前轮转弯系统减摆性能分析

张丹丹，张 明,2

(1.南京航空航天大学 飞行器先进设计技术国防重点学科实验室，江苏 南京 210016)

(2.南京航空航天大学 机械机构力学及控制国家重点实验室，江苏 南京 210016)

前轮转弯系统减摆性能分析

张丹丹1，张 明1,2

(1.南京航空航天大学 飞行器先进设计技术国防重点学科实验室，江苏 南京 210016)

(2.南京航空航天大学 机械机构力学及控制国家重点实验室，江苏 南京 210016)

前轮操纵是起落架设计中的关键技术。以C919大型民机前轮转弯操纵系统为研究对象，分析了其系统组成及工作原理，并根据其减摆状态工作原理建立了阻尼力计算公式；基于LMS Imagine.Lab AMESim和LMS Virtual.Lab Motion软件平台分别建立了前轮转弯操纵系统的液压控制系统模型和前轮转弯机构动力学模型，验证了前轮转弯操纵系统减摆状态下的功能；进行了动态阻尼特性仿真分析，分析了摆振的频率、幅值以及阻尼孔直径对减摆阻尼力矩大小的影响。结果表明：该前轮转弯操纵系统在减摆状态下可以消除冲击载荷引起的振动，满足系统减摆的要求；在其他参数固定的情况下，分别改变摆振频率、幅值以及阻尼孔直径3个参数中任一参数的值，减摆阻尼力矩随摆振频率和幅值的增大而增大，随阻尼孔直径的增大而减小。

前轮转弯；减摆；液压；阻尼；联合仿真

飞机的地面机动性及滑跑稳定性是飞机地面性能的重要评估指标，对其进行详细的分析具有重要的意义。现代军用与民用飞机，均对飞机的地面机动性及滑跑稳定性提出了极高的要求。作为飞机地面机动的重要技术，前轮操纵技术能有效实现飞机在跑道上的大角度转弯，同时兼顾滑跑过程中的方向稳定性。

前轮操纵系统的研究一直为国内外学者所重视[1-2]。随着操纵技术的不断发展，前轮操纵技术经历了早期的机械式操纵系统、机械-液压式操纵系统到现代的电传式操纵系统以及数字电传操纵系统的发展过程。电传式操纵系统因其质量轻、安装简单及维修方便等优点，在西方战斗机上得到了普遍的应用[3]。国内飞机传统的起落架控制系统普遍采用机械-液压式操纵系统，近年来逐渐开始采用电传式操纵技术，并在电传式操纵技术的研究上取得了一定的成果。现代飞机的前轮转弯操纵系统一般兼具转弯和减摆两种功能[4-5]。文献[6]主要以单作动筒式数字电传前轮转弯操纵系统为研究对象，对其控制器进行了设计与分析；文献[7]在现有的某型号飞机的单作动筒机械-液压式前轮转弯操纵系统的基础上，对其进行了技术改进，设计了一种数字电传式前轮转弯操纵系统。文献[8]以YZL16操纵减摆器为研究对象，进行了静态阻尼仿真分析及操纵特性仿真分析。随着大型民机大角度转弯要求的提出，现代民机已基本不再使用单作动筒式前轮转向机构。文献[9]以大型民机C919前轮转弯系统为研究对象，对其转弯机构及液压操纵系统进行了设计及操纵性能仿真分析。而对于双作动筒式前轮转弯系统，对其减摆状态下系统动态特性研究较少。

本文基于LMS Imagine.Lab AMESim和LMS Virtual.Lab Motion软件平台，以C919大型民机前轮转弯机构三维实体模型为基础，建立了双作动筒式前轮转弯电液伺服控制系统模型以及双作动筒式前轮转弯机构动力学模型。对系统的减摆状态进行仿真分析，得到了减摆阻尼特性随摆振频率、振幅以及阻尼孔直径大小的变化规律。在此基础上，分析了减摆过程中系统内部液压阀的动态特性。

1 前轮转弯系统的组成及工作原理

本文中，前轮转弯系统采用电液伺服控制系统，其功能是实现地面滑行阶段的方向控制及消除高速滑行过程中受扰动后的前轮摆振。因此，系统具有转弯和减摆两种工作状态。

1.1系统组成

前轮转弯系统的电液伺服控制系统的组件包括单向阀、过滤器、选择阀、回填阀、分流阀、减摆阀、蓄能器、压力维持阀、伺服阀以及转向作动筒和旋转换向阀。其中，选择阀和分流阀组成了状态转换模块，负责实现转弯状态与减摆状态之间的转换；压力维持阀和蓄能器组成了压力维持模块，确保系统压力维持在空气分离压力之上，防止回路中出现空穴现象；两个减摆阀及两个安全阀组成系统的减摆模块，当系统处于减摆模式时若受到冲击产生摆振，减摆阀为系统提供的阻尼可减小其振荡并使其趋于平稳；两个旋转换向阀的作用则是当作动筒运动到死点位置时，使其液压回路完成自动换向。

