文摘

为了提高飞机地面处理特点和机场工作效率,大处理角和扭矩要求大型民用飞机的前轮转向系统。旋转换向阀后首先设计来满足需求的液压换向一旦双驱动器前轮转向机构通过死点位置。考虑到前轮转向机制的多个目标函数,这些核心设计参数多目标优化。前轮转向电液伺服系统的处理和antishimmy功能转向机构的设计。然后转向装置的原型,研究了电液伺服系统来验证设计。使用swing致动器提供负载转矩和地面激发,操舵试验台上准备测试系统工作。操舵试验和antishimmy进行测试来验证系统的功能。测试结果,如引导角,引导扭矩液压、antishimmy扭矩,与理论结果进行了详细分析和比较。结果表明,原型的财产达到了设计目标,比如工作模式,引导角度,引导扭矩。

1。介绍

前轮转向系统是飞机的重要组成部分,出租车,机动,起飞,土地。它起着非常重要的作用在提高制动生活,纠正在轮胎爆破事故,和减少飞机起飞和降落事故,所示(1- - - - - -5]。现代民用航空器使用它来推出和关闭迅速减少跑道占用时间。大型民用航空器将处理大处理角和大转矩的要求转向系统。齿轮齿条和双动前轮转向机制是广泛使用的大型民航客机风格转向系统。A320和A340采用齿轮齿条引导机制。A330, A380和几乎所有波音民用飞机B737/747/767/777/787使用双前轮机制,因为理论上双重致动器前轮转向机构可以提供更大的带领下转矩相同的液压和占用体积。

它表明陈et al。6),引导控制技术日益发展,从机械操作系统和机械液压操作系统电气控制及液压操作系统。B737/747/767/777,波音飞机广泛使用机械液压前轮转向系统,空客的飞机,A320/330/340/380,广泛使用电动液压转向系统。电动液压转向系统具有重量轻、方便维护和检测,所以波音的飞机B787开始使用电液前轮转向系统。这是发展的趋势,它将在大多数大型民用飞机装备。

为了研究双前轮机制,如何改变方向的一个关键问题的供应压力而致动器必须解决死点来回踱步。第二个问题是让电动液压系统都有指导和antishimmy功能。没有非常相关的引用在报纸上找到。对转向系统的论文大多集中在系统仿真模拟和地面处理。数值模拟是由Zhang et al。7)飞机在着陆过程中动态响应和防滑刹车滑行在干燥的地面。张,聂8]介绍cosimulation方法研究地面机动飞机防滑刹车和方向盘。飞机前轮转向系统的模糊控制方法将基于改进免疫遗传算法研究[9]。周et al。10]研究飞机起落架前轮的重新配置模拟控制系统。在[11),数字电子控制的前轮转向系统提出了基于mechanic-hydraulic。签署国的数字双冗余控制器提出了基于TMS320F2812 DSP模块。在SAE的论文12,13),前轮转向系统的设计要求。

本文以双动前轮转向系统为研究对象。旋转换向阀和电液伺服系统设计的双动前轮转向机构。验证系统的转向和antishimmy函数,其测试物理原型研究,建立了试验台。测试结果表明,前轮转向系统能满足设计要求的工作模式,引导角,引导扭矩,等等。

2。双动前轮转向机构的设计

如图1,三个节点状态从移动过程中提取的双动前轮转向机制:中点,死点位置(左或右),并限制位置(左或右)。从左边中点死点位置,左边的致动器可收放起落架活塞杆,活塞杆的权利执行机构延伸到控制前轮离开了。从左边死点位置左极限位置,左右致动器扩展共同引导左前轮,所示(14]。所以转向系统必须设计来解决这个问题的液压流体方向逆转而引导驱动器在向左或向右移动死点。

后一个旋转换向阀设计,如图2和3。这种阀门发送必要的液压执行机构。阀门有两个主要组件,一篇文章和一套。邮局就在套筒转向执行机构将遵循鼻子轮子。邮局是附着在致动器领子和经过提供附件的致动器。有两个洞。一个洞去活塞的环边;其他外部管道。套有两个洞。每个洞与洞之一。 A pin goes from the sleeve to the attachment bracket to hold the sleeve stable. When a hydraulic pressure goes into the sleeve, it goes (through one of the holes in the post) to the correct end of the actuator. The pressure of each end of the actuator can reverse at the predetermined steer angle without external drive and control feedback.

