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        大型飛機(jī)硬式傳動線系操縱系統(tǒng)功能試驗(yàn)技術(shù)研究及應(yīng)用

        2019-03-27 03:33:22楊兆林勾利娜
        工程與試驗(yàn) 2019年4期
        關(guān)鍵詞:系統(tǒng)

        張 柁,張 園,楊兆林,勾利娜

        (1.中國飛機(jī)強(qiáng)度研究所全尺寸飛機(jī)結(jié)構(gòu)靜力/疲勞重點(diǎn)試驗(yàn)室,陜西?西安?710065;?2.西安長慶科技工程有限責(zé)任公司,陜西?西安?710021;3.長慶油田勘探開發(fā)研究院,?陜西?西安?710021;4.西部機(jī)場集團(tuán)有限公司,陜西?西安?710075)

        操縱系統(tǒng)試驗(yàn)作為全機(jī)靜力試驗(yàn)多個(gè)試驗(yàn)項(xiàng)目中的一項(xiàng)重要試驗(yàn),在飛機(jī)飛行中起著至關(guān)重要的作用,關(guān)乎著飛機(jī)的試飛安全[1,2]。操縱系統(tǒng)試驗(yàn)項(xiàng)目為全機(jī)靜力試驗(yàn)首飛前試驗(yàn)項(xiàng)目,其是否按計(jì)劃時(shí)間節(jié)點(diǎn)完成直接決定了飛機(jī)的首飛時(shí)間節(jié)點(diǎn)[3-4]。

        中國民用航空規(guī)章第25部運(yùn)輸類飛機(jī)適航標(biāo)準(zhǔn)CCAR-25-R4[5]中“第25.683條操作試驗(yàn)”明文要求:“對操縱系統(tǒng)中受駕駛員作用力的部分施加規(guī)定的該系統(tǒng)限制載荷的80%,以及對操縱系統(tǒng)中受動力載荷的部分施加正常運(yùn)行中預(yù)期的最大載荷時(shí),系統(tǒng)不出現(xiàn)卡滯、過度摩擦和過度變形?!?/p>

        如何真實(shí)地模擬飛行員操縱過程,獲得操縱力曲線、活動翼面響應(yīng)曲線等,為活動翼面操縱功能驗(yàn)證試驗(yàn)帶來了技術(shù)難點(diǎn)。本文提出了硬式傳動線系操縱系統(tǒng)操作試驗(yàn)方法,在試驗(yàn)實(shí)施中達(dá)到了預(yù)期效果,不僅保證了試驗(yàn)的真實(shí)性,還保證了試驗(yàn)安全、順利實(shí)施,達(dá)到了預(yù)期的試驗(yàn)?zāi)康?,取得了良好的?jīng)濟(jì)效益和社會效益,且可為后續(xù)型號飛機(jī)操縱系統(tǒng)試驗(yàn)提供技術(shù)支撐。

        1??系統(tǒng)簡介

        參與操作試驗(yàn)的被試系統(tǒng)為主操縱系統(tǒng),包括:副翼操縱系統(tǒng)、方向舵操縱系統(tǒng)和升降舵操縱系統(tǒng)。TA600主操縱系統(tǒng)整體布置見圖1。

        圖1 主操縱系統(tǒng)整體布置

        1.1??驗(yàn)證的適航條款

        CCAR-25-R4第25.683 條規(guī)定:“第25.683條操作試驗(yàn)”必須用操作試驗(yàn)表明,對操縱系統(tǒng)中受駕駛員作用力的部分施加規(guī)定的該系統(tǒng)限制載荷的80%,以及對操縱系統(tǒng)中受動力載荷的部分施加正常運(yùn)行中預(yù)期的最大載荷時(shí),系統(tǒng)不會出現(xiàn)卡阻和過度摩擦。

        1.2??系統(tǒng)工作原理

        主操縱系統(tǒng)采用不可逆機(jī)械助力操縱,座艙操縱采用雙駕駛體制。副翼和升降舵操縱系統(tǒng)為帶離合器的雙套硬式操縱系統(tǒng),方向舵操縱系統(tǒng)為單套硬式操縱系統(tǒng)。

        1.2.1??副翼操縱系統(tǒng)

