汪 艷，肖 森，張 垚，何 泳，王 山

(成都飛機工業(yè)(集團)有限責任公司技術(shù)中心，四川成都 610092)

引言

為了使飛機在有限長度的甲板上安全著艦，必須通過飛機上的攔阻裝置進行減速制動[1]。攔阻操縱單元是機上控制攔阻鉤作動的控制單元。飛機著艦前，需要攔阻操縱單元能夠快速響應并順利放下攔阻鉤。艦載機攔停失敗時，飛機實施逃逸復飛后需攔阻操縱單元完成攔阻鉤收上，為下一次著艦做準備。因此艦載機攔阻操縱單元是飛機安全順利著艦的關(guān)鍵單元。

目前相關(guān)研究尚處于初級階段。趙佳[2]、周曉楠[3]、豆清波等[4]針對攔阻鉤收放機構(gòu)進行研究，分析了關(guān)鍵部件余度設置對攔阻鉤收放系統(tǒng)失效概率的影響，揭示了攔阻鉤緩沖器阻尼力隨行程變化的規(guī)律。高華峰等[5]、彭一明等[6-7]、蔣輝虎等[8]對艦載無人機攔阻著艦時攔阻裝置與攔阻索之間的動力學問題進行仿真分析。劉穎[9]計算了艦載機阻攔著艦時所受到的阻攔拉力和負加速度。針對攔阻操縱單元的研究較少，但攔阻收放原理與起落架收放有共通之處。王強等[10]采用 SimHydraulics 軟件構(gòu)建某飛機起落架液壓系統(tǒng)工作仿真模型，分析不同參數(shù)的變化對作動筒活塞桿位移動態(tài)特性的影響。趙則利等[11]以艦載直升機主起落架液壓緩沖器為研究對象，分析了緩沖器的工作原理與其性能。上述研究大部分僅停留在理論計算與仿真分析上，針對性不強。關(guān)于飛機著艦后，攔阻鉤被攔阻索快速拉平，該過程是否影響攔阻操縱單元以及液壓系統(tǒng)工作功能性能的問題目前尚未得到關(guān)注。

飛機攔阻操縱單元是機上液壓系統(tǒng)的子系統(tǒng)，與其他液壓用戶共用同一泵源。安全阻攔不僅要保證攔阻操縱單元正常工作，還需要保證不影響其他液壓用戶，比如剎車子系統(tǒng)的功能與性能[12]。飛機著艦時從攔阻鉤掛索到完全停止在甲板上僅需要3～4 s，攔阻鉤掛索后將迅速被攔阻索拉平，液壓系統(tǒng)壓力快速下降，該過程是否影響攔阻操縱單元以及液壓系統(tǒng)的功能與性能，可通過攔阻操縱單元地面聯(lián)試試驗進行初步分析與判斷。因此，飛機攔阻操縱單元地面聯(lián)試方案設計關(guān)系著飛機地面聯(lián)試試驗的可靠性與有效性。

本研究通過對飛機液壓系統(tǒng)構(gòu)型與攔阻操縱單元原理進行分析，提出一種攔阻操縱單元地面聯(lián)試方案并搭建試驗臺，模擬攔阻操縱單元工作狀態(tài)，通過對試驗數(shù)據(jù)進行分析，驗證了設計方案的有效性。本研究提出的攔阻操縱單元地面聯(lián)試方案為分析攔阻鉤快速拉平對液壓系統(tǒng)的影響提供了重要參考。

1 系統(tǒng)構(gòu)型及攔阻原理

液壓系統(tǒng)由泵源、攔阻操縱單元以及其他液壓用戶組成。泵源為各液壓用戶提供液壓動力，攔阻操縱單元通過控制電磁閥通斷，實現(xiàn)攔阻鉤的收上和解鎖(放下)，液壓系統(tǒng)構(gòu)型見圖1，攔阻操縱單元原理圖如圖2所示。飛機降落時，攔阻鉤解鎖電磁閥上電，上位鎖通高壓液壓油后打開，此時緩沖作動器通回油管路，攔阻鉤放下，飛機以一定速度向前滑行。飛機停下后，攔阻鉤收上電磁閥上電，緩沖作動器在高壓液壓油作用下收起攔阻鉤。