为了获得最大控制力矩和引导角条件的最小体积和质量,进行多目标优化的双动前轮转向机构。根据鼻子转向装置的简化模型,如图4,,,,,选为设计变量。H点的坐标吗是K的坐标点。致动器缸直径的比值D致动器的活塞直径d。

从左边限制位置()对限制位置(),运动过程可分为四个阶段,输出扭矩可以在每一个阶段。

如果,

如果,

如果,

如果, 在哪里死者是角点,飞机液压系统供应压力(考虑到压力损失,飞机系统压力是21 MPa),然后呢飞机液压系统返回的压力。和(向左或向右)提供的输出转矩传动装置在每个短语。所以总转矩中提供每一个短语

有四个目标函数:支撑框架投影面积,引导驱动器体积近似、机制效率驱动光滑程度和机制。满足设计要求的大型引导角和大型控制转矩,以及最轻的重量,目标函数和是

是额定扭矩和引导呢设计限制控制角。

根据控制转矩控制角的关系曲线,输出转矩和额定转矩的功能和输出转矩和引导角选择目标函数:

是引导扭矩在不同的角度,引导的角度,最大控制力矩,是最低控制转矩,平均控制力矩。

根据三角形的,,轴中心的三角形,轴心,约束条件推导出通过正弦定理和余弦定理。

在[15,16),我们的研究小组设计的转向装置引导角度80°和牛扭矩12000海里。本文在生产转向装置之前,引导扭矩的设计目标改为7000海里,因为大型民用航空器的新的需求。iSIGHT8.0软件的基础上,建立了多目标优化模型与Nondominated排序遗传Algorithm-II (NSGA2)。优化设计结果如表所示1。

使用最优的设计参数,双动前轮转向的数字原型机制如图5。控制转矩和引导的关系角度如图6。条件下的16.55 MPa液压机和0.55 MPa返回出版社,转向装置可以提供7366 - 14933 Nm引导扭矩的控制角的变化范围−80°~ 80°(+表示动作从中间位置到死的位置;−代表运动从死里复活的位置中间位置)。最低控制扭矩7366海里发生在死者−20°,位置和最大扭矩14933海里发生在牛50°角。因此,如果恒转矩请求7000海里,由液压系统提供压力随角,如图7。最大压力要求是15.79 MPa。

3所示。电液伺服系统的设计

致动器的处理系统是一个电液伺服系统,转向和振动阻尼函数。转向输入的手轮或舵踏板。数据8和9显示了两种控制模式分别由手轮和舵踏板。当飞行员最大的手轮,鼻子车轮将最多80度方向向左或向右。当飞行员转舵踏板最大,鼻子车轮转最多8度向左或向右的方向。在低速使用手轮。当飞机的地面速度超过10节的角度转向减少可用。这种减少持续的速度成正比。方向舵踏板用于高速在起飞或降落。后的最大转向角减小飞机的速度超过50节。当速度超过150节,操舵功能不能工作和前轮是免费的而振动阻尼是有效的。

根据双重执行机构的运动特点和要求前轮转向机构,电子控制的处理选择伺服系统。此外,它应该指导和antishimmy工作模式。系统有两种操作模式,即手轮操作和舵踏板操作。手轮操作主要用于大角度转向运动飞机滑行速度较低;然而,舵踏板操作主要用于调整飞机的方向速度着陆阶段。

飞行员选择工作模式通过状态转换模块在控制面板。当系统在转向模式,转向输入从手轮或舵踏板是传送到控制器。转向系统的电气控制及液压操作。电子元件供应转向输入电液阀在液压系统中。电液阀控制液压油的流量液压执行机构,转向机构。反馈系统中传感器供应转向装置的正确位置信号。基本控制原理如图10。

的电液伺服控制系统由四个主要功能模块设计的基础上,上述设计要求。四个模块模式选择器模块、稳压模块、安全、antishimmy模块,和旋转整流模块,由微米过滤器,一个止回阀,换向阀、旁通阀、伺服阀,一个蓄电池,稳压阀,两个antishimmy可互换的阀门,两个阀门,两个安全阀,两个旋转选择器阀门、操舵角反馈,和两个执行机构,如图11。

