-
0 引言
-
根据运输类飞机适航条款CCAR25.107的要求，必须确定飞机的最小离地速度，在等于和高于该速度时，飞机可以安全离地并继续起飞。某型飞机承担最小离地速度试飞科目时，因其是“按几何设计”的飞机，在进行该试飞科目时因飞机抬头过高会造成尾部触地，如图1所示，所以需要在飞机尾部下表面加装特殊的缓冲装置用以保护飞机本体结构不受到损坏[1-3]。
-
图1 飞机最小离地速度试飞接地示意图
-
在最小离地速度试飞时，尾橇装置需要吸收与跑道接触所产生的能量，其结构和安装位置如图2所示。在飞机离地后，需要控制尾橇装置将其完全收起至机体内，以减小对飞机气动外形的影响。当航后地面停机状态时，又需要控制尾橇装置达到全伸长状态，以保证下一次试飞时有足够的缓冲行程。
-
图2 飞机尾橇装置结构示意图
-
1 系统组成
-
为了实现尾橇装置的主动收放功能，在尾橇缓冲器外筒上方增加一套液压系统组件，通过电机驱动液压泵提供压力，在不同的液压阀的作用下，实现其主动收放功能。尾橇装置的结构和系统原理如图3所示。
-
图3 尾橇结构和系统原理示意图
-
活塞杆组件包括主活塞杆组件和中心活塞杆组件两部分。中心活塞杆组件位于主活塞杆内部，配合液压泵和阀组件主动驱动主活塞杆向上运动，实现尾橇的主动收起功能。
-
计量筒与外筒内壁之间有一层橡胶薄膜，通过上下两个基座固定在外筒内壁上，从而与外筒内壁之间形成一个气腔。利用该气腔的收缩和膨胀可以平衡活塞杆进出外筒产生的油腔体积的变化，并且在尾橇主动伸长时，提供一定的启动压力。
-
顶部法兰座集成了一个液压泵组件、七个液压阀组件和若干管路组件，通过液压泵供油/回油方向的变化实现尾橇装置的主动收放功能。
-
2 收放原理
-
2.1 主动收起过程
-
在尾橇控制系统可提供主动收起功能，具体过程如下:
-
1）控制电机正转，液压泵将液压油通过单向阀（14）压入收放腔中，外筒内液压油通过单向阀（18）流回液压泵中;
-
2）收放腔内液压油对主活塞提供压力，使其向收起方向运动，如图4所示，同时挤压高压腔内液压油经计量筒壁上的阻尼油孔流入外筒中;
-
3）活塞运动至行程末端，阻尼油孔变小，阻力增加使得运动逐渐减速直至运动停止;
-
4）运行结束，电机关闭，液压泵停转，利用单向阀（14）的反向截止功能使主活塞停留在收起位置。
-
图4 尾撬系统主动收起液压油流向图
-
2.2 主动伸长过程
-
在尾橇控制系统可提供主动伸长功能，具体过程如下:
-
1）控制电机反转，液压泵将液压油通过单向阀（13）压入高压腔中，外筒中液压油通过单向阀（10）流回液压泵中;
-
2）液压泵通过图5中所示的虚线路径向液控单向阀（14）的3号先导端口中注油，从而打开单向阀（14）的1号端口和2号端口之间的通路，收放腔液压油可通过液控单向阀（14）流回液压泵中;
-
3）主活塞向下移动，低压腔内的液压油流回高压腔（此时上下腔中的压力相等，但是由于上腔的有效活塞面积大于下腔，因此在活塞上有一个向下的液压力使其向下运动，同时摇臂、摩擦块和活塞杆及活塞的重力也有助于尾橇向着伸长方向运动）;
-
4）活塞触底后，运行结束，电机关闭，液压泵停转。
-
图5 尾撬系统主动伸长液压油流向图
-
3 收放建模
-
根据尾橇装置的系统组成和收放原理，基于AMEsim软件搭建系统控制模型，如图6所示。液压部分主要包括电机模型、液压泵模型、单向阀模型、溢流阀模型、液压腔模型、气囊模型等[4-7]。
-
图6 基于AMEsim的系统控制模型
-
系统控制模型所选用的液压元件和参数设置如表1所示。
-
