朱亞輝

（中國(guó)飛機(jī)強(qiáng)度研究所，陜西 西安 710065）

1 飛機(jī)襟翼力矩和傳統(tǒng)力矩施加概述

在某通航飛機(jī)襟翼操縱系統(tǒng)靜力試驗(yàn)中，要求在襟翼隨轉(zhuǎn)軸偏轉(zhuǎn)過程中在襟翼支臂上施加一個(gè)恒定、隨動(dòng)鉸鏈力矩，如圖1所示。文獻(xiàn)[1]中介紹的是常規(guī)試驗(yàn)方法，即采用液壓作動(dòng)筒固定在固定工裝上施加載荷，不能實(shí)現(xiàn)恒定、隨動(dòng)鉸鏈力矩施加；文獻(xiàn)[2]、[3]采用風(fēng)洞試驗(yàn)方法解決了操縱面鉸鏈力矩的施加，但并未給出舵面上恒定力矩施加方法；文獻(xiàn)[4]中同樣采用了風(fēng)洞試驗(yàn)，僅通過風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)對(duì)鉸鏈力矩補(bǔ)償進(jìn)行了分析，并未給出隨動(dòng)力矩的施加方法。

圖1 某通航飛機(jī)襟翼力矩示意圖

由于舵面加載系統(tǒng)結(jié)構(gòu)和空間限制，難以在舵面轉(zhuǎn)軸處直接施加扭矩來模擬鉸鏈力矩，較為常規(guī)的方法是采用一對(duì)液壓作動(dòng)筒在舵面上施加一對(duì)力偶來實(shí)現(xiàn)鉸鏈力矩的施加，如圖2所示。

通過圖2可以看出，在舵面繞轉(zhuǎn)軸偏轉(zhuǎn)過程中，施加鉸鏈力矩的兩套液壓作動(dòng)筒均隨自身轉(zhuǎn)軸發(fā)生偏轉(zhuǎn)。首先，由于兩套液壓作動(dòng)筒自身轉(zhuǎn)軸相對(duì)于飛機(jī)固定支臂轉(zhuǎn)軸鉸支點(diǎn)的空間布置不同，在活動(dòng)舵面偏轉(zhuǎn)過程中兩個(gè)作動(dòng)筒偏轉(zhuǎn)角度存在一定差異且角度差逐步增大，造成加載誤差逐步偏大；其次，由于受液壓作動(dòng)筒自身長(zhǎng)度、試驗(yàn)現(xiàn)場(chǎng)安裝平臺(tái)以及兩個(gè)液壓作動(dòng)筒相對(duì)位置的影響，難以推出兩個(gè)液壓作動(dòng)筒隨飛機(jī)固定支臂偏轉(zhuǎn)的公式，進(jìn)而不能正確計(jì)算出兩個(gè)液壓作動(dòng)筒在活動(dòng)舵面偏轉(zhuǎn)過程載荷的角度-載荷關(guān)系以及鉸鏈力矩的大小，因此傳統(tǒng)的試驗(yàn)方法不能滿足恒定力矩施加要求。

圖2 傳統(tǒng)力矩施加示意圖

文獻(xiàn)[1]給出了傳統(tǒng)加載系統(tǒng)加載力矩精度計(jì)算，利用N階擬合方法可提高加載精度，缺點(diǎn)是計(jì)算繁瑣，且有一定的誤差。

為了解決襟翼恒定、隨動(dòng)鉸鏈力矩施加難題，提出了活動(dòng)舵面隨動(dòng)鉸鏈力矩試驗(yàn)技術(shù)，對(duì)活動(dòng)舵面恒定、隨動(dòng)鉸鏈力矩試驗(yàn)方法進(jìn)行了研究，研發(fā)了一種裝配在鉸鏈支臂上的圓盤裝置，在此裝置上配套安裝相關(guān)加載設(shè)備，進(jìn)而實(shí)現(xiàn)舵面隨動(dòng)鉸鏈力矩的施加。

2 鉸鏈力矩隨動(dòng)加載系統(tǒng)研發(fā)及應(yīng)用

2.1 隨動(dòng)加載系統(tǒng)結(jié)構(gòu)形式及設(shè)計(jì)要求

在某通航飛機(jī)襟翼操縱系統(tǒng)靜力試驗(yàn)中，研發(fā)了一種安裝在襟翼活動(dòng)支臂上的圓盤裝置，解決了在襟翼隨轉(zhuǎn)軸偏轉(zhuǎn)過程中在襟翼支臂上施加一個(gè)隨動(dòng)的恒定鉸鏈力矩的技術(shù)難題，它的積極效果在于襟翼偏轉(zhuǎn)至任意角度圓盤裝置均能給襟翼舵面提供恒定鉸鏈力矩，保證了襟翼舵面整體結(jié)構(gòu)的真實(shí)受載。

