趙興平，彭 綱，常 凱，秦 成，李 巍

（1.航空工業(yè)第一飛機設計研究院，西安710089；2.航空工業(yè)金城南京機電液壓工程研究中心，南京211106）

0 引言

隨著航空工業(yè)技術的發(fā)展，飛機的起落架艙門作動系統(tǒng)都需要更高的可靠性和安全性。設置余度是提高系統(tǒng)和部件可靠性的主要方法，廣泛應用于航空航天領域，通過采用雙余度作動器驅動控制，整個系統(tǒng)的可靠性及安全性將會得到快速提高并且不會帶來過大的代價[1]。

某飛機起落架艙門作動系統(tǒng)采用雙余度作動器并聯(lián)驅動形式，其具有輸出力大、故障瞬態(tài)小、對故障檢測要求低等優(yōu)點。并聯(lián)驅動形式中的雙路作動器共同驅動飛機同一個起落架艙門結構時，由于控制系統(tǒng)、作動器的各方面誤差積累等會導致兩路輸出不一致，帶來了同一艙門作動面兩個作動器間的運動不同步問題，嚴重時兩個作動器位移差值較大，極端情況下可能導致艙門結構產(chǎn)生形變乃至撕裂。兩個艙門作動器的運動不同步給起落架艙門作動系統(tǒng)的性能帶來了許多不利的影響，不僅造成了額外的無用功消耗，使艙門結構內(nèi)產(chǎn)生了較大的交變內(nèi)應力，而且長時間累積會使起落架艙門結構面發(fā)生扭曲變形，嚴重時還會引起飛機起落架艙門結構疲勞甚至破壞[2]。

目前國外電傳飛機均已應用了各種均衡控制方法來解決類似的雙路作動器力運動不同步問題，均衡控制就是針對作動器運動不同步問題，通過監(jiān)控作動器負載情況調節(jié)各運動控制通道的參數(shù)，產(chǎn)生控制通道間偏差指令去均衡作動器間相互抗爭負載，從而緩解不同步現(xiàn)象[3]。Schaeffer W S[4]描述了B2轟炸機飛控系統(tǒng)通過仿真分析作動器動態(tài)運動調整過程，利用積分均衡控制算法迫使各通道壓力趨向一致，以達到雙路作動器同步運動的目標。國內(nèi)對余度作動系統(tǒng)的運動不同步問題也開展了研究：范殿梁等[5]利用AMESim軟件對主主式舵機驅動運動進行了建模仿真分析，分析了舵機運動不同步的原因及解決辦法；付永領等[6]提出了采用均衡控制算法去解決伺服作動系統(tǒng)的多個作動器運動紛爭問題；郭巍[7]對作動器運動不同步原因進行了分析，最后采用均衡控制算法來緩解。

本文對起落架艙門作動系統(tǒng)力紛爭產(chǎn)生的原因進行了分析，提出了基于等量分流式、伺服閉環(huán)、雙作動器容積串聯(lián)等3種同步控制方法，對各類同步控制方法建立了仿真模型進行分析，最后搭建試驗平臺對3種控制方法進行了試驗驗證。

1 系統(tǒng)建模與分析

1.1 系統(tǒng)工作原理

圖1 所示為飛機起落架艙門作動系統(tǒng)的物理模型。該飛機起落架艙門作動器由單一的液壓能源供壓，起落架艙門采用雙作動器驅動，2個獨立的作動器與同一塊飛機起落架艙門連接，共同驅動完成起落架艙門收放運動，油路設置節(jié)流閥調節(jié)作動器運動速度，作動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閉。兩個作動器的未知同步誤差要求不大于1%。

圖1 起落架艙門作動系統(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中建立飛機起落架艙門作動系統(tǒng)的仿真模型，分別設置飛機起落架艙門作動系統(tǒng)中作動器及運動控制邏輯信號，主要部件模型參數(shù)如表1所示。設置重力、平均氣動載荷力和預緊彈簧力后，選定仿真算法和仿真時間，仿真過程中將作動器的狀態(tài)信息（速度、位移）輸出。對系統(tǒng)中各個部件建模并結合系統(tǒng)流量方程搭建飛機起落架艙門作動系統(tǒng)模型如圖2所示。模型建立后利用AMESim中的Submodel Mode為系統(tǒng)模型中全部元件進行數(shù)學模型的關聯(lián)。由于參與飛機起落架艙門作動系統(tǒng)控制的液壓油油液流動為非恒定流，因此建模時充分考慮了管路長度及管路中油液的粘度、壓縮性及質量特性[8]。

表1 主要部件模型參數(shù)