根据尾橇装置的结构和运动形式，基于ADAMS软件搭建了多体动力学模型，如图7所示。组成部分主要有外筒、活塞杆和摩擦块。在ADAMS中建立各个构件的质心、质量、惯性矩等参数，固定副、滑移副等约束，以及外筒与活塞杆之间的液压作用力。
-
为了与AMEsim系统控制模型进行联合仿真，在ADAMS模型中定义了液压作用力的控制输入状态变量以及外筒与活塞杆的相对位移和相对速度的控制输出状态变量，并通过将两个输出变量输出至AMEsim模型中得到液压作用力的反馈，将其输入到ADAMS模型中，从而实现联合仿真[8-10]。
-
图7 基于MSC.ADAMS的多体动力学模型
-
4 仿真分析
-
4.1 收放指标
-
尾橇系统在执行飞机最小离地速度试飞时，需满足两个主要指标:
-
1）2 G的过载下，尾橇装置能够达到完全收起状态（最终行程小于2 mm），且收起过程的时间在30 s以内;
-
2）尾橇装置能够达到完全伸长状态（最终行程大于198 mm），且伸长过程的时间在30 s以内。
-
4.2 气囊初始充压对收放影响
-
在模型加载2 G的过载工况下，当气囊初始充压的设置从2 bar~6 bar时，尾橇装置收起时的行程与时间的关系如图8所示。
-
由图8可知，当初始充压为5 bar或6 bar时，最终行程大于2 mm，不满足完全收起的要求。初始充压与达到完全收起的时间对比如表2所示。
-
图8 不同初始充压下尾橇装置收起行程与时间曲线
-
由表2可知，初始充压为2 bar、3 bar和4 bar时，均满足尾橇装置的收起性能要求，初始充压越小，收起时间越短; 反之则收起时间越长。
-
在模型加载正常工况下，当气囊初始充压的设置从2 bar~6 bar时，尾橇装置伸长时的行程与时间的关系如图9所示。
-
图9 不同初始充压下尾橇装置伸长行程与时间曲线
-
由图9可知，当初始充压为2 bar或3 bar时，最终行程小于198 mm，不满足完全伸长的要求。初始充压与达到完全伸长的时间对比如表3所示。
-
由表3可知，初始充压为4 bar、5 bar和6 bar时，均满足尾橇装置的伸长性能要求，初始充压的大小对伸长时间的影响不大。
-
综上，为了满足尾橇装置的收放性能要求，需将气囊初始充压设置为4 bar。
-
4.3 验证分析
-
经过上述初始充压的影响分析，将气囊初始充压定为4 bar，其余参数按第3章中的表1来设定并进行联合仿真。
-
在模型加载2 G的过载工况下，尾橇装置收起时的行程与时间的关系如图10所示，从图中可以看出，尾橇装置在21 s达到了完全收起状态（最终行程小于2 mm）。
-
图10 2G过载尾橇装置收起时行程与时间曲线
-
在模型加载正常工况下，尾橇装置伸长时的行程与时间的关系如图11所示，从图中可以看出，尾橇装置在18 s达到了完全伸长状态（最终行程大于198 mm）。
-
由上述曲线可知，该收放系统的收放过程平稳可靠，满足了尾橇装置的收放性能要求。
-
5 结论
-
1）提出了一种尾橇装置收放系统设计方案，并应用在了尾橇缓冲装置上;
-
图11 尾橇装置伸长时行程与时间曲线
-
2）阐述了尾橇装置的系统组成和收放原理;
-
3）利用MSC.ADAMS和AMEsim搭建了用于尾橇收放性能分析的联合仿真模型并进行了收放性能仿真;
-
4）通过对气囊的不同初始充压下的仿真结果分析可知，当初始充气压力定为4 bar时，可满足收放性能指标。
-
参考文献
-
[1] 屈飞舟,成婷婷.民用运输类飞机最小离地速度试飞风险控制[J].科技创新与应用,2018(15):19-21.
