梁 贊，朱 炎，李光輝，王金昌，王 學(xué)

（1. 北京精密機(jī)電控制設(shè)備研究所，北京，100076；2. 中國運(yùn)載火箭技術(shù)研究院，北京，100076）

0 引 言

著陸架收放作動(dòng)器主要用于飛行器起落架的收放動(dòng)作，對(duì)飛行器著陸起至關(guān)重要的作用。為避免著陸架展開到位時(shí)對(duì)著陸架結(jié)構(gòu)和機(jī)上設(shè)備沖擊力過大，著陸架展開作動(dòng)器需在展開行程末端具有一定的緩沖能力。傳統(tǒng)飛行器收放作動(dòng)器廣泛采用液壓式和機(jī)電式。液壓式和機(jī)電式均需通過復(fù)雜的閥控或控制驅(qū)動(dòng)器完成上述功能，系統(tǒng)復(fù)雜。同時(shí)，作動(dòng)器附加控制元件質(zhì)量導(dǎo)致其功率密度大大降低。而對(duì)于氣動(dòng)作動(dòng)器以高壓惰性氣體作為工作介質(zhì)，其響應(yīng)速度快，功率質(zhì)量比大，尤其對(duì)于過程控制精度要求低的點(diǎn)對(duì)點(diǎn)的運(yùn)動(dòng)，結(jié)構(gòu)及控制更加簡單，成本低，無需復(fù)雜控制器，可靠性更高，使用維護(hù)更加方便。氣動(dòng)作動(dòng)器被應(yīng)用于某些特殊飛行器著陸架收放機(jī)構(gòu)中。成都飛機(jī)工業(yè)（集團(tuán)）有限責(zé)任公司和南京航空航天大學(xué)分別在某飛行器起落架和垂直起降運(yùn)載器著陸支架收放系統(tǒng)中設(shè)計(jì)了氣動(dòng)收放作動(dòng)器，但均通過入口節(jié)流和外部閥控實(shí)現(xiàn)收放速度調(diào)節(jié)，內(nèi)部未設(shè)置緩沖結(jié)構(gòu)。對(duì)于氣動(dòng)作動(dòng)器緩沖的研究較多，研究成果主要集中在外置閥門進(jìn)行控制或在作動(dòng)器端蓋或尾部內(nèi)置節(jié)流結(jié)構(gòu)。上述氣動(dòng)作動(dòng)器緩沖結(jié)構(gòu)額外增大了作動(dòng)器尺寸、質(zhì)量及控制復(fù)雜程度。

本文涉及飛行器著陸架起飛前通過人工手段收起即可，進(jìn)入飛行著陸階段后，著陸架需通過展開作動(dòng)器快速放下。所述著陸架展開作動(dòng)器需要在狹小空間內(nèi)實(shí)現(xiàn)末端緩沖功能。同時(shí)，著陸架作動(dòng)器在著陸架放下到位后，作動(dòng)器輸出力除抵抗外部載荷外，剩余輸出力將全部作用在著陸架結(jié)構(gòu)上，將成為著陸架結(jié)構(gòu)的不利載荷，故其末端靜態(tài)輸出力要在能克服外部載荷的同時(shí)小于一定值。綜合考慮上述特殊飛行器的著陸架只需快速完成展開動(dòng)作的使用工況，行程末端緩沖，末端靜態(tài)輸出力控制以及體積和質(zhì)量的要求，本文設(shè)計(jì)了一種著陸架展開自緩沖氣動(dòng)作動(dòng)器。所設(shè)計(jì)作動(dòng)器無需外掛附件，無需特殊控制，而是通過活塞桿內(nèi)置帶有節(jié)流孔的單向閥連通有桿腔和無桿腔，將無桿腔高壓氣體引流到有桿腔作為緩沖介質(zhì)，實(shí)現(xiàn)作動(dòng)器緩沖功能。同時(shí)，在作動(dòng)器末端穩(wěn)態(tài)時(shí)，通過壓力均衡，控制末端靜態(tài)輸出力?；钊麠U內(nèi)置高壓安全溢流閥用于限制緩沖背壓上限，有助于優(yōu)化作動(dòng)器性能。本文將通過理論分析，仿真及試驗(yàn)驗(yàn)證方案的有效性。

