民機起落架轉彎性能分析研究

摘 要：操縱前輪轉向作為飛機地面操縱轉彎的主要方式，其執行機構——前輪轉彎系統的設計是飛機起落架設計的重要組成部分。前輪轉彎系統可以分為前輪轉彎機構和電液伺服控制系統兩個組成部分，基于LMS Virtual.lab Motion和MATLAB/Simulink軟件平臺建立前輪轉彎機構及其電液伺服控制系統的聯合仿真模型，對系統在不同操縱模式下的主要功能和性能進行仿真分析，實現了某民機前輪轉彎系統的機電液一體化仿真。通過仿真分析，驗證了本次單作動筒式前輪轉彎系統設計工作的正確性和合理性，獲得了一些有價值的設計經驗及結論，為進一步的詳細設計工作和試驗驗證工作奠定了良好的基礎。

關鍵詞：某民機；起落架；前輪轉彎

引言

飛機的起飛和著陸是飛機事故的多發階段，大量的統計表明有 50%以上的安全事故發生在飛機起飛和著陸階段。目前，飛機正向著大噸位、高速度、高可靠性的方向發展，并且著陸過程時間較短，其間會受到各種內外因素的影響，為了保證飛機和機載人員的安全，對其轉彎系統的轉彎性能提出了更高的要求[1，2]。

目前的虛擬樣機軟件工具，大都集中在解決特定領域問題或某幾個領域問題。針對復雜系統的研發，需要機械、動力學、電子、控制和仿真等多領域的協同工作，妄想通過某個虛擬樣機軟件解決所有問題是不現實的。因此針對虛擬樣機建立不同面向的模型和進行不同領域的協同仿真，就成為虛擬樣機當前研究的熱點。

本項目以某民機為研究對象，采用LMS Virtual. Lab Motion， 在三維空間內建立帶有起落架的飛機整體空間運動學及動力學模型，根據所建立飛機剎車系統和防滑控制算法數字仿真模型，通過數值分析軟件MATLAB/Simulink 建立了帶有控制反饋的飛機轉彎控制系統，設置接口，進行聯合仿真實現和分析。通過仿真結果，綜合分析和研究了飛機平滑速度、轉彎角度差異、起落架結構特性等因素對飛機轉彎系統性能的影響，為轉彎系統的研究、設計提供理論依據和參考。為大型民機轉彎性能分析提供理論依據、建立分析平臺和分析流程。在此基礎上進行更深層次的理論研究，為我國某民機的起落架計和研制提供理論依據和技術支持。

1 飛機動力學模型建立

1.1 機身子模型建立

建立機身系統，設置其重心與質量。建立的輪胎子系統，采用LMS Virtual.Lab中現有的Complex Tire 輪胎模型。設置輪胎參數主要包括：Radious，Rolling Resistance，Rolling Radious，Cornering Stiffness，Lateral Stiffness，Vertical Stiffness，Align Moment，Relax Length等。

1.2 前起落架轉彎設置

考慮到飛機實際操縱過程中飛機的轉彎由前起落架轉彎機構實現，故在測試某大型民機地面高速滑跑狀態下防擺性能的飛機模型（以下簡稱防擺模型）的基礎上，加以如下修改：（1）為了實現前輪轉彎，取消防擺模型前起落架轉彎機構的固定副，以轉動副代替。（2）考慮到飛機轉彎需要取消飛機前輪起落架防擺系統，故需要屏蔽減擺阻尼力。（3）飛機實際飛行過程中速度方向始終是飛機航向，考慮到實際過程中飛機速度的實現以及LMS Virtual.Lab Motion的可實現性，采用飛機驅動力以代替原始的速度驅動。（4）飛機實際轉動過程中克服的轉彎力矩為克服負載載荷的力矩，且保持角度的過程中伺服液壓系統需要給予飛機以穩定力矩，為了真實模擬飛機轉彎實況，加“RSDA”。

