飛機(jī)起落架收放系統(tǒng)性能仿真與故障分析

石旭東 英福君 張 宇 張和茂 周 博 王 茜

1(中國民航大學(xué)電子信息與自動(dòng)化學(xué)院 天津 300300)2(中國民航計(jì)量檢測中心 北京 100621)3(中國民航大學(xué)飛行技術(shù)學(xué)院 天津 300300)

0 引 言

起落架是飛機(jī)結(jié)構(gòu)的重要組成部分[1]，其功能好壞將影響飛機(jī)性能甚至旅客安全。50%以上的飛機(jī)安全事故發(fā)生在起飛和降落階段[2]，通過近20年有關(guān)起落架問題而導(dǎo)致飛機(jī)事故的報(bào)道統(tǒng)計(jì)，發(fā)現(xiàn)前起落架故障率略高于主起落架，因此對前起落架建模仿真并進(jìn)行故障分析具有一定意義。

許多學(xué)者針對飛機(jī)起落架收放系統(tǒng)建模仿真做出了相關(guān)研究。于方圓等[3]利用AMESim對前起落架收放系統(tǒng)建模，對其放下過程系統(tǒng)壓力及作動(dòng)筒行程變化進(jìn)行分析。和麟等[4]通過AMESim對起落架系統(tǒng)建模，通過改變液壓回路中元件參數(shù)達(dá)到對起落架性能進(jìn)行分析的目的。高文磊等[5]利用AMESim對液壓系統(tǒng)建模，通過改變?nèi)绻?jié)流孔孔徑等重要參數(shù)來分析起落架工作性能，但他們沒有考慮氣動(dòng)阻力、摩擦力等因素。唐毅等[6]以液壓系統(tǒng)為研究對象，通過改裝液壓系統(tǒng)來分析系統(tǒng)壓力及作動(dòng)筒行程變化。豐世林[7]根據(jù)某起落架參數(shù)，對系統(tǒng)氣塞和系統(tǒng)泄漏等故障對起落架收放時(shí)間進(jìn)行仿真，但該模型考慮因素較少過于簡單。田佳杰等[8]以某大型民機(jī)主起落架收放系統(tǒng)為研究對象，詳細(xì)分析了收放系統(tǒng)中各部分動(dòng)力學(xué)行為，但該模型僅考慮靜態(tài)動(dòng)力學(xué)行為，沒有考慮氣動(dòng)阻力等對起落架影響。

由于前起落架收放過程當(dāng)中，受力形式較為復(fù)雜[9-11]，不僅要承受自身重力和摩擦力，還要承受氣動(dòng)阻力等相關(guān)外力[12]，因此為了能夠更準(zhǔn)確地分析前起落架在不同因素下的工作特性，本文利用AMEsim對某型飛機(jī)前起落架進(jìn)行仿真分析，并通過添加等效機(jī)械結(jié)構(gòu)，對前起落架受力情況進(jìn)行建模。分析仿真結(jié)果表明，該模型能夠比較準(zhǔn)確地反映前落架收放過程。最后將單一影響因素及混合影響因素注入模型，通過仿真分析影響起落架收放性能的因素，對后續(xù)指導(dǎo)起落架收放系統(tǒng)參數(shù)設(shè)計(jì)及健康管理[13]有重要意義。

1 起落架載荷建模

起落架載荷主要包括質(zhì)量力、摩擦力，及起降過程中所受氣動(dòng)阻力。利用AMEsim將某飛機(jī)前起落架模型轉(zhuǎn)換為圖1所示的機(jī)械模型。

圖1 AMEsim中前起落架機(jī)械模型

由于最終要分析作動(dòng)筒上合力的變化趨勢，因此需要計(jì)算起落架與作動(dòng)筒之間的受力關(guān)系。一般采用矢量三角形法求解，但由于起落架機(jī)械結(jié)構(gòu)較為復(fù)雜，利用此方法求解難度大，因此利用AMEsim機(jī)械結(jié)構(gòu)可以傳遞力的特點(diǎn)，一方面將圖1機(jī)械模型轉(zhuǎn)換為圖2(a)所示的AMEsim的子模型，另一方面將計(jì)算得到的力作用到圖2(a)所示子起落架模型中固定點(diǎn)1處的轉(zhuǎn)軸上，通過模型仿真可以得到固定點(diǎn)2處起落架作動(dòng)筒所受力的變化趨勢，而固定點(diǎn)3為一輔助機(jī)械臂。與圖2(a)相對應(yīng)的起落架收放示意簡圖如圖2(b)所示。

