分離壓力之上。系統(tǒng)壓力高于12bar時，溢流閥開啟允許系統(tǒng)內(nèi)油液進入回油箱；壓力低于12bar時蓄能器開啟向系統(tǒng)內(nèi)補充壓力。因此，溢流閥與蓄能器一起實現(xiàn)了壓力維持的作用。

基于4個關(guān)鍵的基本模塊，將其與液壓泵及伺服閥連接形成完整的液壓回路，完成雙作動筒式前輪轉(zhuǎn)彎系統(tǒng)的電液伺服控制系統(tǒng)液壓模型的建立，即圖3所示模型。

3.2前輪轉(zhuǎn)彎機構(gòu)動力學(xué)模型的建立

雙作動筒式前輪轉(zhuǎn)彎機構(gòu)主要由轉(zhuǎn)向套筒、支柱卡圈、2個旋轉(zhuǎn)換向閥以及2個作動筒和活塞組成。在轉(zhuǎn)彎機構(gòu)中，很多零件并不參與轉(zhuǎn)彎過程的運動，過度冗余的結(jié)構(gòu)不但不利于建模，還會使計算效率低下，故在建模過程中去掉了對轉(zhuǎn)彎沒有貢獻的零件。然后在LMSVirtual.LabMotion中，根據(jù)實際情況建立運動學(xué)與動力學(xué)關(guān)系。最終建立的雙作動筒式前輪轉(zhuǎn)彎機構(gòu)的LMSVirtual.LabMotion模型如圖4所示。

4 仿真分析

在減擺狀態(tài)下，飛機轉(zhuǎn)彎操縱系統(tǒng)不工作，如出現(xiàn)顛簸及沖擊等因素造成前輪擺振現(xiàn)象，則減擺回路中的減擺閥會通過自身阻尼降低其振動幅值，使其重新回到穩(wěn)定滑跑狀態(tài)。

4.1前輪減擺功能的仿真分析

將系統(tǒng)切換到減擺狀態(tài)，并在作動筒1(圖3中左側(cè)作動筒)活塞桿上施加外部沖擊載荷，對系統(tǒng)的減擺功能進行驗證。所加外載在0.5s時迅速從0增大至100kN，保持0.3s后迅速減為0，可近似模擬飛機在地面滑跑過程中輪胎所受的來自地面的沖擊載荷。

由于雙作動筒式前輪轉(zhuǎn)彎機構(gòu)中，兩作動筒對稱分布，在減擺狀態(tài)下受力情況同樣基本對稱，故僅選取作動筒1進行分析。圖5為作動筒1活塞的加速度隨時間變化的關(guān)系曲線。由圖可見，在外部載荷的沖擊作用下，活塞的加速度產(chǎn)生振蕩，其加速度最大增加至12m/s2；當載荷消失后，活塞的加速度經(jīng)過了小幅振蕩后在減擺閥產(chǎn)生的液壓阻尼作用下迅速減小直至趨近于0。仿真結(jié)果基本符合實際情況，在液壓沖擊的作用下活塞產(chǎn)生的加速度在可接受的范圍內(nèi)。

圖6反映了作動筒1無桿腔和有桿腔壓力隨時間的變化關(guān)系。從圖中可以看出，在外載的沖擊作用下，作動筒1無桿腔的壓力在0.5s時迅速增加至18MPa，其作用是平衡外部沖擊載荷；當外載變?yōu)?后，作動筒1無桿腔壓力迅速減小。隨后，由于系統(tǒng)內(nèi)部液壓沖擊的作用，兩腔的壓力產(chǎn)生了約3MPa的振蕩。但由于系統(tǒng)中存在減擺閥，在其阻尼作用下，兩腔的壓力在極短時間內(nèi)迅速衰減至趨于0，使系統(tǒng)恢復(fù)平穩(wěn)。

4.2減擺阻尼特性仿真分析

為了仿真前輪擺振過程，采用圖3所示的液壓系統(tǒng)進行控制，在動力學(xué)模型中添加角度驅(qū)動，模擬前輪擺振的過程。同時通過添加輸入、輸出控制節(jié)點來設(shè)置數(shù)據(jù)通信端口，并將Virtual.Lab的求解器設(shè)置為“AMESIMCOUPLED”，計算后生成“#.vlcosim”文件。在Imagine.Lab中將“#.vlcosim”文件導(dǎo)入，并連接對應(yīng)的控制點，即完成了仿真分析的連接工作。

