飛機(jī)鐵鳥舵面加載存在的問題及其解決方法

陳建國(guó)

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

1 引 言

飛機(jī)飛控系統(tǒng)地面模擬試驗(yàn)舵面加載(簡(jiǎn)稱飛機(jī)鐵鳥舵面加載)是飛機(jī)首飛前必須進(jìn)行的一項(xiàng)重要試驗(yàn)，該試驗(yàn)主要考核飛機(jī)飛控操縱系統(tǒng)(含操縱作動(dòng)器、機(jī)構(gòu)、油路、電氣、連接結(jié)構(gòu)、翼面等)在氣動(dòng)載荷鉸鏈力矩作用下收放功能的可靠性。飛機(jī)首飛后根據(jù)發(fā)現(xiàn)的問題，很多工況的試驗(yàn)還將繼續(xù)進(jìn)行?？湛汀⒉ㄒ舻裙痉浅Ｖ匾曉擁?xiàng)試驗(yàn)，半個(gè)世紀(jì)前就開展了這項(xiàng)試驗(yàn)[1]。我國(guó)近十幾年來對(duì)此也很重視，并在ARJ、M700、AG600、C919等多個(gè)型號(hào)開展了這項(xiàng)試驗(yàn)。

目前，鐵鳥舵面加載[2-5]的研究工作主要集中在加載系統(tǒng)構(gòu)造、設(shè)計(jì)、加載方案等，而對(duì)設(shè)計(jì)的鐵鳥舵面加載系統(tǒng)能否可靠精準(zhǔn)加載、加載調(diào)試安全性怎樣保證等關(guān)鍵技術(shù)問題卻基本沒有涉及。根據(jù)多年的調(diào)研，飛機(jī)鐵鳥舵面加載系統(tǒng)研制和調(diào)試存在干涉、小附加力跟隨、安全調(diào)試等多個(gè)方面的問題。

(1)干涉問題。加載執(zhí)行機(jī)構(gòu)在舵面收放加載過程中常常出現(xiàn)干涉，并且只能在進(jìn)行加載調(diào)試時(shí)才能發(fā)現(xiàn)，這導(dǎo)致返工和鐵鳥支撐臺(tái)架切割，影響試驗(yàn)周期。由于鐵鳥空間狹小(安裝了飛機(jī)真實(shí)飛控、液壓、航電、供電等機(jī)載設(shè)備)，鐵鳥支撐臺(tái)架先于加載系統(tǒng)完成設(shè)計(jì)、制造和安裝，加載作動(dòng)筒兩端安裝位置已先固定，導(dǎo)致加載執(zhí)行機(jī)構(gòu)需要精準(zhǔn)設(shè)計(jì)和抗/無干涉設(shè)計(jì)，增加了設(shè)計(jì)難度。

(2)小附加力跟隨問題。作動(dòng)筒的跟隨能力差，給舵面造成很大附加力，超過120kg，影響加載試驗(yàn)的真實(shí)性。因?yàn)?，舵面收放運(yùn)動(dòng)受到飛行仿真系統(tǒng)控制，加載系統(tǒng)出現(xiàn)故障時(shí)，舵面短期內(nèi)仍然在做收放/偏轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)，所以，當(dāng)加載系統(tǒng)出現(xiàn)故障時(shí)，需要作動(dòng)器以較小的附加力跟隨舵面運(yùn)動(dòng)。

(3)安全調(diào)試問題。調(diào)試過程常出現(xiàn)加載系統(tǒng)振蕩和險(xiǎn)情(有時(shí)甚至頂/拉壞舵面)。因?yàn)殍F鳥舵面加載是被動(dòng)加載，舵面收放引起載荷作動(dòng)筒行程一般在300mm～1500mm，而操縱機(jī)構(gòu)和舵面剛度引起的變形只有10mm～40mm，大飛機(jī)也只有100mm左右。另外，如果舵面存在多個(gè)加載點(diǎn)，不能單獨(dú)調(diào)試，這樣會(huì)損壞操縱機(jī)構(gòu)。因此，不能采用結(jié)構(gòu)靜力/疲勞試驗(yàn)調(diào)試方法去調(diào)試鐵鳥舵面加載。

(4)加載精度低與啟動(dòng)沖擊。加載誤差大，在飛機(jī)舵面進(jìn)行空中極端狀態(tài)快速啟動(dòng)的收放試驗(yàn)時(shí)，加載誤差超過10%F.S.，因?yàn)槎婷娉跏紶顟B(tài)有載荷。