        副翼操縱系統(tǒng)具有雙駕駛雙操縱功能,通過兩套手操縱機(jī)構(gòu)同時(shí)操縱左右硬式傳動線系,并通過副翼離合器左右協(xié)調(diào);當(dāng)一側(cè)線系卡阻時(shí),離合器將左右兩套線系斷開,實(shí)現(xiàn)單側(cè)操縱;當(dāng)液壓源失效時(shí),助力器兩腔溝通,實(shí)現(xiàn)應(yīng)急人力操縱。逆時(shí)針旋轉(zhuǎn)駕駛盤,左副翼上偏、右副翼下偏;順時(shí)針旋轉(zhuǎn)駕駛盤,左副翼下偏、右副翼上偏。

        1.2.2??方向舵操縱系統(tǒng)

        方向舵操縱系統(tǒng)采用常規(guī)腳蹬操縱及其相關(guān)布置,腳蹬位置前后可調(diào),操縱一套硬式傳動線系。當(dāng)液壓源失效時(shí),方向舵操縱系統(tǒng)不可操縱。蹬左腳蹬,方向舵左偏;蹬右腳蹬,方向舵右偏。

        1.2.3??升降舵操縱系統(tǒng)

        升降舵操縱系統(tǒng)具有雙駕駛雙操縱功能,通過兩套手操縱機(jī)構(gòu)同時(shí)操縱左右硬式傳動線系,并通過升降舵離合器左右協(xié)調(diào);當(dāng)一側(cè)線系卡阻時(shí),離合器將左右兩套線系斷開,實(shí)現(xiàn)單側(cè)操縱;當(dāng)液壓源失效時(shí),助力器兩腔溝通,實(shí)現(xiàn)應(yīng)急人力操縱。駕駛桿前推,升降舵下偏;駕駛桿后拉,升降舵上偏。

        2??試驗(yàn)方案

        2.1??試驗(yàn)原理

        針對試驗(yàn)特點(diǎn),為了真實(shí)地通過操作試驗(yàn)來驗(yàn)證TA600飛機(jī)操縱系統(tǒng)對CCAR-25-R4中第683條款的符合性,為適航符合性審查提供必要的依據(jù),本文提出了硬式傳動線系操縱系統(tǒng)操作試驗(yàn)方法,即在駕駛艙內(nèi)通過對操縱器件(駕駛盤、駕駛桿及腳蹬)進(jìn)行操縱,采用位控力檢測方式,在舵面(副翼、升降舵及方向舵)上進(jìn)行氣動載荷加載,同時(shí)采用了角位移傳感器測量舵面偏轉(zhuǎn)角度。原理圖見圖2。

        圖2 操縱系統(tǒng)操作試驗(yàn)原理圖

        操作試驗(yàn)原理圖包括試驗(yàn)室控制系統(tǒng)、被試系統(tǒng)以及測試系統(tǒng)。其中,力傳感器串聯(lián)至試驗(yàn)室控制系統(tǒng)與被試系統(tǒng)之間,用于檢測操縱裝置的力信號;同時(shí)在操縱裝置與舵面上安裝了位移傳感器與角位移傳感器,用于檢測操縱裝置的行程與舵面的偏轉(zhuǎn)角度,最終通過信號采集與處理系統(tǒng)完成對被試系統(tǒng)的測試。

        2.2??試驗(yàn)合格判據(jù)

        為了驗(yàn)證節(jié)適航條款,對駕駛艙內(nèi)操縱力及試驗(yàn)的舵面(副翼、升降舵及方向舵)偏轉(zhuǎn)角度進(jìn)行分析。

        2.2.1??卡阻判斷

        副翼、方向舵及升降舵操縱系統(tǒng)自身以及與結(jié)構(gòu)等其它零部件之間,無卡滯、碰撞等現(xiàn)象;同時(shí)觀察桿力與操縱位移的數(shù)值,無驟然變化,則認(rèn)為無卡阻現(xiàn)象。

        2.2.2??過度摩擦

        對試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行分析,若實(shí)測加載桿力曲線中操縱位移點(diǎn)的力大于本工況標(biāo)定試驗(yàn)報(bào)告中對應(yīng)的操縱位移點(diǎn)的力的120%,即為過度摩擦。

