某型飛機(jī)起落架機(jī)電液一體化可靠性分析

馮志杰，王煜陽，周 昊

(1.航空工業(yè)航宇救生裝備有限公司, 湖北 襄陽 441000;2.航空防護(hù)救生技術(shù)航空科技重點實驗室, 湖北 襄陽 441000;3.西北工業(yè)大學(xué) 力學(xué)與土木建筑學(xué)院, 陜西 西安 710072)

起落架系統(tǒng)為飛機(jī)起飛、著陸、滑行和地面停放提供支撐，同時也能吸收飛機(jī)在滑行和著陸過程中的振動和沖擊。由于現(xiàn)代飛機(jī)空地循環(huán)周期縮短，工作環(huán)境復(fù)雜，起落架系統(tǒng)在使用中發(fā)生失效的概率較高[1]。起落架系統(tǒng)的復(fù)雜性不僅僅是其運動機(jī)構(gòu)復(fù)雜，并且還是由機(jī)械系統(tǒng)、控制系統(tǒng)、液壓系統(tǒng)，即機(jī)、電、液三部分組成，因此要對起落架系統(tǒng)進(jìn)行可靠性分析就涉及到多學(xué)科耦合分析[2]。傳統(tǒng)的可靠性分析方法是對物理樣本進(jìn)行可靠性實驗，無法完全考慮復(fù)雜機(jī)構(gòu)和復(fù)雜工作環(huán)境的不穩(wěn)定因素，另外，實驗成本高，周期長，實驗數(shù)據(jù)量少，失效概率低。目前普遍采用的可靠性研究方法是通過虛擬樣機(jī)計算進(jìn)行仿真實驗得到仿真數(shù)據(jù)后再進(jìn)行可靠性計算與分析，郭華新[3]利用ADAMS軟件和Matlab/Simulink軟件建立遙控武器站交流位置伺服系統(tǒng)模型，經(jīng)過仿真計算，驗證了機(jī)電系統(tǒng)的可行性；朱德泉[4]提出了機(jī)電液一體化系統(tǒng)仿真優(yōu)化一體化思想與實現(xiàn)方法，搭建了集成CATIA、ADAMS、ANSYS、AMESim、MATLAB等軟件的仿真平臺；王慧[5]建立了一種與計算機(jī)輔助設(shè)計、結(jié)構(gòu)有限元分析、多體動力學(xué)分析和液壓控制分析等商用軟件進(jìn)行聯(lián)合仿真分析的可靠性仿真試驗系統(tǒng)，并利用該系統(tǒng)對某起落架系統(tǒng)進(jìn)行了可靠性仿真分析；侯志輝[6]利用了EASY5等軟件實現(xiàn)聯(lián)合仿真模擬了飛機(jī)武器艙門機(jī)電液系統(tǒng)。

本研究以某教練機(jī)的前起落架為例，根據(jù)其運動精度要求，利用ADAMS(機(jī)械系統(tǒng))、AMESim(液壓系統(tǒng))、Matlab(控制系統(tǒng))建立機(jī)電液聯(lián)合仿真模型研究前起落架系統(tǒng)的運動性能，并用Monte Carlo法對獲得收起功能運動精度的仿真數(shù)據(jù)進(jìn)行可靠性分析和靈敏度分析，得到了影響收起功能運動精度的主要設(shè)計參數(shù)，為起落架可靠性評估和維修保養(yǎng)提供了依據(jù)。

