起落架摆振研究中的几个问题

起落架摆振研究中的几个问题

提升误差是一种主要的自激振动。了解扰动现象并提出适当的减少误差措施是飞机结构动态振动专家非常感兴趣和紧迫的问题。起落架摆振现象还没有得到完全理解,同时由于实际起落架系统非线性特点以及试验手段的不足,国内外关于如何完全抑制摆振的难题一直没有解决。近20年已经开展的或正在进行的关于摆振的项目主要有:1995年,北大西洋公约组织航天研究与发展咨询组开展了关于无振动起落架的设计、鉴定和维修的研讨会;2006年,空客公司提出关于如何抑制飞机起落架系统摆振的研究课题;同年6月,欧洲联合体资助名为分布式冗余机电前轮转向操纵系统的项目,其中一个重要目的就是消除起落架摆振;2009年10月,空客公司和英国布里斯托大学联合开展了旨在理解主起落架摆振现象的研究课题。随着计算机技术和非线性动力学理论的发展,数字仿真已成为分析摆振的有力工具,同时分岔理论也被用来深入研究摆振机理。近几年基于控制的减摆方案也被提出来抑制摆振的发生。为加深对起落架摆振现象的认识,本文论述了近20年国内外的研究工作,归纳和总结了研究人员为解决起落架摆振问题而做的工作。从摆振控制和摆振试验两个方面,分析比较了摆振研究的进展情况。1动态积分控制主动控制在航空领域的应用始于20世纪50年代末,文献研究了直升机旋翼的主动隔振。文献在1981年提出应用主动控制提高起落架缓冲系统性能。文献研究了主动控制和半主动控制对缓冲系统性能的影响。随着智能材料和控制技术的发展,许多学者将主动控制和半主动控制技术应用于起落架防摆。1.1磁流变阻尼器扭转阻尼系数文献使用磁流变阻尼器作为半主动阻尼设备来抑制摆振。摆振模型基于文献建立,磁流变阻尼器模型基于Bingham模型,其中磁流变阻尼器扭转阻尼系数根据能量法确定:式中:cMR为磁流变阻尼器扭转阻尼系数;E为耗散能量;Ω为摆振频率;θ0为摆振振幅。文献求解系统根轨迹的分布确定系统在不同速度下的稳定性,发现提高扭力臂刚度能显著提高前起落架稳定性,而提高阻尼器扭转刚度则降低稳定性,应用磁流变阻尼器能有效减小摆振的幅值,结论尚需试验验证。1.2动力学特性分析文献在DRESS项目的支持下,提出使用间接模糊自适应控制器进行主动减摆控制。由于机轮和地面接触界面建模复杂,建立能够根据系统动力学特性自动调整的自适应控制器。自适应控制器使用模糊系统来估计系统动力学特性,然后应用这个估计得到控制律。按照李亚普诺夫理论,虽然估计中存在近似误差,但是提出的自适应控制律能够保证跟踪误差渐近收敛到零,证明了系统的稳定性。评估了间接模糊自适应控制算法在脉冲干扰和随机干扰下的性能。文献中控制器基于直接自适应控制策略,包括用来近似线性反馈控制律的模糊自适应项和补偿结构模型误差的稳定控制项。仿真结果显示间接模糊自适应控制器和直接自适应控制器产生的控制输入,能够有效的减摆。然而主动减摆控制具有两个不足:首先,控制器的调校比较困难,自适应律的初始条件具有重要影响;其次,控制律需要反馈所有的状态变量,这在实际情况中不能满足。1.3基于鲁棒模型预测控制的减摆器结果文献基于文献非线性动力学模型,引入控制力矩,分析了摆振动力学中结构参数的影响。为线性变参数闭环稳定系统,建立了一个高效的鲁棒模型预测控制律,并应用提出的鲁棒模型预测控制律抑制飞机在滑跑和降落时的摆振。对比现有的两个鲁棒模型预测控制算法,提出的基于鲁棒模型预测控制律的减摆器能有效的抑制摆振,并具有更高的计算效率。然而,在主动减摆控制系统中有两个问题需要考虑,外部执行器的响应速度可能不能及时施加控制动作,外部执行器的引入可能会影响起落架系统的稳定性。1.4转向齿轮齿条稳定性的确定文献针对具有减摆器的前起落架液压转向闭环系统结构,建立一个三自由度线性模型来分析摆振,对闭环液压控制的转向齿轮齿条系统,提出减摆控制律,系统稳定性通过根轨迹图判断。仿真结果显示,在闭环减摆器中不同增益值得到的临界速度可以通过选择具有适当阻尼值的等效开环减摆器来模拟得到,这意味着等效开环减摆器模型可以用来代替闭环减摆器来简化机身起落架综合系统的动力学建模,临界摆振速度可以提高15%~20%。2防摆性能试验由于摆振现象本身的复杂性和摆振预测的不准确性,国内外的学者努力通过试验来验证机轮的防摆性能。针对摆振进行的试验包括轮胎特性试验和结构特性试验,这些试验有些在真实飞机或试验车架上进行,有些则在飞轮试验台或履带装置上进行。主要研究范围包括机轮速度、垂直载荷、支柱刚度、机轮稳定距、传动系统间隙、减摆器特性、轮胎特性等。