民用飛機(jī)曲柄—滑軌式襟翼操縱載荷分析技術(shù)研究

楊萬(wàn)里

【摘 要】襟翼操縱載荷是民用飛機(jī)襟翼操縱系統(tǒng)設(shè)計(jì)的基礎(chǔ)，決定了大部分功能部件的尺寸、系統(tǒng)操縱時(shí)間和驅(qū)動(dòng)功率等。本文介紹了民用飛機(jī)曲柄-滑軌式襟翼操縱載荷的工程分析方法和有限元分析方法，給出了具體分析步驟和各自的優(yōu)缺點(diǎn)，可用于指導(dǎo)民用飛機(jī)曲柄-滑軌式襟翼操縱系統(tǒng)設(shè)計(jì)。

【關(guān)鍵詞】民用飛機(jī)；曲柄-滑軌式襟翼操縱系統(tǒng)；操縱載荷

0 引言

民用飛機(jī)襟翼操縱載荷是指操縱工況下襟翼驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)輸出端對(duì)襟翼氣動(dòng)載荷的支反力/力矩，也被稱(chēng)為襟翼作動(dòng)器操縱載荷，通常表征為載荷-襟翼偏角曲線圖，如圖1所示。

操縱載荷是民用飛機(jī)襟翼驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)設(shè)計(jì)的基礎(chǔ)，決定了大部分功能部件的尺寸、系統(tǒng)操縱時(shí)間和驅(qū)動(dòng)功率等。此外，襟翼操縱載荷還是編制系統(tǒng)耐久性譜的依據(jù)。

在民用飛機(jī)型號(hào)設(shè)計(jì)初期，襟翼操縱載荷計(jì)算所需的眾多輸入項(xiàng)都未確定，如：機(jī)翼和襟翼構(gòu)型，操縱情況襟翼氣動(dòng)載荷，襟翼運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)剛度等，這些都為主制造商提供作動(dòng)器操縱載荷增加了難度和不確定性。

由于現(xiàn)代飛機(jī)設(shè)計(jì)往往采用并行工程設(shè)計(jì)流程，不可能等所有因素確定之后再進(jìn)行襟翼操縱系統(tǒng)設(shè)計(jì)。而襟翼操縱系統(tǒng)設(shè)計(jì)本身是一個(gè)迭代過(guò)程，操縱系統(tǒng)構(gòu)型也會(huì)影響到前面所述各種因素。因此，在設(shè)計(jì)初期，對(duì)襟翼操縱載荷進(jìn)行較為準(zhǔn)確的估算，是襟翼操縱系統(tǒng)設(shè)計(jì)的關(guān)鍵和難點(diǎn)之一。

在型號(hào)設(shè)計(jì)初期，一般采用工程方法對(duì)襟翼操縱載荷進(jìn)行估算。而在飛機(jī)定型以后，再用有限元計(jì)算方法對(duì)工程計(jì)算的結(jié)果進(jìn)行復(fù)算和更新。最后再使用試飛數(shù)據(jù)對(duì)有限元計(jì)算結(jié)果進(jìn)行復(fù)核。

1 工程計(jì)算方法

1.1 工程計(jì)算步驟說(shuō)明

STEP1：按杠桿原理將襟翼氣動(dòng)載荷分配到兩個(gè)運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)形成的運(yùn)動(dòng)平面內(nèi)，如圖2所示。

在單個(gè)運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)運(yùn)動(dòng)平面內(nèi)，氣動(dòng)力、滑輪架支反力和搖臂頂端支反力形成一個(gè)三力匯交系統(tǒng)，如圖3所示。

STEP2：選取曲柄和搖臂連接點(diǎn)為旋轉(zhuǎn)中心，則氣動(dòng)力和滑輪架支反力的力矩之和為0（力矩平衡）。已知?dú)鈩?dòng)力，可得滑輪架支反力。

STEP3：氣動(dòng)力、滑輪架支反力和搖臂頂端支反力合力為0（力平衡）。已知?dú)鈩?dòng)力和滑輪架支反力，可得搖臂頂端支反力。

STEP4：將搖臂頂端支反力垂直于曲柄方向的分力乘以曲柄長(zhǎng)度，即得到作動(dòng)器的平衡扭矩，即為襟翼操縱載荷。

1.2 工程分析優(yōu)缺點(diǎn)分析

a）工程分析的優(yōu)點(diǎn)

襟翼操縱載荷工程分析方法優(yōu)點(diǎn)主要有兩個(gè)。

首先，可以很方便的將各個(gè)影響因素進(jìn)行分離，以分析各自的影響，如：氣動(dòng)壓心敏感性分析，滑軌布置角度影響分析等。

以壓心敏感性分析為例進(jìn)行說(shuō)明。去除圖3中的結(jié)構(gòu)特征，可得到曲柄-滑軌式襟翼運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)簡(jiǎn)化模型，如圖4所示。