1 起落架系統(tǒng)機(jī)電液一體化建模

機(jī)電液系統(tǒng)劃分為機(jī)械、液壓、控制等3個子系統(tǒng)。機(jī)械子系統(tǒng)是若干個機(jī)器與機(jī)構(gòu)及其附屬裝置組成的系統(tǒng)，由質(zhì)量、剛度和阻尼各元素所組成，作用是執(zhí)行作業(yè)，完成機(jī)構(gòu)運動功能；液壓子系統(tǒng)是以油液作為工作媒介，利用油液的壓力能并通過控制閥門等附件操縱液壓執(zhí)行機(jī)構(gòu)工作的裝置，作用是為機(jī)械子系統(tǒng)提供動力，其輸出力與外載共同作用于機(jī)械子系統(tǒng)上；控制子系統(tǒng)是由被控制對象和控制裝置所構(gòu)成，實時檢測機(jī)械子系統(tǒng)運動位移、速度、加速度等運動參數(shù)，依據(jù)系統(tǒng)的期望目標(biāo)，采用合適的控制算法計算獲得實時控制的信號,調(diào)節(jié)液壓子系統(tǒng)輸出參數(shù)，以達(dá)到對機(jī)械子系統(tǒng)狀態(tài)控制的目的。大體上可以通過數(shù)據(jù)傳送和參數(shù)的關(guān)聯(lián)集成各個系統(tǒng)模型[7],各子系統(tǒng)之間參數(shù)關(guān)系如圖1所示。

圖1 機(jī)電液一體化系統(tǒng)各子系統(tǒng)之間的參數(shù)關(guān)系

對于一般飛機(jī)的起落架機(jī)電液系統(tǒng)，機(jī)械系統(tǒng)主要是起落架的收放機(jī)構(gòu)，液壓系統(tǒng)包括油箱、油路、收放作動筒等液壓元件，控制系統(tǒng)主要是控制開關(guān)和反饋電路。起落架的收起步驟分以下7個步驟：

1) 控制開關(guān)處于“收起”位置，發(fā)出收起信號；

2) 收起信號經(jīng)過繼電器開關(guān)進(jìn)入液壓系統(tǒng)的電磁伺服閥；

3) 閥門接收到信號開啟，液壓源的供壓管路和作動筒開啟管路連通，液壓油經(jīng)閥門進(jìn)入筒腔；

4) 液壓油由于液壓差推動作動桿，作動筒收入，起落架收起，另外液壓油從另一端的回油管路經(jīng)電磁閥流回油缸；

5) 當(dāng)起落架緩沖支柱運動到既定角度時，角度傳感器檢測到緩沖支柱并經(jīng)過反饋電路反饋給液壓系統(tǒng)；

6) 電磁伺服閥接收到角度反饋信號調(diào)節(jié)閥門開度直至到達(dá)既定角度，液壓系統(tǒng)停止工作；

7) 角度傳感器檢測到緩沖支柱運動到既定角度時，上鎖固定起落架，起落架收起完畢。

1.1 ADAMS機(jī)構(gòu)模型建模

本研究根據(jù)某型教練機(jī)的前起落架機(jī)構(gòu)運動原理，將起落架實際結(jié)構(gòu)進(jìn)行簡化。在建立起落架虛擬樣機(jī)模型時，保證仿真構(gòu)件的幾何形體的質(zhì)量、質(zhì)心位置、慣性矩和慣性積同實際構(gòu)件相同。某型教練機(jī)的前起落架機(jī)構(gòu)主要由液壓作動筒、斜撐桿、主支柱筒和機(jī)輪組成，依據(jù)這些部件的實際幾何參數(shù)和工作性能指標(biāo)，在多體動力學(xué)分析軟件ADAMS中建立了機(jī)構(gòu)運動學(xué)和動力學(xué)仿真模型，如圖2所示。

圖2 前起落架簡化模型

1.2 AMESim液壓模型建模

AMEsim軟件不需要建立復(fù)雜的方程，就可以快速、方便直觀地使物理模型直接轉(zhuǎn)換為實時仿真模型。目前，AMEsim軟件已經(jīng)在液壓系統(tǒng)、傳動系統(tǒng)、冷卻系統(tǒng)、機(jī)電系統(tǒng)、制動系統(tǒng)以及燃油噴射系統(tǒng)等中得到了廣泛應(yīng)用。面向工程應(yīng)用的定位使得該軟件成為液壓、航空航天以及汽車等部門的理想選擇[8]。在AMESim中建立液壓系統(tǒng)功能圖(圖3)。如圖所示是起落架液壓系統(tǒng)的模型，主要由電磁伺服閥、液壓源、油箱、作動筒等組成。電磁伺服閥接收控制系統(tǒng)的輸入信號，控制閥門A、B、P和T的開關(guān)；閥門P和T連通液壓源P和油箱，控制液壓油輸出到活塞和回油到油箱，閥門A 、B連接作動筒，通過液壓差提供給作動筒液壓壓力；作動筒中的液壓油因為油壓壓差通過活塞作用輸出作用力；連接活塞的是一個質(zhì)量塊，代表作動桿的質(zhì)量；在質(zhì)量塊邊上連接著一個位移傳感器，將位移信號作為輸出變量反饋到控制系統(tǒng)。

