起落架擺振研究中的幾個問題

提升誤差是一種主要的自激振動。了解擾動現(xiàn)象并提出適當(dāng)?shù)臏p少誤差措施是飛機(jī)結(jié)構(gòu)動態(tài)振動專家非常感興趣和緊迫的問題。起落架擺振現(xiàn)象還沒有得到完全理解,同時由于實際起落架系統(tǒng)非線性特點以及試驗手段的不足,國內(nèi)外關(guān)于如何完全抑制擺振的難題一直沒有解決。近20年已經(jīng)開展的或正在進(jìn)行的關(guān)于擺振的項目主要有:1995年,北大西洋公約組織航天研究與發(fā)展咨詢組開展了關(guān)于無振動起落架的設(shè)計、鑒定和維修的研討會;2006年,空客公司提出關(guān)于如何抑制飛機(jī)起落架系統(tǒng)擺振的研究課題;同年6月,歐洲聯(lián)合體資助名為分布式冗余機(jī)電前輪轉(zhuǎn)向操縱系統(tǒng)的項目,其中一個重要目的就是消除起落架擺振;2009年10月,空客公司和英國布里斯托大學(xué)聯(lián)合開展了旨在理解主起落架擺振現(xiàn)象的研究課題。隨著計算機(jī)技術(shù)和非線性動力學(xué)理論的發(fā)展,數(shù)字仿真已成為分析擺振的有力工具,同時分岔理論也被用來深入研究擺振機(jī)理。近幾年基于控制的減擺方案也被提出來抑制擺振的發(fā)生。為加深對起落架擺振現(xiàn)象的認(rèn)識,本文論述了近20年國內(nèi)外的研究工作,歸納和總結(jié)了研究人員為解決起落架擺振問題而做的工作。從擺振控制和擺振試驗兩個方面,分析比較了擺振研究的進(jìn)展情況。1動態(tài)積分控制主動控制在航空領(lǐng)域的應(yīng)用始于20世紀(jì)50年代末,文獻(xiàn)研究了直升機(jī)旋翼的主動隔振。文獻(xiàn)在1981年提出應(yīng)用主動控制提高起落架緩沖系統(tǒng)性能。文獻(xiàn)研究了主動控制和半主動控制對緩沖系統(tǒng)性能的影響。隨著智能材料和控制技術(shù)的發(fā)展,許多學(xué)者將主動控制和半主動控制技術(shù)應(yīng)用于起落架防擺。1.1磁流變阻尼器扭轉(zhuǎn)阻尼系數(shù)文獻(xiàn)使用磁流變阻尼器作為半主動阻尼設(shè)備來抑制擺振。擺振模型基于文獻(xiàn)建立,磁流變阻尼器模型基于Bingham模型,其中磁流變阻尼器扭轉(zhuǎn)阻尼系數(shù)根據(jù)能量法確定:式中:cMR為磁流變阻尼器扭轉(zhuǎn)阻尼系數(shù);E為耗散能量;?為擺振頻率;θ0為擺振振幅。文獻(xiàn)求解系統(tǒng)根軌跡的分布確定系統(tǒng)在不同速度下的穩(wěn)定性,發(fā)現(xiàn)提高扭力臂剛度能顯著提高前起落架穩(wěn)定性,而提高阻尼器扭轉(zhuǎn)剛度則降低穩(wěn)定性,應(yīng)用磁流變阻尼器能有效減小擺振的幅值,結(jié)論尚需試驗驗證。1.2動力學(xué)特性分析文獻(xiàn)在DRESS項目的支持下,提出使用間接模糊自適應(yīng)控制器進(jìn)行主動減擺控制。由于機(jī)輪和地面接觸界面建模復(fù)雜,建立能夠根據(jù)系統(tǒng)動力學(xué)特性自動調(diào)整的自適應(yīng)控制器。自適應(yīng)控制器使用模糊系統(tǒng)來估計系統(tǒng)動力學(xué)特性,然后應(yīng)用這個估計得到控制律。按照李亞普諾夫理論,雖然估計中存在近似誤差,但是提出的自適應(yīng)控制律能夠保證跟蹤誤差漸近收斂到零,證明了系統(tǒng)的穩(wěn)定性。評估了間接模糊自適應(yīng)控制算法在脈沖干擾和隨機(jī)干擾下的性能。文獻(xiàn)中控制器基于直接自適應(yīng)控制策略,包括用來近似線性反饋控制律的模糊自適應(yīng)項和補(bǔ)償結(jié)構(gòu)模型誤差的穩(wěn)定控制項。仿真結(jié)果顯示間接模糊自適應(yīng)控制器和直接自適應(yīng)控制器產(chǎn)生的控制輸入,能夠有效的減擺。然而主動減擺控制具有兩個不足:首先,控制器的調(diào)校比較困難,自適應(yīng)律的初始條件具有重要影響;其次,控制律需要反饋所有的狀態(tài)變量,這在實際情況中不能滿足。