楊萬里

【摘 要】襟翼操縱載荷是民用飛機(jī)襟翼操縱系統(tǒng)設(shè)計的基礎(chǔ)，決定了大部分功能部件的尺寸、系統(tǒng)操縱時間和驅(qū)動功率等。本文介紹了民用飛機(jī)曲柄-滑軌式襟翼操縱載荷的工程分析方法和有限元分析方法，給出了具體分析步驟和各自的優(yōu)缺點，可用于指導(dǎo)民用飛機(jī)曲柄-滑軌式襟翼操縱系統(tǒng)設(shè)計。

【關(guān)鍵詞】民用飛機(jī)；曲柄-滑軌式襟翼操縱系統(tǒng)；操縱載荷

0 引言

民用飛機(jī)襟翼操縱載荷是指操縱工況下襟翼驅(qū)動機(jī)構(gòu)輸出端對襟翼氣動載荷的支反力/力矩，也被稱為襟翼作動器操縱載荷，通常表征為載荷-襟翼偏角曲線圖，如圖1所示。

操縱載荷是民用飛機(jī)襟翼驅(qū)動系統(tǒng)設(shè)計的基礎(chǔ)，決定了大部分功能部件的尺寸、系統(tǒng)操縱時間和驅(qū)動功率等。此外，襟翼操縱載荷還是編制系統(tǒng)耐久性譜的依據(jù)。

在民用飛機(jī)型號設(shè)計初期，襟翼操縱載荷計算所需的眾多輸入項都未確定，如：機(jī)翼和襟翼構(gòu)型，操縱情況襟翼氣動載荷，襟翼運動機(jī)構(gòu)剛度等，這些都為主制造商提供作動器操縱載荷增加了難度和不確定性。

由于現(xiàn)代飛機(jī)設(shè)計往往采用并行工程設(shè)計流程，不可能等所有因素確定之后再進(jìn)行襟翼操縱系統(tǒng)設(shè)計。而襟翼操縱系統(tǒng)設(shè)計本身是一個迭代過程，操縱系統(tǒng)構(gòu)型也會影響到前面所述各種因素。因此，在設(shè)計初期，對襟翼操縱載荷進(jìn)行較為準(zhǔn)確的估算，是襟翼操縱系統(tǒng)設(shè)計的關(guān)鍵和難點之一。

在型號設(shè)計初期，一般采用工程方法對襟翼操縱載荷進(jìn)行估算。而在飛機(jī)定型以后，再用有限元計算方法對工程計算的結(jié)果進(jìn)行復(fù)算和更新。最后再使用試飛數(shù)據(jù)對有限元計算結(jié)果進(jìn)行復(fù)核。