(a) AMEsim中起落架子模型 (b) 起落架結(jié)構(gòu)簡圖圖2 起落架子模型與結(jié)構(gòu)分析圖

1.1 起落架質(zhì)量力計(jì)算

質(zhì)量力Pm為[14]：

(1)

Mm是質(zhì)量力Pm對固定點(diǎn)O的力矩，計(jì)算方式為：

Mm=Pm×r×sinφ

(2)

式中：r為起落架質(zhì)心距固定點(diǎn)O的距離；φ為起落架運(yùn)動(dòng)角度，范圍為0°到105°。由于飛機(jī)收放起落架時(shí)具有一定俯仰角，因此計(jì)算質(zhì)量力時(shí)，需要考慮俯仰角，則得出質(zhì)量力力矩為：

(3)

式(3)得到的力矩分別為起落架放下和收起時(shí)質(zhì)量力作用在起落架固定支點(diǎn)O處力矩，其變化趨勢如圖3所示。質(zhì)量力作用在作動(dòng)筒上的力矩變化趨勢如圖4所示。

圖3 起落架運(yùn)動(dòng)過程中質(zhì)量力力矩隨時(shí)間變化趨勢

圖4 作動(dòng)筒運(yùn)動(dòng)過程中質(zhì)量力力矩隨時(shí)間變化趨勢

1.2 起落架氣動(dòng)阻力計(jì)算

氣動(dòng)阻力計(jì)算由各機(jī)械結(jié)構(gòu)所受氣動(dòng)阻力疊加在壓力中心(簡稱壓心)上所得，指向?yàn)闅饬鬟\(yùn)動(dòng)方向，計(jì)算方式如下：

(4)

氣動(dòng)合力矩為：

(5)

圖5 起落架運(yùn)動(dòng)過程中氣動(dòng)阻力力矩隨時(shí)間變化趨勢

圖6 作動(dòng)筒運(yùn)動(dòng)過程中氣動(dòng)阻力力矩隨時(shí)間變化趨勢

(6)

1.3 起落架摩擦力計(jì)算

摩擦力在起落架收放過程中的表現(xiàn)為作動(dòng)筒與活塞桿、轉(zhuǎn)軸等處摩擦引起的載荷Pf為：

Pf=(0.18～0.3)Paa

(7)

式中：Pf為摩擦力由起落架作動(dòng)筒在收放過程中產(chǎn)生；Paa為合載荷由起落架質(zhì)量力和氣動(dòng)阻力疊加產(chǎn)生。仿真得出摩擦力產(chǎn)生的載荷分別在起落架轉(zhuǎn)軸和作動(dòng)筒上力矩的變化趨勢如圖7和圖8所示。

圖7 起落架運(yùn)動(dòng)過程中摩擦力力矩隨時(shí)間變化趨勢

圖8 作動(dòng)筒運(yùn)動(dòng)過程中摩擦力力矩隨時(shí)間變化趨勢

1.4 起落架總載荷計(jì)算

將質(zhì)量力、氣動(dòng)阻力、摩擦力等載荷進(jìn)行疊加得到起落架收放總載荷Fup、Fdown計(jì)算公式分別如下：

(8)

(9)

起落架轉(zhuǎn)軸所受合力力矩變化趨勢如圖9所示，作動(dòng)筒所受合力力矩變化趨勢如圖10所示。

圖9 起落架運(yùn)動(dòng)過程中合力力矩隨時(shí)間變化趨勢

圖10 作動(dòng)筒運(yùn)動(dòng)過程中合力力矩隨時(shí)間變化趨勢

2 起落架系統(tǒng)建模

起落架液壓系統(tǒng)包括作動(dòng)筒、限流閥、帶單項(xiàng)閥的限流閥、選擇閥、蓄能器、減壓閥、油濾、液壓馬達(dá)、液壓泵、油箱等液壓器件。根據(jù)該機(jī)型的維修手冊及相關(guān)內(nèi)部接口文件得到有關(guān)前起落架液壓系統(tǒng)相關(guān)參數(shù)如表1所示。

