小型飛機起落架收放機電作動器研究與開發(fā)

申健 劉從靈 冮慶庸

摘 要：近些年來，越來越多的全電動的或者電動飛機的發(fā)展成為飛機航空系統(tǒng)研究領(lǐng)域的新潮流和最大趨勢。對于更多的電動或全電動飛機，大多數(shù)的電力用戶將被電機驅(qū)動。這將大幅的降低系統(tǒng)的空間、物流、功耗、復雜性和操作與生產(chǎn)成本。并且有很多的實驗證明，重量的減輕這一目的可以實現(xiàn)。取代傳統(tǒng)的液壓收放系統(tǒng)，實現(xiàn)小型飛機的全電動控制，該機電作動筒具有收放、到位時無電鎖定、放下位置承受較大航向的側(cè)向地面載荷的功能，沒有了液壓油的重量，也沒有了液壓油箱的龐大體積，從而減輕的重量與占用體積，縮小了成本。

關(guān)鍵詞：小型飛機；機電作動器；起落架

中圖分類號：V226 文獻標志碼：A

1 緒論

目前，飛機的起落架收放系統(tǒng)一般以液壓系統(tǒng)作為主要的驅(qū)動源，以冷氣、電力作為備用驅(qū)動源。隨著多電飛機功率電傳（PBW）技術(shù)的不斷發(fā)展，功率電傳作動器在一些先進飛機上已被采用，[1]取代傳統(tǒng)的液壓和氣壓管路傳輸功率的功率電傳[2]功率方式應用已越來越多。小型飛機眾多系統(tǒng)中除了起落架系統(tǒng)收放系統(tǒng)采用液壓驅(qū)動之外，其他系統(tǒng)都已采用電力控制。飛機為了起落架收放系統(tǒng)需要特意配置一部液壓系統(tǒng)來驅(qū)動，這不僅僅大大增加了機身重量，還占用了很多空間，并且增加了制造與維修成本。所以，起落架系統(tǒng)收放系統(tǒng)實現(xiàn)全電控制是一個很大的突破口，顯得非常必要。

我主要研究電動起落架的機構(gòu)設計，取代傳統(tǒng)的液壓收放系統(tǒng)，實現(xiàn)小型飛機的全電動控制，該起落架具有收放、到位時無電鎖定功能，最終除去了液壓油的重量，也除去了液壓油箱的龐大體積，從而減輕的重量與占用體積，同時縮小了生產(chǎn)成本與維修成本。

2 CATIA三維建模

電動起落架由豎桿，連桿機構(gòu)1，連桿機構(gòu)2和機電作動筒組成。上端豎桿右側(cè)有凸臺帶有鉸接口從而達到起落架支柱的收起與放下。起落架連桿機構(gòu)1是一個V形的構(gòu)件，三端均有孔。桿機構(gòu)2是一根兩端開孔長棒。根據(jù)在網(wǎng)上尋找的起落架方案和相關(guān)書籍，總結(jié)出起落架的鎖死特性。結(jié)合機械設計基礎課本的知識，經(jīng)過不斷地調(diào)試與改進，最終設計出起落架機構(gòu)的草圖。草圖設計好之后，要對起落架的各部件進行建模。根據(jù)設計的各部件外形和尺寸要求，利用CATIA建模軟件對起落架的各部件進行三維建模。

3 靜力學分析

上一步，我們已經(jīng)運用CATIA軟件對起落架各部件以及整體進行了三維建模，可以將三維圖導入ABAQUS軟件進行靜力學有限元分析。我們分收上位和放下位兩個位置進行靜力學分析。在收上位時整體分析，在放下位時分為豎桿和連桿機構(gòu)兩部分進行分析。

由收起位起落架的應力云圖和應變云圖可知，收上位時起落架連桿機構(gòu)受力要比豎桿大得多，連桿機構(gòu)的受力大小從大到小依次是孔內(nèi)壁，孔周圍區(qū)域，其他部位。越靠近孔部分的連桿機構(gòu)區(qū)域受力越大。這是符合實際的情況的，因為起落架在收上位時，豎桿幾乎不受外載荷，只有鉸接部位受連桿機構(gòu)的拉扯。連桿機構(gòu)一樣只有孔部受力較大，其他部位受力比較均勻緩和。因此，鉸接部位需要加固，孔與連桿機構(gòu)外緣的間距不能太小。由放下位起落架豎桿的應力云圖和應變云圖可知，起落架受力最大的是下邊桿靠近上邊套筒的區(qū)域，當起落架落地時受到向上的反作用力與側(cè)向力，會產(chǎn)生壓桿效應。因此在套筒側(cè)向加以斜支撐桿來加強。