圖3 液壓系統(tǒng)功能框圖

1.3 Matlab/Simulink控制系統(tǒng)建模

Simulink的編程語言簡潔，能夠方便地實現(xiàn)控制算法；與主流的機(jī)械、液壓仿真軟件兼容性好，方便實現(xiàn)軟件間數(shù)據(jù)共享和互操作；提供了多種解算方法，可供用戶選擇使用[9]。因此，選擇Matlab/Simulink 軟件作為機(jī)電液一體化系統(tǒng)主仿真平臺，完成聯(lián)合仿真數(shù)據(jù)的交換與處理的主控軟件，即AMESim軟件完成液壓仿真，ADAMS軟件完成機(jī)械仿真，最終通過聯(lián)合仿真接口將數(shù)據(jù)匯集到Matlab/Simulink軟件中完成機(jī)電液系統(tǒng)的建模任務(wù)。

分別將ADAMS模型和AMESim模型參數(shù)化，并設(shè)定輸出場和輸入場。電信號控制作動筒的位移，達(dá)到運動精度的標(biāo)準(zhǔn)是起落架轉(zhuǎn)角，所以將作動筒的位移變量作為輸入場，起落架轉(zhuǎn)角和作動筒的力作為輸出場。將模型導(dǎo)入到Matlab/Simulink軟件中會自動生成相應(yīng)的S函數(shù)，最后在 Simulink軟件中建立階躍信號源模塊、反饋回路模塊、時間記錄器模塊作為控制系統(tǒng)，并和機(jī)械系統(tǒng)ADAMS模塊、液壓系統(tǒng)AMESim模塊相連接得到如圖4所示的起落架機(jī)電液一體化聯(lián)合仿真模型。

圖4 起落架機(jī)電液仿真模型

2 起落架系統(tǒng)機(jī)電液一體化仿真分析

對于正常工作狀態(tài)下的飛機(jī)起落架系統(tǒng)(見圖4)，控制系統(tǒng)產(chǎn)生控制開關(guān)信號，液壓系統(tǒng)接收該控制信號并輸出液壓作動筒的位移數(shù)據(jù)，機(jī)械系統(tǒng)接收位移數(shù)據(jù)并輸出起落架收起角度、作動筒位移、作動力3個重要觀測數(shù)據(jù)，時間記錄器記錄實時的角度變化數(shù)據(jù)并輸出到達(dá)指定角度的時間，反饋回路接收實時的角度變化數(shù)據(jù)并反饋給液壓系統(tǒng)，控制閥門的開度。為了驗證仿真模型的可行性，對起落架機(jī)電液系統(tǒng)仿真模型進(jìn)行確定性分析。仿真7 s后得到3個輸出量的時間變化曲線(見圖5)。結(jié)合實際該起落架的收放實測數(shù)據(jù)，從圖5和表1中的數(shù)據(jù)可以看出聯(lián)合仿真結(jié)果基本符合技術(shù)要求，說明聯(lián)合仿真模型是可行的，符合實際情況。

圖5 起落架收起角度、作動筒活塞桿行程及其作用力變化曲線

表1 仿真結(jié)果數(shù)據(jù)

