飛機操縱鋼索線系張力調(diào)整研究與分析

范軍華，王帥邦，王 慧，劉貢平，趙 燁

(1.中航西安飛機工業(yè)集團股份有限公司 總裝廠，西安 710089；2. 第一飛機設(shè)計研究院 飛行控制液壓研究所，西安 710089)

飛行操縱系統(tǒng)是飛機的重要組成部分，是將飛行控制信號指令從駕駛員或飛控計算機傳遞到飛機末端操縱執(zhí)行機構(gòu)，帶動飛機氣動舵面偏轉(zhuǎn)，從而實現(xiàn)對飛機的姿態(tài)、軌跡和航向的控制[1]。在飛機操縱系統(tǒng)設(shè)計中，鋼索重量輕、敷設(shè)路徑靈活等優(yōu)點被廣泛應(yīng)用。隨著電傳操縱技術(shù)的發(fā)展，在飛機控制中大量采用了計算機、傳感器、作動器等先進機載設(shè)備，通過閉環(huán)信號代替了傳統(tǒng)的硬式拉桿+搖臂操縱，但為了保證在電傳功能失效的情況下，飛機仍能安全飛行和平穩(wěn)降落，鋼索傳動作為很多飛機備份操縱系統(tǒng)傳動裝置依然被廣泛應(yīng)用[2]。然而，鋼索本身的拉伸易變特性和容易受環(huán)境溫濕度影響的特點，使得鋼索的安裝、調(diào)整、維護成為了飛機制造和使用過程中的瓶頸問題[3]。本文針對一種飛機機械備份鋼索線系張力測量過程中存在的問題開展分析和討論，并提出相應(yīng)解決方案。

1 飛機飛控機械備份系統(tǒng)組成

飛機飛控系統(tǒng)是在采用電傳飛控的基礎(chǔ)上，配有升降舵、副翼、方向舵等機械備份操縱系統(tǒng)，以確保電傳飛控失效時飛機仍能夠安全飛行和著陸。一種飛機機械備份系統(tǒng)主要包括駕駛艙操縱系統(tǒng)、鋼索傳動裝置、作動器系統(tǒng)。鋼索傳動裝置作為機械備份系統(tǒng)的重要組成部分，布置于駕駛艙、機身、機翼及尾翼等部位，主要包括滑輪、扇形輪、支架、鋼索組件、張力補償調(diào)節(jié)機構(gòu)、搖臂等。

張力補償調(diào)節(jié)機構(gòu)的張力調(diào)節(jié)過程為：當系統(tǒng)溫度升高時，機體結(jié)構(gòu)伸長量大于鋼索，兩者相對變形導(dǎo)致鋼索張緊，系統(tǒng)張力增加，張力補償調(diào)節(jié)機構(gòu)中彈簧壓縮，促使扇形輪向著放松鋼索的方向運動；當系統(tǒng)溫度降低時，機體結(jié)構(gòu)收縮量大于鋼索，兩者相對變形導(dǎo)致鋼索放松，系統(tǒng)張力減小，張力補償調(diào)節(jié)機構(gòu)中彈簧伸長，促使扇形輪向著張緊鋼索的方向運動。

2 鋼索裝置張力調(diào)節(jié)不足的原因

在設(shè)計飛機機體結(jié)構(gòu)和操縱系統(tǒng)時，飛機機體結(jié)構(gòu)主要材料采用鋁合金，熱膨脹系數(shù)為2.3×10-5/℃，鋼索主要材料采用鋼絲，熱膨脹系數(shù)為1.1×10-5/℃，操縱系統(tǒng)的鋼索通過導(dǎo)向滑輪、導(dǎo)向板等傳動裝置布置于機體結(jié)構(gòu)上[4-5]。熱膨脹系數(shù)的不同，必然會導(dǎo)致飛機機體結(jié)構(gòu)和鋼索在不同在溫度變化時產(chǎn)生相對變形量，從而引起操縱鋼索張力變化，進一步對飛機操穩(wěn)性產(chǎn)生影響[6]。為了補償因溫度變化而產(chǎn)生的鋼索張力變化，機械備份鋼索傳動線系中設(shè)計有張力補償調(diào)節(jié)機構(gòu)。

張力補償調(diào)節(jié)機構(gòu)主要由支架、扇形輪、搖臂、彈簧、十字連桿機構(gòu)等組成，張力補償調(diào)節(jié)基本結(jié)構(gòu)如圖1所示。

