趙興平，彭 綱，常 凱，秦 成，李 巍

（1.航空工業(yè)第一飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院，西安710089；2.航空工業(yè)金城南京機(jī)電液壓工程研究中心，南京211106）

0 引言

隨著航空工業(yè)技術(shù)的發(fā)展，飛機(jī)的起落架艙門作動(dòng)系統(tǒng)都需要更高的可靠性和安全性。設(shè)置余度是提高系統(tǒng)和部件可靠性的主要方法，廣泛應(yīng)用于航空航天領(lǐng)域，通過(guò)采用雙余度作動(dòng)器驅(qū)動(dòng)控制，整個(gè)系統(tǒng)的可靠性及安全性將會(huì)得到快速提高并且不會(huì)帶來(lái)過(guò)大的代價(jià)[1]。

某飛機(jī)起落架艙門作動(dòng)系統(tǒng)采用雙余度作動(dòng)器并聯(lián)驅(qū)動(dòng)形式，其具有輸出力大、故障瞬態(tài)小、對(duì)故障檢測(cè)要求低等優(yōu)點(diǎn)。并聯(lián)驅(qū)動(dòng)形式中的雙路作動(dòng)器共同驅(qū)動(dòng)飛機(jī)同一個(gè)起落架艙門結(jié)構(gòu)時(shí)，由于控制系統(tǒng)、作動(dòng)器的各方面誤差積累等會(huì)導(dǎo)致兩路輸出不一致，帶來(lái)了同一艙門作動(dòng)面兩個(gè)作動(dòng)器間的運(yùn)動(dòng)不同步問(wèn)題，嚴(yán)重時(shí)兩個(gè)作動(dòng)器位移差值較大，極端情況下可能導(dǎo)致艙門結(jié)構(gòu)產(chǎn)生形變乃至撕裂。兩個(gè)艙門作動(dòng)器的運(yùn)動(dòng)不同步給起落架艙門作動(dòng)系統(tǒng)的性能帶來(lái)了許多不利的影響，不僅造成了額外的無(wú)用功消耗，使艙門結(jié)構(gòu)內(nèi)產(chǎn)生了較大的交變內(nèi)應(yīng)力，而且長(zhǎng)時(shí)間累積會(huì)使起落架艙門結(jié)構(gòu)面發(fā)生扭曲變形，嚴(yán)重時(shí)還會(huì)引起飛機(jī)起落架艙門結(jié)構(gòu)疲勞甚至破壞[2]。

目前國(guó)外電傳飛機(jī)均已應(yīng)用了各種均衡控制方法來(lái)解決類似的雙路作動(dòng)器力運(yùn)動(dòng)不同步問(wèn)題，均衡控制就是針對(duì)作動(dòng)器運(yùn)動(dòng)不同步問(wèn)題，通過(guò)監(jiān)控作動(dòng)器負(fù)載情況調(diào)節(jié)各運(yùn)動(dòng)控制通道的參數(shù)，產(chǎn)生控制通道間偏差指令去均衡作動(dòng)器間相互抗?fàn)庁?fù)載，從而緩解不同步現(xiàn)象[3]。Schaeffer W S[4]描述了B2轟炸機(jī)飛控系統(tǒng)通過(guò)仿真分析作動(dòng)器動(dòng)態(tài)運(yùn)動(dòng)調(diào)整過(guò)程，利用積分均衡控制算法迫使各通道壓力趨向一致，以達(dá)到雙路作動(dòng)器同步運(yùn)動(dòng)的目標(biāo)。國(guó)內(nèi)對(duì)余度作動(dòng)系統(tǒng)的運(yùn)動(dòng)不同步問(wèn)題也開展了研究：范殿梁等[5]利用AMESim軟件對(duì)主主式舵機(jī)驅(qū)動(dòng)運(yùn)動(dòng)進(jìn)行了建模仿真分析，分析了舵機(jī)運(yùn)動(dòng)不同步的原因及解決辦法；付永領(lǐng)等[6]提出了采用均衡控制算法去解決伺服作動(dòng)系統(tǒng)的多個(gè)作動(dòng)器運(yùn)動(dòng)紛爭(zhēng)問(wèn)題；郭巍[7]對(duì)作動(dòng)器運(yùn)動(dòng)不同步原因進(jìn)行了分析，最后采用均衡控制算法來(lái)緩解。

