張勇

(上海飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院 民用飛機(jī)模擬飛行國家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，上海 201210)

0 引言

駕駛艙操作組件是飛行員與飛機(jī)非常重要的接口之一，飛行員通過操作組件來完成對(duì)飛機(jī)的控制。在波音系列飛機(jī)中，駕駛桿、駕駛盤是典型的設(shè)計(jì)特征之一，而在駕駛桿、駕駛盤的傳動(dòng)機(jī)構(gòu)中，鋼索是非常關(guān)鍵的傳動(dòng)部件。飛行員操作駕駛桿、駕駛盤帶動(dòng)鋼索，通過鋼索帶動(dòng)傳感器運(yùn)動(dòng)，將電信號(hào)發(fā)往舵面處的作動(dòng)器，推動(dòng)舵面運(yùn)動(dòng)[1]，使飛行員的操作轉(zhuǎn)化為對(duì)飛機(jī)姿態(tài)的控制指令，實(shí)現(xiàn)飛機(jī)的控制,準(zhǔn)確、實(shí)時(shí)的操縱力感能幫助飛行員判斷飛機(jī)的飛行狀態(tài)[2]。合理的感覺力設(shè)計(jì)是電傳飛機(jī)的一個(gè)重要組成部分，也是直接影響飛機(jī)飛行品質(zhì)的重要因素[3-5]，其設(shè)計(jì)應(yīng)該不給飛行員造成額外的操作負(fù)擔(dān)。適航CCAR 25部中明確對(duì)盤式操縱的最大操縱力給出了限制，因此，需要對(duì)操縱力進(jìn)行準(zhǔn)確的測試，確保飛機(jī)滿足相關(guān)的適航要求。目前主要的測量方法包括操縱力測量裝置、張力計(jì)測量等。這些方法主要適用于試驗(yàn)室測試，設(shè)備安裝與調(diào)試、維修測試，不適用于駕駛員的操縱試驗(yàn)，更無法滿足空中測試的需要。

1 操縱力測試方案分析

1.1 操縱力測量裝置

操縱力測量裝置是一套專為飛機(jī)駕駛艙桿、駕駛盤和腳蹬設(shè)計(jì)的測量工具，國內(nèi)外均有原理類似的成熟產(chǎn)品，能夠直接對(duì)操縱機(jī)構(gòu)的操縱力和位移進(jìn)行測量。該裝置包含專用的測試夾具和測試傳感器，并配有測試計(jì)算機(jī)和相應(yīng)的數(shù)據(jù)記錄軟件，如圖1所示。

圖1 操縱力測量設(shè)備組成

該測試方案測試原理簡單，安裝方便。但也具有明顯的局限性：1) 測試結(jié)果重復(fù)性有限，因?yàn)槊看螠y試夾具安裝情況會(huì)直接影響測量結(jié)果；2) 只適合于地面測試，在試驗(yàn)室使用效果理想，適用于產(chǎn)品研發(fā)。

1.2 鋼索張力計(jì)

鋼索張力計(jì)是一種對(duì)鋼索張力進(jìn)行測試的現(xiàn)場工具，通過簡單的裝卡操作就可方便地測量鋼索的張力。通過鋼索張力的測試可以間接換算出駕駛盤力(圖2)。

該方案測試方便，但也具有明顯的測試局限：1) 靜態(tài)測試。需要將駕駛盤保持在某個(gè)固定角度，測量即時(shí)角度下的張力。2) 測試精度不高。3) 人為因素影響較大。因?yàn)槭强咳藖碜x數(shù)，所以在駕駛艙狹小陰暗的環(huán)境下，測試誤差較大。

圖2 張力計(jì)測試方案

1.3 鋼索末端應(yīng)變測試

國外駕駛盤產(chǎn)品供應(yīng)商在試驗(yàn)室曾采用過在鋼索末端貼制應(yīng)變片的方式，通過測試鋼索的應(yīng)力，間接折算出駕駛盤力的測試方案。