在轉(zhuǎn)彎機構(gòu)上施加表1所列工況的角度驅(qū)動，并調(diào)節(jié)阻尼孔至其對應(yīng)大小。

仿真結(jié)果見表2。

從以上工況的仿真分析中可以發(fā)現(xiàn)，阻尼力矩隨著擺動的振幅和頻率的增大而增加，隨著阻尼孔直徑的增加而減小。為研究蓄能器和回填閥的工作狀態(tài)，選取工況1進行分析。

圖7為仿真結(jié)果，其中，圖7(a)～(d)為兩回填閥下游壓力與其回填閥開啟狀態(tài)之間的關(guān)系，圖7(e)為蓄能器流量與兩回填閥流量之間的關(guān)系。

從圖7(a)～(d)可以看出，當回填閥1下游油路中壓力小于12bar時(初始狀態(tài)下蓄能器內(nèi)的壓力值)，回填閥1開啟，蓄能器向系統(tǒng)內(nèi)補充壓力；回填閥2下游油路壓力始終大于12bar，因而回填閥2一直處于關(guān)閉狀態(tài)。從圖7(e)中可以看到，蓄能器釋放的流量等于兩回填閥流量之和。

根據(jù)減擺回路工作原理，蓄能器和回填閥在系統(tǒng)中的作用是為了防止系統(tǒng)內(nèi)壓力過低而出現(xiàn)的空穴現(xiàn)象。由仿真分析可以看出，當系統(tǒng)內(nèi)壓力低于蓄能器設(shè)定的壓力時，蓄能器就會向系統(tǒng)內(nèi)進行壓力補充，維持系統(tǒng)內(nèi)的壓力不低于設(shè)定的最低值，避免了空穴現(xiàn)象的發(fā)生。

5 結(jié)論

本文以大型民機C919雙作動筒式前輪轉(zhuǎn)彎系統(tǒng)為研究對象，進行了前輪轉(zhuǎn)彎系統(tǒng)減擺性能仿真分析，得到以下結(jié)論：

a.通過前輪轉(zhuǎn)彎系統(tǒng)減擺性能驗證仿真分析表明，該系統(tǒng)可以消除飛機地面滑跑過程中受到地面沖擊載荷而引起的前輪擺振，具有良好的減擺性能。

b.通過減擺阻尼仿真分析可知，減擺器產(chǎn)生的減擺阻尼力矩隨擺振頻率和擺振角度的增大而增大，隨阻尼孔直徑的增大而減小。

c.仿真結(jié)果表明，當任意回填閥所在回路壓力低于蓄能器開啟壓力時，回填閥會開啟，允許蓄能器向系統(tǒng)內(nèi)補充油液，即該系統(tǒng)可以有效防止空穴現(xiàn)象的發(fā)生。

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Analysis on the shimmy performance for nose wheel steering system

ZHANG Dandan, ZHANG Ming

(Nanjing University of Aeronautics & Astronautics, Jiangsu Nanjing, 210016, China)

Nose wheel maneuver technology is essential to landing gear design. This paper concentrates on the nose wheel steering maneuver system of C919 aircraft, discusses its composition and working theories. It deduces the damping force equations based on the applied anti-shimmy theories, establishes the hydraulic control system and nose steering dynamic model of nose wheel steering maneuver system with LMS Imagine. Lab AMESim and LMS Virtual.Lab Motion platforms, verifies the functions of anti-shimmy mechanism as well. It simulates some dynamic damping characters such as shimmy frequency, shimmy amplitude and the effect of damping hole diameter on anti-shimmy damping torque. All the results show that the specific type of nose steering maneuver system is capable of eliminating impact load in the anti-shimmy status, meeting the standard of anti-shimmy. Under the premise of certain parameters unchanged, alter shimmy frequency, amplitude and damping hole diameter separately, the conclusion turns out that anti-shimmy damping torque rises with the increase of shimmy frequency and amplitude, and the damping torque shrinks along with the increase of damping hole diameter.

nose wheel steering system; anti-shimmy; hydraulic; damping; co-simulation

10.3969/j.issn.2095-509X.2015.02.006

2015-01-23

國家自然科學(xué)基金資助項目(51305198)；教育部博士點基金資助項目(20123218120003)

張丹丹(1990—)，女，山東威海人，南京航空航天大學(xué)碩士研究生，主要研究方向為飛行器起落裝置設(shè)計技術(shù)。

V229

A

2095-509X(2015)02-0021-06