某型商用飛機前起落架應(yīng)急放仿真分析

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某型商用飛機前起落架應(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

(廣東科學技術(shù)職業(yè)學院,珠海 519090)

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

0引言

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

在某商用飛機的實驗過程中，前起落架出現(xiàn)了無法應(yīng)急放下到位的故障[4-6]。為了修復(fù)故障，設(shè)計人員基于“若能增加起落架放下的運行速度，起落架或可靠慣性沖擊到達上鎖位置”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證，如果通過重新設(shè)計制造關(guān)鍵元件——收放作動筒，將面臨成本大、周期長、試驗場景有限等問題。因此，系統(tǒng)仿真成為驗證方案、修復(fù)故障的重要手段[7-13]。

本文首先根據(jù)某商用飛機前起落架系統(tǒng)原理，建立機械、液壓領(lǐng)域的Modelica模型[14-15]；其次，根據(jù)系統(tǒng)中組件的獨立試驗數(shù)據(jù)對組件模型進行參數(shù)標定；再次，利用系統(tǒng)工況試驗數(shù)據(jù)對所標定的模型進行驗證，為后續(xù)分析液壓系統(tǒng)阻尼對前起落架應(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某商用飛機前起落架建模

某商用飛機前起落架在多領(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，無法放下到位；(2)正常放起落架，航速≥260節(jié)，無法放下到位；(3)液壓作動筒阻尼特性實驗的速度/行程-時間曲線；(4)鐵鳥實驗臺架應(yīng)急放起落架實驗[16]，懸掛砝碼臨界質(zhì)量41.3kg；(5)鐵鳥實驗臺架正常放起落架實驗，懸掛砝碼臨界質(zhì)量203kg；(6)空中收放完成時間、系統(tǒng)與作動筒腔室壓力。

1.1　機械系統(tǒng)建模

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

其中，前起落架主要組件質(zhì)量見表1。

表1　前起落架主要組件質(zhì)量

1.2　摩擦建模

飛機起落架的機械系統(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將會在仿真過程中標定。

1.2　液壓系統(tǒng)建模

飛機前起落架液壓系統(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)將對其進行標定。最終版作動筒組件在MWorks中的實現(xiàn)如圖3所示。

圖3　最終版作動筒組件圖(在MWorks中的實現(xiàn))

2飛機前起落架加載

2.1　艙門氣動載荷加載

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

圖4　航速220節(jié)時左前艙門的氣動載荷

圖5　航速220節(jié)時右前艙門的氣動載荷

其它速度時的艙門氣動載荷(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)時左后艙門的氣動載荷

圖7　航速220節(jié)時右后艙門的氣動載荷

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，艙門氣動載荷主要有兩個特點：

(1)艙門左右載荷差別較大，而收和放過程的載荷差別不大；

(2)前起落架放下到位附近作用力的波動較大。

2.2　迎風阻力

2.2.1載荷作用位置

載荷作用于圖8中PT 03點，即前起落架主旋轉(zhuǎn)軸。

圖8　主起載荷示意圖

2.2.2迎風阻力加載

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

其他航速有靜態(tài)迎風阻力可由插值獲得。

圖9　靜態(tài)迎風阻力

2.2.3動態(tài)迎風阻力

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，考慮到這一修正力還可能與速度的1~3次項有關(guān)，設(shè)修正項如公式(1)和公式(2)。

為實現(xiàn)航速260節(jié)時無法放下而航速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，以上修正對起落架的收放影響如圖10和圖11所示。

圖10　航速255節(jié)時空中正常放-放下到位

圖11　航速260節(jié)時空中正常放-放下故障

3仿真結(jié)果與分析

3.1　空載作動筒仿真

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

收放作動筒的各阻尼孔經(jīng)過標定后(如圖12所示)，各阻尼孔的特性如表2所示。

為了簡化前起落架的前期模型證實工作，本文選取了前起落架標定與驗證工作中具有代表性的部件進行仿真與實驗數(shù)據(jù)的對比。

圖12　收放作動筒的結(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---收過程進油104351.96收過程回油204352.40放過程進油204352.40放過程回油NR435NR作動筒---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　作動筒空載對比