表1 相關(guān)子模型參數(shù)設(shè)定表

續(xù)表1

分別完成草圖模式、子模型模式、參數(shù)模式、仿真模式的創(chuàng)建和設(shè)定，建立起落架系統(tǒng)模型如圖11所示，其中設(shè)置仿真總時(shí)間為30 s，0到2 s為液壓系統(tǒng)工作，起落架收放系統(tǒng)處于待命狀態(tài)；2到12 s為起落架處于收起狀態(tài)；14到30 s起落架處于放下狀態(tài)。通過系統(tǒng)仿真得出飛機(jī)起落架收放時(shí)間如圖12(a)所示，分別為7.59 s和9.56 s，與手冊規(guī)定的7.5 s和10 s基本一致，并且手冊要求收放時(shí)間不得超過規(guī)定時(shí)間1 s，超過1 s即視為故障。根據(jù)手冊規(guī)定，在系統(tǒng)壓力為20 685 kPa時(shí)該動(dòng)筒在收起過程中無桿腔平均流量為7.25 L/min，在放下過程中有桿腔平均流量為1.25 L/min。而仿真得出起落架收放時(shí)無桿腔與有桿腔的流量如圖12(b)所示，起落架處于收起狀態(tài)時(shí)無桿腔的流量大約為7.25 L/min，而起落架在放下狀態(tài)時(shí)有桿腔的流量為1.284 L/min，基本與實(shí)際相符，因此該模型符合實(shí)際要求。

圖11 AMEsim中起落架收放系統(tǒng)建模

(a) 起落架時(shí)間與位移關(guān)系 (b) 作動(dòng)筒流量變化圖12 起落架收放系統(tǒng)仿真結(jié)果示意圖

3 起落架影響因素分析

影響起落架性能的因素有很多，分為外部因素如飛機(jī)馬赫數(shù)、飛機(jī)起飛仰角等；內(nèi)部因素如油泵泄漏、作動(dòng)筒泄漏、限流閥阻塞等。以往研究起落架性能通過分析單一因素來判斷，而忽略雙重因素影響，由于起落架收放一定次數(shù)后會出現(xiàn)多個(gè)部件性能降低的特點(diǎn)。因此為了更真實(shí)地反映起落架性能，在分析單一因素影響后，又對雙重因素進(jìn)行分析，為今后起落架維修和健康管理提供一定參考。

3.1 單一外在因素對起落架收放影響分析

影響前起落架收放外在因素為飛機(jī)在收放起落架時(shí)的馬赫數(shù)及俯仰角，不同馬赫數(shù)和俯仰角會影響起落架質(zhì)量力、氣動(dòng)阻力、摩擦力計(jì)算。

3.1.1不同馬赫數(shù)對前起落架收放影響分析

不同馬赫數(shù)對飛機(jī)起落架影響主要體現(xiàn)在速壓q上，其公式為：

(10)

而速壓是計(jì)算氣動(dòng)載荷關(guān)鍵參數(shù)，由于前起落架收放方式?jīng)Q定氣動(dòng)載荷對收放影響較大，因此運(yùn)用AMEsim批處理功能，將飛機(jī)起降馬赫數(shù)分別調(diào)整為0.176、0.201、0.266、0.251，仿真結(jié)果如圖13所示?？梢钥闯?，在起降過程中，起落架收起時(shí)間隨著馬赫數(shù)增加而增加，而在放下過程中放下時(shí)間隨著馬赫數(shù)增加而減少，雖然部分?jǐn)?shù)據(jù)超過手冊規(guī)定的7.5 s，但未超過上限8.5 s，因此屬于正常范圍，并且前起落架收上過程中氣動(dòng)載荷起阻力作用，而放下過程中起助力作用，因此結(jié)果與實(shí)際相符合。

圖13 不同馬赫數(shù)對起落架收放時(shí)間影響

3.1.2不同仰角對飛機(jī)起落架收起影響分析

飛機(jī)收起落架時(shí)，一般以一定仰角起飛，而仰角不同會影響質(zhì)量力力矩變化，如下所示：

Mm·up=5 046.63×sinφ1

φ1=φ+θ

(11)