-
[2] 屈飞舟,刘静.运输类飞机最小离地速度试飞设计与风险控制[J].航空科学技术,2019(1):44-50.
-
[3] 刘静,郗超.民用运输类飞机最大可用速率抬前轮试飞技术研究[J].航空科学技术,2015(5):44-47.
-
[4] 盛选禹,王联奎.飞机起落架收放系统运动模拟[J].计算机工程与设计,2009,30(18):4245-4247.
-
[5] 李闯,张明,魏小辉,等.飞机起落架收放液压系统设计、分析与实验验证[J].南京航空航天大学学报,2014,46(2):225-231.
-
[6] 张沈瞳,黄喜平.基于虚拟样机技术的典型民用飞机起落架多体动力学联合仿真[J].机床与液压,2017,45(13):146-151;158.
-
[7] 冯蕴雯,朱铮铮,潘文廷,等.基于多体动力学的尾撬缓冲器动态性能研究[J].振动与冲击,2020,39(8):271-276.
-
[8] 杨诚,邓智勇,高磊,等.基于Adams-AMESim的平台吊机升沉补偿系统联合仿真技术[J].船海工程,2014,43(6):137-141.
-
[9] 张氢,孙峰,郑敬峰,等.基于AMESim与ADAMS 的轮式装载机联合仿真[J].机床与液压,2016,44(5):151-153.
-
[10] 周宇,刘凯磊,李兴成,等.基于ADAMS和AMESim 的挖掘机挖掘运动轨迹控制联合仿真[J].机床与液压,2021,49(4):147-150.
-
摘要
尾橇装置是飞机最小离地速度科目试飞中的核心装置,在做科目试飞滑跑过程中,尾橇装置可以吸收飞机尾部与地面撞击产生的冲击能量。尾橇装置的收放系统性能需要满足两个设计指标:一是在飞机离地起飞后尾橇装置能够达到完全收起状态,以减小该装置暴露在蒙皮外的部分对飞机气动外形的影响;二是在飞机地面停机状态下,尾橇装置能够达到完全伸长状态,以保证下一次最小离地速度科目试飞时有足够大的缓冲行程用以吸收冲击能量。针对该尾橇装置设计了一套收放系统,分析了其收放原理,并通过MSC.ADAMS软件和AMEsim系统控制模型联合仿真计算其收放性能,研究了气囊初始充压对收放性能的影响。结果表明:该收放系统设计合理、性能可靠,在气囊初始充压4 bar时可以同时满足两个收放设计指标的要求。
Abstract
The tail bumper device is the core device in the flight test of the minimum take-off speed. During the ground taxing of flight test, the tail bumper device can absorb the impulse energy generated by the impact between the tail of the aircraft and the ground. The retraction and extension system needs to meet two design requirements: one is to fully retract the tail bumper after the aircraft take-off from the ground for reducing the influence of the exposed part of the device on the aerodynamic profile of the aircraft; another is that the tail bumper can be fully extended when the aircraft is down on the ground to ensure that the next test flight has enough stroke to absorb the impact energy. This paper designs a set of retraction and extension system for the tail bumper device and the principle of the retraction and extension is analyzed. The retractable performance is calculated by MSC.ADAMS and AMEsim co-simulation. The effect of initial inflating pressure of air membrane on retraction performance is researched by the model. The results show that the design of the retraction and extension system is reasonable and the performance is reliable. When the initial inflating pressure is 4 bar, it can meet the two retractable design requirements at the same time.