在該型飛機裝配調(diào)整過程中，飛機操縱系統(tǒng)鋼索的張力按照給定公式計算。在鋼索傳動裝置中，帶張力補償調(diào)節(jié)機構(gòu)部分的鋼索張力按照公式(1)預(yù)加：

T=(kt+b)±5

(1)

其中：k為張力調(diào)節(jié)機構(gòu)溫度補償系數(shù)；T為副翼通道帶張力補償調(diào)節(jié)機構(gòu)部分的鋼索張力;b為副翼張力補償調(diào)節(jié)機構(gòu)出廠時的截距；t為環(huán)境溫度。

針對彈簧的出廠差異和作用，張力補償調(diào)節(jié)機構(gòu)出廠前需要通過試驗臺測量并計算出每個產(chǎn)品的截距b值，用于裝機后系統(tǒng)鋼索線系張力的測量和計算。對于產(chǎn)品截距b的獲取，是設(shè)定環(huán)境溫度為20 ℃時，在試驗臺上通過調(diào)整鋼索回路張力，使張力補償調(diào)節(jié)機構(gòu)中彈簧壓縮指示位置與十字連接機構(gòu)中彈簧支桿上的20 ℃的刻線位置一致，再按照兩個極限使用環(huán)境t=-55 ℃和t=70 ℃時測試，然后采用傳感器測得兩個測試環(huán)境下的8組張力值，求平均值得出產(chǎn)品出廠時的截距值bi(i=1,2,…,8)。其計算按公式(2)：

(2)

其中，n=8為實驗次數(shù)。

對于張力調(diào)節(jié)機構(gòu)溫度補償系數(shù)k值，與產(chǎn)品所安裝的鋼絲線系的長度有關(guān)。在長度一定的情況下，其確定的方法按照公式(3)計算得出，在不同溫度下ti(i=1,2,…,m)測得所有張力Ti(i=1,2,…,m)數(shù)據(jù)，共測m次(為了保證數(shù)據(jù)的準確性，m≥20)，計算出溫度變化Δtj(1,2,…,m-1)時張力的變化值ΔTj(j=1,2,…,m-1)，再計算出系數(shù)k：

(3)

其中:ΔTj=Ti+1-Ti;Δtj=ti+1-ti。

結(jié)合上述機理分析，導(dǎo)致操縱鋼索系統(tǒng)張力變化不滿足技術(shù)指標主要因素存在以下四個方面。

2.1 張力補償調(diào)節(jié)機構(gòu)彈簧彈力不穩(wěn)定

基于飛機操縱系統(tǒng)鋼索張力調(diào)節(jié)機構(gòu)工作原理，以該型機副翼系統(tǒng)鋼索張力補償調(diào)節(jié)機構(gòu)為例，經(jīng)過實際測試試驗，當飛機溫度從初始裝配溫度20 ℃升高到70 ℃時，鋼索的張緊量為9.05 mm，從初始裝配溫度20 ℃下降到-55 ℃時，鋼索的放松量為13.57 mm，張力補償調(diào)節(jié)機構(gòu)可以對上述相對變形量補償，穩(wěn)定鋼索張力。因此，張力補償調(diào)節(jié)機構(gòu)在裝機前和使用過程中彈簧始終長期處于壓縮狀態(tài)，可能存在彈簧長時間壓縮后彈簧彈力不足，導(dǎo)致張力補償調(diào)節(jié)機構(gòu)的補償能力降低，使得產(chǎn)品的當前實際截距b與出廠時存在較大差異，影響系統(tǒng)鋼索張力的設(shè)計計算值的準確性。

為查清彈簧彈力是否穩(wěn)定，通過實驗室復(fù)測3臺返修的張力補償調(diào)節(jié)機構(gòu)，出廠測試和返修測試b值對比如表1所示。

表1 出廠測試和返修測試b值對比

截距b值間接反映了彈簧的彈力，從表中數(shù)據(jù)可知，同一臺產(chǎn)品的彈簧未更改，在使用過一定時間后，b值相對穩(wěn)定，實際最大變化5.91 N，未超出產(chǎn)品最初設(shè)計的允差±23 N的要求，同時，b值也在該產(chǎn)品的有效值136.4～180.3 N內(nèi)。因此可以排除因彈簧彈力不穩(wěn)定導(dǎo)致系統(tǒng)鋼索張力不足的可能。由此推定，張力補償調(diào)節(jié)機構(gòu)出廠時功能、性能等均合格，使用過一段時間后復(fù)測結(jié)果依然合格，因此目前存在的系統(tǒng)鋼索張力問題并不是張力補償調(diào)節(jié)機構(gòu)彈簧彈力不穩(wěn)定造成的。