飛機掛索后，在飛機滑行速度下，攔阻索將被繃緊，攔阻鉤將在0.45 s內(nèi)快速被拉平。本試驗方案中攔阻鉤長為2 m，質(zhì)量約為50 kg，安裝位置距離地面約為0.8 m，攔阻鉤放下狀態(tài)示意圖如圖3a所示，攔阻鉤拉平狀態(tài)示意圖如圖3b所示。

圖1 液壓系統(tǒng)構(gòu)型

圖2 攔阻操縱單元原理圖

圖3 攔阻鉤放下與拉平狀態(tài)示意圖

緩沖作動器原理圖如圖4所示，采用油氣分離式布局，油腔A與油腔B通過阻尼孔連通，油腔C通過液壓管路與攔阻鉤收上電磁閥相連。當上位鎖在高壓液壓油推動下打開解鎖后，高壓氣體膨脹和攔阻鉤自身重力使氣腔活塞下移，油腔A油液通過阻尼孔流向油腔B，進而推動活塞桿下移，油腔C中的油液則通過液壓管路實現(xiàn)回油，完成鉤臂的放下。攔阻著陸后，向油腔C輸入高壓液壓油推動活塞桿上移，收起攔阻鉤，攔阻鉤收上到位后上位鎖完成上鎖。

圖4 緩沖作動器原理圖

攔阻鉤被快速拉平過程中，油腔C與液壓系統(tǒng)回油管路相連，緩沖作動器活塞桿迅速縮回，緩沖作動器油腔C中需快速補充液壓油，此時油腔C及液壓系統(tǒng)回油管路中可能會出現(xiàn)負壓，影響液壓系統(tǒng)正常工作。

在攔阻鉤掛索拉平過程中，活塞桿向上運動，壓縮油腔A、油腔B與氣腔，緩沖作動器產(chǎn)生緩沖阻尼力(高壓氣體與油液壓縮產(chǎn)生的彈性力)。通過試驗，緩沖作動器活塞桿行程與其緩沖阻尼力之間的關(guān)系如圖5所示。

圖5 緩沖作動器活塞桿行程s與其緩沖阻尼力F關(guān)系圖

為了分析攔阻鉤快速拉平過程對泵源及其他液壓用戶工作的影響，需要進行液壓系統(tǒng)地面聯(lián)試試驗，其設計需保證液壓系統(tǒng)試驗件及管路安裝安全可靠，準確采集壓力、流量等試驗數(shù)據(jù)并能夠模擬出攔阻鉤在0.45 s內(nèi)被拉平的工況。

2 地面聯(lián)試試驗方案

為了分析攔阻鉤在0.45 s內(nèi)快速拉平對泵源及其他液壓用戶工作的影響，試驗方案需設計模擬機上各液壓組件安裝的液壓系統(tǒng)安裝臺與模擬攔阻鉤在0.45 s時間內(nèi)拉平的攔阻掛索拉平模擬機構(gòu)。液壓系統(tǒng)安裝臺需滿足各液壓組件工作運行的安裝強度。攔阻掛索拉平模擬機構(gòu)需要能夠準確模擬攔阻鉤在0.45 s內(nèi)快速拉平。另外試驗方案需對電動泵出油口處壓力、液壓油箱回油壓力、緩沖作動器下腔壓力、緩沖作動器的位移行程等數(shù)據(jù)進行準確采集。攔阻操縱單元地面聯(lián)試試驗方案主要包括液壓系統(tǒng)安裝臺與攔阻掛索拉平模擬機構(gòu)設計2部分。

2.1 液壓系統(tǒng)安裝臺

液壓系統(tǒng)安裝臺由安裝夾具、立方橫梁、縱梁及附件等組成，具體安裝臺示意如圖6所示。試驗中將需要支撐的液壓組件固定在3 mm厚的薄壁板上，這些薄壁板與臺架的橫梁或縱梁連接。由于液壓系統(tǒng)工作時相關(guān)組件有一定的振動，因此對6根立柱進行加強固定，以增強試驗臺的穩(wěn)定性。選擇采用Q235低碳鋼作為試驗夾具的制作材料。