换向阀是一种电动球阀。电磁线圈运动的柱塞推球与一个座位去控制液压油的流量。电连接器插件和液压端口类型。旁通阀是安装在伺服阀和antishimmy阀门。一个液压操作阀门相互孤立服务线和连接服务线一起和返回线。伺服阀是电液阀,供应液压比例电子输入。antishimmy阀是安装在两个服务线。阀门可以一起经营或独立控制液压油的流量通过每一行。这些阀门有三个功能:允许自由流的服务,通过服务线减少回流到指定的限制,并允许增加回流通过服务线如果压力超过指定的限制。加压液压油的蓄电池持有数量,以防止气蚀。 The pressure maintaining valve is installed between the accumulator and the outlet port. Its function is to hold a specified pressure in the hydraulic block. The return valves open to let fluid into the low-pressure actuator service line. When the pressure in the circuit (from the maintaining valve and the accumulator) is more than in the service line, the valve opens to prevent cavitation. These prevent fluid cavitation in the low-pressure service line of the actuator during nose wheel shimmy.

当换向阀打开时,也会通过旁通阀控制压力。这个操作隔离转向执行机构服务线。手轮子时,舵踏板或自动驾驶仪使转向输入数据→并(引导控制单元)。并计算伺服阀的控制电流的区别(必要的角度和正确的前轮的位置)。它得到必要的转向的方向和速度。并给伺服阀的液压连接到正确的服务线。同时,伺服阀传感器发送数据(出轴的位置),并监控通道。

必要的供应压力去每个转向执行机构通过液压块和旋转选择器阀门。

它的转向方向如下:(我)从0到20度,完整的结束了一个转向执行机构和其他的环(2)从20度到最大转向角、全孔的两个转向执行机构

如果一个力导致不必要的角运动的鼻子车轮(当飞机在高速移动和轮子是免费的)相关antishimmy阀是一个压力安全阀。它让更多的转向执行机构的液压油返回。如果出现更大的力量,旁通阀也有互相连接服务线和返回。这让液体去其他antishimmy阀和回流管,这样压力致动器成为一样的。如果空化发生在其他服务线,进水阀打开,增加流体压力有关。蓄能器的压力和减压服务线导致阀打开。

4所示。前轮转向系统的仿真分析

通过分析电液伺服系统的基本控制周期飞机前轮转向和液压元件的功能,双重致动器的仿真模型建立了前轮转向系统LMS想象。实验室AMESim,如图12。然后模型操作分析和测试系统的指导和antishimmy功能。

4.1。仿真分析在手轮操作模式

图13显示了系统的曲线输入改变随着时间的推移在手轮操作模式下,其起始位置被定义为活塞位置缸尾部的体积为零。系统输入的曲线意味着飞机前轮从中间位置向一边限制位置;然后保持位置并返回到中间位置。

图14显示了活塞位移的关系曲线在两个执行机构改变随着时间的推移。可以看到,首先,致动器1(正确的执行机构)延伸和致动器2(左边的致动器)收缩,使前轮向左拐在他们的联合行动。当致动器2中的活塞到达死点位置,它逆转自动旋转换向阀的控制下使前轮继续左转两个致动器扩展。当手轮达到最大转向角和停止,相应的活塞执行机构动作的中心位置坐标的值是29.8毫米的最大扩展位置坐标的值是225.1毫米和停止。过程中最大转向角的手轮移动到中间位置,两个执行器同时收回;与此同时,将角逐渐减小。当致动器2中的活塞到达死位置,旋转选择器阀改变相应的致动器1收回和致动器2扩展;因此,飞机前轮转向中间位置,然后停止。

系统输入和输出的曲线从手轮改变随着时间的推移获得在图15。可以看到,与系统输入相比,系统有一个小的输出延迟活塞的运动启动和停止时,在考虑实际的情况是可以接受的控制。此外,系统输入与系统的输出基本上是一致的,这意味着后的液压系统具有良好的性能,能满足一般要求在实际项目中。