2.2 系統(tǒng)誤差的影響

張力補償調(diào)節(jié)機構(gòu)在裝機后，鋼索張力調(diào)整的工藝方法主要是通過觀察溫度刻線位置來調(diào)整系統(tǒng)鋼索張力，但在飛機上安裝、調(diào)試時，張力補償調(diào)節(jié)機構(gòu)安裝位置因結(jié)構(gòu)限制，觀察不到刻線或張力補償調(diào)節(jié)機構(gòu)的刻線精度不夠，導(dǎo)致安裝人員無法直接、有效的觀察到張力補償調(diào)節(jié)機構(gòu)上所需的刻線位置。因此，可通過改用測量鋼索張力的方法代替觀察刻線的方法，但是經(jīng)過測量，發(fā)現(xiàn)在同樣張力下對應(yīng)的刻度不同，因此需通過b值來標定每一臺產(chǎn)品的張力值。

按照改進的方法對兩架飛機的升降舵機械備份鋼索傳動裝置進行機上調(diào)試和數(shù)據(jù)測量，用張力計在內(nèi)測鋼索和外側(cè)鋼索兩處位置測量，升降舵通道鋼索張力如表2所示(表中，前端在張力補償調(diào)節(jié)機構(gòu)附近)。

表2 升降舵通道鋼索張力

表2中25 ℃環(huán)境溫度張力補償調(diào)節(jié)機構(gòu)標定的b值為166.73 N，按照25 ℃環(huán)境溫度計算出系統(tǒng)鋼索張力要求值應(yīng)為171.33±5 N。計算6組張力實測平均值為152.7 N，機上實測鋼索張力值整體和b值計算出的要求值171.33 N相差18.63 N，存在差異的主要原因為產(chǎn)品誤差較大，無法滿足系統(tǒng)鋼索張力要求的±5 N。

表2中20 ℃環(huán)境溫度張力補償調(diào)節(jié)機構(gòu)標定的b值為163.28 N，按照20 ℃環(huán)境溫度計算出系統(tǒng)鋼索張力要求值應(yīng)為169.68±5 N。計算6組張力實測平均值為170.2 N，機上實測鋼索張力值整體和b值計算出的要求值169.68 N相差0.52 N，表明本次測量產(chǎn)品的張力值時的誤差較小，按照刻線調(diào)整的鋼索張力整體接近按照b值調(diào)整的張力，但仍存在部分張力值不滿足系統(tǒng)公差要求。

對比兩架機測量數(shù)據(jù)可以發(fā)現(xiàn)，測量的鋼索張力平均值與要求值有可能出現(xiàn)較大誤差也可能出現(xiàn)較小誤差，當產(chǎn)品測量等誤差超出了飛機裝配、調(diào)試的系統(tǒng)公差要求時，就會引起系統(tǒng)鋼索張力調(diào)整不到位的問題。

因此，機上鋼索張力調(diào)整不到位的原因為：產(chǎn)品誤差(從產(chǎn)品標定到測量張力的整個過程的誤差總和)與系統(tǒng)公差不匹配。

2.3 檢查方法不正確

在鋼索調(diào)整好后，隨著溫度的變化，飛機機體和鋼索將會隨之發(fā)生熱脹冷縮，飛控鋼索的張力值也會發(fā)生變化。設(shè)計給出公式或曲線時，需考慮飛機機體對鋼索張力的影響，或考慮飛機機體和鋼索熱脹冷縮變化量一致性對鋼索張力的影響，對于飛機鋼索系統(tǒng)，更應(yīng)該考慮長期使用飛機鋼索對鋼索張力的影響[6]。綜合分析，在環(huán)境溫度發(fā)生變化時，不能只將要求值作為檢查標準，正確的做法應(yīng)該是當溫度發(fā)生變化，采用當前溫度計算的數(shù)據(jù)作為鋼索調(diào)整維護的標準數(shù)據(jù)，對系統(tǒng)進行維護調(diào)整。