1 著陸架展開自緩沖氣動(dòng)作動(dòng)器結(jié)構(gòu)原理

著陸架展開自緩沖氣動(dòng)作動(dòng)器結(jié)構(gòu)原理如圖1 所示。其主要由缸筒、活塞桿、端蓋、可調(diào)支耳、通氣堵頭、節(jié)流閥芯、復(fù)位彈簧、安全溢流閥等組成。

圖1 著陸架展開自緩沖氣動(dòng)作動(dòng)器結(jié)構(gòu)示意Fig.1 Schematic of the Landing Gear Extension Self-buffering Pneumatic Actuator

著陸架展開自緩沖氣動(dòng)作動(dòng)器通過通氣孔1、節(jié)流單向閥和通氣孔2 將有桿腔和無桿腔連通，在作動(dòng)器無桿腔充入高壓氣體后，高壓氣體迅速進(jìn)入有桿腔產(chǎn)生緩沖背壓。節(jié)流單向閥由帶小孔的節(jié)流閥芯和復(fù)位彈簧構(gòu)成。當(dāng)無桿腔壓力高于有桿腔時(shí)，節(jié)流閥芯打開，無桿腔快速向有桿腔進(jìn)氣。隨著有桿腔快速推進(jìn)，活塞桿壓縮有桿腔氣體增壓，有桿腔壓力高于無桿腔時(shí)，節(jié)流閥芯關(guān)閉，節(jié)流閥芯上的節(jié)流孔實(shí)現(xiàn)氣體向無桿腔的反向節(jié)流，提高了有桿腔建壓壓力和建壓速度，實(shí)現(xiàn)緩沖功能。當(dāng)達(dá)到穩(wěn)態(tài)時(shí)，無桿腔和有桿腔壓力平衡，總輸出力將為活塞桿面積的輸出力。為防止緩沖過程中，有桿腔建壓過高，破壞作動(dòng)器結(jié)構(gòu)或造成作動(dòng)器反彈，在活塞桿內(nèi)部還內(nèi)置了安全溢流閥，有桿腔內(nèi)部壓力過高時(shí)，有桿腔氣體可通過此安全溢流閥排出。

2 著陸架展開自緩沖氣動(dòng)展開作器性能分析

2.1 靜態(tài)輸出力分析

靜止?fàn)顟B(tài)下，以活塞桿組件為研究對(duì)象，其受力分析如圖2 所示。

圖2 著陸架展開作動(dòng)器靜態(tài)受力分析Fig.2 Static Force Analysis of the Actuator

作動(dòng)器的輸出力為

由于無桿腔和有桿腔是連通的，故在靜止?fàn)顟B(tài)下，1等于，摩擦力為活塞桿靜摩擦力，則：

由式（2）可知，本文所設(shè)計(jì)的作動(dòng)器其靜態(tài)輸出推力只與輸入壓力、活塞桿直徑 2以及摩擦力有關(guān)，與活塞直徑無關(guān)。從而可以通過控制活塞桿直徑來控制對(duì)外輸出力?；钊睆皆O(shè)計(jì)將不會(huì)受輸出力要求的限制，避免輸出力上限要求較小時(shí)，活塞直徑受限導(dǎo)致的活塞桿長徑比較大，使活塞桿失穩(wěn)。

2.2 動(dòng)力學(xué)模型

為研究作動(dòng)器在著陸架展開過程中的緩沖過程，以活塞桿和等效質(zhì)量塊為研究對(duì)象，建立了動(dòng)力學(xué)模型，其受力分析如圖3 所示。