1 工程計算方法

1.1 工程計算步驟說明

STEP1：按杠桿原理將襟翼氣動載荷分配到兩個運動機(jī)構(gòu)形成的運動平面內(nèi)，如圖2所示。

在單個運動機(jī)構(gòu)運動平面內(nèi)，氣動力、滑輪架支反力和搖臂頂端支反力形成一個三力匯交系統(tǒng)，如圖3所示。

STEP2：選取曲柄和搖臂連接點為旋轉(zhuǎn)中心，則氣動力和滑輪架支反力的力矩之和為0（力矩平衡）。已知氣動力，可得滑輪架支反力。

STEP3：氣動力、滑輪架支反力和搖臂頂端支反力合力為0（力平衡）。已知氣動力和滑輪架支反力，可得搖臂頂端支反力。

STEP4：將搖臂頂端支反力垂直于曲柄方向的分力乘以曲柄長度，即得到作動器的平衡扭矩，即為襟翼操縱載荷。

1.2 工程分析優(yōu)缺點分析

a）工程分析的優(yōu)點

襟翼操縱載荷工程分析方法優(yōu)點主要有兩個。

首先，可以很方便的將各個影響因素進(jìn)行分離，以分析各自的影響，如：氣動壓心敏感性分析，滑軌布置角度影響分析等。

以壓心敏感性分析為例進(jìn)行說明。去除圖3中的結(jié)構(gòu)特征，可得到曲柄-滑軌式襟翼運動機(jī)構(gòu)簡化模型，如圖4所示。

對上圖有以下說明：

1）操縱力矩在數(shù)值上等于F3和F4對O點的力矩。

2）F4在數(shù)值上等于F2。

3）AB之間的距離與滑輪架鉸鏈點弦向安裝位置和氣動壓心弦向位置之間的距離有簡單的幾何換算關(guān)系。

4）F3的大小與AB之間的距離有直接關(guān)系。

實際的襟翼運動機(jī)構(gòu)設(shè)計要求滑輪架鉸鏈點弦向安裝位置應(yīng)盡量靠近氣動壓心弦向位置，即圖中的AB點距離較小，因此AB點距離的微小變動對襟翼操縱載荷的影響都很大。這說明曲柄-滑軌式襟翼操縱載荷對氣動壓心的位置極為敏感。

其次，可以結(jié)合解析幾何方法編制襟翼操縱載荷分析程序，便于對各影響參數(shù)進(jìn)行優(yōu)化分析。

b）工程分析的局限性

襟翼操縱載荷工程分析方法實質(zhì)上是多體動力學(xué)方法，其理論基礎(chǔ)是理論力學(xué)[1]。在具體分析過程中，將襟翼活動面及其運動機(jī)構(gòu)作為剛性梁處理，即忽略其剛度。

然而，由于曲柄-滑軌式襟翼是非靜定結(jié)構(gòu)，因此襟翼活動面及運動機(jī)構(gòu)的剛度對襟翼作動器輸出端支反力（即襟翼操縱載荷）有較大影響。

因此，采用工程方法計算襟翼操縱載荷必須有豐富的工程處理經(jīng)驗，并最好結(jié)構(gòu)相似機(jī)型設(shè)計數(shù)據(jù)進(jìn)行必要的修正。

2 有限元分析方法

2.1 有限元分析方法說明

襟翼操縱載荷計算采用的典型有限元模型，如圖5所示。

對上圖有以下說明：

a）襟翼操縱載荷計算一般不需要考慮機(jī)翼剛度（對比分析表明機(jī)翼剛度對襟翼操縱載荷影響很?。?。

b）總體提供的氣動載荷通常為壓力分布載荷（CP），采用參考文獻(xiàn)[2]提供的積分方法可將壓力分布載荷轉(zhuǎn)換成有限元節(jié)點載荷。

c）壓力分布載荷通常順氣流方向，有限元節(jié)點通常垂直于襟翼前緣，因此在積分過程中需進(jìn)行插值處理，插值處理方式不同會造成氣動總載不同。因此，有限元部門需根據(jù)氣動部門提供的總載進(jìn)行修正處理。

d）襟翼滑軌剛度對襟翼操縱載荷有較大影響，因此有條件情況下應(yīng)采用細(xì)化模型模擬滑軌，不建議采用工程梁進(jìn)行模擬。

2.2 有限元分析方法優(yōu)缺點分析

a）有限元分析的優(yōu)點

襟翼操縱載荷有限元分析方法充分考慮了襟翼活動面及襟翼運動結(jié)構(gòu)的剛度，其結(jié)果具有較高可信度。

b）有限元分析的局限性

實際載荷計算過程表面，襟翼及其運動機(jī)構(gòu)的連接剛度對襟翼操縱載荷的總載和其在同一活動面上兩個作動器之間的分配比例影響很大。而在建立有線元模型的過程，一般采用RBE2、RBE3或BUSH單元模擬連接，這樣會造成累積誤差，進(jìn)而影響到襟翼操縱載荷。

此外，只有在飛機(jī)結(jié)構(gòu)基本定型之后，才能建立襟翼操縱載荷的有限元分析模型，從而限制了有限元方法的使用。

3 結(jié)論

本文介紹了民用飛機(jī)曲柄-滑軌式襟翼操縱載荷的工程分析方法和有限元分析方法，給出了具體分析步驟和各自的優(yōu)缺點，可用于指導(dǎo)民用飛機(jī)曲柄-滑軌式襟翼操縱系統(tǒng)設(shè)計。

【參考文獻(xiàn)】

[1]李俊峰，張雄.理論力學(xué)[M].（第2版），清華大學(xué)出版社，ISBN：978-7-302-23178-3.

[2]飛機(jī)設(shè)計手冊·9·載荷、強(qiáng)度和剛度[M].航空工業(yè)出版社.

[責(zé)任編輯：王偉平]