4 運動學分析

在進行完起落架靜力學分析之后，要對起落架機構(gòu)進行運動學分析，確保起落架在運作期間不會發(fā)生碰撞和摩擦的情況。通過運動仿真，發(fā)現(xiàn)設計好的機構(gòu)可以順利地進行運作，不會中途發(fā)生碰撞、卡死或者摩擦的現(xiàn)象。說明初期設計的連桿機構(gòu)方案包括尺寸，外形是可行的。

在這里，還需要運用CATIA軟件對起落架上死點與下死點的鎖定功能進行檢驗。首先我們的起落架具有了無電鎖死功能，運用了機械設計原理中的兩桿重合，壓力角為零的原理，當起落架在收上位和放下位的時候，連桿機構(gòu)1與連桿機構(gòu)2軸線重合，從而達到壓力角為零，使得機構(gòu)不會再發(fā)生轉(zhuǎn)動，從而使起落架達到無電鎖死狀態(tài)，即使無電，也可以保持一定位置不變。

上一節(jié)的仿真運作僅僅是運動學分析的一部分，這一節(jié)將要對在運作期間的起落架的各部件的物理參數(shù)進行監(jiān)控。由圖可知各部件速度變化比較緩，因此符合起落架運作平緩的要求。

5 驗證平臺及試驗驗證

根據(jù)上述原理進行了樣機設計，并制造驗證平臺。按照試驗任務書要求進行了起落架收放聯(lián)試。按照試驗任務書要求進行了起落架收放聯(lián)試、靜強度剛度試驗、收放耐久性試驗，試驗結(jié)果均滿足要求。

6 結(jié)論和展望

本文主要的研究成果有：

（1）利用CATIA建模軟件繪制出了電動起落架的三維模型，對構(gòu)件和支柱的尺寸進行調(diào)整，使得起落架可以完成正確和理想的運作，設計收上位和放下位的鎖定方式，使電動起落架在收上位和放下位實現(xiàn)無電鎖定。

（2）將利用CATIA建模軟件繪制出所需要分析結(jié)構(gòu)的三維模型，導入ABAQUS有限元分析軟件，對構(gòu)件和支柱進行靜力學分析，分析其受力區(qū)域強弱，對比分析結(jié)果，得到了具有最安全最可靠的機構(gòu)設計方式。

（3）利用ADAMS軟件對電動起落架再次進行三維建模，并對其進行運動學分析，確保在起落架運作過程中不會發(fā)生碰撞和摩擦。同時對構(gòu)件和支柱的速度、加速度等一些參數(shù)進行監(jiān)控。

（4）在理論正確的基礎上，進行驗證平臺的開發(fā)，使得起落架可以達到收上位和放下位兩個位置，最后進行了驗證試驗。

對起落架強度的分析是非常困難而且又非常復雜的理論和工作問題。需要經(jīng)過更多更深入的理論研究和試驗不斷的測試才能慢慢地得到逐步完善?？傮w來說，繼續(xù)完善該款電動起落架不僅需要對設計、建模、靜力學分析、加工制作進行進一步進行優(yōu)化，還需要不斷在現(xiàn)有的成果基礎上添加其他方面的能力和功能，使其變得更加產(chǎn)業(yè)化、商業(yè)化，變成具有一定市場價值的產(chǎn)品。

參考文獻：

[1]于黎明.全電飛機的技術(shù)改進及其發(fā)展狀況[J].飛機設計，1999（03）：3-5，22.

[2]Alan Brown.Actuator research complete[J].NASA the DrydenX-Press，V0l.41，Issue 1，January 15，1999.

基金項目：中國民航大學航空工程創(chuàng)新創(chuàng)業(yè)實驗基地資助（項目編號：201610059048）

作者簡介：申?。?997-），男，研究方向：飛機起落架結(jié)構(gòu)。