4.2。仿真分析在舵踏板操作模式

指提供的建议(8)的最大转向角校正控制模式,考虑到这项提议的舵踏板输入项目背景;最大的前轮转向角舵踏板控制模式设置为8°;最大速度的过程中舵踏板快速校正是探索在以下段落。连续循环的速度是20°/ s是用来模拟方向舵踏板控制输入,如图16。

通过系统仿真,输入和输出的关系曲线的带领指导下角随时间变化的速度获得20°/ s图17。从图可以看出,当系统输入设置为连续均匀圆的速度是20°/ s,以下系统的性能不好。3转向圈子后,输入和输出之间的差异达到6.59°,这意味着系统不能满足一般要求一般项目。这将要求使用的方法调整前轮转向速度逐渐获得最大转向速度可以满足需求转向控制系统的响应。

通过一系列的分析、调整和模拟,最大转向速度有限17°/ s得到一个好的系统的性能后,可以看到在图18。这样一个操作模式中使用舵踏板操作模式当飞机需要校正。使用的最大转向速度17°/ s的速度校正控制最大允许转向角是8°。

5。前轮转向系统的测试

测试物理原型研究根据设计结果部分2和3,包括双驱动器前轮转向机制图19。转向装置是安装在起落架支柱。液压伺服系统包括阀门如图20.,比如微米过滤器,一个止回阀,换向阀、旁通阀、伺服阀,一个蓄电池,稳压阀,两个antishimmy可互换的阀门,两个阀门,和两个安全阀。

为了测试的财产转向装置和液压伺服系统,地面测试系统开发,如图21。旋转致动器是用来提供旋转扭矩模型地面力矩作用在转向轮在系统工作模式。它还可以提供角度励磁系统在antishimmy工作模式。控制单元是一个双通道控制系统。一个是用于控制转向系统,另一种是用于控制负载建模系统。它作用于计算机和控制换向阀和伺服阀,以达到测试要求。

测试设备安装图所示22,包括液压源、液压伺服系统、转向传动机构机制,摆动气缸、控制系统和测试系统。致动器机制在起落架上安装驱动活塞通过转矩臂旋转。起落架的一端固定在地面上,另一端是连接到摆动气缸。控制系统控制液压源和液压伺服系统驱动转向机构和摆动气缸的工作。扭矩传感器是用来测量负载扭矩、角度传感器测量角度和压力传感器测量压力。

6。测试结果

6.1。操舵试验

常数进行负载测试首先验证转向装置和电液伺服控制系统。转向系统在转向工作模式和摆动气缸提供负载转矩力控制模式。引导的控制顺序角度从0°- 80°,负载转矩−7000海里,然后引导从80°角返回到0°,负载转矩是扭转7000海里。引导的反应角度,负载转矩和液压测试考试系统的功能。考虑到对称性的两个执行机构,左边的三个孔的压力传动装置、P1,P2,P3,选择测试,如图19。

但是。从0°- 80°转向

从0°20°,左派的供应压力去环转向执行机构和完整的结束了。左边的致动器可收放起落架和其他扩展。在20°~ 80°,供应压力趋于完整的孔的两个转向执行机构。这两个执行器扩展。

图23显示了引导角度控制命令和响应。的最大延迟响应订单1.76°。电液伺服可以立即按照控制指令。负载转矩如图24。负载转矩的响应也可以按照顺序。图25显示了压力与时间的变化(角度)。从0°20°,左执行机构收回,所以液压致动器的环及其压力是工作压力P2;全生的压力离开致动器P3等于回报的压力P1。从20°- 80°,机制覆盖在左死点,和左致动器扩展。旋转换向阀,液压的贯眼的致动器和压强P3从返回工作压力的压力。从理论上讲,压力的价值P2、压力P3必须相等,但在测试他们有一些差异由于跨孔压力流动。比较在同一负荷扭矩请求供应压力,压力测试有点大于理论上,如图26。因为,在测试中,有部分每个旋转组之间的摩擦,系统必须提供更大的压力以克服相同的负载转矩。

在数据24和28,而致动器穿过死点(20度),方向盘转矩有振荡,因为非线性液压与死点/扭矩获得显著影响最大转向载荷限制以及对系统的稳定性和动态特性。但系统的稳定性和动态特性无法分析这里由于有限的试验条件和应用程序。这是一个未来的工作对前轮转向系统详细设计。