系统组成如图1所示。

1.2系统操纵原理

系统转弯状态的操纵方式分为手轮操纵以及脚蹬操纵。手轮操纵主要用于低速大角度转弯情况下的方向控制，而脚蹬操纵则用于飞机在地面高速滑跑时运动方向的小角度调整。

系统工作状态的转换是由驾驶员操纵控制面板上的控制器来完成的。当满足前轮转弯的条件时，输入的转弯信号以及系统的转角反馈信号传送到控制器，由控制器判断输入信号与反馈信号之间的差值控制伺服阀的阀口开度，从而获得需要的转向角度及速度。当前轮转角达到输入信号对应角度时，由控制器输出的信号为零，此时伺服阀断电，前轮停在相应位置，从而实现前轮转弯的伺服控制。

1.3系统的工作状态

前轮转弯系统具有转弯和减摆两种功能，相应地，其液压系统具有对应的两种工作回路，分别为前轮转弯系统的转弯回路以及减摆回路。

1.3.1转弯工作状态

在转弯状态下，由驾驶员输入控制信号使选择阀打开至最左位，同时激活分流阀，使系统处于转弯准备状态，此时两个转向作动筒的工作通路被分流阀隔离。驾驶员可以通过控制器输入转弯信号到伺服阀，伺服阀根据得到的转弯指令输出相应压力，驱动两个转向作动筒运动，从而实现前轮偏转。

1.3.2减摆状态

当前轮不需要转弯或者系统电气部分出现故障的情况下，前轮转弯系统处于减摆状态，两个作动筒的工作通路相互连通。此时，如果前起落架因受到冲击等原因产生摆振，则作动筒中的油液可以通过减摆阀和分流阀从一个作动筒流向另一个作动筒，减摆阀的阻尼作用将系统摆振产生的能量转化为热能耗散掉，从而达到减摆的效果。

减摆回路中，除了减摆阀以外，还设置了安全阀以及蓄能器。蓄能器的作用是防止系统在受到冲击时单侧作动筒出现暂时性的真空现象或者压力过低时出现气穴现象。安全阀在系统压力过高的情况下打开，防止过高的压力对系统造成破坏。

2 减摆器阻尼力计算

由前轮转弯系统工作原理可知，当前轮操纵系统切换到减摆状态时，液压回路中的作动筒和减摆阀组成了系统的减摆回路。当飞机在高速滑行状态下前轮产生摆振时，减摆阀可以吸收摆振产生的能量，使前轮的摆振幅值迅速衰减。减摆阻尼器工作原理如图2(a)所示。外部激励促使作动筒作活塞运动，从而使油液通过减摆阀的阻尼孔产生阻尼，产生的阻尼力与位移的一阶导数成比例，其方向始终与速度方向相反[10]。

以图2中左侧作动筒为例，简述减摆器对作动筒活塞运动的阻尼力的计算方法。设减摆阀阻尼孔直径为d0，长度为l，不考虑活塞与缸壁之间的泄露。双作动筒式前轮转弯机构中，两个作动筒的回路中各存在一个减摆阀。在减摆状态下，两个作动筒回路相互连通。因此，可将模型进行简化，两个阻尼孔合并为一个长度为2l的阻尼孔，如图2中虚线框内所示，即由图2(a)简化为图2(b)。此时，阻尼孔两端A点和B点的压力与作动筒两端压力分别对应。

设活塞位移为x，则其运动速度为vn=dx/dt，

此时通过小孔的液体流量为：

流经小孔的液体的平均流动速度为：

由于vm的产生，使得活塞左右两腔存在压力差。由层流情况下的压力损失公式可以得到活塞左右两端的压差为：

式中：λ为管道阻力系数，若为层流，其值可取 75/Re，Re=ρvmd0/μ，为雷诺数。

将雷诺数表达式代入式(3)中得：

式中：R1为液阻。

可计算阻尼力为：

(5)

式中：p为高压腔压力。

3 前轮转弯系统建模

3.1液压控制系统仿真模型的建立

从1.1节可知，该液压系统可以分为4个主要模块，分别为状态转换模块、旋转换向模块、安全减摆模块以及压力维持模块。在LMSImagine.LabAMESim软件中进行液压系统仿真模型的建立，首先使用相应的液压阀及其他基本元件(如1.1节所述)建立4个基本功能模块仿真模型，各个模块如图3中矩形框所示。