上述問題的存在直接影響首飛節(jié)點(diǎn)和試驗(yàn)結(jié)果的真實(shí)性。一旦舵面頂/拉壞，必將大大延誤首飛節(jié)點(diǎn)，造成重大經(jīng)濟(jì)損失。

2 鐵鳥舵面加載關(guān)鍵技術(shù)解決方案

2.1 加載機(jī)構(gòu)無干涉設(shè)計(jì)方法

存在三種問題：(1)加載作動(dòng)筒徑向尺寸即行程、全縮進(jìn)尺寸不合理，導(dǎo)致加載作動(dòng)筒不能使用、加載精度不夠；(2)收放加載干涉；(3)動(dòng)態(tài)性能達(dá)不到要求。解決干涉問題，建立加載機(jī)構(gòu)(作動(dòng)筒、傳感器等)無干涉精準(zhǔn)設(shè)計(jì)方法。做法如下：

(1)根據(jù)加載點(diǎn)運(yùn)動(dòng)數(shù)模軌跡和已固定的安裝底座坐標(biāo)計(jì)算理論尺寸，全面考慮作動(dòng)筒兩端內(nèi)腔死區(qū)尺寸、舵面變形、余量、作動(dòng)筒結(jié)構(gòu)(端耳、端蓋、內(nèi)腔分離板等)基本尺寸、傳感器尺寸，建立多約束邊界條件，以此來設(shè)計(jì)作動(dòng)筒行程和全縮進(jìn)尺寸，再進(jìn)行作動(dòng)筒全伸出和全縮進(jìn)后余量計(jì)算檢驗(yàn)。

(2)尋找舵面運(yùn)動(dòng)最快角度位置，計(jì)算速度，設(shè)計(jì)加載作動(dòng)筒的動(dòng)態(tài)參數(shù)。

(3)全數(shù)模檢驗(yàn)。將作動(dòng)筒液壓附件(保護(hù)模塊、傳感器、伺服閥、旋轉(zhuǎn)彎頭等)全部安裝在作動(dòng)筒上，裝進(jìn)鐵鳥數(shù)模，讓舵面運(yùn)動(dòng)，進(jìn)行全數(shù)模三維空間檢驗(yàn)，將舵面運(yùn)動(dòng)增加2°～3°，間歇15mm～25mm，舵面變形采用靜力最大載荷變形。如果上述檢驗(yàn)發(fā)現(xiàn)干涉，調(diào)整液壓輔件安裝位置，直到無干涉并滿足要求為止。

圖1為舵面加載原理圖。對(duì)于作定軸轉(zhuǎn)動(dòng)的舵面，空載時(shí)，舵面加載點(diǎn)連接耳片的中心孔作圓周運(yùn)動(dòng)，圓心為O，半徑為R。將舵面正常收放放大2°～3°，即收放到達(dá)A點(diǎn)和B點(diǎn)，C是圓弧AB上任意點(diǎn)，D點(diǎn)為作動(dòng)筒尾部固定耳片的中心孔(耳片固定在鐵鳥臺(tái)架上)。加載作動(dòng)筒設(shè)計(jì)的關(guān)鍵是建立邊界值設(shè)計(jì)條件，準(zhǔn)確獲得作動(dòng)筒全縮進(jìn)尺寸和行程。下面以對(duì)稱缸作動(dòng)筒(見圖2)設(shè)計(jì)為例來說明。

圖1 舵面加載原理圖

圖2 對(duì)稱缸作動(dòng)筒結(jié)構(gòu)示意圖

圖2中，ρe、ρg、ρd、ρs、ρc分別是耳片、端蓋、腔分離擋板、活塞、載荷傳感器尺寸。根據(jù)設(shè)計(jì)經(jīng)驗(yàn)，對(duì)于載荷小于10t的作動(dòng)筒，最小取值分別是70mm、35mm、35mm、35mm、64mm(interface輪輻式載荷傳感器)。記：

H0=ρe+ρg+ρd+ρs+ρg+ρc+ρe

=2ρe+2ρg+ρd+ρs+ρc

min(H0)=344mm

作動(dòng)筒全縮進(jìn)尺寸H(含載荷傳感器)、行程h，舵面變形δ，設(shè)計(jì)余量Δ，舵面安裝中立位置C0(C0點(diǎn)在圓弧AB上)，作動(dòng)筒內(nèi)腔死區(qū)尺寸Δ0，單位mm。對(duì)稱缸作動(dòng)筒設(shè)計(jì)邊界條件如下：

