襟翼運(yùn)動機(jī)構(gòu)全尺寸疲勞試驗(yàn)技術(shù)研究

劉 瑋，劉 冰，鄭建軍

(中國飛機(jī)強(qiáng)度研究所，全尺寸飛機(jī)結(jié)構(gòu)靜力/疲勞航空科技重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，上海 200120)

1 引 言

襟翼是運(yùn)輸類飛機(jī)重要的增升裝置，也是飛機(jī)上載荷最大、運(yùn)動幅度最大、運(yùn)動方式最復(fù)雜的活動翼面之一。在典型的飛行歷程中，襟翼需要運(yùn)動至不同的工作卡位，以滿足起飛、巡航、著陸等工況的升/阻力需求。CCAR-25中對襟翼及其操縱系統(tǒng)的疲勞符合性驗(yàn)證提出了明確的試驗(yàn)要求。

飛機(jī)襟翼運(yùn)動機(jī)構(gòu)疲勞試驗(yàn)的目的在于驗(yàn)證運(yùn)動機(jī)構(gòu)主要受力構(gòu)件的疲勞特性，暴露疲勞薄弱部位，為分析、設(shè)計和制造工藝改進(jìn)提供試驗(yàn)依據(jù)。由于運(yùn)動機(jī)構(gòu)自由度控制與載荷傳遞的復(fù)雜性，傳統(tǒng)的試驗(yàn)方案需要引入完整的襟翼翼面-運(yùn)動機(jī)構(gòu)系統(tǒng)，加載及載荷傳遞過程不直接，且擴(kuò)大了試驗(yàn)件范圍，增加了試驗(yàn)的規(guī)模及實(shí)施難度。

本文以某大型客機(jī)襟翼運(yùn)動機(jī)構(gòu)疲勞試驗(yàn)為例，探索了一種針對單獨(dú)襟翼運(yùn)動機(jī)構(gòu)的疲勞試驗(yàn)方案。通過對襟翼運(yùn)動方式的分析，解構(gòu)出襟翼運(yùn)動機(jī)構(gòu)的約束與受力模型，建立了對運(yùn)動機(jī)構(gòu)邊界條件的精確模擬，解決了運(yùn)動機(jī)構(gòu)約束、驅(qū)動與加載問題。經(jīng)運(yùn)動仿真及試驗(yàn)態(tài)分析，證明該試驗(yàn)方案可行，并在型號驗(yàn)證試驗(yàn)中得到成功應(yīng)用。

2 試驗(yàn)技術(shù)方案

某大型客機(jī)采用富勒式襟翼，每組襟翼由2套運(yùn)動機(jī)構(gòu)支持。考慮到結(jié)構(gòu)相似性，在驗(yàn)證時可以只選取1套具有典型特征的運(yùn)動機(jī)構(gòu)進(jìn)行試驗(yàn)。傳統(tǒng)的試驗(yàn)方案需要搭建完整的襟翼翼面-運(yùn)動機(jī)構(gòu)系統(tǒng)作為試驗(yàn)件，這會造成試驗(yàn)件的重復(fù)制造與試驗(yàn)資源的浪費(fèi)。從運(yùn)動機(jī)構(gòu)選型、驗(yàn)證的角度出發(fā)，提出針對單獨(dú)的襟翼運(yùn)動機(jī)構(gòu)直接進(jìn)行約束及加載的研究思路，簡化翼面載荷對運(yùn)動機(jī)構(gòu)的分配、傳遞過程，使考核輸入變量更為可控，從而對試驗(yàn)件及分析模型進(jìn)行更加有效的驗(yàn)證，同時也可降低試驗(yàn)規(guī)模、風(fēng)險及成本。

2.1 襟翼運(yùn)動機(jī)構(gòu)約束自由度分析

以某大型客機(jī)內(nèi)襟翼1#運(yùn)動機(jī)構(gòu)為例(如圖1所示)，運(yùn)動機(jī)構(gòu)的主要結(jié)構(gòu)包括驅(qū)動連桿、搖臂、滑輪架接頭、扭力管及滑軌、滑輪架等。扭力管與襟翼端肋固連，可視為一個整體。當(dāng)襟翼由0卡位開始下放時，驅(qū)動連桿在電機(jī)的帶動下擺動，推動滑輪架沿導(dǎo)軌向后滑動，同時通過搖臂帶動內(nèi)襟翼-扭力管組件以1、2#機(jī)構(gòu)滑輪架接頭軸承球心連線為軸線順時針轉(zhuǎn)動。

0卡位

2卡位

FULL卡位圖1 某大型客機(jī)內(nèi)襟翼1#運(yùn)動機(jī)構(gòu)示意圖

以0卡位下1#機(jī)構(gòu)滑輪架接頭關(guān)節(jié)軸承球心為原點(diǎn)，1#、2#機(jī)構(gòu)滑輪架接頭關(guān)節(jié)軸承球心連線為Z軸(即襟翼翼面偏轉(zhuǎn)軸線)，平行于導(dǎo)軌方向?yàn)閄軸，建立內(nèi)襟翼局部坐標(biāo)系O-XYZ。以內(nèi)襟翼翼面為研究對象，列出平衡方程：