該方案的測試分析如圖3所示。由于在鋼索與導(dǎo)輪之間存在較大的接觸摩擦力F動(dòng)，該力與接觸表面的粗糙程度和相對(duì)壓力有關(guān)，一般來說操縱力越大，F(xiàn)動(dòng)越大[6-7]。F動(dòng)會(huì)隨著鋼索與導(dǎo)輪接觸長度L(L=l1+l2，l1變化很小，但l2會(huì)隨著轉(zhuǎn)盤轉(zhuǎn)動(dòng)而變長或變短)和接觸力F壓(隨著鋼索張緊或放松而變大或變小)的變化而變化，當(dāng)鋼索運(yùn)動(dòng)時(shí)，L和F壓都將變化。因此F動(dòng)是一個(gè)不確定的變量，導(dǎo)致在鋼索末端測試的F鋼索也是一個(gè)不穩(wěn)定的值。

圖3 鋼索運(yùn)動(dòng)示意圖

實(shí)際測試數(shù)據(jù)如圖4所示。

1) 零位測試誤差大。圖4(a)起始張力為720 N，結(jié)束時(shí)張力為890 N，零位誤差相差170 N。

2) 測試數(shù)據(jù)重復(fù)性差。圖4(a)起始張力720 N，圖4(b)起始張力為800 N。

圖4 駕駛盤鋼索測試數(shù)據(jù)

1.4 測試要求分析

上述不同測試方案雖然在實(shí)際工程中都有應(yīng)用，但都有明顯的缺陷。為滿足飛機(jī)實(shí)際測試需要，應(yīng)設(shè)計(jì)出一種更加切實(shí)可行的試驗(yàn)方案，該方案應(yīng)該滿足如下需求：1) 不影響飛機(jī)的飛行安全。2) 不影響駕駛員的正常操縱。3) 測試原理簡單，測試效果優(yōu)良。4) 滿足動(dòng)態(tài)實(shí)時(shí)測試的需求。因此需要設(shè)計(jì)一種基于傳感器、測試數(shù)據(jù)記錄分析的測試設(shè)備。

2 鋼索力測試方案設(shè)計(jì)

2.1 總體方案

測試方案如圖5所示。該方案主體機(jī)構(gòu)是對(duì)鋼索進(jìn)行改制，斷開鋼索，并選用鋼索壓接螺栓和自制松緊螺套連接鋼索，在自制松緊螺套上貼應(yīng)變片進(jìn)行應(yīng)變測試。

圖5 應(yīng)變片方案示意圖

圖5(b)零件為鋼索壓接螺栓，型號(hào)為MS21260-S4，每條鋼索需要安裝2個(gè)(分別是MS21260-S4LH和MS21260-S4RH)，中間用自制松緊螺套進(jìn)行連接。

2.2 自制松緊螺套設(shè)計(jì)

自制松緊螺套是粘貼應(yīng)變片的零件，也是鋼索力測試的關(guān)鍵，該零件的設(shè)計(jì)需滿足以下條件：1) 受力部件要有足夠的變形應(yīng)變量，提高測試精度，便于測量。2) 安全性要高，不會(huì)因?yàn)殇撍鞯姆磸?fù)運(yùn)動(dòng)而出現(xiàn)脫開現(xiàn)象。3) 零件盡量輕，不會(huì)對(duì)鋼索的運(yùn)動(dòng)產(chǎn)生額外的慣性負(fù)載。4) 零件的熱膨脹系數(shù)較低，不會(huì)因溫度變化產(chǎn)生較大的變形量。

a) 材料設(shè)計(jì)

自制松緊螺套的材料可考慮鋼、銅、鋁3種材料。通過公式(1)計(jì)算各種材料的理論受力截面面積。

(1)

式中：A為自制松緊螺套的受力截面面積，mm2；F為鋼索力，N；E為材料的彈性模量，GPa；ε為應(yīng)變值，με。

計(jì)算中，以正常操縱力計(jì)算鋼索力，設(shè)計(jì)自制松緊螺套，設(shè)計(jì)安全系數(shù)時(shí)，應(yīng)同時(shí)考慮正常操縱力和脫開力兩種力，確保自制松緊螺套的安全性。

