飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)操縱系統(tǒng)地面模擬試驗(yàn)研究

宋文偉 吳慧

（中航通飛研究院有限公司 珠海 519040）

飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)操縱系統(tǒng)地面模擬試驗(yàn)研究

宋文偉 吳慧

（中航通飛研究院有限公司 珠海 519040）

本文介紹了某型飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)操縱系統(tǒng)全尺寸安裝在地面試驗(yàn)臺(tái)架上，模擬真實(shí)裝機(jī)狀態(tài)，通過地面模擬試驗(yàn)對系統(tǒng)的功能和性能進(jìn)行驗(yàn)證，為系統(tǒng)進(jìn)一步優(yōu)化提供試驗(yàn)依據(jù)。

飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)操縱；地面模擬；推拉鋼索

1 引言

飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)操縱系統(tǒng)是全機(jī)直接影響飛行安全的關(guān)鍵子系統(tǒng)之一，某型飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)操縱系統(tǒng)采用純機(jī)械式傳動(dòng)，通過采用新型推拉鋼索替代傳統(tǒng)使用的鋼絲繩，對發(fā)動(dòng)機(jī)推力實(shí)現(xiàn)遠(yuǎn)距離精確控制。該技術(shù)目前國內(nèi)設(shè)計(jì)經(jīng)驗(yàn)較少，因此通過地面模擬試驗(yàn)對系統(tǒng)的功能和性能進(jìn)行驗(yàn)證，為系統(tǒng)進(jìn)一步優(yōu)化提供試驗(yàn)依據(jù)，對保證飛機(jī)飛行安全具有十分重要的意義。

2 試驗(yàn)原理

某型飛機(jī)有四臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)對稱布置機(jī)翼上，因此飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)操縱系統(tǒng)左右兩邊基本對稱，考慮節(jié)約成本，本試驗(yàn)只對右半邊發(fā)動(dòng)機(jī)操縱系統(tǒng)進(jìn)行地面模擬試驗(yàn)，將右半邊的發(fā)動(dòng)機(jī)操縱系統(tǒng)全尺寸安裝在地面試驗(yàn)臺(tái)架上，模擬真實(shí)裝機(jī)狀態(tài)，嚴(yán)格按照圖紙1：1進(jìn)行布置，如圖1所示。

圖1 試驗(yàn)臺(tái)架示意圖

某型飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)操縱系統(tǒng)是通過控制發(fā)動(dòng)機(jī)的燃油自動(dòng)調(diào)節(jié)器的油門搖臂位置，從而達(dá)到改變發(fā)動(dòng)機(jī)工作狀態(tài)。發(fā)動(dòng)機(jī)操縱系統(tǒng)的控制油門的傳動(dòng)路徑是發(fā)動(dòng)機(jī)操縱臺(tái)油門桿→發(fā)動(dòng)機(jī)操縱臺(tái)齒條→推拉鋼索→切線控制盒齒條→切線控制盒搖臂→發(fā)動(dòng)機(jī)油門。在試驗(yàn)中測控計(jì)算機(jī)采集發(fā)動(dòng)機(jī)油門搖臂角度信號，向負(fù)載模擬裝置發(fā)出力矩控制指令，模擬發(fā)動(dòng)機(jī)操縱負(fù)載，同時(shí)測控計(jì)算機(jī)采集發(fā)動(dòng)機(jī)操縱臺(tái)油門桿角度信號，向油門桿驅(qū)動(dòng)裝置發(fā)出速度指令，實(shí)現(xiàn)自動(dòng)驅(qū)動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)操縱臺(tái)油門桿功能，原理見圖2。

圖2 試驗(yàn)原理圖

3 試驗(yàn)項(xiàng)目

3.1 系統(tǒng)空載試驗(yàn)

在發(fā)動(dòng)機(jī)負(fù)載為0N·m情況下，驗(yàn)證系統(tǒng)的操縱性能。

自動(dòng)驅(qū)動(dòng)油門桿，分別以約 5°/s、30°/s、60°/s的速率在油門桿整個(gè)范圍內(nèi)推/拉油門桿，記錄如下參數(shù)：推拉鋼索輸入端的拉壓力；推拉鋼索輸入端線位移；發(fā)動(dòng)機(jī)搖臂轉(zhuǎn)動(dòng)角度及對應(yīng)扭矩；油門桿操縱力及對應(yīng)角度。

3.2 系統(tǒng)操縱性能試驗(yàn)

在系統(tǒng)連接發(fā)動(dòng)機(jī)負(fù)載為1N·m情況下，驗(yàn)證系統(tǒng)操縱性能，包括：油門桿操縱力、系統(tǒng)空行程、油門桿同步性等指標(biāo)是否滿足設(shè)計(jì)要求。