設(shè)計(jì)一套圓盤裝置，規(guī)劃了一周凹槽、1個(gè)圓心打孔和8組孔2～孔5，其目的是最大限度減重、安裝時(shí)可鄰近選擇孔組、便于圓盤結(jié)構(gòu)與固定支臂對(duì)接以及鋼絲繩纏繞后方便打結(jié)等，在活動(dòng)舵面偏轉(zhuǎn)過程中規(guī)避鋼絲繩與其他設(shè)備干涉，示意圖如圖3所示。圓盤裝置具有以下結(jié)構(gòu)。

圖3 圓盤結(jié)構(gòu)示意圖

（1）凹槽：沿圓盤周長(zhǎng)一圈凹槽，鋼絲繩在圓盤上纏繞后不至于滑脫。

（2）孔1：規(guī)避圓盤結(jié)構(gòu)與襟翼固定支臂轉(zhuǎn)軸鉸支點(diǎn)關(guān)節(jié)軸承、螺栓等機(jī)構(gòu)干涉。

（3）孔2和孔5：鋼絲繩在圓盤結(jié)構(gòu)上纏繞后從孔2穿入、在孔5處打結(jié)。

（4）孔3和孔4：用于圓盤結(jié)構(gòu)與襟翼活動(dòng)支臂裝配成一個(gè)整體結(jié)構(gòu)。

圓盤結(jié)構(gòu)盡可能采用輕質(zhì)材料，比如2A12鋁，具有密度較小、剛度較大以及易加工等優(yōu)點(diǎn)，可作為本圓盤結(jié)構(gòu)加工原材料，在后續(xù)完成安裝后給飛機(jī)活動(dòng)舵面帶來的附加重量較小，最大程度地減小了附加設(shè)備對(duì)試驗(yàn)數(shù)據(jù)的影響。

設(shè)試驗(yàn)要求鉸鏈力矩為M、圓盤結(jié)構(gòu)半徑為R，則在圓盤結(jié)構(gòu)上每根鋼絲繩上所施加配重塊重量為G=M/（2R），由于所施加鉸鏈力矩為定值，所施加配重塊重量與圓盤結(jié)構(gòu)半徑成反比。因此，考慮到活動(dòng)舵面偏轉(zhuǎn)至最大角度時(shí)圓盤結(jié)構(gòu)上所纏繞鋼絲繩不與活動(dòng)舵面干涉的前提下，設(shè)計(jì)圓盤結(jié)構(gòu)時(shí)盡可能增大其半徑，以減少試驗(yàn)時(shí)配重塊的使用量。

2.2 隨動(dòng)加載系統(tǒng)圓盤裝配形式

依據(jù)上述圓盤結(jié)構(gòu)孔3和孔4的位置，推算出活動(dòng)支臂上與其對(duì)接的位置進(jìn)行打孔，以便后續(xù)圓盤結(jié)構(gòu)的安裝，固定支臂上打孔位置如圖4所示的固定點(diǎn)1和固定點(diǎn)2。

將圓盤結(jié)構(gòu)作為活動(dòng)舵面的一部分，通過圖3所示的孔3、孔4與活動(dòng)支臂裝配在一起，將圓盤與活動(dòng)翼面和活動(dòng)支臂作為一個(gè)整體，同時(shí)需保證裝配后圓盤圓心固定在支臂轉(zhuǎn)軸上，整個(gè)圓盤結(jié)構(gòu)可隨活動(dòng)舵面、活動(dòng)支臂同步繞固定支臂轉(zhuǎn)軸同步偏轉(zhuǎn)，如圖4所示。

圖4 圓盤結(jié)構(gòu)裝配示意圖

安裝圓盤結(jié)構(gòu)時(shí)，在圓盤結(jié)構(gòu)與活動(dòng)支臂之間加裝一定厚度的墊片，5 mm左右即可，其目的在于使圓盤與固定支臂之間留有一定的間隙，規(guī)避在圓盤偏轉(zhuǎn)過程中與固定支臂發(fā)生摩擦、干涉現(xiàn)象，使之在偏轉(zhuǎn)過程中更加順暢。

2.3 隨動(dòng)加載系統(tǒng)鋼絲繩安裝形式

根據(jù)圖1所示鉸鏈力矩方向，需在如圖5所示的圓盤上方施加向前載荷、下方施加向后載荷。某通航飛機(jī)襟翼偏轉(zhuǎn)角度范圍為向下0°～35°，鋼絲繩纏繞在圓盤結(jié)構(gòu)上通過切點(diǎn)后預(yù)留出大于圓周0°、小于圓周145°的圓弧使用范圍，即可滿足兩根鋼絲繩在圓盤結(jié)構(gòu)上隨動(dòng)過程中不會(huì)發(fā)生干涉現(xiàn)象。