3 起落架系統(tǒng)機(jī)電液一體化可靠性分析

3.1 可靠度計算分析

飛機(jī)起落架在復(fù)雜的工作環(huán)境下實現(xiàn)收放功能時，各個運動功能參數(shù)都具有一定的隨機(jī)性，比如變化的工作油壓、元件的尺寸公差等。這些隨機(jī)因素會導(dǎo)致起落架性能不確定，嚴(yán)重時會導(dǎo)致起落架收放失敗，因此需要對起落架開展功能可靠性分析。在實現(xiàn)了飛機(jī)起落架可靠性性能設(shè)計模型后，可以利用性能設(shè)計模型完成起落架收起等性能仿真分析。在起落架可靠性性能設(shè)計模型中加入可變因素后，使用Monte Carlo法進(jìn)行可靠性分析，通過仿真實驗獲得系統(tǒng)設(shè)計參數(shù)與關(guān)鍵參數(shù)之間的抽樣點關(guān)系集合擬合方程，建立確定性關(guān)系。具體思路如圖6所示。

圖6 系統(tǒng)可靠性參數(shù)設(shè)計方案流程

對于飛機(jī)起落架完成收起過程進(jìn)行可靠性分析，選擇液壓油的黏度、油壓、作動筒內(nèi)徑3個因素作為機(jī)電液的重要設(shè)計參數(shù)，概率分布都選取正態(tài)分布，達(dá)到指定角度范圍的收起時間和作動筒最大作用力作為可靠性性能指標(biāo)。

在起落架機(jī)電液系統(tǒng)中，液壓油的黏度、油壓、作動筒內(nèi)徑具有一定的隨機(jī)性，會對液壓系統(tǒng)中的活塞作動桿的運動快慢產(chǎn)生影響，所以每次仿真結(jié)果到達(dá)指定角度范圍的收起時間是不一樣的。為了使起落架可靠、安全的在規(guī)定時間內(nèi)收起，假設(shè)設(shè)計要求收起時間不能超過T0，最大作用力F。在多個失效模式情況下可靠性分析的Monte Carlo法采用并聯(lián)失效模式，建立起落架的極限狀態(tài)方程為：

(1)

式中：g1i和g2i分別為收起時間和最大作用力的功能函數(shù)；ti為飛機(jī)起落架收起時間；fi為最大作用力；i為第i次仿真。若g1i<0或g2i<0即認(rèn)為起落架收起故障。

模型仿真5 000次模擬5 000次起落架收起過程，仿真結(jié)果見表3所示。

表2 參數(shù)設(shè)計

表3 可靠性分析結(jié)果

根據(jù)可靠性分析結(jié)果，可以看出在這5 000次仿真模擬過程中：

1) 主要的失效模式是起落架收起時間失效。作動筒最大作用力不超過8 000 N，一直都在安全域內(nèi)。可見這3個參數(shù)的設(shè)定對起落架時間的影響較大，對作動筒作用力的影響較小。

2) 該模型的失效概率為0.000 1，可靠性較高，結(jié)構(gòu)設(shè)計較為合理，出現(xiàn)故障的可能性較低。失效概率方差為1.998 4e-07，方差較小說明算法較為可靠。

3.2 靈敏度分析

可靠性靈敏度計算主要是為了判斷各個參數(shù)對功能函數(shù)的影響大小，從而得到關(guān)鍵參數(shù)，為尋找運動機(jī)構(gòu)的關(guān)鍵失效部位和失效模式提供依據(jù)。在很多具體的實際工程問題中，參數(shù)化密度分布的假設(shè)并不一定滿足，或是不同類別的參數(shù)之間存在相互關(guān)聯(lián)，因此不能把這種復(fù)雜的關(guān)系通過簡單的公式形式表達(dá)出來。鑒于上述多種原因，由于關(guān)于基本變量的功能函數(shù)G(x)未知并且可能比較復(fù)雜，難以用數(shù)值方法求解，這里采取多項式擬合可靠性的功能函數(shù)。根據(jù)可靠度計算結(jié)果，起落架系統(tǒng)收起功能的主要失效模式是起落架收起時間失效，因此對收起時間功能函數(shù)g1i(x)開展可靠性靈敏度分析。將式(1)中的收起時間功能函數(shù)g1i(x)二次項擬合：

g1i(x) =a0+a1x1i+a2x2i+a3x3i+a12x1ix2i+

(2)

其中：x1i表示液壓油壓；x2i表示作動筒內(nèi)徑；x3i表示黏度系數(shù)；anm表示各項擬合系數(shù)。對起落架收放時間功能函數(shù)g1i(x)抽樣1 000次進(jìn)行靈敏度計算，計算結(jié)果見表4所示。