H=2h+min(H0)

(1)

h>sup(C,D)+δ+Δ0

(2)

H+h-Δ0>sup(C,D)+δ+Δ

(3)

H-Δ0

(4)

H+h-5-Δ0>ρ(C0,D)>H+5+Δ0

(5)

式(3)和式(4)分別保證了作動(dòng)筒伸出和縮進(jìn)時(shí)尺寸滿足工作要求，式(5)確保作動(dòng)筒能夠在舵面中立位置安裝。

參考取值Δ0=10mm，Δ=25mm，δ參考靜力試驗(yàn)數(shù)據(jù)和有限元分析計(jì)算，取最大值。

用式(2)獲得h最小取值，按1mm遞增，由式(1)得到H。用MATLAB軟件，通過式(3)-式(5)進(jìn)行驗(yàn)證，同時(shí)滿足式(3)-式(5)即設(shè)計(jì)合理。進(jìn)行上述全數(shù)模檢驗(yàn)，檢驗(yàn)合格即可以將作動(dòng)筒設(shè)計(jì)投入制造。

表1是某大型民用飛機(jī)鐵鳥舵面加載部分作動(dòng)筒實(shí)際設(shè)計(jì)尺寸。

2.2 加載-跟隨液壓保護(hù)模塊

存在兩個(gè)問題：(1)用常規(guī)保護(hù)模塊卸載模式做跟隨附加力大，超過120kg，甚至200kg，導(dǎo)致加載作動(dòng)筒不能使用；(2)加載精度低。

鐵鳥舵面加載過程中，由于舵面收放不能停止(由飛行仿真系統(tǒng)控制)，因此，需要作動(dòng)筒在保護(hù)模塊的電磁閥斷電時(shí)(即保護(hù)狀態(tài))，作動(dòng)筒具有跟隨能力，即對(duì)舵面附加力小。具體做法是，對(duì)飛機(jī)結(jié)構(gòu)加載試驗(yàn)的“加載-保載”液壓保護(hù)模塊的內(nèi)部結(jié)構(gòu)進(jìn)行重新設(shè)計(jì)，使其具有“加載-跟隨”功能。通過結(jié)構(gòu)的重新設(shè)計(jì)，優(yōu)化原有閥塊內(nèi)部油路，減小壓損；增大回油通徑，減小流阻；減小外形尺寸，降低干涉風(fēng)險(xiǎn)。一是減小異常保護(hù)下作動(dòng)筒跟隨多余附加力，二是降低容腔容積，增加系統(tǒng)剛度，提高加載精度。首次設(shè)計(jì)首次驗(yàn)證，全部達(dá)到設(shè)計(jì)要求，在斷開閉環(huán)控制的情況下，作動(dòng)筒跟隨液流阻力在±60kg之間?！凹虞d-跟隨”模塊與多余附加力測(cè)量結(jié)果如圖3所示。

圖3 “加載-跟隨”模塊與多余附加力測(cè)量結(jié)果

2.3 鐵鳥舵面加載安全調(diào)試方法

存在的問題：調(diào)試時(shí)沖擊、振蕩、險(xiǎn)情或事故，周期長(zhǎng)。分析：鐵鳥舵面加載屬于被動(dòng)加載，加載作動(dòng)筒的行程主要由舵面收放運(yùn)動(dòng)引起。實(shí)際中，舵面運(yùn)動(dòng)引起的作動(dòng)筒行程在300mm～1500mm，而舵面操縱機(jī)構(gòu)和舵面剛度引起的變形在10mm～50mm。另外，對(duì)于多個(gè)加載點(diǎn)的舵面，不得進(jìn)行單點(diǎn)調(diào)試(這樣有可能損壞操縱機(jī)構(gòu)或舵面)。因此，不能采用結(jié)構(gòu)靜力/疲勞試驗(yàn)的加載調(diào)試方式。所以，在鐵鳥舵面加載調(diào)試前，較準(zhǔn)確地找到每個(gè)加載點(diǎn)加載控制通道的PIDF控制參數(shù)至關(guān)重要。下面介紹一種尋找加載通道PIDF控制參數(shù)的方法。

