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

張 柁，張 園，楊兆林，勾利娜

（1.中國飛機強度研究所全尺寸飛機結(jié)構(gòu)靜力/疲勞重點試驗室，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.西部機場集團有限公司，陜西?西安?710075）

操縱系統(tǒng)試驗作為全機靜力試驗多個試驗項目中的一項重要試驗，在飛機飛行中起著至關(guān)重要的作用，關(guān)乎著飛機的試飛安全[1，2]。操縱系統(tǒng)試驗項目為全機靜力試驗首飛前試驗項目，其是否按計劃時間節(jié)點完成直接決定了飛機的首飛時間節(jié)點[3-4]。

中國民用航空規(guī)章第25部運輸類飛機適航標(biāo)準(zhǔn)CCAR-25-R4[5]中“第25.683條操作試驗”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行中預(yù)期的最大載荷時，系統(tǒng)不出現(xiàn)卡滯、過度摩擦和過度變形?！?/p>

如何真實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證試驗帶來了技術(shù)難點。本文提出了硬式傳動線系操縱系統(tǒng)操作試驗方法，在試驗實施中達(dá)到了預(yù)期效果，不僅保證了試驗的真實性，還保證了試驗安全、順利實施，達(dá)到了預(yù)期的試驗?zāi)康?，取得了良好的?jīng)濟效益和社會效益，且可為后續(xù)型號飛機操縱系統(tǒng)試驗提供技術(shù)支撐。

1??系統(tǒng)簡介

參與操作試驗的被試系統(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??驗證的適航條款

CCAR-25-R4第25.683 條規(guī)定：“第25.683條操作試驗”必須用操作試驗表明，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行中預(yù)期的最大載荷時，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，通過兩套手操縱機構(gòu)同時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，離合器將左右兩套線系斷開，實現(xiàn)單側(cè)操縱；當(dāng)液壓源失效時，助力器兩腔溝通，實現(xiàn)應(yīng)急人力操縱。逆時針旋轉(zhuǎn)駕駛盤，左副翼上偏、右副翼下偏；順時針旋轉(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，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，通過兩套手操縱機構(gòu)同時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，離合器將左右兩套線系斷開，實現(xiàn)單側(cè)操縱；當(dāng)液壓源失效時，助力器兩腔溝通，實現(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??試驗方案

2.1??試驗原理

針對試驗特點，為了真實地通過操作試驗來驗證TA600飛機操縱系統(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）上進行氣動載荷加載，同時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)操作試驗原理圖

操作試驗原理圖包括試驗室控制系統(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??試驗合格判據(jù)

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

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

對試驗數(shù)據(jù)進行分析，若實測加載桿力曲線中操縱位移點的力大于本工況標(biāo)定試驗報告中對應(yīng)的操縱位移點的力的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，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，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，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。

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

圖6 駕駛盤加載示意圖

圖7 腳蹬加載示意圖

2.4??試驗支持

大型飛機硬式傳動線系操縱系統(tǒng)功能試驗采用全機試驗支持。

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

圖8 全機試驗支持方式示意圖

表1 約束點設(shè)置

2.5??試驗測量

副翼操縱系統(tǒng)操作試驗測量為駕駛盤轉(zhuǎn)角、扭矩值和副翼偏轉(zhuǎn)角度測量，按照試驗加載程序逐級進行駕駛盤轉(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)操作試驗測量為駕駛桿行程、操縱力和角度測量，按照試驗加載程序逐級進行位移、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)操作試驗測量為腳蹬行程、腳蹬操縱力和角度測量，按照試驗加載程序逐級進行位移、腳蹬行程、腳蹬操縱力和角度自動、同步采集。

3??工程應(yīng)用

試驗按以下程序進行：

（1）接通飛機液壓源，駕駛盤及副翼處于中立位置；

（2）打開加載點油路，油泵壓力正常；

（3）施加舵面40%操作載荷；

（4）操縱駕駛盤20s順時針（逆時針）旋轉(zhuǎn)90°；

（5）操縱駕駛盤20s逆時針（順時針）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順時針（逆時針）旋轉(zhuǎn)90°；

（9）操縱駕駛盤20s逆時針（順時針）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順時針（逆時針）旋轉(zhuǎn)90°；

（13）操縱駕駛盤20s逆時針（順時針）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）對試驗件進行檢查，并填寫試驗件檢查記錄表。

試驗現(xiàn)場照片見圖9。

圖9 試驗現(xiàn)場照片

4??試驗結(jié)果

4.1??試驗加載結(jié)果

以副翼助力操縱模態(tài)工況1操作試驗為例，試驗結(jié)束后，機房對試驗數(shù)據(jù)進行了回收，加載點的加載結(jié)果見表2。從表2中可以看出，角度控制加載點靜態(tài)誤差不超過1%Pmax，滿足試驗大綱要求。

表2 副翼助力操縱模態(tài)工況1操作試驗加載結(jié)果

4.2??試驗測量結(jié)果

在試驗過程中，按照試驗加載程序同步進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)角度試驗數(shù)據(jù)的一致性，數(shù)據(jù)采集同步進行了分析。試驗測量數(shù)據(jù)有效。試驗中助力操縱模態(tài)各工況試驗駕駛盤角位移—副翼偏度曲線、駕駛盤操縱力—副翼偏度曲線、標(biāo)定試驗與正式試驗操縱力對比曲線圖見圖10～圖12，標(biāo)定試驗與正式試驗操縱力對比見表3，滿足試驗要求。綜上，副翼操縱系統(tǒng)操作試驗結(jié)果見表4。

圖10 副翼助力操縱模態(tài)工況1操作試驗駕駛盤角位移—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操作試驗標(biāo)定試驗與正式試驗操縱力對比曲線圖

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

表4 副翼操縱系統(tǒng)操作試驗結(jié)果

5??結(jié)論

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

該項技術(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)，并保證了各項試驗的順利、圓滿完成，為該型號奠定了堅實的基礎(chǔ)，取得了良好的經(jīng)濟效益和社會效益。