基于高升力系統(tǒng)襟翼傳動線系布局的研究

石建強(qiáng)，馬高杰

（航空工業(yè)慶安集團(tuán)有限公司 航空設(shè)備研究所，陜西 西安 710077）

0 引言

高升力系統(tǒng)襟翼在飛機(jī)的起飛、降落和巡航飛行中，具有非常重要的作用，能夠有效提升飛機(jī)起飛時的升力及降落時的升阻力，有效縮短飛機(jī)起飛和滑跑距離，改善飛機(jī)性能[1-3]。在軍用及民用飛機(jī)中，大多數(shù)襟翼分為左右內(nèi)、外共四塊翼面，襟翼翼面的收放通過襟翼作動器配合機(jī)上運(yùn)動機(jī)構(gòu)完成。襟翼機(jī)上運(yùn)動機(jī)構(gòu)主要有固定鉸鏈?zhǔn)?、軌道式、四連桿機(jī)構(gòu)式、連桿/軌道混合式4 種形式[4]。襟翼作動器多采用絲杠螺母作動器，每塊襟翼舵面由2 個襟翼絲杠螺母作動器驅(qū)動進(jìn)行收放。

每塊襟翼翼面由兩個襟翼絲杠螺母作動器驅(qū)動，全機(jī)高升力系統(tǒng)襟翼共8 個作動器驅(qū)動襟翼運(yùn)動，如何確保同一襟翼翼面兩作動器同步運(yùn)動、單側(cè)兩片襟翼翼面同步運(yùn)動、整機(jī)四片襟翼翼面同步運(yùn)動是設(shè)計(jì)襟翼傳動線系的關(guān)鍵，同時也是現(xiàn)階段實(shí)現(xiàn)襟翼運(yùn)動的難題。高升力系統(tǒng)襟翼傳動線系的布局、襟翼絲杠螺母作動器的同步運(yùn)動設(shè)計(jì)以及機(jī)翼在變形情況下對高升力系統(tǒng)襟翼傳動線系的影響都是急需解決和攻關(guān)的技術(shù)。國外空客公司、波音公司、利勃海爾及霍尼韋爾等大飛機(jī)供應(yīng)商在高升力系統(tǒng)襟翼方面的技術(shù)研究諸多具有體系，處于國際領(lǐng)先地位，而國內(nèi)在高升力系統(tǒng)襟翼傳動線系布局方面的研究非常稀少。嚴(yán)少波等[5]研究了現(xiàn)代客機(jī)襟翼作動器運(yùn)動學(xué)計(jì)算方法及內(nèi)、外襟翼同步運(yùn)動中的誤差計(jì)算與分析，魏偉等[6]研了后緣襟翼機(jī)構(gòu)運(yùn)動設(shè)計(jì)要求及方法、后緣襟翼運(yùn)動原理設(shè)計(jì)及參數(shù)計(jì)算，曾文斌等[7]研究了襟翼不同作動器設(shè)計(jì)、布局以及運(yùn)動參數(shù)計(jì)算。

傳統(tǒng)有效的高升力系統(tǒng)襟翼傳動線系多采用集中式驅(qū)動共軸傳動、分布作動的架構(gòu)[7]。本研究針對某型飛機(jī)高升力系統(tǒng)襟翼，采用集中式驅(qū)動架構(gòu)研究高升力系統(tǒng)襟翼傳動線系機(jī)上布局方法、內(nèi)、外襟翼同步運(yùn)動中誤差分析及襟翼傳動線系中機(jī)翼變形的考慮。

1 襟翼傳動線系布局方法研究

1.1 襟翼作動系統(tǒng)架構(gòu)確認(rèn)

首先，結(jié)合飛機(jī)需求論證權(quán)衡襟翼系統(tǒng)采用集中式驅(qū)動、共軸傳動、分布作動架構(gòu)或分布式獨(dú)立驅(qū)動架構(gòu)；后緣襟翼系統(tǒng)通常采用集中式驅(qū)動、共軸傳動、分布作動架構(gòu)設(shè)計(jì)[8]。

然后，根據(jù)襟翼翼面長度結(jié)合設(shè)計(jì)經(jīng)驗(yàn)確定驅(qū)動單片襟翼作動器的數(shù)量；通常單片襟翼由兩個作動器驅(qū)動，若單片襟翼長度過長且翼面剛度較小，考慮到翼面變形可由四個作動器驅(qū)動，作動器均布在襟翼翼面重心位置的兩側(cè)，某型飛機(jī)襟翼單片襟翼均由兩個作動器驅(qū)動。

最后，基于系統(tǒng)安全性設(shè)計(jì)架構(gòu)考慮，綜合分析傳動線系各產(chǎn)品故障（比如扭力桿斷連、作動器卡滯）模式下的保護(hù)措施，通常在襟翼傳動線系中需布置翼尖制動器及襟翼位置傳感器[9]。

