某型飛機主起落架可折機構裝配調整量計算系統(tǒng)研究

田俊 潘浩 潘平遜/凌云科技集團有限責任公司

0 引言

某型飛機主起落架通過可折撐桿的收放來實現(xiàn)主起落架機構的收放。該撐桿是一個具有特定運動屬性的空間連桿機構，其展開時形成的向上撓度是保證主起落架可靠收放的關鍵指標。在大修裝配時，需通過調節(jié)齒板扣齒長度將可折撐桿向上撓度調整到規(guī)定的范圍。由于缺少計算方法，在實際維修時只能采用傳統(tǒng)的“裝配-測量-拆卸-返回修理車間調試”循環(huán)迭代方式來完成，導致維修時間不穩(wěn)定，制約了產品交付。因此，需要一種能夠在主起落架裝配前根據(jù)零部件真實狀態(tài)準確計算機構撓度和反求齒板調節(jié)量的方法。

1 建立主起落架數(shù)字樣機

1.1 機構運動學簡析

對該機型主起落架收放機構進行適當簡化，得到圖1 所示收放機構運動簡圖。圖中1 桿為減振支柱，2 桿為下側撐桿，3 桿為上側撐桿，4 為安裝位置。當起落架收起時，鉸鏈點C 將向上運動。對于空間連桿機構，已知輸出端的位置參數(shù)，求解從輸入端到各個關節(jié)的位置和狀態(tài)參數(shù)，屬于機構的位置逆解問題，該起落架裝配過程中齒板調節(jié)量的分析就屬于此類機構位置逆解問題，主要有圖解法和解析法[1]。采用解析法并借助三維模型，可得到機構整個運動循環(huán)的運動學特性，即為不同尺寸的裝配狀態(tài)。建立主起落架桿系坐標系，將各構件表示為桿矢，各構件桿矢的方位角均由X 軸正向開始，沿逆時針方向計量為正，該機構的封閉矢量方程 為

利用歐拉公式 將上式的實部和虛部分開，得

解該方程組，可求得以θ1為自變量的函數(shù)θ2和θ3，其中θ4為常數(shù)。對各參數(shù)在取值范圍內進行數(shù)值計算，通過擬合分析可得到該機構各參數(shù)與裝配要求之間的數(shù)學關系。

圖1 主起落架機構運動分析圖

1.2 建立主起落架數(shù)字樣機

明確主起落架工作原理和結構形式，建立包括主起落架緩沖支柱、帶鎖可折撐桿、主起落架收放作動筒、機輪、穩(wěn)定緩沖器等部件的三維模型。按運動機構分組裝配，建立主起落架三維數(shù)字樣機（見圖2）。采用三維建模軟件運動仿真分析模塊，驅動活塞運動副實現(xiàn)收放運動仿真，通過運動過程干涉檢查，驗證樣機結構的正確性，如圖3 所 示。

2 建立裝配位置分析模型

2.1 建立裝配位置分析模型

圖2 主起落架三維數(shù)字樣機

圖3 起落架收放運動仿真

基于主起落架數(shù)字樣機，根據(jù)機構運動學原理，從數(shù)字樣機中提取出主起落架機構裝配位置分析模型（見圖4）。

1）定義主要變量：調節(jié)支臂軸心距l(xiāng)1、前撐桿軸心距l(xiāng)2、斜撐桿軸心距l(xiāng)3。

2）自變量變化范圍：

3）目標函數(shù)：4.0mm ≤可折撐桿向上撓度h≤5.3mm。

4）約束條件：邊界固定、機身固定位置對接（與真實型架保持一致）；滿足零部件裝配關系。

2.2 數(shù)字樣機二次開發(fā)

圖4 基于機構運動學建立裝配位置分析模型

利用三維軟件提供的二次開發(fā)接口，使用宏命令對數(shù)字樣機中數(shù)據(jù)進行輸入、處理和可選參數(shù)的實時完整性處理，并利用VBA 程序開發(fā)數(shù)據(jù)讀取和輸入交互圖形界面[2-3]。編寫的VBA 程序，將裝配體位置分析模型中的各參數(shù)與數(shù)字樣機中三維模型對應的形位尺寸進行數(shù)據(jù)關聯(lián)，不僅從數(shù)字樣機中提取數(shù)據(jù)用于運動分析計算，而且實現(xiàn)了將程序結果作為控制參數(shù)反饋于數(shù)字樣機進行裝配狀態(tài)仿真。利用參數(shù)化程序研究各參數(shù)與關鍵裝配指標的關系，通過模擬試驗數(shù)據(jù)的分析，對分析數(shù)據(jù)進行擬合分析算法得到回歸的函數(shù)解析式，為后續(xù)的調整控制規(guī)律提供理論依據(jù)。數(shù)據(jù)關聯(lián)如圖5 所示。