圖3 著陸架展開自緩沖作動(dòng)器動(dòng)態(tài)受力分析Fig.3 Dynamic Analysis of the Landing Gear Extension Self-buffering Pneumatic Actuator

其所受作用力包括無桿腔壓力對(duì)活塞桿的作用力，有桿腔壓力對(duì)活塞的作用力，摩擦力以及等效質(zhì)量塊所受外界的負(fù)載力，根據(jù)牛頓第二定律所構(gòu)建作動(dòng)器動(dòng)力學(xué)方程：

式中為等效質(zhì)量塊質(zhì)量，單位kg；為活塞桿位移；為摩擦力，單位N；為等效質(zhì)量塊所受外載荷，單位N。

作動(dòng)器運(yùn)動(dòng)過程中，作動(dòng)器摩擦力具有很強(qiáng)的非線性特性，難以建立一個(gè)準(zhǔn)確的作動(dòng)器摩擦力計(jì)算模型。在此，文獻(xiàn)[9]和文獻(xiàn)[10]中的摩擦力計(jì)算模型，如式（4）、式（5）：

式中為庫倫摩擦力，單位N；為粘性摩擦系數(shù)，單位(N·s)/m；為壓差影響系數(shù)，單位m。作動(dòng)器運(yùn)動(dòng)過程中的庫倫摩擦力、粘性摩擦系數(shù)、壓差影響系數(shù)由文獻(xiàn)[10]中介紹的試驗(yàn)方法進(jìn)行曲線擬合得到。

2.3 作動(dòng)器動(dòng)態(tài)仿真

為更好地分析所設(shè)計(jì)的著陸架展開氣動(dòng)作動(dòng)器末端緩沖過程，基于上述動(dòng)力學(xué)模型，利用AMESim 對(duì)其進(jìn)行了動(dòng)態(tài)仿真。表2 為所設(shè)計(jì)的某飛行器新型著陸架展開自緩沖氣動(dòng)作動(dòng)器參數(shù)表。

表2 某型號(hào)著陸架展開氣動(dòng)作動(dòng)器參數(shù)Tab.2 The Parameters of the Pneumatic Actuator

著陸架收放作動(dòng)器的AMESim 仿真模型如圖4 所示。為研究作動(dòng)器本身特性，暫不增加外部氣動(dòng)載荷。仿真時(shí)，采用氣瓶+節(jié)流閥+減壓閥+電磁作為供氣單元驅(qū)動(dòng)作動(dòng)器運(yùn)動(dòng)，供氣壓力為4 MPa，摩擦力通過函數(shù)(，，)添加，(，，)為關(guān)于質(zhì)量塊速度、活塞兩端壓力的函數(shù)，函數(shù)如式（4）所示。著陸架展開作動(dòng)器作動(dòng)過程的時(shí)間-位移曲線，時(shí)間-壓力曲線，時(shí)間-力曲線，如圖5 所示。

圖4 著陸架展開作動(dòng)器仿真模型Fig.4 Simulation Model of the Actuator

圖5 著陸架展開作動(dòng)器動(dòng)態(tài)響應(yīng)仿真曲線Fig.5 Simulation Curve of Dynamic Response of the Actuator

由圖5a 時(shí)間-位移曲線可知，所設(shè)計(jì)作動(dòng)器在其運(yùn)動(dòng)后期位移斜率降低，即速度放緩，說明作動(dòng)器具有緩沖效果，全行程作動(dòng)時(shí)間約0.3 s。由于氣體的可壓縮性，在緩沖段，有桿腔壓力會(huì)發(fā)生大幅度波動(dòng)，從而導(dǎo)致活塞桿速度在緩沖段發(fā)生振蕩。