1.2 襟翼作動器選型確認(rèn)

目前飛行在航線上的飛機(jī)，襟翼運(yùn)動機(jī)構(gòu)形式主要分為：鉸鏈?zhǔn)剑ㄕ髡州^大）、四連桿機(jī)構(gòu)式和滑軌-滑輪架式[4，10，11]。襟翼作動器選型與襟翼運(yùn)動機(jī)構(gòu)形式同步考慮。通常若襟翼翼面運(yùn)動只有定軸旋轉(zhuǎn)運(yùn)動時，襟翼作動器多選擇齒輪旋轉(zhuǎn)作動器配合鉸鏈運(yùn)動機(jī)構(gòu)或者襟翼滾珠絲杠作動器配合鉸鏈運(yùn)動機(jī)構(gòu)實(shí)現(xiàn)；當(dāng)襟翼翼面運(yùn)動既有定軸旋轉(zhuǎn)又有較大后退量時，襟翼作動器多選擇襟翼滾珠絲杠作動器+連桿機(jī)構(gòu)或滾珠絲杠作動器+滑軌-滑輪架式實(shí)現(xiàn)。某型飛機(jī)襟翼作動器選擇襟翼滾珠絲杠作動器+滑軌-滑輪架形式。

1.3 襟翼傳動線系骨架布局

襟翼傳動線系骨架布局主要是確定襟翼滾珠絲杠作動器的空間占位基準(zhǔn)，并作為三維產(chǎn)品設(shè)計(jì)的基線。

（1）襟翼滾珠絲杠作動器布置于襟翼翼面兩側(cè)1/4 位置，盡量靠近滑軌位置（便于整流罩設(shè)計(jì)考慮）。襟翼滾珠絲杠作動器輸出軸線與襟翼翼面旋轉(zhuǎn)軸線必須保持垂直。

（2）鑒于機(jī)翼結(jié)構(gòu)形式限制，襟翼通常沿翼展方向會逐漸變薄變窄，因此，襟翼滾珠絲杠作動器布置時優(yōu)先布置外襟翼外側(cè)作動器站位，內(nèi)側(cè)作動器站位根據(jù)同一翼面兩作動器同步性運(yùn)動原則確定。

（3）襟翼滾珠絲杠作動器中央體翼盒后梁鉸支點(diǎn)P確認(rèn)。

（4）根據(jù)翼面載荷初步評估作動器外形尺寸，按照作動器與擾流板不干涉原則確認(rèn)相交線段一點(diǎn)（結(jié)合作動力臂最大化原則且與結(jié)構(gòu)不干涉原則選取該點(diǎn)，見圖1 示意，當(dāng)β為90°時，襟翼在0°位置力臂最大，當(dāng)γ為90°時，襟翼在α°位置力臂最大）。

圖1 襟翼滾珠絲杠作動器布置示意

（5）襟翼滾珠絲杠作動器襟翼后梁初始操縱點(diǎn)Q1 確認(rèn)。

（6）同一翼面上不同站位兩襟翼滾珠絲杠作動器布置時需考慮同步性運(yùn)動原則，保證兩襟翼滾珠絲杠作動器操縱點(diǎn)在同一運(yùn)動柱面/錐面的輪廓束線上（見圖2，布局時保證P1、P2、Q1、Q3/P1、P2、Q2、Q4 在同一平面內(nèi)）。

圖2 某型飛機(jī)襟翼傳動線系布局示意

1.4 襟翼傳動線系確定

襟翼傳動線系的確認(rèn)是以襟翼滾珠絲杠作動器的輸入輸出、翼尖制動器的輸入輸出及襟翼動力驅(qū)動裝置的輸入輸出作為基準(zhǔn)，將各產(chǎn)品兩兩連接，利用支撐軸承支座、扭力桿（含萬向節(jié)）或變角齒輪箱等形式有效串接及支撐整個傳動線系，保證傳動線系穩(wěn)定且可適應(yīng)機(jī)上變形和安裝。

（1）連接1 號襟翼滾珠絲杠作動器（沿翼展方向順序編號，即內(nèi)襟翼內(nèi)側(cè)作動器為1 號，內(nèi)襟翼外側(cè)作動器為2 號）輸入花鍵端面點(diǎn)及襟翼動力驅(qū)動裝置輸出花鍵端面點(diǎn)，若連線尺寸超過1500 mm，則在連線中間位置增加支撐軸承支座（盡量保證兩扭力桿同規(guī)格同尺寸）。若襟翼滾珠絲杠作動器輸入花鍵與襟翼動力驅(qū)動裝置輸出花鍵軸夾角超過10°，則考慮在二者之間增加變角齒輪箱。若襟翼滾珠絲杠作動器/齒輪旋轉(zhuǎn)作動器輸入花鍵與襟翼動力驅(qū)動裝置輸出花鍵軸平行，則考慮在二者之間增加偏置齒輪箱。