        2.2.3??過度變形

        副翼:當(dāng)副翼在承受最大鉸鏈力矩時(shí),駕駛艙操縱器件達(dá)到最大行程,舵面偏度應(yīng)達(dá)到上偏不小于18°、下偏不小于12°,即為過度變形。

        方向舵:當(dāng)方向舵在承受最大鉸鏈力矩時(shí),駕駛艙操縱器件達(dá)到最大行程,若舵面偏度小于20°,即為過度變形。

        升降舵:當(dāng)升降舵在承受最大鉸鏈力矩時(shí),駕駛艙操縱器件達(dá)到最大行程,若舵面上偏小于20°或下偏小于16°,即為過度變形。

        2.3??載荷施加方式

        舵面采用膠布帶杠桿系統(tǒng)進(jìn)行加載,膠布帶杠桿系統(tǒng)示意圖見圖3,載荷以配重形式施加,副翼和升降舵加載示意圖如圖4所示,方向舵加載示意圖如圖5所示。

        圖3 膠布帶杠桿系統(tǒng)加載示意圖

        圖4 副翼和升降舵加載示意圖

        圖5 方向舵加載示意圖

        駕駛桿載荷施加方式如圖6所示,液壓作動筒采用位控作動筒。

        腳蹬載荷施加方式如圖7所示,液壓作動筒采用位控作動筒。

        駕駛盤試驗(yàn)選用MOVECO生產(chǎn)的ARP25/180型擺動缸,副翼操縱系統(tǒng)操作試驗(yàn)中駕駛盤需要旋轉(zhuǎn)85°,該型擺動缸滿足試驗(yàn)要求。

        圖6 駕駛盤加載示意圖

        圖7 腳蹬加載示意圖

        2.4??試驗(yàn)支持

        大型飛機(jī)硬式傳動線系操縱系統(tǒng)功能試驗(yàn)采用全機(jī)試驗(yàn)支持。

        全機(jī)試驗(yàn)支持定義如下:在前起落架、左右主起落架約束垂向位移,這3個(gè)約束點(diǎn)可提供垂向、俯仰和滾轉(zhuǎn)約束。在左、右主起落架航向各布置1點(diǎn),可提供航向和偏航約束。在左主起落架布置側(cè)向約束點(diǎn),可提供側(cè)向約束。在此支持狀態(tài)下,飛機(jī)呈靜定約束,見圖8,約束點(diǎn)設(shè)置詳見表1。

        圖8 全機(jī)試驗(yàn)支持方式示意圖

        表1 約束點(diǎn)設(shè)置

        2.5??試驗(yàn)測量

        副翼操縱系統(tǒng)操作試驗(yàn)測量為駕駛盤轉(zhuǎn)角、扭矩值和副翼偏轉(zhuǎn)角度測量,按照試驗(yàn)加載程序逐級進(jìn)行駕駛盤轉(zhuǎn)角、扭矩值和副翼偏轉(zhuǎn)角度自動、同步采集。

        升降舵操縱系統(tǒng)操作試驗(yàn)測量為駕駛桿行程、操縱力和角度測量,按照試驗(yàn)加載程序逐級進(jìn)行位移、駕駛桿行程、操縱力和角度自動、同步采集。

        方向舵操縱系統(tǒng)操作試驗(yàn)測量為腳蹬行程、腳蹬操縱力和角度測量,按照試驗(yàn)加載程序逐級進(jìn)行位移、腳蹬行程、腳蹬操縱力和角度自動、同步采集。

        3??工程應(yīng)用

        試驗(yàn)按以下程序進(jìn)行:

        (1)接通飛機(jī)液壓源,駕駛盤及副翼處于中立位置;

        (2)打開加載點(diǎn)油路,油泵壓力正常;

        (3)施加舵面40%操作載荷;

        (4)操縱駕駛盤20s順時(shí)針(逆時(shí)針)旋轉(zhuǎn)90°;

        (5)操縱駕駛盤20s逆時(shí)針(順時(shí)針)旋轉(zhuǎn)至中立位置;

        (6)重復(fù)(4)、(5)步驟2次;

        (7)施加舵面67%操作載荷;