本文對(duì)起落架艙門作動(dòng)系統(tǒng)力紛爭(zhēng)產(chǎn)生的原因進(jìn)行了分析，提出了基于等量分流式、伺服閉環(huán)、雙作動(dòng)器容積串聯(lián)等3種同步控制方法，對(duì)各類同步控制方法建立了仿真模型進(jìn)行分析，最后搭建試驗(yàn)平臺(tái)對(duì)3種控制方法進(jìn)行了試驗(yàn)驗(yàn)證。

1 系統(tǒng)建模與分析

1.1 系統(tǒng)工作原理

圖1 所示為飛機(jī)起落架艙門作動(dòng)系統(tǒng)的物理模型。該飛機(jī)起落架艙門作動(dòng)器由單一的液壓能源供壓，起落架艙門采用雙作動(dòng)器驅(qū)動(dòng)，2個(gè)獨(dú)立的作動(dòng)器與同一塊飛機(jī)起落架艙門連接，共同驅(qū)動(dòng)完成起落架艙門收放運(yùn)動(dòng)，油路設(shè)置節(jié)流閥調(diào)節(jié)作動(dòng)器運(yùn)動(dòng)速度，作動(dòng)器活塞桿伸出表示起落架艙門打開，縮回表示起落架艙門關(guān)閉。兩個(gè)作動(dòng)器的未知同步誤差要求不大于1%。

圖1 起落架艙門作動(dòng)系統(tǒng)原理

1.2 系統(tǒng)建模

LMS Imagine.Lab AMESim軟件是用于解決系統(tǒng)工程建模、仿真和動(dòng)態(tài)特性分析的圖形化開發(fā)軟件，采用AMESim作為液壓及電氣控制的仿真建模環(huán)境，在AMESim中建立飛機(jī)起落架艙門作動(dòng)系統(tǒng)的仿真模型，分別設(shè)置飛機(jī)起落架艙門作動(dòng)系統(tǒng)中作動(dòng)器及運(yùn)動(dòng)控制邏輯信號(hào)，主要部件模型參數(shù)如表1所示。設(shè)置重力、平均氣動(dòng)載荷力和預(yù)緊彈簧力后，選定仿真算法和仿真時(shí)間，仿真過(guò)程中將作動(dòng)器的狀態(tài)信息（速度、位移）輸出。對(duì)系統(tǒng)中各個(gè)部件建模并結(jié)合系統(tǒng)流量方程搭建飛機(jī)起落架艙門作動(dòng)系統(tǒng)模型如圖2所示。模型建立后利用AMESim中的Submodel Mode為系統(tǒng)模型中全部元件進(jìn)行數(shù)學(xué)模型的關(guān)聯(lián)。由于參與飛機(jī)起落架艙門作動(dòng)系統(tǒng)控制的液壓油油液流動(dòng)為非恒定流，因此建模時(shí)充分考慮了管路長(zhǎng)度及管路中油液的粘度、壓縮性及質(zhì)量特性[8]。

表1 主要部件模型參數(shù)

圖2 飛機(jī)起落架艙門作動(dòng)系統(tǒng)模型

根據(jù)搭建的飛機(jī)起落架艙門作動(dòng)系統(tǒng)模型，對(duì)系統(tǒng)運(yùn)行過(guò)程中作動(dòng)器的動(dòng)態(tài)性能進(jìn)行仿真分析，如圖3所示。由仿真結(jié)果可以看出，兩路作動(dòng)器的輸出位移在運(yùn)動(dòng)過(guò)程中不同步，而當(dāng)輸出位移穩(wěn)定之后會(huì)達(dá)到同步狀態(tài)。輸出位移不同步的存在不僅對(duì)作動(dòng)機(jī)構(gòu)造成額外的負(fù)擔(dān)，而且這么大的力會(huì)一直施加在飛機(jī)結(jié)構(gòu)上，長(zhǎng)期下去加劇飛機(jī)起落架艙門結(jié)構(gòu)的疲勞破壞，所以兩路作動(dòng)器的運(yùn)動(dòng)不同步問(wèn)題必須要重點(diǎn)考慮。

圖3 兩路艙門作動(dòng)器位移-時(shí)間運(yùn)動(dòng)曲線

兩路艙門作動(dòng)器不同步主要是由于部件加工、安裝誤差和運(yùn)動(dòng)控制通道中各種誤差的積累和聯(lián)合作用，使得在操縱過(guò)程中每個(gè)通道的輸入信號(hào)相同，控制端的每個(gè)作動(dòng)器的輸出位移卻往往不一致，造成一個(gè)作動(dòng)器拖動(dòng)另一個(gè)作動(dòng)器，作動(dòng)器同一時(shí)間運(yùn)動(dòng)位置不同步的現(xiàn)象。系統(tǒng)增益誤差、物理運(yùn)動(dòng)誤差、作動(dòng)器工藝誤差等都是導(dǎo)致運(yùn)動(dòng)不同步的原因[9]。