1.3基于魯棒模型預(yù)測控制的減擺器結(jié)果文獻(xiàn)基于文獻(xiàn)非線性動力學(xué)模型,引入控制力矩,分析了擺振動力學(xué)中結(jié)構(gòu)參數(shù)的影響。為線性變參數(shù)閉環(huán)穩(wěn)定系統(tǒng),建立了一個高效的魯棒模型預(yù)測控制律,并應(yīng)用提出的魯棒模型預(yù)測控制律抑制飛機(jī)在滑跑和降落時的擺振。對比現(xiàn)有的兩個魯棒模型預(yù)測控制算法,提出的基于魯棒模型預(yù)測控制律的減擺器能有效的抑制擺振,并具有更高的計算效率。然而,在主動減擺控制系統(tǒng)中有兩個問題需要考慮,外部執(zhí)行器的響應(yīng)速度可能不能及時施加控制動作,外部執(zhí)行器的引入可能會影響起落架系統(tǒng)的穩(wěn)定性。1.4轉(zhuǎn)向齒輪齒條穩(wěn)定性的確定文獻(xiàn)針對具有減擺器的前起落架液壓轉(zhuǎn)向閉環(huán)系統(tǒng)結(jié)構(gòu),建立一個三自由度線性模型來分析擺振,對閉環(huán)液壓控制的轉(zhuǎn)向齒輪齒條系統(tǒng),提出減擺控制律,系統(tǒng)穩(wěn)定性通過根軌跡圖判斷。仿真結(jié)果顯示,在閉環(huán)減擺器中不同增益值得到的臨界速度可以通過選擇具有適當(dāng)阻尼值的等效開環(huán)減擺器來模擬得到,這意味著等效開環(huán)減擺器模型可以用來代替閉環(huán)減擺器來簡化機(jī)身起落架綜合系統(tǒng)的動力學(xué)建模,臨界擺振速度可以提高15%~20%。2防擺性能試驗由于擺振現(xiàn)象本身的復(fù)雜性和擺振預(yù)測的不準(zhǔn)確性,國內(nèi)外的學(xué)者努力通過試驗來驗證機(jī)輪的防擺性能。針對擺振進(jìn)行的試驗包括輪胎特性試驗和結(jié)構(gòu)特性試驗,這些試驗有些在真實飛機(jī)或試驗車架上進(jìn)行,有些則在飛輪試驗臺或履帶裝置上進(jìn)行。主要研究范圍包括機(jī)輪速度、垂直載荷、支柱剛度、機(jī)輪穩(wěn)定距、傳動系統(tǒng)間隙、減擺器特性、輪胎特性等。2.1仿真結(jié)果與分析文獻(xiàn)對一個航天飛機(jī)的前起落架在蘭利中心的LLT(LandingLoadsTrack)設(shè)備上進(jìn)行測試來研究擺振特性。文中詳細(xì)論述了擺振測試裝置的特點,傳感器的安裝以及測試的6個關(guān)鍵參數(shù),包括道面條件、車架速度、前起落架垂直載荷和支柱壓力、輪胎充氣壓力以及轉(zhuǎn)向系統(tǒng)特性。測試的幾組關(guān)于前起落架穩(wěn)定性的試驗數(shù)據(jù)顯示:(1)混凝土跑道和早期轉(zhuǎn)鼓試驗得到的試驗數(shù)據(jù)十分相似。(2)潮濕跑道和沙土跑道的前起落架穩(wěn)定性能與干跑道類似。(3)單輪零壓輪胎測試顯示在整個測試速度范圍僅有微小的不穩(wěn)定性問題。(4)轉(zhuǎn)向環(huán)最大轉(zhuǎn)角、最大輪軸加速度和最大擺動加速度在混凝土道面和轉(zhuǎn)鼓上,隨速度、垂直載荷的變化很小。(5)對于零壓輪胎,轉(zhuǎn)向環(huán)最大轉(zhuǎn)角隨速度的變化在干的混凝土跑道上不明顯,在轉(zhuǎn)鼓上卻顯示出隨速度變化發(fā)生明顯變化。文獻(xiàn)研究戴哈維蘭德飛機(jī)公司DASH7前起落架在設(shè)計研發(fā)階段和服役期間發(fā)生的擺振現(xiàn)象,以及DASH8飛機(jī)主起落架在設(shè)計階段預(yù)測會發(fā)生擺振的情況。對于DASH7前起落架,在早期飛行測試階段的低阻尼轉(zhuǎn)向模態(tài)會發(fā)生擺振,研究人員提出在飛機(jī)降落時低阻尼轉(zhuǎn)向模態(tài)和高阻尼模態(tài)轉(zhuǎn)換過程中引入0.75s的時間延遲,來減弱機(jī)輪起轉(zhuǎn)瞬態(tài)現(xiàn)象,同時還提高了轉(zhuǎn)向模態(tài)的轉(zhuǎn)向阻尼。擺振測試結(jié)果發(fā)現(xiàn),時間延遲能有效防止因機(jī)輪起轉(zhuǎn)瞬態(tài)現(xiàn)象而誘發(fā)的擺振。后期,則發(fā)生過低速大幅擺振和高速高頻擺振。