状态转换阀中，选择阀采用三位三通阀来模拟，分流阀则采用二位二通阀来模拟。当选择阀正向打开时，高压油源进入转弯系统回路，系统则进入转弯控制模式；当选择阀负向打开时，激活分流阀，使分流阀正向打开连通两个作动筒回路，系统则进入自由转动模式，即减摆模式。

旋转换向模块中，旋转换向阀主要由一个三位四通阀和逻辑开关来实现。通过角度传感器将前轮转角传递到逻辑开关，逻辑开关对前轮转弯角度进行判断，当达到转弯角度时，逻辑开关的输出会发生改变，从而控制三位四通阀换向来改变活塞的运动方向。

安全减摆模块中，安全阀由两个溢流阀实现，减摆阀则采用两个阻尼孔来模拟。溢流阀的开启压力为系统安全压力240bar，当系统中压力超过安全压力时，对应的安全阀开启使得两个作动筒回路连通从而实现降压；阻尼孔则通过调节其孔径的大小对减摆阻尼进行调节。

压力维持模块中，压力维持阀采用溢流阀来模拟，其开启压力设定为12bar，在液压油的空气分离压力之上。系统压力高于12bar时，溢流阀开启允许系统内油液进入回油箱；压力低于12bar时蓄能器开启向系统内补充压力。因此，溢流阀与蓄能器一起实现了压力维持的作用。

基于4个关键的基本模块，将其与液压泵及伺服阀连接形成完整的液压回路，完成双作动筒式前轮转弯系统的电液伺服控制系统液压模型的建立，即图3所示模型。

3.2前轮转弯机构动力学模型的建立

双作动筒式前轮转弯机构主要由转向套筒、支柱卡圈、2个旋转换向阀以及2个作动筒和活塞组成。在转弯机构中，很多零件并不参与转弯过程的运动，过度冗余的结构不但不利于建模，还会使计算效率低下，故在建模过程中去掉了对转弯没有贡献的零件。然后在LMSVirtual.LabMotion中，根据实际情况建立运动学与动力学关系。最终建立的双作动筒式前轮转弯机构的LMSVirtual.LabMotion模型如图4所示。

4 仿真分析

在减摆状态下，飞机转弯操纵系统不工作，如出现颠簸及冲击等因素造成前轮摆振现象，则减摆回路中的减摆阀会通过自身阻尼降低其振动幅值，使其重新回到稳定滑跑状态。

4.1前轮减摆功能的仿真分析

将系统切换到减摆状态，并在作动筒1(图3中左侧作动筒)活塞杆上施加外部冲击载荷，对系统的减摆功能进行验证。所加外载在0.5s时迅速从0增大至100kN，保持0.3s后迅速减为0，可近似模拟飞机在地面滑跑过程中轮胎所受的来自地面的冲击载荷。

由于双作动筒式前轮转弯机构中，两作动筒对称分布，在减摆状态下受力情况同样基本对称，故仅选取作动筒1进行分析。图5为作动筒1活塞的加速度随时间变化的关系曲线。由图可见，在外部载荷的冲击作用下，活塞的加速度产生振荡，其加速度最大增加至12m/s2；当载荷消失后，活塞的加速度经过了小幅振荡后在减摆阀产生的液压阻尼作用下迅速减小直至趋近于0。仿真结果基本符合实际情况，在液压冲击的作用下活塞产生的加速度在可接受的范围内。

图6反映了作动筒1无杆腔和有杆腔压力随时间的变化关系。从图中可以看出，在外载的冲击作用下，作动筒1无杆腔的压力在0.5s时迅速增加至18MPa，其作用是平衡外部冲击载荷；当外载变为0后，作动筒1无杆腔压力迅速减小。随后，由于系统内部液压冲击的作用，两腔的压力产生了约3MPa的振荡。但由于系统中存在减摆阀，在其阻尼作用下，两腔的压力在极短时间内迅速衰减至趋于0，使系统恢复平稳。

4.2减摆阻尼特性仿真分析

为了仿真前轮摆振过程，采用图3所示的液压系统进行控制，在动力学模型中添加角度驱动，模拟前轮摆振的过程。同时通过添加输入、输出控制节点来设置数据通信端口，并将Virtual.Lab的求解器设置为“AMESIMCOUPLED”，计算后生成“#.vlcosim”文件。在Imagine.Lab中将“#.vlcosim”文件导入，并连接对应的控制点，即完成了仿真分析的连接工作。