FX=FCX1+FCX2

FY=FCY1+FCY2+FDY1+FDY2

FZ=FDZ2

MX=FCY2D+FDY2D+FDZ2D

MY=FCX2D

MZ=FCX1D+FCY1D+FCX2D+FCY2D

(1)

式中，F(xiàn)X為襟翼所受X向約束反力總和，F(xiàn)CX1為1#機(jī)構(gòu)C點(diǎn)(搖臂與襟翼連接點(diǎn))所受X向反力，以此類推。分析式(1)可知，1#機(jī)構(gòu)和2#機(jī)構(gòu)共同實(shí)現(xiàn)了對襟翼翼面的弱超靜定約束。其中，1#機(jī)構(gòu)和2#機(jī)構(gòu)分別約束了襟翼翼面的X向、Y向平動及繞Z軸轉(zhuǎn)動自由度，2#機(jī)構(gòu)還額外提供了對Z向平動自由度的約束。在試驗(yàn)系統(tǒng)只包含1#機(jī)構(gòu)時，由于2#機(jī)構(gòu)缺失，需要對襟翼(假件)補(bǔ)充約束Z向平動及繞X軸、Y軸轉(zhuǎn)動自由度。

2.2 襟翼運(yùn)動機(jī)構(gòu)特殊邊界條件模擬

襟翼運(yùn)動機(jī)構(gòu)試驗(yàn)載荷全部來自于襟翼翼面的氣動載荷對運(yùn)動機(jī)構(gòu)的傳遞。為便于試驗(yàn)實(shí)施，設(shè)計襟翼假件替代真實(shí)的襟翼翼面及連接結(jié)構(gòu)。將分布的襟翼翼面載荷等效為少數(shù)集中力載荷施加到襟翼假件上，并通過假件向運(yùn)動機(jī)構(gòu)傳遞。襟翼假件的運(yùn)動軌跡與真件一致。

在運(yùn)動及試驗(yàn)加載過程中，必須保證襟翼假件姿態(tài)始終受控。為此，提出了基于補(bǔ)充約束的內(nèi)襟翼系統(tǒng)設(shè)計方案。根據(jù)上文的分析結(jié)果，設(shè)計了對夾式約束鋼板，為襟翼提供Z向平動及繞X、Y軸轉(zhuǎn)動約束，補(bǔ)充了因2#機(jī)構(gòu)缺失而缺少的約束。襟翼假件兩側(cè)與約束鋼板接觸處安裝牛眼軸承陣列，使襟翼假件在XOY平面內(nèi)能夠自由運(yùn)動。襟翼受氣動載荷作用時，運(yùn)動機(jī)構(gòu)對其約束反力就是運(yùn)動機(jī)構(gòu)的輸入載荷，表現(xiàn)為扭力管外端與內(nèi)襟翼端肋連接處承受FX、FY和MZ作用。在假件上設(shè)置3個加載接頭，通過力的分解組合調(diào)制出各卡位下任意組合的FX、FY和MZ，解決了內(nèi)襟翼假件的姿態(tài)控制與加載問題。內(nèi)襟翼1#運(yùn)動機(jī)構(gòu)試驗(yàn)裝置示意圖見圖2。襟翼運(yùn)動機(jī)構(gòu)試驗(yàn)件支持主要包括對襟翼導(dǎo)軌的支持和對驅(qū)動連桿轉(zhuǎn)軸座的支持。在真實(shí)結(jié)構(gòu)中，導(dǎo)軌與轉(zhuǎn)軸座安裝于機(jī)身或機(jī)翼后梁。因此，在試驗(yàn)中模擬真實(shí)的幾何邊界條件，建立對上述結(jié)構(gòu)的支持。

圖2 內(nèi)襟翼1#運(yùn)動機(jī)構(gòu)試驗(yàn)裝置示意圖

2.3 試驗(yàn)載荷譜編制

根據(jù)試驗(yàn)任務(wù)要求，1#機(jī)構(gòu)需要在0、2、FULL等3個工作卡位模擬襟翼收起、操縱檢查、發(fā)動機(jī)停車、襟翼下放離場、襟翼下放進(jìn)場、著陸滑跑等工況施加載荷，共設(shè)置18個工況。依據(jù)剛體運(yùn)動數(shù)字模型的運(yùn)動仿真結(jié)果，提取出各卡位下各力控加載點(diǎn)的載荷方向，以此為依據(jù)通過載荷的分解合成，求得各工況力控加載點(diǎn)載荷，并給出各卡位下位控加載點(diǎn)控制指令。由于位控加載點(diǎn)間是非線性協(xié)調(diào)的，在0卡位與2卡位及2卡位與FULL卡位間插入多個運(yùn)動輔助工況，將載荷工況提取組合成6種不同飛行譜，典型飛行譜載荷歷程見圖3。