鋼絲繩通過圖3中孔2穿入孔5后留出少許長(zhǎng)度，采用相應(yīng)規(guī)格鋼絲繩卡箍在孔5處將鋼絲繩打結(jié)即可，如圖5所示。

圖5 加載鋼絲繩裝配示意圖

2.4 隨動(dòng)加載系統(tǒng)加載安裝形式

某通航飛機(jī)襟翼操縱系統(tǒng)靜力試驗(yàn)要求鉸鏈力矩為定值且量值較小，為節(jié)省試驗(yàn)經(jīng)費(fèi)、減少試驗(yàn)現(xiàn)場(chǎng)實(shí)施工作量、提高工作效率，規(guī)劃了采用配重塊通過滑輪導(dǎo)向的方式施加鉸鏈力矩相應(yīng)載荷，不再使用傳統(tǒng)液壓作動(dòng)筒施加載荷的方法，具體安裝形式如圖6所示。

基于圖5所示鋼絲繩安裝方式，在襟翼偏轉(zhuǎn)0°～35°任意角度時(shí)，鋼絲繩1、鋼絲繩2總是分別與圓盤結(jié)構(gòu)相切于切點(diǎn)1和切點(diǎn)2，其中切點(diǎn)1和切點(diǎn)2為圓盤結(jié)構(gòu)上相對(duì)于圓心位置固定不動(dòng)的空間點(diǎn)，切點(diǎn)1和切點(diǎn)2分別與導(dǎo)向滑輪鋼絲繩切點(diǎn)之間的連線為空中位置相對(duì)不動(dòng)的兩條線段。因此在襟翼偏轉(zhuǎn)至任意角度時(shí)，兩條承載鋼絲繩恒為相互平行關(guān)系，且圓盤結(jié)構(gòu)上兩個(gè)切點(diǎn)連線為圓盤直徑，保證了對(duì)活動(dòng)舵面施加的鉸鏈力矩為定值M=2GR。

通常情況下，每件活動(dòng)舵面有2組固定支臂和活動(dòng)支臂偏轉(zhuǎn)系統(tǒng)。因此，結(jié)合載荷分配形式，可采用上述同樣的加載方式配套、同步施加活動(dòng)舵面鉸鏈力矩。

2.5 隨動(dòng)加載系統(tǒng)加載誤差減小方法

導(dǎo)向滑輪在懸掛重物后受摩擦力影響，導(dǎo)致施加在如圖6所示圓盤結(jié)構(gòu)切點(diǎn)處的載荷略小于所懸掛重物重量，可采用如下兩種方法減小加載誤差：

圖6 試驗(yàn)安裝示意圖

（1）在導(dǎo)向滑輪圓心處安裝滾柱軸承，以減小導(dǎo)向滑輪摩擦力對(duì)加載精度的影響。

（2）在正式試驗(yàn)前進(jìn)行標(biāo)定試驗(yàn)，測(cè)出導(dǎo)向滑輪摩擦力與所懸掛重物重量之間的關(guān)系，利用插值法畫出摩擦力-重物重量曲線，根據(jù)試驗(yàn)要求所加鉸鏈力矩和圓盤半徑計(jì)算出圓盤結(jié)構(gòu)切點(diǎn)處鋼絲繩所要施加載荷，進(jìn)而推導(dǎo)出所要懸掛重物的重量。

3 結(jié)論

本文以解決在某通航飛機(jī)襟翼施加一個(gè)恒定、隨動(dòng)鉸鏈力矩的難題，提出了活動(dòng)舵面隨動(dòng)鉸鏈力矩試驗(yàn)技術(shù)，其優(yōu)點(diǎn)、優(yōu)勢(shì)如下：

（1）解決了活動(dòng)舵面偏轉(zhuǎn)至任意角度時(shí)兩條加載力線間距為恒值的難題，實(shí)現(xiàn)了鉸鏈力矩的精準(zhǔn)施加。

（2）實(shí)現(xiàn)了在活動(dòng)舵面偏轉(zhuǎn)過程中鉸鏈力矩的隨動(dòng)施加。

（3）不再使用傳統(tǒng)液壓作動(dòng)筒加載，僅采用配重塊實(shí)現(xiàn)隨動(dòng)載荷的施加，減少了試驗(yàn)現(xiàn)場(chǎng)實(shí)施的工作量，從而節(jié)省了時(shí)間和經(jīng)濟(jì)成本，提高了工作效率，加快了飛機(jī)型號(hào)研制進(jìn)度。

通過提出活動(dòng)舵面隨動(dòng)鉸鏈力矩試驗(yàn)技術(shù)，研發(fā)了本文所述安裝在襟翼活動(dòng)支臂上的圓盤裝置，首次實(shí)現(xiàn)了活動(dòng)舵面偏轉(zhuǎn)過程中鉸鏈力矩的精準(zhǔn)、隨動(dòng)施加，為襟翼操縱系統(tǒng)試驗(yàn)提供了一種新的方法，可推廣至同類型飛機(jī)活動(dòng)舵面鉸鏈力矩試驗(yàn)及類似試驗(yàn)中。