2 液壓伺服系統模型

2.1 力反饋伺服閥的傳遞函數

本系統采用噴嘴擋板力反饋式二級伺服閥，一般情況下，力矩馬達控制線圈的動態和滑閥的動態可以忽略。作用在擋板上的壓力反饋的影響比力反饋小得多，壓力反饋回路也可以忽略[3]。這樣力反饋伺服閥的方框圖可簡化為圖1所示的形式。力反饋伺服閥的傳遞函數為

（1）

或

（2）

式中：Ka為伺服放大器增益，Ka=■為伺服閥增益，KXV為伺服閥增益，KXV=■。

圖1 力反饋伺服閥簡化框圖

2.2 四通閥控液壓缸建模

四通閥控液壓缸是由零開口四邊滑閥和對稱性液壓缸組成的，他們是常用的一種液壓動力元件。式（3）、式（4）和式（5）是閥控液壓缸的3個基本方程，完全描述了閥控液壓缸的動態特性[4]。

（3）

（4）

（5）

由這3個基本方程可以畫出閥控液缸的方程圖，如圖2所示，圖2是由負載壓力活的液壓缸位移的方框圖。

以下方框圖可用于模擬計算。從負載流量獲得的方框圖適合于負載慣量較小、動態過程較快的場合。從負載壓力獲得的方框圖適合于負載慣量和泄露系數都比較大，而動態過程比較緩慢的場合。

圖2 由負載壓力獲得液壓缸活塞位移方框圖

3 LMS Virtual. Lab與MATLAB/Simulink聯合仿真

為了進一步研究轉我那機構在飛行員輸入操縱前輪信號時，轉彎機構的動態響應情況，將基于已建立的前輪轉彎機構動力學模型和電液伺服控制系統仿真模型，通過控制導入模式，進行聯合仿真。其仿真流程如圖3。

根據伺服閥模型和閥控液壓剛數學模型，考慮到伺服液壓系統傳遞方程是通過控制活塞桿位移得到相應的轉動角度，且Motion中是輸入操縱力矩，在轉彎模型中增加一個力-力矩的環節。根據式（5）可知，四通閥控液壓缸輸出力矩與其輸出位移，輸出位移的一階導數、二階導數，即速度和加速度有關，由此可得力矩輸入式伺服液壓系統轉彎模型如圖4所示。

圖4 力矩輸入式伺服液壓系統轉彎模型

4 結束語

在輪胎幾何參數以及地面摩擦系數不變的情況下，通過分析及討論前輪操縱角與飛機滑行速度的關系，有助于防止主輪側滑現象發生，從而保證飛機地面前輪操縱運動的安全性。由于飛機在定常轉彎時，飛機速度越大，轉彎角度越大，輪胎的側向摩擦力越大，并且此摩擦力為靜摩擦力。當輪胎發生側滑時，靜摩擦力會突變成為動摩擦力，由于靜摩擦力遠小于動摩擦力 ，輪胎的側向力會突然變小，依此標準，可測試出飛機在不同的轉彎操縱角下可以飛行的安全速度。

經分別研究前輪操縱角10°、13°、15°、20°、25°、30°、40°、45°、50°、55°、60°、65°、70°、75°，轉動角速度采用較為安全的10°/s，主輪產生的側滑的極限速度，繪制出主輪臨界的前輪轉角與滑行速度關系，并繪制出前輪操縱角與滑行速度的關系曲線圖5。由圖5可知，隨著前輪操縱角的增大，飛機臨界側滑的速度隨之減小，曲線下方為操縱安全區域。

圖5 主輪側滑前輪操縱角與滑行速度的關系曲線

參考文獻

[1]P.D.Khapane.Simulation of asymmetric landing and typical ground maneuvers for large transport aircraft. Aerospace Science and Technology，2003，7：611-619.

[2]《飛機設計手冊》總編委員會.起飛著陸系統設計[M].北京：航空工業出版社，2002

[3]王占林.近代電氣液壓伺服控制[M].北京航空航天大學出版社，2005.

[4]王紀森，王博.力反饋電液伺服閥優化[J].計算機仿真，2011，28-3.

作者簡介：畢振瀚（1980，6-），男，籍貫：江蘇省濱海縣，學歷：碩士，研究方向：結構動力學仿真。