式中：φ1為起落架重心與固定點(diǎn)O的連線與重力方向夾角；θ為起飛仰角。飛機(jī)收起落架時(shí)以一定仰角θ起飛，而θ越大初始質(zhì)量力力矩的相位越大，峰值到達(dá)越快，在收起落架前期所受力矩越大后期則越少，通過設(shè)置飛機(jī)起飛仰角為10°、14°、18°、22°，仿真結(jié)果如圖14(a)所示，得出以不同仰角起飛對起落架收起時(shí)間沒有影響，均在手冊規(guī)定范圍之內(nèi)。通過圖14(b)得出，仰角越大剛開始起落架收起速度較慢，而后續(xù)變快，因?yàn)檠鼋窃酱?，初始力臂越長，初始力矩也越大，即負(fù)載越大速度越慢，而隨著時(shí)間推移受力逐漸減小速度則越快。

(a) 收放時(shí)間

3.2 單一內(nèi)在因素對起落架收放影響分析

影響起落架收放性能內(nèi)在因素為限流閥阻塞、作動(dòng)筒泄漏、油泵泄漏、液壓油空氣含量過多等，本文通過調(diào)節(jié)模型參數(shù)模擬故障對起落架收放性能影響進(jìn)行分析。

3.2.1限流閥對起落架收放影響分析

起落架液壓系統(tǒng)中，前起落架和主起落架的收放均由同一選擇閥控制，而作動(dòng)筒流量則由相應(yīng)限流閥控制，限流閥阻塞將會導(dǎo)致作動(dòng)筒收放產(chǎn)生延遲。作動(dòng)筒收放時(shí)間計(jì)算公式為：

(12)

式中：V為作動(dòng)筒活塞運(yùn)動(dòng)速度；Q為作動(dòng)筒內(nèi)流量；Spiston為活塞面積；Lstroke為活塞運(yùn)動(dòng)沖程；t為收放時(shí)間。油液經(jīng)過孔口時(shí)的計(jì)算公式如下：

(13)

式中：Dh為水力直徑；v為油液運(yùn)動(dòng)粘度；Δp為孔口兩端壓差；ρ為油液密度。由于收放過程中作動(dòng)筒兩端壓差均為遞減狀態(tài)，因此當(dāng)限流閥阻塞時(shí)Dh變小，Δp也變小，則流量將變小，使作動(dòng)筒收放時(shí)間增加。圖15是利用AMEsim對起落架作動(dòng)筒無桿腔端口處的限流閥進(jìn)行阻塞仿真的結(jié)果，分別設(shè)置參數(shù)來模擬限流閥阻塞了0.1、0.2、0.3、0.4 mm時(shí)作動(dòng)筒運(yùn)動(dòng)時(shí)間與位移的關(guān)系，根據(jù)手冊要求超過規(guī)定值1 s即為起落架故障，由此可見當(dāng)起落架無桿腔阻塞0.1 mm時(shí)起落架收放時(shí)間為8.62 s，不滿足手冊要求，即判斷起落架收放故障，因此日常維護(hù)時(shí)需要保證液壓油清潔度，以免阻塞限流閥影響起落架收放性能。

圖15 限流閥阻塞程度對起落架收放時(shí)間影響

3.2.2油液空氣含量對起落架收放影響分析

在起落架液壓系統(tǒng)中，隨著油液空氣含量增加，起落架運(yùn)動(dòng)過程會有運(yùn)動(dòng)速度不均勻或產(chǎn)生爬升現(xiàn)象，有時(shí)甚至引發(fā)震動(dòng)，當(dāng)壓力較低時(shí)，氣泡部分變大則有可能導(dǎo)致器件損害，因此將空氣含量設(shè)置為0.1%、1%、10%、30%進(jìn)行仿真分析，通過圖16中起落架作動(dòng)筒運(yùn)動(dòng)曲線可以得出，液壓系統(tǒng)中空氣含量為10%時(shí)已經(jīng)產(chǎn)生明顯運(yùn)動(dòng)延遲，雖然收放時(shí)間滿足手冊要求，但屬于警戒值，超過10%則有可能產(chǎn)生故障，而當(dāng)空氣含量為30%時(shí)，起落架收放產(chǎn)生明顯延遲不滿足手冊要求。