圖2 飛機起落架艙門作動系統(tǒng)模型

根據(jù)搭建的飛機起落架艙門作動系統(tǒng)模型，對系統(tǒng)運行過程中作動器的動態(tài)性能進行仿真分析，如圖3所示。由仿真結果可以看出，兩路作動器的輸出位移在運動過程中不同步，而當輸出位移穩(wěn)定之后會達到同步狀態(tài)。輸出位移不同步的存在不僅對作動機構造成額外的負擔，而且這么大的力會一直施加在飛機結構上，長期下去加劇飛機起落架艙門結構的疲勞破壞，所以兩路作動器的運動不同步問題必須要重點考慮。

圖3 兩路艙門作動器位移-時間運動曲線

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

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

2 飛機起落架起落架艙門作動同步控制

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系統(tǒng)同步控制是采用一個等量分流閥，通過其固定節(jié)流孔進行流量控制，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閥芯，實現(xiàn)流量的動態(tài)均衡分配，從而實現(xiàn)作動器的位置同步功能。

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

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

起落架艙門運動的伺服閉環(huán)作動系統(tǒng)主要包括伺服閥、作動器和控制器，伺服閥接收控制器發(fā)出的控制指令后輸出流量給作動器使作動器輸出位移，通過位移傳感器反饋到控制器指令輸入端構成閉環(huán)控制，輸出位移最終轉化至起落架艙門結構運動[10]。

2個伺服閥分別驅動兩個作動器，控制過程中作動器的位移、壓力值通過傳感器信號分別實時反饋至控制器，控制器接收到信號后經(jīng)過運算、數(shù)模轉換并放大后提供給伺服閥輸出相應的流量驅動作動器運動。

根據(jù)飛機起落架艙門伺服控制系統(tǒng)的數(shù)學模型，在LMS Imagine.Lab AMESim環(huán)境中建立飛機起落架艙門作動系統(tǒng)的仿真模型，分別設置飛機起落架艙門作動系統(tǒng)中作動器及運動控制邏輯信號如圖5所示。

圖5 基于伺服閉環(huán)的同步控制模型

為減緩兩個作動器間的運動不同步問題，在伺服作動系統(tǒng)加入了控制算法去均衡負載帶來的不同步。起落架艙門作動系統(tǒng)采用跨通道均衡控制算法，即利用額外的反饋回路產(chǎn)生信號來減小通道間的不匹配，通過閉環(huán)控制使各個通道的壓力趨于相同，從而達到作動器同步運動的目的。對兩個起落架艙門作動器間的相互抗爭負載跨通道均衡控制時首先通過傳感器采集兩個作動器各通道的參數(shù)，經(jīng)運算產(chǎn)生通道間的偏差指令，最終調節(jié)兩作動器壓差之差來實現(xiàn)均衡。負載壓差的均衡原理如圖6所示，其中Δp為作動器兩腔壓差，ΔDp為作動器間的兩腔壓差之差。

圖6 均衡控制原理

將兩作動器間的ΔDp作為反饋輸入控制參數(shù)，經(jīng)過比例積分環(huán)節(jié)，將兩個積分輸出值形成對超前作動器的負位移增量指令和對滯后作動器的正位移增量指令分別反饋至作動器的控制信號輸入端，從而減小作動器間的不同步位移來達到同步控制。

仿真結果如表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，載荷差的變化對伺服閉環(huán)控制下的起落架艙門作動系統(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)的起落架艙門作動系統(tǒng)的同步控制方法是將一個作動器的有桿腔與另一個作動器的無桿腔串聯(lián)起來，系統(tǒng)供壓后兩個作動筒的流量可實現(xiàn)動態(tài)均衡分配，使得兩個作動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，仿真計算結果如圖8所示。

圖7 基于容積串聯(lián)的同步控制模型

圖8 基于雙作動器容積串聯(lián)的同步控制仿真結果

根據(jù)仿真結果，基于雙作動器容積串聯(lián)的同步控制最大位置同步誤差4.5 mm，作動器總行程為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 試驗驗證

以起落架艙門作動系統(tǒng)為對象搭建試驗平臺，試驗平臺模擬了作動系統(tǒng)的技術參數(shù)，測試了3種控制方法下的兩個作動器的運動同步控制情況，試驗結果如圖9所示。

圖9 試驗結果

試驗結果表明：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 結束語

本文從飛機起落架艙門作動系統(tǒng)原理出發(fā)，建立了飛機起落架艙門作動系統(tǒng)模型，分析了兩個艙門作動器的運動不同步原因。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行仿真分析，試驗驗證了不同控制方法下的控制效果，仿真及試驗結果表明：

（1）基于伺服閉環(huán)的雙作動器運動同步控制方法同步精度最高，但是伺服閉環(huán)控制系統(tǒng)組成復雜，包含附件產(chǎn)品多，會造成系統(tǒng)基本可靠性低；

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

（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。