圖3 1#機(jī)構(gòu)典型飛行譜載荷歷程

3 基于數(shù)字模型的試驗(yàn)方案評定

根據(jù)襟翼運(yùn)動機(jī)構(gòu)運(yùn)動原理，對運(yùn)動機(jī)構(gòu)主要部件及試驗(yàn)設(shè)施進(jìn)行分割，按照真實(shí)的連接形式建立各部件間連接約束，建立試驗(yàn)系統(tǒng)剛體運(yùn)動數(shù)字仿真模型。以驅(qū)動連桿轉(zhuǎn)角作為命令輸入，檢查試驗(yàn)系統(tǒng)是否能夠正常運(yùn)動，試驗(yàn)件及試驗(yàn)設(shè)施是否干涉，作動筒行程是否充足等，測量各卡位下位控加載點(diǎn)位移值及力控加載點(diǎn)加載方向。經(jīng)過運(yùn)動仿真，證明試驗(yàn)約束與驅(qū)動方案合理可行，發(fā)現(xiàn)并消除了潛在的運(yùn)動干涉隱患，為試驗(yàn)控制指令編制提供了依據(jù)。1#機(jī)構(gòu)試驗(yàn)各卡位運(yùn)動仿真見圖4。

建立了1#機(jī)構(gòu)試驗(yàn)系統(tǒng)試驗(yàn)態(tài)計算模型，進(jìn)行了系統(tǒng)試驗(yàn)態(tài)綜合評定分析，對比了典型部位在試驗(yàn)實(shí)施載荷和理論載荷作用下的應(yīng)力和扭矩等響應(yīng)參數(shù)，作為評判試驗(yàn)方案的依據(jù)。試驗(yàn)系統(tǒng)計算模型如圖5所示。1#機(jī)構(gòu)典型部位主要工況應(yīng)力對比見表1。

圖4 1#機(jī)構(gòu)試驗(yàn)系統(tǒng)運(yùn)動仿真

圖5 1#機(jī)構(gòu)試驗(yàn)系統(tǒng)計算模型

表1 1#機(jī)構(gòu)滑軌前接頭耳片應(yīng)力對比

試驗(yàn)態(tài)有限元分析表明，襟翼運(yùn)動機(jī)構(gòu)試驗(yàn)態(tài)應(yīng)力和扭矩譜分布形態(tài)與理論態(tài)一致，試驗(yàn)態(tài)應(yīng)力和扭矩水平與理論態(tài)接近，能夠?qū)崿F(xiàn)對襟翼運(yùn)動機(jī)構(gòu)的考核。

4 試驗(yàn)結(jié)果

本技術(shù)在某大型客機(jī)襟翼運(yùn)動機(jī)構(gòu)疲勞試驗(yàn)中得到成功應(yīng)用。截至2021年底，1#機(jī)構(gòu)已累計完成16000飛行循環(huán)疲勞試驗(yàn)，試驗(yàn)運(yùn)行迅速、平穩(wěn)，試驗(yàn)數(shù)據(jù)符合預(yù)期。以1#機(jī)構(gòu)FULL卡位襟翼下放進(jìn)場工況為例，運(yùn)動機(jī)構(gòu)典型部位部分應(yīng)變測量結(jié)果見表2。

表2 1#機(jī)構(gòu)襟翼下放進(jìn)場工況部分應(yīng)變測量結(jié)果

扭力管是內(nèi)襟翼翼面氣動載荷向1#運(yùn)動機(jī)構(gòu)傳力的唯一途徑。從表3可以看出，試驗(yàn)實(shí)測扭力管應(yīng)變與理論計算誤差小于1%，表明試驗(yàn)主動載荷施加準(zhǔn)確，試驗(yàn)約束和加載方案合理。

5 總 結(jié)

目前，國內(nèi)對民用飛機(jī)襟翼及其運(yùn)動機(jī)構(gòu)的研究仍較為有限，對襟翼運(yùn)動機(jī)構(gòu)耐久性試驗(yàn)技術(shù)的探索和應(yīng)用也比較缺乏。本項目根據(jù)型號試驗(yàn)任務(wù)的需要，針對原有試驗(yàn)方法試驗(yàn)件范圍大、試驗(yàn)規(guī)模大、試驗(yàn)系統(tǒng)復(fù)雜等問題，提出了針對單獨(dú)襟翼運(yùn)動機(jī)構(gòu)的試驗(yàn)驗(yàn)證思路，通過對襟翼及其運(yùn)動機(jī)構(gòu)的解構(gòu)，給出了具體的襟翼假件設(shè)計、約束方案和整體試驗(yàn)方案。相比原有試驗(yàn)方法，該方案在獲得更好的試驗(yàn)加載精度和驗(yàn)證效果的同時，可以大幅節(jié)省試驗(yàn)件的制造成本，減少試驗(yàn)資源占用，縮短試驗(yàn)件制造和試驗(yàn)運(yùn)行周期。