由上可知，把張力計算公式或溫度調(diào)整曲線僅作為飛機使用過程中的檢查標準的工藝方法是導(dǎo)致鋼索張力不符合要求的原因之一。

2.4 設(shè)計要求不合理

所研究飛機是我國自主研發(fā)設(shè)計制造的大型飛機，體量和外形尺寸與國外空客A320、波音737相當。A320飛機的方向舵和水平安定面通道中，同樣使用了機械備份操縱系統(tǒng)，系統(tǒng)中設(shè)置有張力調(diào)節(jié)裝置。但A320飛機使用鋼索張力是定值，調(diào)整參數(shù)為220±40 N，鋼索調(diào)整時應(yīng)用調(diào)制輔助工具并參照溫度-指示位置調(diào)整曲線。調(diào)試輔助工具如圖2所示，溫度-指示位置調(diào)整圖標如圖3所示。

對比所研究飛機大跨度鋼索線系特點和上述系統(tǒng)誤差分析，現(xiàn)有的±5 N的調(diào)整公差要求不合理也是鋼索張力無法滿足要求的關(guān)鍵原因之一。同時2.2節(jié)中分析的張力補償調(diào)節(jié)機構(gòu)刻線位置裝機后難以觀察，增加了系統(tǒng)調(diào)整的難度，降低了調(diào)整的準確性。

3 主要解決方案

綜上所述，導(dǎo)致飛機操縱鋼索系統(tǒng)張力調(diào)整不足的原因主要是產(chǎn)品設(shè)計不合理、系統(tǒng)誤差累積、檢查方法不準確等綜合因素，為此，主要改進措施如下。

3.1 改進系統(tǒng)公差

針對設(shè)計技術(shù)指標不合理，產(chǎn)品實際誤差積累無法滿足設(shè)計系統(tǒng)公差要求，經(jīng)過系統(tǒng)計算，并參考國外成熟飛機設(shè)計指標，結(jié)合飛機數(shù)據(jù)積累，將系統(tǒng)公差修正放大到±20 N，解決機上張力調(diào)節(jié)不足的問題。需要注意的是將系統(tǒng)公差放大后，此時張力補償調(diào)節(jié)機構(gòu)的活動范圍也較大，可能出現(xiàn)張力補償調(diào)節(jié)機構(gòu)處在張力補償調(diào)節(jié)機構(gòu)溫度補償?shù)臉O限位置，造成在調(diào)試環(huán)境溫度下鋼索張力滿足要求，但當環(huán)境溫度發(fā)生變化時，張力補償調(diào)節(jié)機構(gòu)無法補償溫度變化引起的鋼索和機體結(jié)構(gòu)的相對變形量，即無法保證鋼索張力的穩(wěn)定。因此，在將系統(tǒng)公差范圍增大的同時，還應(yīng)檢查張力補償調(diào)節(jié)機構(gòu)的補償功能是否滿足使用要求。

3.2 增加溫度指示區(qū)域

根據(jù)張力補償調(diào)節(jié)機構(gòu)結(jié)構(gòu)形式，測得張力補償調(diào)節(jié)機構(gòu)的可調(diào)節(jié)長度L為41～100 mm，張力補償調(diào)節(jié)機構(gòu)調(diào)節(jié)長度L位置示意如圖4所示，經(jīng)實驗室測量測得對應(yīng)的扇形輪上的鋼索張力范圍為136.4～180.3 N。

根據(jù)彈簧壓縮量、剛度和極限位置，計算出張力補償調(diào)節(jié)機構(gòu)扇形輪處提供給鋼索的張力最小值為136.4 N，鋼索張力最大值為180.3 N(實驗室驗證)。即當鋼索張力在136.4～180.3 N范圍，張力補償調(diào)節(jié)機構(gòu)正常工作。當測量的鋼索張力大于180.3 N時，則表明此時張力補償調(diào)節(jié)機構(gòu)已經(jīng)運動到彈簧最大壓縮狀態(tài)，張力補償調(diào)節(jié)機構(gòu)喪失張力調(diào)節(jié)功能，但是不影響系統(tǒng)傳遞運動和力；當測量的鋼索張力小于136.4 N時，則表明張力補償調(diào)節(jié)機構(gòu)既喪失了張力調(diào)節(jié)功能，又不能傳遞系統(tǒng)運動和力。