在转弯机构上施加表1所列工况的角度驱动，并调节阻尼孔至其对应大小。

仿真结果见表2。

从以上工况的仿真分析中可以发现，阻尼力矩随着摆动的振幅和频率的增大而增加，随着阻尼孔直径的增加而减小。为研究蓄能器和回填阀的工作状态，选取工况1进行分析。

图7为仿真结果，其中，图7(a)～(d)为两回填阀下游压力与其回填阀开启状态之间的关系，图7(e)为蓄能器流量与两回填阀流量之间的关系。

从图7(a)～(d)可以看出，当回填阀1下游油路中压力小于12bar时(初始状态下蓄能器内的压力值)，回填阀1开启，蓄能器向系统内补充压力；回填阀2下游油路压力始终大于12bar，因而回填阀2一直处于关闭状态。从图7(e)中可以看到，蓄能器释放的流量等于两回填阀流量之和。

根据减摆回路工作原理，蓄能器和回填阀在系统中的作用是为了防止系统内压力过低而出现的空穴现象。由仿真分析可以看出，当系统内压力低于蓄能器设定的压力时，蓄能器就会向系统内进行压力补充，维持系统内的压力不低于设定的最低值，避免了空穴现象的发生。

5 结论

本文以大型民机C919双作动筒式前轮转弯系统为研究对象，进行了前轮转弯系统减摆性能仿真分析，得到以下结论：

a.通过前轮转弯系统减摆性能验证仿真分析表明，该系统可以消除飞机地面滑跑过程中受到地面冲击载荷而引起的前轮摆振，具有良好的减摆性能。

b.通过减摆阻尼仿真分析可知，减摆器产生的减摆阻尼力矩随摆振频率和摆振角度的增大而增大，随阻尼孔直径的增大而减小。

c.仿真结果表明，当任意回填阀所在回路压力低于蓄能器开启压力时，回填阀会开启，允许蓄能器向系统内补充油液，即该系统可以有效防止空穴现象的发生。

[1] 诸德培. 摆振理论及防摆措施 [M]. 北京: 国防工业出版社, 1984.

[2] 航空航天工业部科学技术委员会. 飞机起落架强度设计指南 [M]. 成都: 四川科学技术出版社, 1989.

[3] 飞机设计手册总编委会. 飞机着陆系统设计：第14册 [M]. 北京: 航空工业出版社, 2002.

[4] SAE AIR 1595A-2006 SAE Aerospace. Aircraft nosewheel steering systems [R]. São Panl: SAE Internation, 2006.

[5] SAE AIR 1752A-2006 SAE Aerospace. Aircraft nosewheel steering/centering systems [R]. São Paulo:SAE Internation, 2006.

[6] 陆瑞涛. 飞机前轮操纵数字式控制器研究 [D]. 长沙: 中南大学, 2010.

[7] 石文君. 飞机前轮操纵技术研究 [D]. 长沙: 中南大学, 2010.

[8] 顾宏斌, 丁运亮, 姚志. YZL16操纵减摆器仿真研究 [J]. 南京航空航天大学学报, 2000(3):348-353.

[9] 聂青, 聂宏, 张明. 大型民机双作动筒式前轮转弯操纵系统设计与仿真分析 [J]. 南京航空航天大学学报, 2012, 44(4): 503-510.

[10] 李洪人. 液压控制系统 [M]. 北京：国防工业出版社, 1990.

Analysis on the shimmy performance for nose wheel steering system

ZHANG Dandan, ZHANG Ming

(Nanjing University of Aeronautics & Astronautics, Jiangsu Nanjing, 210016, China)

Nose wheel maneuver technology is essential to landing gear design. This paper concentrates on the nose wheel steering maneuver system of C919 aircraft, discusses its composition and working theories. It deduces the damping force equations based on the applied anti-shimmy theories, establishes the hydraulic control system and nose steering dynamic model of nose wheel steering maneuver system with LMS Imagine. Lab AMESim and LMS Virtual.Lab Motion platforms, verifies the functions of anti-shimmy mechanism as well. It simulates some dynamic damping characters such as shimmy frequency, shimmy amplitude and the effect of damping hole diameter on anti-shimmy damping torque. All the results show that the specific type of nose steering maneuver system is capable of eliminating impact load in the anti-shimmy status, meeting the standard of anti-shimmy. Under the premise of certain parameters unchanged, alter shimmy frequency, amplitude and damping hole diameter separately, the conclusion turns out that anti-shimmy damping torque rises with the increase of shimmy frequency and amplitude, and the damping torque shrinks along with the increase of damping hole diameter.

nose wheel steering system; anti-shimmy; hydraulic; damping; co-simulation

10.3969/j.issn.2095-509X.2015.02.006

2015-01-23

国家自然科学基金资助项目(51305198)；教育部博士点基金资助项目(20123218120003)

张丹丹(1990—)，女，山东威海人，南京航空航天大学硕士研究生，主要研究方向为飞行器起落装置设计技术。

V229

A

2095-509X(2015)02-0021-06