2.1仿真结果与分析文献对一个航天飞机的前起落架在兰利中心的LLT(LandingLoadsTrack)设备上进行测试来研究摆振特性。文中详细论述了摆振测试装置的特点,传感器的安装以及测试的6个关键参数,包括道面条件、车架速度、前起落架垂直载荷和支柱压力、轮胎充气压力以及转向系统特性。测试的几组关于前起落架稳定性的试验数据显示:(1)混凝土跑道和早期转鼓试验得到的试验数据十分相似。(2)潮湿跑道和沙土跑道的前起落架稳定性能与干跑道类似。(3)单轮零压轮胎测试显示在整个测试速度范围仅有微小的不稳定性问题。(4)转向环最大转角、最大轮轴加速度和最大摆动加速度在混凝土道面和转鼓上,随速度、垂直载荷的变化很小。(5)对于零压轮胎,转向环最大转角随速度的变化在干的混凝土跑道上不明显,在转鼓上却显示出随速度变化发生明显变化。文献研究戴哈维兰德飞机公司DASH7前起落架在设计研发阶段和服役期间发生的摆振现象,以及DASH8飞机主起落架在设计阶段预测会发生摆振的情况。对于DASH7前起落架,在早期飞行测试阶段的低阻尼转向模态会发生摆振,研究人员提出在飞机降落时低阻尼转向模态和高阻尼模态转换过程中引入0.75s的时间延迟,来减弱机轮起转瞬态现象,同时还提高了转向模态的转向阻尼。摆振测试结果发现,时间延迟能有效防止因机轮起转瞬态现象而诱发的摆振。后期,则发生过低速大幅摆振和高速高频摆振。前者是由于间隙引起的摆振问题,只要消除间隙即可消除摆振。后者的消除则需要更多努力。对于DASH8主起落架,建立解析模型,仿真分析发现提高临界摆振速度的最有效方法是提高机轮扭转刚度,此外,提高侧向弯曲刚度,增大机械稳定距也有利于防摆。最后,研究人员对防摆提出一系列建议。文献描述了获取T-46前起落架4个支柱刚度和扭转间隙的试验测试程序,并介绍了从原始数据获得最后参数值的数据处理方法。结合点接触轮胎模型,应用试验测量的参数值来确定机轮稳定性。仿真结果显示系统稳定,实际的滑行试验证明了这一结论。2.2试验研究内容文献研究起落架摆振的轮胎模型和轮胎试验测试方法。在轮胎测力机上对新旧斜交线和子午线轮胎进行扭转试验,动态非滚动试验,动态偏航和滚动试验。进行全尺寸的实验室摆振测试来研究轮胎类型、质量阻尼和摩擦力的影响,测试显示磨损的斜交线轮胎最不稳定,在低速下最容易发生摆振,增加质量和阻尼能显著增加机轮的稳定性。在所有情况下,分析结果和试验观察结果十分吻合。文献在NASA兰利中心研究不同参数对航空子午线轮胎机械性能的影响。测试的轮胎包括具有代表性的前起落架轮胎和主起落架轮胎。试验研究的机械性能包括静态载荷偏转性能、胎痕面积、胎痕纵横比、接触点压力比、胎痕半宽、滚动半径和轮轴高度、滚动阻力系数、锥度、侧向力响应、迎面阻力响应、回正力矩、倾覆力矩、横向压致位移、摩擦力矩臂。评估这些机械性能需通过改变参数来实现,这些参数包括垂直载荷、轮胎充气压力、前进速度、偏航角度、道面湿度条件。研究发现:(1)子午线轮胎对于垂直载荷和偏航角度的变化的反应与其他轮胎类似。(2)在静态载荷偏转性能方面,三种子午线轮胎表现相似。此外,航空子午线轮胎在通常情况下滚动半径小于测量的轮轴高度。然而,按照确定斜交轮胎滚动半径的经验方法已不再适用,文献提出一种确定子午线轮胎滚动半径的经验方法。文献设计类似于拖车的实验装置,用于实验室轮胎测试。基于试验结果,给出一份完整的报告,包括系统参数的辨识,系统稳定边界以及摆振频率的确定。试验中发现准周期振动,试验结果和时滞数学模型分析结果进行对比。试验和理论预测的稳定区域图在高速和大稳定距时有很大差异。这些差异一方面可以认为是传送带侧向刚度不足引起,另一方面可以从具有非零松弛长度的张弦模型进行解释。2.3试验设计和驾行驶的试验结果文献对研制的非油液减摆器进行了试验测试,发现能够克服传统油液减摆器的很多缺点。非油液减摆器不需要维修、价格低、在较大温度范围能输出稳定的阻尼力,并且具有更长的寿命。通过实验方法多次试凑得到设计参数,然后进行不同温度下的摆振试验和驾驶员参与的主观转向试验,发现与传统的油液减摆器相比,性能基本一致。通过耐久性试验发现,转向和摆振的耐久性试验后,转向阻尼力和减摆阻尼力峰值都增大50lb,减摆效果较油液减摆器更加显著,同时不影响飞机操纵。目前非油液减摆器已成功应用于赛斯纳飞机。3起落架防摆设计研究有待进一步深入本文对起落架摆振控制和试验研究作了回顾,对于今后起落架摆振现象的研究具有一定促进作用,进一步的研究工