圖16 油液空氣含量對起落架收放時(shí)間影響

3.2.3液壓泵泄漏對起落架收放影響分析

為了模擬液壓系統(tǒng)泄漏，在液壓泵出油口和回油口之間加一個(gè)限流閥模擬故障，通過設(shè)置限流閥直徑對油泵統(tǒng)泄漏程度仿真，分別設(shè)置限流閥直徑為0.5、1.0、1.5、2.0 mm，結(jié)果如圖17所示。當(dāng)限流閥為1 mm時(shí)的收放時(shí)間已經(jīng)不滿足手冊要求，而當(dāng)限流閥孔徑為1.5 mm時(shí)，起落架已經(jīng)無法完成收回動(dòng)作。當(dāng)泄漏量少時(shí)，液壓泵效率降低但此時(shí)仍能完成收放動(dòng)作，當(dāng)泄漏量大時(shí)，通過式(12)可以看出，流入作動(dòng)筒內(nèi)流量減少，起落架收放會產(chǎn)生延遲甚至收不上情況，因此液壓系統(tǒng)泄漏對起落架收放影響比較嚴(yán)重。

圖17 油泵泄漏程度對起落架收放時(shí)間影響

3.2.4作動(dòng)筒泄漏對起落架收放影響分析

由于作動(dòng)筒需要經(jīng)常往復(fù)運(yùn)動(dòng)，而長時(shí)間工作使密封圈失效會產(chǎn)生間隙，導(dǎo)致產(chǎn)生內(nèi)漏，泄漏量計(jì)算公式如下：

(14)

式中：qleakage為泄漏量；p1為無桿腔壓力；p2為有桿腔壓力；D為作動(dòng)筒內(nèi)壁直徑；Cr為作動(dòng)筒內(nèi)壁與活塞半徑差；leak為泄漏系數(shù)。qleakage增加會導(dǎo)致兩腔室壓差降低，而壓差降低則會減少qleakage，當(dāng)leak為定值時(shí)最終壓差和泄漏量會穩(wěn)定在某一定值，通過設(shè)置不同泄漏量進(jìn)行仿真，得出圖18中的曲線，發(fā)現(xiàn)當(dāng)泄漏量為0.005 L/min/bar時(shí)，仍滿足手冊要求，但超過該數(shù)值時(shí)起落架收放時(shí)間已屬故障范疇。

圖18 作動(dòng)筒內(nèi)漏程度對起落架收放時(shí)間影響

3.3 混合因素對起落架收放影響分析

實(shí)際系統(tǒng)中影響因素不是單一存在，有時(shí)單一因素不會造成系統(tǒng)性能失效，但兩種非故障因素的疊加卻會造成起落架故障。

3.3.1對油液空氣含量和油泵泄漏影響分析

液壓系統(tǒng)中液壓泵泄漏往往會引起油液空氣含量增加，因此將模擬液壓泵泄漏的限流閥和空氣含量分別設(shè)置為0.5 mm和0.1%、0.5 mm和10%、1 mm和0.1%、1 mm和10%并進(jìn)行仿真分析，結(jié)果如圖19所示。

在分析單一故障時(shí)，如圖19(a)所示，當(dāng)空氣含量達(dá)到10%時(shí)，起落架在收起時(shí)雖然會發(fā)生動(dòng)作延遲，但仍然在手冊規(guī)定的范圍之內(nèi)；而液壓泵模擬泄漏的限流閥如圖19(b)所示，在0.5 mm時(shí)的泄漏量依然也滿足手冊要求；從圖19(c)中可得，當(dāng)兩個(gè)完全不會引起起落架性能因素疊加時(shí)則收放不滿足手冊中的要求，這是由于兩個(gè)故障因素都屬于對系統(tǒng)流量影響，屬于同種類型故障的疊加，因此在日常檢修過程中，需要提高對單一因素的檢測標(biāo)準(zhǔn)。