        (8)操縱駕駛盤20s順時(shí)針(逆時(shí)針)旋轉(zhuǎn)90°;

        (9)操縱駕駛盤20s逆時(shí)針(順時(shí)針)旋轉(zhuǎn)至中立位置;

        (10)重復(fù)(8)、(9)步驟2次;

        (11)施加舵面100%操作載荷;

        (12)操縱駕駛盤20s順時(shí)針(逆時(shí)針)旋轉(zhuǎn)90°;

        (13)操縱駕駛盤20s逆時(shí)針(順時(shí)針)旋轉(zhuǎn)至中立位置;

        (14)重復(fù)(12)、(13)步驟2次;

        (15)卸掉舵面載荷,駕駛艙加載設(shè)備卸壓;

        (16)在試驗(yàn)過程中,逐級測量駕駛盤行程、操縱力和副翼偏轉(zhuǎn)角度;

        (17)對試驗(yàn)件進(jìn)行檢查,并填寫試驗(yàn)件檢查記錄表。

        試驗(yàn)現(xiàn)場照片見圖9。

        圖9 試驗(yàn)現(xiàn)場照片

        4??試驗(yàn)結(jié)果

        4.1??試驗(yàn)加載結(jié)果

        以副翼助力操縱模態(tài)工況1操作試驗(yàn)為例,試驗(yàn)結(jié)束后,機(jī)房對試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行了回收,加載點(diǎn)的加載結(jié)果見表2。從表2中可以看出,角度控制加載點(diǎn)靜態(tài)誤差不超過1%Pmax,滿足試驗(yàn)大綱要求。

        表2 副翼助力操縱模態(tài)工況1操作試驗(yàn)加載結(jié)果

        4.2??試驗(yàn)測量結(jié)果

        在試驗(yàn)過程中,按照試驗(yàn)加載程序同步進(jìn)行了扭矩值和副翼偏轉(zhuǎn)角度測量,保證了駕駛盤轉(zhuǎn)角與扭矩值、副翼偏轉(zhuǎn)角度試驗(yàn)數(shù)據(jù)的一致性,數(shù)據(jù)采集同步進(jìn)行了分析。試驗(yàn)測量數(shù)據(jù)有效。試驗(yàn)中助力操縱模態(tài)各工況試驗(yàn)駕駛盤角位移—副翼偏度曲線、駕駛盤操縱力—副翼偏度曲線、標(biāo)定試驗(yàn)與正式試驗(yàn)操縱力對比曲線圖見圖10~圖12,標(biāo)定試驗(yàn)與正式試驗(yàn)操縱力對比見表3,滿足試驗(yàn)要求。綜上,副翼操縱系統(tǒng)操作試驗(yàn)結(jié)果見表4。

        圖10 副翼助力操縱模態(tài)工況1操作試驗(yàn)駕駛盤角位移—副翼偏度曲線

        圖11 副翼助力操縱模態(tài)工況1操作試驗(yàn)駕駛盤操縱力-副翼偏度曲線

        圖12 副翼助力操縱模態(tài)工況1操作試驗(yàn)標(biāo)定試驗(yàn)與正式試驗(yàn)操縱力對比曲線圖

        表3 副翼助力操縱模態(tài)工況1標(biāo)定試驗(yàn)與正式試驗(yàn)操縱力對比表

        表4 副翼操縱系統(tǒng)操作試驗(yàn)結(jié)果

        5??結(jié)論

        經(jīng)大型滅火/水上救援水陸兩棲飛機(jī)操縱系統(tǒng)操作試驗(yàn)的驗(yàn)證,硬式傳動線系操縱系統(tǒng)操作試驗(yàn)方法解決了試驗(yàn)中的技術(shù)難題,該方法是可行和有效的,保證了試驗(yàn)順利圓滿完成,提高了試驗(yàn)技術(shù)水平。

        該項(xiàng)技術(shù)的工程應(yīng)用,達(dá)到了預(yù)期效果,滿足了所要求的全部技術(shù)指標(biāo),并保證了各項(xiàng)試驗(yàn)的順利、圓滿完成,為該型號奠定了堅(jiān)實(shí)的基礎(chǔ),取得了良好的經(jīng)濟(jì)效益和社會效益。

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