基于以上原因進(jìn)行研究，解決兩路艙門作動(dòng)器運(yùn)動(dòng)同步控制的方法主要有：（1）采用等量分流閥實(shí)現(xiàn)兩路作動(dòng)器輸入流量的動(dòng)態(tài)均衡分配，從而實(shí)現(xiàn)作動(dòng)器的位置同步；（2）采用基于位移反饋的壓力伺服控制方法，提高雙作動(dòng)器位移同步精度；（3）將一個(gè)作動(dòng)器的無(wú)桿腔串聯(lián)至另一個(gè)作動(dòng)器的有桿腔，以達(dá)到流量等量分配驅(qū)動(dòng)作動(dòng)器同步運(yùn)動(dòng)。

2 飛機(jī)起落架起落架艙門作動(dòng)同步控制

2.1 基于等量分流式的同步控制

基于等量分流式的起落架艙門作動(dòng)系統(tǒng)同步控制是采用一個(gè)等量分流閥，通過(guò)其固定節(jié)流孔進(jìn)行流量控制，利用不同流量在各自固定節(jié)流孔上產(chǎn)生的壓差作為力反饋推動(dòng)閥芯，實(shí)現(xiàn)流量的動(dòng)態(tài)均衡分配，從而實(shí)現(xiàn)作動(dòng)器的位置同步功能。

等量分流閥式同步控制模型如圖4所示，仿真結(jié)果如表2所示。研究結(jié)果發(fā)現(xiàn)負(fù)載越大時(shí)節(jié)流閥壓差越大，雙作動(dòng)器的同步誤差越大。

表2 基于等量分流式的同步控制仿真結(jié)果

圖4 基于等量分流式的同步控制模型

2.2 基于伺服閉環(huán)的同步控制

起落架艙門運(yùn)動(dòng)的伺服閉環(huán)作動(dòng)系統(tǒng)主要包括伺服閥、作動(dòng)器和控制器，伺服閥接收控制器發(fā)出的控制指令后輸出流量給作動(dòng)器使作動(dòng)器輸出位移，通過(guò)位移傳感器反饋到控制器指令輸入端構(gòu)成閉環(huán)控制，輸出位移最終轉(zhuǎn)化至起落架艙門結(jié)構(gòu)運(yùn)動(dòng)[10]。

2個(gè)伺服閥分別驅(qū)動(dòng)兩個(gè)作動(dòng)器，控制過(guò)程中作動(dòng)器的位移、壓力值通過(guò)傳感器信號(hào)分別實(shí)時(shí)反饋至控制器，控制器接收到信號(hào)后經(jīng)過(guò)運(yùn)算、數(shù)模轉(zhuǎn)換并放大后提供給伺服閥輸出相應(yīng)的流量驅(qū)動(dòng)作動(dòng)器運(yùn)動(dòng)。

根據(jù)飛機(jī)起落架艙門伺服控制系統(tǒng)的數(shù)學(xué)模型，在LMS Imagine.Lab AMESim環(huán)境中建立飛機(jī)起落架艙門作動(dòng)系統(tǒng)的仿真模型，分別設(shè)置飛機(jī)起落架艙門作動(dòng)系統(tǒng)中作動(dòng)器及運(yùn)動(dòng)控制邏輯信號(hào)如圖5所示。

圖5 基于伺服閉環(huán)的同步控制模型

為減緩兩個(gè)作動(dòng)器間的運(yùn)動(dòng)不同步問(wèn)題，在伺服作動(dòng)系統(tǒng)加入了控制算法去均衡負(fù)載帶來(lái)的不同步。起落架艙門作動(dòng)系統(tǒng)采用跨通道均衡控制算法，即利用額外的反饋回路產(chǎn)生信號(hào)來(lái)減小通道間的不匹配，通過(guò)閉環(huán)控制使各個(gè)通道的壓力趨于相同，從而達(dá)到作動(dòng)器同步運(yùn)動(dòng)的目的。對(duì)兩個(gè)起落架艙門作動(dòng)器間的相互抗?fàn)庁?fù)載跨通道均衡控制時(shí)首先通過(guò)傳感器采集兩個(gè)作動(dòng)器各通道的參數(shù)，經(jīng)運(yùn)算產(chǎn)生通道間的偏差指令，最終調(diào)節(jié)兩作動(dòng)器壓差之差來(lái)實(shí)現(xiàn)均衡。負(fù)載壓差的均衡原理如圖6所示，其中Δp為作動(dòng)器兩腔壓差，ΔDp為作動(dòng)器間的兩腔壓差之差。