安全調(diào)試原理圖見圖4，平面坐標(biāo)系XOY為加載作動(dòng)筒運(yùn)動(dòng)軌跡平面(X和Y方向選擇可以任意)。舵面處于中立位置時(shí)，O是轉(zhuǎn)動(dòng)鉸點(diǎn)，A和B分別是加載作動(dòng)筒兩端耳片連接中心孔(分別在舵面耳片上和臺(tái)架耳片上)在XOY平面投影；C和D分別是驅(qū)動(dòng)舵面運(yùn)動(dòng)的位移作動(dòng)筒兩端耳片連接中心孔(分別在舵面耳片上和飛機(jī)結(jié)構(gòu)耳片上)在XOY平面投影。

圖4 安全調(diào)試原理圖

位移作動(dòng)筒可以用其它加載作動(dòng)筒。使用該舵面驅(qū)動(dòng)作動(dòng)筒控制率控制位移作動(dòng)筒(主動(dòng)控制)，推動(dòng)異型搖臂轉(zhuǎn)動(dòng)，用載荷作動(dòng)筒做被動(dòng)加載，使用本加載作動(dòng)筒控制率(載荷是角度的函數(shù)，可以按20%載荷加載)做被動(dòng)加載，調(diào)試獲得載荷作動(dòng)筒加載控制PIDF參數(shù)。本PIDF控制參數(shù)可以對(duì)該加載控制通道直接使用。圖4的載荷作動(dòng)筒被動(dòng)加載基本模擬了鐵鳥舵面加載的運(yùn)動(dòng)軌跡，而舵面運(yùn)動(dòng)引起的加載作動(dòng)筒位移遠(yuǎn)大于舵面變形引起的位移。圖5是基于圖4設(shè)計(jì)的加載框架截圖。

圖5 安全調(diào)試框架設(shè)計(jì)數(shù)模截圖

2.4 鐵鳥舵面加載無突變解析控制

解析函數(shù)控制技術(shù)：基于飛機(jī)鐵鳥舵面加載鉸鏈力矩相等的要求，求解出加載載荷譜，將利用多項(xiàng)式逼近求解出的解析函數(shù)作為控制函數(shù)，通過控制系統(tǒng)的腳本文件給出控制系統(tǒng)能識(shí)別的代碼，實(shí)現(xiàn)解析函數(shù)控制。

載荷譜：加載點(diǎn)Ak的載荷Fi,j,k是Πij和βk的函數(shù)，即Fi,j,k=f(Πij,βk)。這里Πij和βk是飛行模態(tài)和舵面偏轉(zhuǎn)角度。Πij確定后，加載點(diǎn)Ak的載荷是βk的函數(shù)。在大多數(shù)情況下，飛機(jī)設(shè)計(jì)所提供的是離散數(shù)據(jù)對(duì)，即對(duì)于Ak和Πij，載荷譜為：

∑i,j,k={(βi,j,k,l,Fi,j,k,l)|βi,j,k,l，F(xiàn)i,j,k,l}

(6)

βi,j,k,l為舵面偏轉(zhuǎn)角度離散值，F(xiàn)i,j,k,l為與βi,j,k,l對(duì)應(yīng)的載荷。增加下標(biāo)l表示離散化，將βk改寫成βi,j,k,l是與Πij和Ak的下標(biāo)對(duì)應(yīng)，與具體飛行模態(tài)和具體加載點(diǎn)對(duì)應(yīng)。

主動(dòng)加載和被動(dòng)加載的載荷平穩(wěn)過渡：舵面初始位置(通常叫中立位置)是存在載荷的，通過5s斜波函數(shù)建立主動(dòng)加載，實(shí)現(xiàn)載荷初始化，該函數(shù)與解析控制函數(shù)通過腳本文件設(shè)置，實(shí)現(xiàn)主動(dòng)加載和被動(dòng)加載的載荷平穩(wěn)過渡(如圖6所示)，避免了以前載荷突然施加帶來的安全問題和對(duì)舵面的損傷。

圖6 載荷平穩(wěn)過渡

3 結(jié) 論

本文提出的方法在某大型民機(jī)鐵鳥舵面加載系統(tǒng)研制和加載調(diào)試中成功應(yīng)用。加載系統(tǒng)研制、集成、整合做到了一次成功，加載作動(dòng)筒等加載機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)精準(zhǔn)，無一返工，30個(gè)舵面45個(gè)加載點(diǎn)加載調(diào)試一次成功。45個(gè)加載點(diǎn)動(dòng)態(tài)加載誤差的最小值0.51%F.S.，最大值2.98%F.S.，跟隨多余力小于60kg，在飛機(jī)首飛前完成了舵面加載試驗(yàn)，確保了首飛。