自動(dòng)驅(qū)動(dòng)油門桿，分別以約 5°/s（低速）、30°/s（中速）和 60°/s（高速）的速率在油門桿整個(gè)范圍內(nèi)推/拉油門桿，記錄主要參數(shù)如下：

推拉鋼索輸入端的拉壓力；推拉鋼索輸入端線位移；發(fā)動(dòng)機(jī)搖臂轉(zhuǎn)動(dòng)角度及對應(yīng)扭矩；油門桿操縱力及對應(yīng)角度。

3.3 系統(tǒng)操縱穩(wěn)定性試驗(yàn)

模擬發(fā)動(dòng)機(jī)負(fù)載為0.7N·m，系統(tǒng)工作情況下，反復(fù)操作油門桿，驗(yàn)證系統(tǒng)在工作一定循環(huán)后，測量系統(tǒng)性能變化情況。

自動(dòng)驅(qū)動(dòng)油門桿，以約30°/s的速率在油門桿全行程范圍內(nèi)推/拉油門桿，循環(huán)1000次（全行程推拉一次為一個(gè)循環(huán)），記錄主要參數(shù)如下：

推拉鋼索輸入端的拉壓力；推拉鋼索輸入端線位移；發(fā)動(dòng)機(jī)搖臂動(dòng)角度及對應(yīng)扭矩；油門桿操縱力及對應(yīng)角度。

4 試驗(yàn)結(jié)果

4.1 系統(tǒng)空載試驗(yàn)結(jié)果

發(fā)動(dòng)機(jī)負(fù)載為 0，油門桿速度分別為 5°/s、30°/s、60°/s，試驗(yàn)結(jié)果為：

（1）油門桿速度為5°/s，發(fā)動(dòng)機(jī)負(fù)載0，油門桿操縱力最大約22.4N（3發(fā)）、22.5N（4發(fā)）。

（2）油門桿速度為30°/s，發(fā)動(dòng)機(jī)負(fù)載0，油門桿操縱力最大約23N（3發(fā)）、23N（4發(fā)）。

（3）油門桿速度為60°/s，發(fā)動(dòng)機(jī)負(fù)載0，油門桿操縱力最大約23.3N（3發(fā)）、24N（4發(fā)）。

4.2 系統(tǒng)操縱性能試驗(yàn)結(jié)果

發(fā)動(dòng)機(jī)負(fù)載為 0.7N·m，油門桿速度分別為 5°/s、30°/s、60°/s，試驗(yàn)結(jié)果為：

（1）油門桿速度為 5°/s，門桿操縱力最大約 21.8N（3發(fā)）、2N（4發(fā)），空行程約 1.8°（3 發(fā)）、1.3°（4 發(fā)），油門桿不同步約 1.3°。

（2）油門桿速度為 30°/s，油門桿操縱力最大約 21.8N（3 發(fā)）、23N（4發(fā)），空行程約 2.35°（3發(fā)）、1.8°（4發(fā)），油門桿不同步約 1.3°。

（3）油門桿速度為 60°/s，油桿操縱力最大約 22N（3發(fā)）、24.5N（4發(fā)），空行程約 3°（3 發(fā)）、2.8°（4 發(fā)），油門桿不同步約 1.7°。

4.3 系統(tǒng)操縱穩(wěn)定性試驗(yàn)結(jié)果

油門桿速度為15°/s，發(fā)動(dòng)機(jī)負(fù)載0.7N·m，經(jīng)1000循環(huán)后，油門桿操縱力最大約 29N（3發(fā)）、27.8N（4發(fā)），空行程約2.25°（3發(fā)）、2.2°（4發(fā)）。

5 結(jié)論

通過對試驗(yàn)的數(shù)據(jù)結(jié)果進(jìn)行分析，主要結(jié)論如下：

（1）發(fā)動(dòng)機(jī)操縱臺(tái)、推拉鋼索及切線控制盒組件三項(xiàng)成品試驗(yàn)件，通過試驗(yàn)其功能、性能基本能夠滿足使用要求，但需對推拉鋼索長度及行程進(jìn)行改進(jìn)；

（2）發(fā)動(dòng)機(jī)操縱臺(tái)油門桿操縱力滿足飛機(jī)設(shè)計(jì)手冊要求的不大于33.36N；

（3）系統(tǒng)實(shí)際空行程應(yīng)能夠滿足使用精度要求；

（4）油門桿剪刀差測量最大約1.8°，小于1/4桿頭，可以滿足使用要求；

（5）系統(tǒng)經(jīng)過共計(jì)1000多循環(huán)的耐久性試驗(yàn)，系統(tǒng)未出現(xiàn)卡滯，期間油門桿操縱力及系統(tǒng)空行程未出現(xiàn)有大的跳變，可以滿足使用要求。

[1]《飛機(jī)設(shè)計(jì)手冊第13冊動(dòng)力裝置系統(tǒng)設(shè)計(jì)》.

V216.8

A

1004-7344（2016）17-0251-01

2016-5-7