圖6 液壓系統(tǒng)安裝臺

液壓系統(tǒng)安裝臺中攔阻操縱單元安裝臺見圖7所示。上位鎖、緩沖作動器、攔阻鉤等部件通過橫梁、縱梁、上位鎖座、緩沖作動器基座、攔阻鉤固定支座進行固定支撐，其中攔阻鉤通過攔阻鉤固定支座固定在試驗臺上，支座叉耳處安裝有關(guān)節(jié)軸承，攔阻鉤可以繞支座自由轉(zhuǎn)動，并且保證連接組件與夾具交點不直接承受力矩，而由各交點產(chǎn)生力矩平衡。

圖7 攔阻操縱單元安裝臺

2.2 掛索拉平模擬試驗機構(gòu)

聯(lián)試試驗為了模擬攔阻鉤掛索后快速拉起，作動筒及液壓管路壓力迅速下降，分析該過程對泵源及其他液壓用戶的影響。掛索拉平模擬試驗機構(gòu)是聯(lián)試試驗方案設計研究重點。試驗時攔阻鉤固定在試驗臺架上，試驗臺架固定在地面。飛機著艦攔阻時，攔阻鉤固定在飛機上，飛機以一定速度向前滑行，攔阻索固定在航母上。為了模擬該過程，該試驗方案將飛機掛索時的滑行速度轉(zhuǎn)換為攔阻索的速度，旨在分析攔阻鉤在0.45 s時間內(nèi)被快速拉平時對液壓系統(tǒng)影響。另外使攔阻索獲得水平方向上的大速度在實際試驗過程中較為困難，因此試驗方案中通過重物下落使繩索具有初速度，通過繩索拉動攔阻鉤實現(xiàn)攔阻鉤快速拉平。

試驗方案中掛索拉平模擬試驗機構(gòu)見圖8所示。該機構(gòu)由滑輪及支座、配重塊、導軌、滾珠絲杠提升機構(gòu)、斷離機構(gòu)和減震墊等組成，通過伺服電機帶動滾珠絲杠提升機構(gòu)將配重塊抬至一定高度。當斷離機構(gòu)脫開，配重塊將沿著導軌下落，滑輪通過繩索迅速拉起攔阻鉤以模擬攔阻鉤掛索拉平過程。調(diào)整配重塊下落高度與質(zhì)量可控制攔阻鉤掛索拉平總時間。

圖8 掛索拉平模擬試驗機構(gòu)

試驗中，導軌的高度與試驗安裝臺高度相關(guān)，在本試驗方案中，攔阻鉤安裝高度為0.8 m，緩沖作動器為0.6 m，為了滿足攔阻鉤與緩沖作動器安裝要求，試驗臺橫梁的高度為1.35 m，斷離機構(gòu)底面距離橫梁底面0.05 m，因此，配重塊提升高度為1.3 m。

攔阻鉤拉平時間為0.45 s，為了獲得所需配重塊質(zhì)量，利用ADAMS軟件建立攔阻鉤與配重塊之間的動力學模型如圖9所示。將緩沖作動器的緩沖阻尼力近似為活塞桿行程的一次函數(shù)，以函數(shù)方式加載到受力點，在繩索被拉直前，配重塊做自由下落運動，下落0.45 m，獲得速度3 m/s。在ADAMS里以圓球作為配重塊，設置圓球初始速度為3 m/s。繩索的一端與圓球固定連接，另一端與攔阻鉤進行固定連接。圓球與地面設置接觸力，模擬配重塊落地后與地面的接觸力，攔阻鉤總質(zhì)量為50 kg。

圖9 攔阻鉤掛索拉平動力學仿真模型

以圓球落地，攔阻鉤拉平的時間為0.45 s為優(yōu)化目標，圓球質(zhì)量為設計參數(shù)，使用ADAMS進行優(yōu)化，最終求解出圓球質(zhì)量為381 kg。即為了使攔阻鉤能夠在0.45 s時間內(nèi)被快速拉平，所需配重塊質(zhì)量為381 kg。

2.3 試驗結(jié)果與分析

在實際試驗中，通過高速攝像儀對掛索拉平過程總時間進行測量，當攔阻鉤掛索拉平時間為方案目標設計值0.45 s時，實際配重塊質(zhì)量為390 kg，與仿真計算結(jié)果僅相差9 kg，驗證了基于ADAMS的仿真模型求解配重塊質(zhì)量方法的準確性與可行性。另外，該方法快捷高效，減少了試驗工作量降低了試驗成本。