（2）按順序兩兩之間連接襟翼滾珠絲杠作動器輸出輸入花鍵端面中心點(diǎn)（如1 號作動器輸出花鍵與2號作動器輸入花鍵連接）。

（3）在外襟翼兩襟翼滾珠絲杠作動器之間布置翼尖制動器，布置原則保證扭力桿長度同規(guī)格同尺寸，扭力桿軸線與作動器軸線之間夾角小于5°（通過萬向節(jié)調(diào)整）。

（4）在最外側(cè)襟翼滾珠絲杠作動器外側(cè)布置襟翼位置傳感器，通常襟翼位置傳感器通過外花鍵與最外側(cè)襟翼滾珠絲杠作動器內(nèi)花鍵嚙合，二者通過法蘭固定安裝。

（5）襟翼傳動線系各裝置連接通常采用扭力桿花鍵搭接的方式，其中扭力桿一端通過花鍵搭接后利用定位銷固定安裝，另一端則通過花鍵搭接作為可滑動端。此種方式可以適應(yīng)機(jī)翼變形、安裝公差、溫度沖擊等因素（與花鍵搭接量有關(guān)）導(dǎo)致的線系長度變化。

按照上述原則，某型飛機(jī)襟翼傳動線系布局見圖2。襟翼滾珠絲杠作動器行程見表1。

表1 某型飛機(jī)襟翼滾珠絲杠作動器有效行程

2 襟翼同步性分析研究

某型飛機(jī)襟翼共4 個檔位，分別為0°、10°、25°、45°。收放總時間為25 s。

襟翼同步性對于飛機(jī)氣動力影響很大，當(dāng)同一襟翼翼面上兩作動器收放速率不同步時，將會導(dǎo)致襟翼翼面傾斜，嚴(yán)重時將造成飛機(jī)事故。往往設(shè)計(jì)時保證兩作動器同步收放，但作動器的加工誤差、機(jī)上安裝誤差及機(jī)械剛度、游隙等影響因素均會導(dǎo)致兩作動器有微小不同步，不同步會導(dǎo)致襟翼翼面兩作動器間一直承受無用扭矩，長期工作對翼面結(jié)構(gòu)壽命影響很大。因此在設(shè)計(jì)時有效保證兩作動器同步至關(guān)重要。

某型飛機(jī)采用襟翼滾珠絲杠作動器結(jié)構(gòu)驅(qū)動襟翼。傳動線系圈數(shù)ni與襟翼滾珠絲杠作動器有效行程Li、減速ii及導(dǎo)程li之間關(guān)系如下（其中下標(biāo)i取1、2、3、4）：

在設(shè)計(jì)時為了保證內(nèi)外兩片襟翼四個襟翼滾珠絲杠作動器同步運(yùn)動則需保證：

結(jié)合襟翼滾珠絲杠作動器加工誤差等影響，某型飛機(jī)襟翼系統(tǒng)作動器分配參數(shù)如表2 所列。

表2 某型飛機(jī)襟翼系統(tǒng)作動器參數(shù)分配

通過對表2 中的作動器分配指標(biāo)分析，在不考慮其他因素（諸如安裝誤差、傳動線系游隙等）時，襟翼滾珠絲杠作動器1 與襟翼滾珠絲杠作動器2 構(gòu)型完全相同，收放速率完全同步，在設(shè)計(jì)上完全同步，可見某型飛機(jī)襟翼系統(tǒng)內(nèi)襟翼兩作動器之間可不考慮不同步性問題。

針對外襟翼兩作動器而言，兩作動器構(gòu)型不同，且因?yàn)榧庸ふ`差的限制，導(dǎo)致襟翼滾珠絲杠作動器3與襟翼滾珠絲杠作動器4 在0～45°過程中可能出現(xiàn)的最大不同步量見表3 所列。

表3 某型飛機(jī)外襟翼作動器不同步性分析

表3 中可得外襟翼兩襟翼滾珠絲杠作動器之間存在最大不同量為0.0137 mm，作動器3 與作動器4初始0°位置操縱點(diǎn)之間位移為5129.245 mm，相比之下兩作動器之間的最大不同步量為微毫米量級，可以忽略不計(jì)，因此外襟翼兩作動器之間可不考慮不同步性問題。