6.1.2。从80°转向到0°

从80°20°,供应压力去环的两个转向执行机构。这两个执行机构全部收回。从20°为0°,供应压力趋于完整的结束了转向传动机构和其他的环。左边的致动器扩展和其他仍在收缩。

数据27- - - - - -30.显示响应的控制角,负载转矩和压力而转向装置正朝着80°~ 0°的范围。图27显示了引导从80°角变化到0°和图28表明,负载转矩保持7000海里。命令和响应之间的滞后小。从80°20°,左执行机构收回,所以液压致动器的环及其压力是工作压力P1;全生的压力离开致动器P3等于回报的压力P2。从20°到0°,机制覆盖在左死点,左边的致动器开始扩展。旋转换向阀,液压的贯眼的致动器和压强P3从返回工作压力的压力。从理论上讲,压力的价值P1、压力P3必须相等,但在测试他们也有一些不同,由于压力流动孔,如图29日。压力测试也比理论更大,如图30.。的最大请求供应压力18.7 MPa,小于21 MPa max系统供应压力。因此,转向系统可以提供超过7000 Nm扭矩在整个短语,0°~ 80°和80°~ 0°。

6.2。Antishimmy测试

antishimmy工作模式,选择阀不开放和旁通阀操作连接服务的两个执行器和回报,隔离线供应新闻服务。相关antishimmy阀是一个压力安全阀。转向系统是免费的,角下的摆动气缸提供励磁控制方式。这个模型飞机滑行在前轮的激发和地面互动力量。

6.2.1。不同孔直径对Antishimmy扭矩的影响

图31日显示了兴奋的角度摆动气缸。数据32- - - - - -34显示antishimmy扭矩由不同的antishimmy阀孔直径。完整的开孔直径4毫米,图32是60%,图33是50%,和图34是40%。孔直径的减小,antishimmy扭矩增加。所以antishimmy力矩可由antishimmy阀门按照防止飞机前轮穿着的要求。

6.2.2。Antishimmy转矩的不同振动频率的影响

Antishimmy扭矩振动频率的影响如图35。随着振动频率降低,antishimmy扭矩也减少。所以antishimmy阀直径预设应该考虑整个滑行速度,以避免太大或太小antishimmy扭矩。

振动阻尼性能不是分析和测试是足够的,振动阻尼性能变得更加难以分析流体/环境温度的函数由于粘度特性和流体通过antishimmy阀门。典型评估方法广泛的前轮转向振动特征频率响应与流体流动和振动阻尼装置压降。证明了系统的振动阻尼模式和阻尼调节功能,但性能,仿真,测试必须研究在未来的研究。

7所示。结论

(1)双动前轮转向机构是专为大型民用航空器为了提高引导角度和引导扭矩。机械旋转换向阀后提出了解决方向变化的压力而致动器死点来回踱步。在设计扭矩7000海里的要求下,最优方法获得最优结构用于指导机制。(2)电液伺服控制系统研究将指导机制。系统有两个工作指导和antishimmy的函数。转向系统是一种位置伺服系统,方向盘向右移动角作为控制单元的命令。antishimmy阀用于防止前轮遇到地面动荡而飞机在高速滑行。(3)测试物理原型的前轮转向系统研究,建立了试验台。然后指导测试和一些参数进行测试,以验证系统的属性。结果表明,理论和测试之间的结果是一样的,方向盘转向系统能满足设计要求,如工作模式,引导角度,引导扭矩。但系统的稳定性和动态特性无法分析这里由于有限的试验条件和应用程序。这是一个未来的工作对前轮转向系统详细设计。(4)在antishimmy测试中,影响不同孔直径的antishimmy阀门和不同振动频率对antishimmy扭矩是详细讨论。孔直径越小,振动频率越高,antishimmy扭矩越大。

相互竞争的利益

作者宣称没有利益冲突有关的出版。

确认

这项研究得到了中央大学(没有基础研究基金。NS2016001),中国国家自然科学基金(没有。51305198),中国Aero-Science基金(没有。20142852025)。