為了測量試驗過程中電動泵出油口處壓力、液壓油箱回油壓力、緩沖作動器下腔壓力、緩沖作動器的位移行程等數(shù)據(jù)，分別在電動泵出油口處、液壓油箱回油口、近緩沖作動器液壓油進出口管路安裝壓力傳感器，在緩沖作動器上安裝位移傳感器。試驗中選用的壓力傳感器量程為-0.1～25 MPa，靈敏度為199.2 mV/MPa；位移傳感器量程為0～1000 mm，靈敏度為 5 mV/mm。

按照本研究方案搭建攔阻操縱單元地面聯(lián)試試驗臺，并在相關(guān)位置安裝傳感器，進行攔阻鉤掛索拉平模擬試驗，試驗過程中緩沖作動器的位移行程、電動泵出油口壓力、液壓油箱回油壓力、緩沖作動器下腔壓力數(shù)據(jù)如圖10所示。

圖10 攔阻鉤掛索拉平試驗數(shù)據(jù)圖

緩沖作動器位移行程圖顯示，在23.85 s時，攔阻鉤開始運動，在24.3 s時攔阻鉤運動到拉平的位置，時間為0.45 s。在該過程中電動泵出油口壓力為20.9 MPa左右，波動值小于0.1 V。液壓油箱回油壓力在該過程中持續(xù)下降，最小值為0.041 MPa。緩沖作動器下腔壓力在攔阻鉤開始運動時刻為0.268 MPa，最終下降至0.124 MPa。

通過試驗數(shù)據(jù)分析可知，試驗方案設計達到了攔阻鉤在0.45 s時間內(nèi)快速拉平的目的。液壓油箱回油壓力與緩沖作動器下腔壓力均未達到負壓，液壓系統(tǒng)工作正常。飛機攔阻鉤在0.45 s內(nèi)快速拉平過程不影響液壓系統(tǒng)正常工作。

除攔阻鉤掛索拉平模擬試驗外，還在該試驗臺上完成了攔阻鉤解鎖、收上功能試驗，并基于工作邏輯制定了攔阻操縱單元與其他液壓用戶的聯(lián)試流程，根據(jù)該流程完成了攔阻操縱單元聯(lián)試耐久性試驗。試驗表明，本聯(lián)試方案中試驗臺的設計滿足泵源、攔阻操縱單元、其他液壓用戶的安裝強度。試驗采集的液壓系統(tǒng)相關(guān)試驗數(shù)據(jù)可靠有效。

3 結(jié)論

針對飛機攔阻操縱單元，進行了攔阻操縱單元地面聯(lián)試方案研究。試驗方案通過控制相對速度、轉(zhuǎn)換運動對象的方式進行掛索拉平模擬，基于ADAMS軟件建立攔阻鉤掛索拉平動力學模型，初步求解試驗方案中所需配重塊質(zhì)量。根據(jù)該方案搭建試驗臺，成功模擬了攔阻鉤在0.45 s內(nèi)被拉平的過程。試驗中通過安裝壓力傳感器、位移傳感器等對重要數(shù)據(jù)進行采集。通過對試驗獲得的相關(guān)重要數(shù)據(jù)分析可得到如下結(jié)論：

(1) 基于ADAMS的仿真模型求解配重塊質(zhì)量方法具有準確性與可行性，同時可減小試驗工作量，降低試驗成本；

(2) 聯(lián)試試驗方案中試驗臺的設計滿足泵源、攔阻操縱單元、其他液壓用戶的安裝強度要求；

(3) 聯(lián)試試驗方案通過相對速度不變，轉(zhuǎn)換運動對象可實現(xiàn)攔阻鉤在0.45 s內(nèi)掛索拉平，模擬飛機著艦后攔阻鉤運動狀態(tài)，獲得液壓系統(tǒng)在該過程中的壓力變化等數(shù)據(jù)，從而分析該過程對液壓系統(tǒng)的影響；

(4) 試驗中，攔阻鉤掛索后，在0.45 s內(nèi)快速拉平過程不影響液壓系統(tǒng)正常工作。

本研究的飛機攔阻操縱單元地面聯(lián)試方案具有有效性與可信性，攔阻操縱單元地面聯(lián)試試驗給飛機安全飛行提供了理論依據(jù)與重要保障。另外，該試驗方法可為飛機攔阻過程液壓系統(tǒng)地面聯(lián)試試驗提供重要參考，對飛機設計具有重要意義。