為方便機上檢查張力，在張力補償調(diào)節(jié)機構(gòu)的調(diào)節(jié)范圍內(nèi)，通過計算將張力補償調(diào)節(jié)機構(gòu)的調(diào)節(jié)范圍劃分為三個區(qū)域，分別為低溫區(qū)域(-55～-10 ℃)、常溫區(qū)域(-10～30 ℃)和高溫區(qū)域(30～70 ℃)，并將觀察區(qū)域設(shè)置在張力補償調(diào)節(jié)機構(gòu)便于觀察的位置處。張力補償調(diào)節(jié)機構(gòu)指示區(qū)域優(yōu)化如圖5所示。裝機調(diào)整時，根據(jù)飛機調(diào)試環(huán)境溫度，確定所屬的溫度區(qū)域，將該區(qū)域調(diào)整到指示位置內(nèi)。例如：若當前調(diào)試溫度為25 ℃，則鋼索張力滿足系統(tǒng)張力要求時，還需保證張力補償調(diào)節(jié)機構(gòu)的指示位置在常溫區(qū)域(-10～30 ℃)內(nèi)；若當前調(diào)試溫度為-15 ℃，則鋼索張力滿足系統(tǒng)張力要求時，還需保證張力補償調(diào)節(jié)機構(gòu)的指示位置在低溫區(qū)域(-55～-10 ℃)內(nèi)。

3.3 工藝方法優(yōu)化

按照改進后的產(chǎn)品，優(yōu)化了鋼索調(diào)整檢查方法，改變原來利用鋼索調(diào)整曲線或公式作為溫度變化后檢查依據(jù)的方案，并在原調(diào)試方法的基礎(chǔ)上增加一道檢查張力補償調(diào)節(jié)機構(gòu)是否卡滯的工序。

(1)對鋼索張力滿足系統(tǒng)要求的，彎曲兩根鋼索到相同的變形量后松開，觀察張力補償調(diào)節(jié)機構(gòu)中扇形輪，若能繼續(xù)運動，則張力補償調(diào)節(jié)機構(gòu)的位置檢查結(jié)果合格；若扇形輪無法繼續(xù)運動，則應(yīng)將鋼索張力降低后重復(fù)上述過程，直至鋼索張力大小和扇形輪運動檢查能夠同時合格；

(2)對鋼索張力不滿足系統(tǒng)要求的，先按照地面維護手冊將鋼索張力調(diào)整到合格范圍內(nèi)，再彎曲兩根鋼索到相同的變形量后松開，觀察張力補償調(diào)節(jié)機構(gòu)中扇形輪，若能繼續(xù)運動，則張力補償調(diào)節(jié)機構(gòu)的位置檢查結(jié)果合格；若扇形輪無法繼續(xù)運動，則應(yīng)將鋼索張力降低后重復(fù)上述過程，直至鋼索張力大小和扇形輪運動檢查能夠同時合格。

4 驗證

對飛機升降舵機械備份鋼索傳動裝置進行機上測量，將張力補償調(diào)節(jié)機構(gòu)分別調(diào)整到25 ℃刻線位置和20 ℃刻線位置時測得的鋼索張力平均值為152.3 N和170.2 N，滿足更改后的飛機系統(tǒng)鋼索張力±20 N的要求，且張力補償調(diào)節(jié)機構(gòu)具備后續(xù)使用時溫度補償功能。

5 結(jié)論

飛控機械操縱系統(tǒng)是在飛控電傳系統(tǒng)失效的緊急情況下使用的應(yīng)急系統(tǒng)，對飛機及機上人員的安全至關(guān)重要。飛控機械操縱系統(tǒng)鋼索張力傳動元件設(shè)計不合理、傳動產(chǎn)品制造質(zhì)量問題以及鋼索張力設(shè)計參數(shù)不合適等都將導(dǎo)致飛機裝配過程的施工難度大及質(zhì)量問題，從而影響飛機飛行安全。因此，在帶有鋼索系統(tǒng)和張力補償調(diào)節(jié)機構(gòu)的航空、航天和船舶等大尺寸產(chǎn)品的操縱系統(tǒng)中，應(yīng)綜合考慮本體結(jié)構(gòu)材料、鋼索長度、材料熱膨脹特性、系統(tǒng)誤差和調(diào)整方法等因素，確保類似機械操縱系統(tǒng)技術(shù)參數(shù)設(shè)計的準確性和安裝、維護、調(diào)整方法的合理性。