圖6 均衡控制原理

將兩作動(dòng)器間的ΔDp作為反饋輸入控制參數(shù)，經(jīng)過(guò)比例積分環(huán)節(jié)，將兩個(gè)積分輸出值形成對(duì)超前作動(dòng)器的負(fù)位移增量指令和對(duì)滯后作動(dòng)器的正位移增量指令分別反饋至作動(dòng)器的控制信號(hào)輸入端，從而減小作動(dòng)器間的不同步位移來(lái)達(dá)到同步控制。

仿真結(jié)果如表3所示，研究發(fā)現(xiàn)伺服閉環(huán)控制方法具有較高的位置同步控制性能，載荷差的變化對(duì)伺服閉環(huán)控制下的起落架艙門作動(dòng)系統(tǒng)同步性能影響較小。

表3 基于伺服閉環(huán)的同步控制仿真結(jié)果

2.3 基于容積串聯(lián)的同步控制

基于容積串聯(lián)的起落架艙門作動(dòng)系統(tǒng)的同步控制方法是將一個(gè)作動(dòng)器的有桿腔與另一個(gè)作動(dòng)器的無(wú)桿腔串聯(lián)起來(lái)，系統(tǒng)供壓后兩個(gè)作動(dòng)筒的流量可實(shí)現(xiàn)動(dòng)態(tài)均衡分配，使得兩個(gè)作動(dòng)器的輸出位移保持同步。容積串聯(lián)式同步控制模型如圖7所示，仿真計(jì)算結(jié)果如圖8所示。

圖7 基于容積串聯(lián)的同步控制模型

圖8 基于雙作動(dòng)器容積串聯(lián)的同步控制仿真結(jié)果

根據(jù)仿真結(jié)果，基于雙作動(dòng)器容積串聯(lián)的同步控制最大位置同步誤差4.5 mm，作動(dòng)器總行程為500 mm，即0.90%的誤差率，可滿足系統(tǒng)同步誤差不大于1%的要求。

3 試驗(yàn)驗(yàn)證

以起落架艙門作動(dòng)系統(tǒng)為對(duì)象搭建試驗(yàn)平臺(tái)，試驗(yàn)平臺(tái)模擬了作動(dòng)系統(tǒng)的技術(shù)參數(shù)，測(cè)試了3種控制方法下的兩個(gè)作動(dòng)器的運(yùn)動(dòng)同步控制情況，試驗(yàn)結(jié)果如圖9所示。

圖9 試驗(yàn)結(jié)果

試驗(yàn)結(jié)果表明：基于等量分流式的同步控制系統(tǒng)同步性能受載荷影響差異明顯，同步精度在空載或載荷較小時(shí)誤差較大；基于伺服閉環(huán)、容積串聯(lián)式的同步控制系統(tǒng)同步性能受載荷變化的影響較小，誤差范圍為2.1～4.8 mm，同步精度約為0.5%~1%。

4 結(jié)束語(yǔ)

本文從飛機(jī)起落架艙門作動(dòng)系統(tǒng)原理出發(fā)，建立了飛機(jī)起落架艙門作動(dòng)系統(tǒng)模型，分析了兩個(gè)艙門作動(dòng)器的運(yùn)動(dòng)不同步原因。研究了基于等量分流式、伺服閉環(huán)和容積串聯(lián)的同步控制方法，搭建了不同控制方法的模型進(jìn)行仿真分析，試驗(yàn)驗(yàn)證了不同控制方法下的控制效果，仿真及試驗(yàn)結(jié)果表明：

（1）基于伺服閉環(huán)的雙作動(dòng)器運(yùn)動(dòng)同步控制方法同步精度最高，但是伺服閉環(huán)控制系統(tǒng)組成復(fù)雜，包含附件產(chǎn)品多，會(huì)造成系統(tǒng)基本可靠性低；

（2）等量分流式的控制方法關(guān)鍵在于等量分流閥的研制，目前國(guó)內(nèi)沒(méi)有案例，研制困難，且該控制方法下同步精度受負(fù)載影響較大；

（3）基于容積串聯(lián)式的控制方法同步精度雖然沒(méi)有伺服控制方法高，但是可滿足系統(tǒng)要求，基本可靠性和成熟度響度較高。