表4 各項參數(shù)均值靈敏度

從表4數(shù)據(jù)分析，可以得到液壓油的黏度系數(shù)和油壓與靈敏度成負(fù)相關(guān)，即在適當(dāng)范圍內(nèi)，液壓油的黏度系數(shù)和油壓越大，起落架收放系統(tǒng)的可靠度越小，越容易出現(xiàn)故障；作動筒內(nèi)徑與靈敏度成正相關(guān)，即在適當(dāng)范圍內(nèi)，內(nèi)徑越大，起落架收放系統(tǒng)的可靠度越大，系統(tǒng)工作越穩(wěn)定；在這3個參數(shù)中，作動筒內(nèi)徑對模型運動精度可靠性的影響要大于其他兩個參數(shù)，應(yīng)該是相對重點考慮的失效因素。

4 結(jié)論

本文建立了前起落架機(jī)電液一體化聯(lián)合仿真模型，開展起落架收放系統(tǒng)運動功能可靠性分析，根據(jù)分析結(jié)果認(rèn)為某教練機(jī)起落架收放系統(tǒng)的收起功能可靠度較高，達(dá)到預(yù)定收起角度的時間是主要的可靠性失效模式。從靈敏度分析結(jié)果來看，液壓油的黏度系數(shù)和油壓與靈敏度成負(fù)相關(guān)，即在適當(dāng)范圍內(nèi)，液壓油的黏度系數(shù)和油壓越大，起落架收放系統(tǒng)的可靠度越小，越容易出現(xiàn)故障；作動筒內(nèi)徑與靈敏度成正相關(guān)，即在適當(dāng)范圍內(nèi)，內(nèi)徑越大，起落架收放系統(tǒng)的可靠度越大，系統(tǒng)工作越穩(wěn)定；在這3個參數(shù)中，作動筒內(nèi)徑對模型運動精度可靠性的影響要大于其他兩個參數(shù)，應(yīng)該是相對重點考慮的失效因素。在日常維護(hù)中，應(yīng)當(dāng)定期清理作動筒，減小活塞與筒壁的摩擦磨損。

[1] 朱林，孔凡讓，尹成龍,等.基于仿真計算的某型飛機(jī)起落架收放機(jī)構(gòu)的仿真研究[J].中國機(jī)械工程，2007，18(1):26-29.

[2] 崔洪新，馮柯，李煥良,等.基于Simulink的機(jī)電液系統(tǒng)虛擬樣機(jī)建模方法[J]．計算機(jī)應(yīng)用，2016，36(S2):129-131.

[3] 郭華新，赫雷，曹雛清,等．遙控武器站交流位置伺服系統(tǒng)控制及聯(lián)合仿真[J]．兵器裝備工程學(xué)報，2016(6):10-15.

[4] 朱德泉.基于聯(lián)合仿真的機(jī)電液一體化系統(tǒng)優(yōu)化設(shè)計方法研究[D].合肥:中國科技技術(shù)大學(xué)，2012.

[5] 王慧，喻天翔，雷鳴敏，等.運動機(jī)構(gòu)可靠性仿真試驗系統(tǒng)體系結(jié)構(gòu)研究[J].機(jī)械工程學(xué)報，2011，47(22):191-198.

[6] 侯志輝，童明波，楊波.基于EASY5的某型飛機(jī)武器艙門收放過程仿真[J].機(jī)床與液壓，2010，21(38):111-112.

[7] 馬長林，李鋒，郝琳,等.基于Simulink的機(jī)電液系統(tǒng)集成化仿真平臺研究[J].系統(tǒng)仿真學(xué)報，2008，20(17):4578-4581.

[8] 周加永，張昂，莫新民,等.基于AMEsim的先導(dǎo)式溢流閥建模與仿真[J].兵器裝備工程學(xué)報，2016(2):101-104．

[9] 趙建榮，江浩.某飛行器的機(jī)電液一體化仿真研究[J].微型機(jī)與應(yīng)用，2014，33(23):75-80.