由圖5b 時(shí)間-無桿腔和有桿腔壓力曲線可知，在無桿腔開始建壓后，有桿腔也開始迅速建壓。雖其有桿腔氣體為引流無桿腔氣體，但有桿腔氣體在活塞高速作動(dòng)過程中被壓縮，動(dòng)能轉(zhuǎn)化為氣體的壓力勢能，故有桿腔建壓速度比無桿腔建壓速度快。在0.13 s 左右有桿腔壓力將大于無桿腔壓力。由于氣體的可壓縮性，有桿腔壓力在活塞桿緩沖階段也發(fā)生振動(dòng)，待作動(dòng)器作動(dòng)完成后，有桿腔和無桿腔壓力將逐漸升壓至充氣壓力4 MPa。安全溢流閥開啟壓力設(shè)置為5.5 MPa，溢流閥未開啟。

由圖5c 可知，隨著有桿腔壓力的升高，有桿腔壓力對(duì)活塞的作用力也隨著升高，并在0.15 s 左右，有桿腔對(duì)活塞的作用力大于無桿腔對(duì)活塞作用力，活塞桿開始進(jìn)入緩沖階段。有桿腔和無桿腔對(duì)活塞作用力變化趨勢與有桿腔和無桿腔壓力變化趨勢基本相同，但無桿腔壓力作用面積大于有桿腔壓力作用面積，最終無桿腔壓力對(duì)活塞作用力將大于有桿腔對(duì)活塞作用力，無桿腔壓力對(duì)活塞作用力穩(wěn)態(tài)值約為5420 N，有桿腔對(duì)活塞作用力穩(wěn)態(tài)值約為3609 N。如圖5c 所示，活塞所受摩擦力隨作動(dòng)器運(yùn)動(dòng)速度增大而增大，最終活塞所有摩擦力為靜態(tài)摩擦力，其變化趨勢符合物理規(guī)律。作動(dòng)器靜態(tài)輸出力約為穩(wěn)態(tài)時(shí)無桿腔壓力對(duì)活塞作用力與有桿腔壓力對(duì)活塞作用力及摩擦力的差值。

3 試驗(yàn)驗(yàn)證

為驗(yàn)證理論分析及仿真的有效性，搭建了著陸架展開作動(dòng)器綜合試驗(yàn)臺(tái)對(duì)作動(dòng)器的各項(xiàng)靜態(tài)和動(dòng)態(tài)參數(shù)進(jìn)行采集和分析。本試驗(yàn)中，被測產(chǎn)品結(jié)構(gòu)參數(shù)與上述仿真參數(shù)一致。

3.1 靜態(tài)輸出力測試

通過加載液壓作動(dòng)器將被測著陸架展開作動(dòng)器固定至其全伸出行程末端，將力傳感器置于加載液壓作動(dòng)器和被測著陸架展開作動(dòng)器之間，如圖6 所示。被測產(chǎn)品通過進(jìn)氣口充入4 MPa 氮?dú)?，讀取力傳感器值即為著陸架展開作動(dòng)器靜態(tài)輸出力值。

圖6 靜態(tài)輸出力試驗(yàn)Fig.6 Static Output Force Test

由式（2）可知，在不考慮摩擦力時(shí)，著陸架展開作動(dòng)器靜態(tài)輸出力為

在試驗(yàn)中，加載液壓缸鎖定使被試產(chǎn)品處于靜止?fàn)顟B(tài)，向被測著陸架展開作動(dòng)器通入4 MPa 氮?dú)?，讀取其輸出推力約1690 N。由于靜摩擦力的存在，試驗(yàn)值略低于式（6）計(jì)算值，符合理論分析和仿真結(jié)果。此時(shí)靜摩擦力即為式（6）計(jì)算值與試驗(yàn)值的差值，約為118.64 N。