采用應(yīng)變片測試時(shí)，應(yīng)變量在500～50 000με時(shí)，測試效果較好，因此可取應(yīng)變值為1 000 με。

根據(jù)式(1)和表1得到正常操縱狀態(tài)下的自制螺套受力截面面積A后，應(yīng)考慮在正常操縱力和脫開力兩種狀態(tài)下，每種材料的屈服極限面積，通過公式(2)計(jì)算屈服極限面積，并通過公式(3)計(jì)算安全系數(shù)。

As=F/σs

(2)

ns=A/As

(3)

式中：As為屈服極限面積，mm2；σs為屈服極限，MPa；ns為安全系數(shù)。

表1 3種備選材料的彈性模量及截面面積

從表2的計(jì)算結(jié)果可知，選用鋁材既能保證測試效果，同時(shí)安全系數(shù)較高(ns正常操縱=3.86，ns脫開=2.26)。

表2 3種材料的屈服極限及安全系數(shù)

b) 結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)

將自制松緊螺套零件設(shè)計(jì)為如圖6所示的外形，需滿足以下條件：1) 確保貼片處的截面尺寸滿足應(yīng)變片貼片的需求。2) 兩端設(shè)計(jì)為六角螺母形制，便于工程實(shí)施。3) 兩端頭設(shè)計(jì)穿孔，用于打保險(xiǎn)銷，起到防脫作用。4) 自制螺母的長度應(yīng)考慮測試組件的總長度要求，即不能超出鋼索兩端的運(yùn)動(dòng)范圍。

圖6 自制松緊螺套圖

c) 強(qiáng)度校核

自制螺套選用鋁材(LY12)，與其配套的標(biāo)準(zhǔn)件MS21260為鋼材標(biāo)準(zhǔn)件。根據(jù)該標(biāo)準(zhǔn)件的說明書可知，MS21260能夠承受2 000 lbf，符合設(shè)計(jì)要求。因此兩者的連接強(qiáng)度校核需要重點(diǎn)考慮自制螺套。

強(qiáng)度校核可以最大脫開力瞬間作為考核目標(biāo)。

螺紋承受的最大軸向外載荷Fmax為F脫開=1 941N；

自制螺套公稱直徑M=0.25 inch=6.35mm；

自制螺套內(nèi)螺紋小徑d=0.211 3 inch=5.367 02mm；

自制螺套內(nèi)螺紋大徑D=2M-d=0.288 7 inch=7.332 98mm；

自制螺套牙距p=1/28 inch=0.917mm；

自制螺套螺紋牙工作高度h=0.589 2mm；

牙型(普通螺紋)牙根寬度b=0.87p=0.797 79mm；

螺栓數(shù)量z=1；

由于螺紋配合為鋼鋁配合，由于d/p<8，所以載荷不均系數(shù)kz=6p/d=1.025。

內(nèi)螺紋彎應(yīng)力：

計(jì)算可知，LY12自制螺套的螺紋牙強(qiáng)度符合要求。

3 實(shí)際應(yīng)用

該方案在飛機(jī)鋼索上進(jìn)行了實(shí)際改制，應(yīng)用情況如圖7所示，測試良好，測試結(jié)果如圖8所示。

圖7 鋼索改制與機(jī)上測試數(shù)據(jù)

從圖8應(yīng)變片測試結(jié)果可知，鋼索力與盤力具有線性對(duì)應(yīng)關(guān)系，通過鋼索力間接測試盤力的方案是可行的。駕駛盤操縱極限位置的鋼索合成張力為55.76kg，盤力為109.28N，符合理論值108 ±16N(盤±60°)的設(shè)計(jì)指標(biāo)，測試結(jié)果良好。

4 結(jié)語

飛機(jī)參數(shù)的測試不但要考慮參數(shù)測試的可能性，更重要的要考慮飛機(jī)各種使用狀態(tài)下的安全性。本文通過對(duì)各種駕駛盤力測試方法的比較，創(chuàng)新性地提出了通過改造鋼索進(jìn)行測試的技術(shù)方案，并成功應(yīng)用于飛機(jī)試驗(yàn)，解決了安全、改裝空間、質(zhì)量、測試精度等問題，并在此基礎(chǔ)上形成了專利，創(chuàng)新性地為駕駛盤操縱力測量提供了有益的參考。

圖8 鋼索張力試驗(yàn)室測試曲線