由圖13和圖14分析可得，空載曲線與實驗數(shù)據(jù)基本吻合，平穩(wěn)運行時活塞速度準確度高于95%。

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

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

圖13　作動筒空載收回活塞速度對比

圖14　作動筒空載伸展活塞速度對比

3.3　前起落架空載放對比

從圖15的仿真曲線與實驗曲線對比分析可見，空載正常放前起落架作動筒輸出力仿真曲線與試驗曲線基本吻合。

圖15　空載正常放前起落架作動筒輸出力對比

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

作動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，即說明所建機械模型能夠用于進一步的仿真分析。

“空中”試驗時氣動載荷遠大于模型的運動副摩擦力和非真空環(huán)境下起落架運動受到的空氣阻力。因此，作動筒空載輸出力計算時可以忽略這兩種載荷。

3.4　起落架空中應(yīng)急放對比

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

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

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

圖18　(空中220節(jié))前起落架應(yīng)急放過程作動筒輸出力對比

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

以上分析可見，仿真結(jié)果曲線與實驗曲線吻合較好，所建氣動載荷模型能夠用于進一步的仿真分析。

3.5　不同航速收放完成時間對比

由表3可知，空中工況下，完成收放的仿真時間與實際試驗吻合較好。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間主要取決于起落架質(zhì)量慣量參數(shù)、液壓作動筒特性參數(shù)，因此仿真結(jié)果仍然可以較好的符合試驗結(jié)果。

仿真中，由3.2節(jié)至3.4節(jié)分別證明了收放作動筒模型、機械機構(gòu)模型、氣動載荷模型及簡化方案均是可行的；隨后以3.4節(jié)、3.5節(jié)空中工況結(jié)果對比，總體驗證了模型的準確性。

表3　各工況空中仿真時間與實驗時間對比

注：180節(jié)速度下，應(yīng)急放和正常放試驗各進行兩次。

4結(jié)論

本文基于Modelica語言，建立了某型商用飛機前起落架的的機械、液壓耦合系統(tǒng)模型；單獨標定系統(tǒng)的關(guān)鍵組件；通過試驗數(shù)據(jù)與仿真結(jié)果對比驗證上述組件構(gòu)成的前起落架系統(tǒng)；為后續(xù)分析飛機前起落架機械液壓機構(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)標定和系統(tǒng)驗證結(jié)論如下：

(1)關(guān)鍵組件應(yīng)急放作動筒仿真曲線與實驗數(shù)據(jù)基本吻合。

(2)系統(tǒng)工況仿真能夠準確再現(xiàn)起落架各種實驗中觀測到的現(xiàn)象；仿真曲線與實驗數(shù)據(jù)吻合度較高。

(3)驗證了系統(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飛行安全至關(guān)重要。首先根據(jù)某型商用飛機前起落架系統(tǒng)原理，建立機械、液壓領(lǐng)域的Modelica模型。其次，根據(jù)系統(tǒng)中組件的獨立試驗數(shù)據(jù)對組件模型進行參數(shù)標定。再次，利用系統(tǒng)工況試驗數(shù)據(jù)對所標定的模型進行驗證。最后，得出關(guān)于關(guān)鍵組件參數(shù)標定和系統(tǒng)驗證結(jié)論如下：(1)關(guān)鍵組件應(yīng)急放作動筒仿真曲線與實驗數(shù)據(jù)基本吻合；(2)系統(tǒng)工況仿真能夠準確再現(xiàn)起落架各種實驗中觀測到的現(xiàn)象，仿真曲線與實驗數(shù)據(jù)吻合度較高；(3)驗證了本文構(gòu)建的系統(tǒng)模型的有效性，為下一步進行阻尼分析，準確查找前起落架故障提供了前提條件。

關(guān)鍵詞：前起落架；作動筒；Modelica模型；驗證

[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

基金項目：廣東省自然科學基金項目,項目編號:S2013010012025。

中圖分類號：V226

文獻標識碼：A