3 機(jī)翼變形對襟翼傳動線系影響研究

飛機(jī)在飛行過程中由于受到氣動載荷的影響，機(jī)翼通常會產(chǎn)生變形。襟翼傳動線系在設(shè)計(jì)計(jì)算過程中需要考慮由于機(jī)翼變形導(dǎo)致傳動線系中扭力桿組件伸縮滑動。為了保證扭力桿組件在適應(yīng)機(jī)翼變形時不會出現(xiàn)脫軸及結(jié)構(gòu)干涉等現(xiàn)象，對機(jī)翼變形過程中襟翼傳動線系的影響的研究就尤為重要。

因?yàn)闄C(jī)翼變形導(dǎo)致襟翼傳動線系各LRU 之間扭力桿會發(fā)生角度及長度的變化，角度變化可通過萬向節(jié)適應(yīng)，長度變化需根據(jù)機(jī)翼變形量在設(shè)計(jì)花鍵搭接時留有余量。機(jī)翼變形時兩LRU 之間扭力桿變形示意見圖3 所示。

圖3 機(jī)翼變形導(dǎo)致襟翼線系變形示意

根據(jù)變形前T兩端XLRU1和XLRU2所在位置坐標(biāo)，XLRU1（x1，y1，z1），XLRU2（x2，y2，z2）可得

根據(jù)變形后實(shí)測的機(jī)翼前梁變形曲線，可確定XLRU1′和XLRU2′在該曲線上的坐標(biāo)：XLRU1（x1′，y1′，z1′）和XLRU2′（x2′，y2′，z2′）可得

求出T 隨機(jī)翼梁變形之前和之后的變化量，即余量ΔT。

某型飛機(jī)襟翼系統(tǒng)中襟翼各產(chǎn)品安裝于機(jī)翼后梁面上（圖3），其中襟翼動力驅(qū)動裝置安裝于中機(jī)身（0 肋）位置，1 號軸承支架安裝于機(jī)翼后梁對應(yīng)2 號肋位置，襟翼滾珠絲杠作動器1 安裝于機(jī)翼后梁對應(yīng)4 號肋位置，襟翼滾珠絲杠作動器2 安裝于機(jī)翼后梁對應(yīng)6 號肋與7 號肋之間，襟翼滾珠絲杠作動器3 安裝于機(jī)翼后梁對應(yīng)9 號肋與10 號肋之間，2 號軸承支架安裝于機(jī)翼后梁對應(yīng)11 號肋位置，3 號軸承支架安裝于機(jī)翼后梁對應(yīng)13 號肋與14 號肋之間，襟翼滾珠絲杠作動器4 安裝于機(jī)翼后梁對應(yīng)17 號肋與18 號肋之間，在15 肋位置布置翼尖制動器，上述各產(chǎn)品之間通過扭力桿組件利用花鍵兩兩連接，扭力桿組件從襟翼動力驅(qū)動裝置開始編號，單邊共計(jì)8 根。

通過對機(jī)翼各肋位變形量折算到襟翼線系，由機(jī)翼變形導(dǎo)致襟翼線系各扭力桿組件變形量見表4。

表4 某型飛機(jī)襟翼線系各扭力桿組件變形

通過機(jī)翼各肋位變形分析可知從中機(jī)身位置到翼尖位置機(jī)翼變形量越來越大，表4 中分析可得襟翼傳動線系為了適應(yīng)機(jī)翼變形，越靠近翼尖位置扭力桿組件變形量越大，最大值可達(dá)到7.895 mm，在進(jìn)行襟翼傳動線系各產(chǎn)品設(shè)計(jì)時應(yīng)當(dāng)考慮機(jī)翼變形的影響，在進(jìn)行花鍵搭接量設(shè)計(jì)時按照最大搭接量考慮。

4 結(jié)語

研究了高升力系統(tǒng)襟翼傳動線系機(jī)上布局方法、內(nèi)、外襟翼同步運(yùn)動中誤差分析以及襟翼傳動線系中機(jī)翼變形的考慮，其關(guān)鍵技術(shù)均成功應(yīng)用于飛機(jī)高升力系統(tǒng)設(shè)計(jì)中。

襟翼傳動線系機(jī)上布局方法能夠有效指導(dǎo)各類飛機(jī)型號襟翼傳動線系的布局。同步運(yùn)動誤差分析能夠指導(dǎo)襟翼傳動線系作動器的設(shè)計(jì)。機(jī)翼變形對襟翼傳動線系的影響能夠指導(dǎo)襟翼傳動線系中花鍵搭接量的設(shè)計(jì)。上述研究均為飛機(jī)襟翼系統(tǒng)設(shè)計(jì)通用性方法，國內(nèi)外研究較少，但能夠指導(dǎo)飛機(jī)襟翼傳動線系設(shè)計(jì)，具有很重要的工程設(shè)計(jì)指導(dǎo)意義。