前者是由于間隙引起的擺振問題,只要消除間隙即可消除擺振。后者的消除則需要更多努力。對于DASH8主起落架,建立解析模型,仿真分析發(fā)現(xiàn)提高臨界擺振速度的最有效方法是提高機(jī)輪扭轉(zhuǎn)剛度,此外,提高側(cè)向彎曲剛度,增大機(jī)械穩(wěn)定距也有利于防擺。最后,研究人員對防擺提出一系列建議。文獻(xiàn)描述了獲取T-46前起落架4個支柱剛度和扭轉(zhuǎn)間隙的試驗測試程序,并介紹了從原始數(shù)據(jù)獲得最后參數(shù)值的數(shù)據(jù)處理方法。結(jié)合點接觸輪胎模型,應(yīng)用試驗測量的參數(shù)值來確定機(jī)輪穩(wěn)定性。仿真結(jié)果顯示系統(tǒng)穩(wěn)定,實際的滑行試驗證明了這一結(jié)論。2.2試驗研究內(nèi)容文獻(xiàn)研究起落架擺振的輪胎模型和輪胎試驗測試方法。在輪胎測力機(jī)上對新舊斜交線和子午線輪胎進(jìn)行扭轉(zhuǎn)試驗,動態(tài)非滾動試驗,動態(tài)偏航和滾動試驗。進(jìn)行全尺寸的實驗室擺振測試來研究輪胎類型、質(zhì)量阻尼和摩擦力的影響,測試顯示磨損的斜交線輪胎最不穩(wěn)定,在低速下最容易發(fā)生擺振,增加質(zhì)量和阻尼能顯著增加機(jī)輪的穩(wěn)定性。在所有情況下,分析結(jié)果和試驗觀察結(jié)果十分吻合。文獻(xiàn)在NASA蘭利中心研究不同參數(shù)對航空子午線輪胎機(jī)械性能的影響。測試的輪胎包括具有代表性的前起落架輪胎和主起落架輪胎。試驗研究的機(jī)械性能包括靜態(tài)載荷偏轉(zhuǎn)性能、胎痕面積、胎痕縱橫比、接觸點壓力比、胎痕半寬、滾動半徑和輪軸高度、滾動阻力系數(shù)、錐度、側(cè)向力響應(yīng)、迎面阻力響應(yīng)、回正力矩、傾覆力矩、橫向壓致位移、摩擦力矩臂。評估這些機(jī)械性能需通過改變參數(shù)來實現(xiàn),這些參數(shù)包括垂直載荷、輪胎充氣壓力、前進(jìn)速度、偏航角度、道面濕度條件。研究發(fā)現(xiàn):(1)子午線輪胎對于垂直載荷和偏航角度的變化的反應(yīng)與其他輪胎類似。(2)在靜態(tài)載荷偏轉(zhuǎn)性能方面,三種子午線輪胎表現(xiàn)相似。此外,航空子午線輪胎在通常情況下滾動半徑小于測量的輪軸高度。然而,按照確定斜交輪胎滾動半徑的經(jīng)驗方法已不再適用,文獻(xiàn)提出一種確定子午線輪胎滾動半徑的經(jīng)驗方法。文獻(xiàn)設(shè)計類似于拖車的實驗裝置,用于實驗室輪胎測試?；谠囼灲Y(jié)果,給出一份完整的報告,包括系統(tǒng)參數(shù)的辨識,系統(tǒng)穩(wěn)定邊界以及擺振頻率的確定。試驗中發(fā)現(xiàn)準(zhǔn)周期振動,試驗結(jié)果和時滯數(shù)學(xué)模型分析結(jié)果進(jìn)行對比。試驗和理論預(yù)測的穩(wěn)定區(qū)域圖在高速和大穩(wěn)定距時有很大差異。這些差異一方面可以認(rèn)為是傳送帶側(cè)向剛度不足引起,另一方面可以從具有非零松弛長度的張弦模型進(jìn)行解釋。2.3試驗設(shè)計和駕行駛的試驗結(jié)果文獻(xiàn)對研制的非油液減擺器進(jìn)行了試驗測試,發(fā)現(xiàn)能夠克服傳統(tǒng)油液減擺器的很多缺點。非油液減擺器不需要維修、價格低、在較大溫度范圍能輸出穩(wěn)定的阻尼力,并且具有更長的壽命。通過實驗方法多次試湊得到設(shè)計參數(shù),然后進(jìn)行不同溫度下的擺振試驗和駕駛員參與的主觀轉(zhuǎn)向試驗,發(fā)現(xiàn)與傳統(tǒng)的油液減擺器相比,性能基本一致。通過耐久性試驗發(fā)現(xiàn),轉(zhuǎn)向和擺振的耐久性試驗后,轉(zhuǎn)向阻尼力和減擺阻尼力峰值都增大50lb,減擺效果較油液減擺器更加顯著,同時不影響飛機(jī)操縱。目前非油液減擺器已成功應(yīng)用于賽斯納飛機(jī)。3起落架防擺設(shè)計研究有待進(jìn)一步深入本文對起落架擺振控制和試驗研究作了回顧,對于今后起落架擺振現(xiàn)象的研究具有一定促進(jìn)作用,進(jìn)一步的研究工