3 基于運動仿真的運動機構參數(shù)影響研究

3.1 調節(jié)支臂軸心距l(xiāng)1 與撐桿向上撓度h關系

保持前撐桿軸心距l(xiāng)2和斜撐桿軸心距l(xiāng)3不變，仿真計算調節(jié)支臂軸心距l(xiāng)1為不同數(shù)值時對應的撐桿向上撓度h，如圖6a）所示。對仿真計算結果采用h=al1+b擬合h=f（l1）函數(shù)，通過最小二乘法得到a=-1.1751，b=428.825，計算結果見圖6b）。

圖5 分析模型與數(shù)字樣機的數(shù)據(jù)關聯(lián)

圖6 調節(jié)支臂軸心距l(xiāng)1與撓度h關系

3.2 前撐桿軸心距l(xiāng)2 與撐桿向上撓度h關系

保持調節(jié)支臂軸心距l(xiāng)1和斜撐桿軸心距l(xiāng)3不變，仿真計算前撐桿軸心距l(xiāng)2為不同數(shù)值時對應的撐桿向上撓度h，如圖7a）所示。對仿真計算結果采用h=al2+b擬合h=f（l2）函數(shù)，通過最小二 乘 法 得 到a=-0.5243，b=337.0593，計算結果見圖7b）。

3.3 斜撐桿軸心距l(xiāng)3 與撐桿向上撓度h關系

保持調節(jié)支臂軸心距l(xiāng)1和前撐桿軸心距l(xiāng)2不變，仿真計算斜撐桿軸心距l(xiāng)3為不同數(shù)值時對應的撐桿向上撓度h，如圖8a）所示。對仿真計算結果采用h=al3+b擬合h=f（l3）函數(shù)，通過最小二 乘 法 得 到a=-0.5161，b=315.7913，計算結果見圖8b）。

4 應用程序開發(fā)與工程驗證

4.1 應用開發(fā)

基于裝配位置函數(shù)，根據(jù)裝配現(xiàn)場測量值計算出滿足裝配要求的調整值。結合裝配現(xiàn)場應用場景設計的計算程序邏輯如圖9 所示，程序交互界面如圖10 所示。

1）現(xiàn)場測量主起落架前撐桿軸心距l(xiāng)2、斜撐桿兩端軸心距l(xiāng)3。

2）將l2和l3測量值輸入數(shù)字樣機，對主起落架數(shù)字樣機實時更新。

3）根據(jù)調節(jié)支臂軸心距l(xiāng)1與可折撐桿向上撓度h的函數(shù)關系，求得滿足h要求的l1數(shù)值。

4）將l1計算值輸入數(shù)字樣機，更新樣機狀態(tài)，讀取可折撐桿中心距l(xiāng)0等維修工作卡中需記錄的數(shù)據(jù)。

4.2 工程驗證

根據(jù)現(xiàn)場所測l2=635.0mm 和l3= 603.1mm，運行裝配位置計算程序，計算 當l1在361.044 ～-362.148mm 范 圍內時是否滿足可折撐桿向上撓度h在4 ～-5.3mm 范圍內。根據(jù)計算結果，在安裝現(xiàn)場將調節(jié)支臂調節(jié)到l1=361.5mm時，可折撐桿向上撓度h=4.7mm，滿足裝配要求，從而驗證了主起落架裝配數(shù)字樣機系統(tǒng)能有效地開展裝配分析和縮短調試時間。該裝配型架數(shù)字樣機技術可應用于該型飛機主起落架安裝，該技術方案可推廣至其他機型主起落架裝配撓度的調整分析。

圖7 前撐桿軸心距l(xiāng)2與撓度h關系

圖8 斜撐桿軸心距l(xiāng)3與撓度h關系

圖9 程序算法邏輯

圖10 應用程序交互界面

5 總結

針對某型機主起落架在裝配時可折撐桿向上撓度反復調試的問題，開展數(shù)字化輔助修理技術研究，確定產品裝配準確、便捷的計算方法，明確調節(jié)支臂的范圍，研發(fā)了一套便于技術人員操作的應用程序，可自動計算調節(jié)支臂的長度范圍。該主起落架裝配數(shù)字樣機系統(tǒng)可以有效輔助主起落架裝配校準和調整工作，減少拆裝次數(shù)，縮短調試時間，提高維修效率。