3.2 動(dòng)態(tài)特性測試

圖7將被測著陸架展開作動(dòng)器與位移傳感器并聯(lián)，作動(dòng)器一端固定一端與配重相連，配重及活塞桿質(zhì)量約為42 kg。作動(dòng)器進(jìn)氣口安裝有壓力傳感器用于檢測無桿腔壓力。將作動(dòng)器壓縮到最短位置，氣源壓力設(shè)置為4 MPa，被測著陸架收放作動(dòng)器入口通過電磁閥控制氣源的開啟，從而獲取被測著陸架展開作動(dòng)器的動(dòng)態(tài)曲線。其時(shí)間-位移和時(shí)間-入口壓力曲線如圖8所示。由于產(chǎn)品結(jié)構(gòu)約束，未能在有桿腔設(shè)置壓力測試接口，試驗(yàn)中未能獲得時(shí)間-有桿腔壓力曲線。

圖7 動(dòng)態(tài)性能試驗(yàn)Fig.7 Dynamic Performance Test

圖8 著陸架展開自緩沖氣動(dòng)作動(dòng)器的動(dòng)態(tài)曲線Fig.8 Dynamic Curve of the Landing Gear Extension Self-buffering Pneumatic Actuator

續(xù)圖8

由圖8 可知，活塞桿運(yùn)動(dòng)過程的試驗(yàn)結(jié)果與仿真結(jié)果趨勢基本一致，通過圖8a 時(shí)間-位移曲線可知，作動(dòng)器行程末端具有緩沖效果，但試驗(yàn)結(jié)果與仿真結(jié)果還存在一定的差別。造成差別的主要原因在于：供氣單元涉及元件較多，仿真模型無法完全模擬，其對(duì)無桿腔建壓有一定影響，如圖8b 所示，其仿真的無桿腔建壓壓力比實(shí)際測量的建壓壓力略低，有桿腔建壓也會(huì)略慢，故導(dǎo)致位移曲線進(jìn)入緩沖時(shí)刻略晚；實(shí)際節(jié)流單向閥與理論模型存在差異；同時(shí)作動(dòng)器動(dòng)態(tài)過程中，摩擦力具有較強(qiáng)的非線性特性，而仿真模型中采用了簡化的數(shù)學(xué)模型。雖然仿真結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果有一定的差異，但通過仿真結(jié)果可有效反映出新設(shè)計(jì)產(chǎn)品的運(yùn)動(dòng)趨勢，并證明設(shè)計(jì)的有效性。

4 結(jié)束語

本文針對(duì)某特殊飛行器的特殊需求，設(shè)計(jì)了一種著陸架展開自緩沖氣動(dòng)作動(dòng)器，對(duì)其結(jié)構(gòu)原理進(jìn)行了說明并對(duì)其靜態(tài)輸出力和緩沖過程進(jìn)行了理論和仿真分析。通過結(jié)構(gòu)原理可知，其結(jié)構(gòu)簡單，集成度高，充分利用活塞桿內(nèi)部空間進(jìn)行結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)，有效減小了作動(dòng)器體積和質(zhì)量，無需外掛控制元件和控制氣路即可實(shí)現(xiàn)作動(dòng)器末端緩沖和輸出推力的變化。通過理論和仿真分析可知，靜態(tài)輸出力主要與活塞桿直徑有關(guān)和摩擦力有關(guān)與活塞直徑無關(guān)。作動(dòng)器位移的試驗(yàn)結(jié)果與仿真結(jié)果趨勢較為吻合，由于供氣單元涉及元件較多，仿真模型無法完全模擬，動(dòng)態(tài)過程中，摩擦力較為復(fù)雜，實(shí)際節(jié)流單向閥與理論模型存在差異，故試驗(yàn)結(jié)果與仿真結(jié)果還有一定偏差。在后續(xù)研究中將繼續(xù)修正仿真模型，提高模型的準(zhǔn)確性，用于指導(dǎo)產(chǎn)品參數(shù)的匹配和優(yōu)化，使產(chǎn)品在不同工況下達(dá)到最優(yōu)性能。