(a) 油液空氣含量對起落架收放時(shí)間影響

3.3.2對油液空氣含量和馬赫數(shù)影響分析

油液中空氣含量這一單一因素對起落架影響如圖20(a)所示，可以看出10%的空氣含量滿足手冊中起落架收放時(shí)間的要求，且由圖20(b)可知馬赫數(shù)對飛機(jī)起落架收放性能影響不明顯。但將不同馬赫數(shù)和油液空氣含量為0.176Mach和0.1%、0.251Mach和0.1%、0.176Mach和10%、0.251Mach和10%注入到所建模型中得到圖20(c)，可以看出在馬赫數(shù)為0.251且空氣含量為10%時(shí)起落架收放時(shí)間為8.7 s，已經(jīng)不滿足手冊中的要求。

(a) 油液空氣含量對起落架收放時(shí)間影響

frod=p1A1-p2A2+V·visc

(15)

式中：frod為作動(dòng)筒在桿上產(chǎn)生的力；A1為有桿腔活塞面積；A2為無桿腔活塞面積；visc為粘滯摩擦系數(shù)。由于仿真時(shí)忽略粘滯摩擦系數(shù)影響，而在收起起落架時(shí)，有桿腔壓力處于定值，因此桿上的力只由無桿腔壓力決定，馬赫數(shù)增加使起落架氣動(dòng)阻力增加，只有增加無桿腔壓力才能使作動(dòng)筒繼續(xù)運(yùn)動(dòng)，但是由于空氣含量增加，導(dǎo)致壓力增加緩慢甚至使作動(dòng)筒產(chǎn)生爬升現(xiàn)象，使液壓系統(tǒng)在桿上產(chǎn)生的力增加緩慢，因此會延遲起落架收放時(shí)間。

綜上所述，由于單一外在因素受起飛降落時(shí)的環(huán)境影響屬于不可控因素，因此在考慮內(nèi)在因素時(shí)需要留出足夠的容錯(cuò)空間。而在實(shí)際過程中，作動(dòng)筒泄露、油液空氣含量增加、限流閥阻塞等問題都是隨著飛機(jī)起降次數(shù)增加而混合出現(xiàn)，往往單個(gè)傳感器信號無法提供足夠的故障信息。因此在后續(xù)飛行過程中應(yīng)采用多源信息特征融合的方法，對多個(gè)傳感器信號進(jìn)行提取、降維、融合，然后通過殘差判別是否需要及時(shí)調(diào)節(jié)液壓泵電機(jī)轉(zhuǎn)速以保證飛行安全。最后在地面檢修過程中將飛行過程中的融合低維特征值作為支持向量機(jī)的輸入，從而達(dá)到典型故障模式的檢測和定位，提高檢修效率。

4 結(jié) 語

本文利用AMEsim對某型飛機(jī)前起落架收放系統(tǒng)進(jìn)行建模仿真，通過添加外力影響因素來提高模型準(zhǔn)確性，并基于此模型研究單一外在因素、單一內(nèi)在因素、混合因素對起落架收放性能的影響。

1) 單一外在因素中，馬赫數(shù)對起落架收放影響較小，隨著馬赫數(shù)增加起落架收起時(shí)間增加，但在飛機(jī)正常起飛速度時(shí)起落架收放時(shí)間滿足手冊要求。仰角主要影響起落架收起時(shí)瞬時(shí)速度，對收放時(shí)間不產(chǎn)生影響。

2) 單一內(nèi)在因素中，作動(dòng)筒泄漏、油泵泄漏、限流閥阻塞對液壓系統(tǒng)流量影響較大，導(dǎo)致作動(dòng)筒內(nèi)部流量降低，從而影響作動(dòng)筒延遲。

3) 混合因素中，當(dāng)單一因素油液空氣含量10%，馬赫數(shù)0.251，油泵限流閥0.05 mm分別作用時(shí)，收放時(shí)間均滿足手冊要求。當(dāng)油液空氣含量10%和馬赫數(shù)0.251同時(shí)作用時(shí)，收放時(shí)間為8.65 s不滿足手冊要求；油液空氣含量10%和油泵限流閥0.05 mm同時(shí)作用時(shí)，收放時(shí)間為8.71 s同樣不滿足手冊要求。