對(duì)上圖有以下說(shuō)明：

1）操縱力矩在數(shù)值上等于F3和F4對(duì)O點(diǎn)的力矩。

2）F4在數(shù)值上等于F2。

3）AB之間的距離與滑輪架鉸鏈點(diǎn)弦向安裝位置和氣動(dòng)壓心弦向位置之間的距離有簡(jiǎn)單的幾何換算關(guān)系。

4）F3的大小與AB之間的距離有直接關(guān)系。

實(shí)際的襟翼運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)要求滑輪架鉸鏈點(diǎn)弦向安裝位置應(yīng)盡量靠近氣動(dòng)壓心弦向位置，即圖中的AB點(diǎn)距離較小，因此AB點(diǎn)距離的微小變動(dòng)對(duì)襟翼操縱載荷的影響都很大。這說(shuō)明曲柄-滑軌式襟翼操縱載荷對(duì)氣動(dòng)壓心的位置極為敏感。

其次，可以結(jié)合解析幾何方法編制襟翼操縱載荷分析程序，便于對(duì)各影響參數(shù)進(jìn)行優(yōu)化分析。

b）工程分析的局限性

襟翼操縱載荷工程分析方法實(shí)質(zhì)上是多體動(dòng)力學(xué)方法，其理論基礎(chǔ)是理論力學(xué)[1]。在具體分析過(guò)程中，將襟翼活動(dòng)面及其運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)作為剛性梁處理，即忽略其剛度。

然而，由于曲柄-滑軌式襟翼是非靜定結(jié)構(gòu)，因此襟翼活動(dòng)面及運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)的剛度對(duì)襟翼作動(dòng)器輸出端支反力（即襟翼操縱載荷）有較大影響。

因此，采用工程方法計(jì)算襟翼操縱載荷必須有豐富的工程處理經(jīng)驗(yàn)，并最好結(jié)構(gòu)相似機(jī)型設(shè)計(jì)數(shù)據(jù)進(jìn)行必要的修正。

2 有限元分析方法

2.1 有限元分析方法說(shuō)明

襟翼操縱載荷計(jì)算采用的典型有限元模型，如圖5所示。

對(duì)上圖有以下說(shuō)明：

a）襟翼操縱載荷計(jì)算一般不需要考慮機(jī)翼剛度（對(duì)比分析表明機(jī)翼剛度對(duì)襟翼操縱載荷影響很小）。

b）總體提供的氣動(dòng)載荷通常為壓力分布載荷（CP），采用參考文獻(xiàn)[2]提供的積分方法可將壓力分布載荷轉(zhuǎn)換成有限元節(jié)點(diǎn)載荷。

c）壓力分布載荷通常順氣流方向，有限元節(jié)點(diǎn)通常垂直于襟翼前緣，因此在積分過(guò)程中需進(jìn)行插值處理，插值處理方式不同會(huì)造成氣動(dòng)總載不同。因此，有限元部門(mén)需根據(jù)氣動(dòng)部門(mén)提供的總載進(jìn)行修正處理。

d）襟翼滑軌剛度對(duì)襟翼操縱載荷有較大影響，因此有條件情況下應(yīng)采用細(xì)化模型模擬滑軌，不建議采用工程梁進(jìn)行模擬。

2.2 有限元分析方法優(yōu)缺點(diǎn)分析

a）有限元分析的優(yōu)點(diǎn)

襟翼操縱載荷有限元分析方法充分考慮了襟翼活動(dòng)面及襟翼運(yùn)動(dòng)結(jié)構(gòu)的剛度，其結(jié)果具有較高可信度。

b）有限元分析的局限性

實(shí)際載荷計(jì)算過(guò)程表面，襟翼及其運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)的連接剛度對(duì)襟翼操縱載荷的總載和其在同一活動(dòng)面上兩個(gè)作動(dòng)器之間的分配比例影響很大。而在建立有線元模型的過(guò)程，一般采用RBE2、RBE3或BUSH單元模擬連接，這樣會(huì)造成累積誤差，進(jìn)而影響到襟翼操縱載荷。

此外，只有在飛機(jī)結(jié)構(gòu)基本定型之后，才能建立襟翼操縱載荷的有限元分析模型，從而限制了有限元方法的使用。

3 結(jié)論

本文介紹了民用飛機(jī)曲柄-滑軌式襟翼操縱載荷的工程分析方法和有限元分析方法，給出了具體分析步驟和各自的優(yōu)缺點(diǎn)，可用于指導(dǎo)民用飛機(jī)曲柄-滑軌式襟翼操縱系統(tǒng)設(shè)計(jì)。

【參考文獻(xiàn)】

[1]李俊峰，張雄.理論力學(xué)[M].（第2版），清華大學(xué)出版社，ISBN：978-7-302-23178-3.

[2]飛機(jī)設(shè)計(jì)手冊(cè)·9·載荷、強(qiáng)度和剛度[M].航空工業(yè)出版社.

[責(zé)任編輯：王偉平]