鄭 紅

（溫州職業(yè)技術(shù)學院，溫州 325035）

在飛機起飛或降落的一段時間內(nèi)，飛機的飛行速度很低，這種狀況直接導致飛機的升力下降或不足，飛機就會有墜落的風險，為了在起飛或降落期間臨時增加飛機的升力，就出現(xiàn)了襟翼這種設(shè)計。飛機在高空正常巡航飛行時，機翼看上去就像一個整體，其實機翼前緣、后緣都裝有長短、寬度不同的翼片，有的可向下偏轉(zhuǎn)，有的可向前伸出，有的可向后滑退。這些翼片就像衣服下襟隨風擺動一樣，科學家給它起了一個十分形象的名稱——襟翼。飛機停在機場或在高空巡航飛行時，襟翼都收攏在機翼前緣或后緣上，對飛機的飛行速度無影響。在飛機起飛或降落的特殊時段內(nèi)，襟翼必須動作，在操縱機構(gòu)的帶動下襟翼向后下方偏轉(zhuǎn)，增大機翼的彎度，提高飛機的上升力。因為襟翼操縱機構(gòu)所占空間位置較大，且只對襟翼收起與放下兩個工作位置有要求，但位置精度要求不高，對襟翼展開動作過程基本無要求，所以襟翼操縱機構(gòu)選擇連桿機構(gòu)，采用液壓驅(qū)動。飛機襟翼展開機構(gòu)外觀如圖1所示，飛機襟翼展開機構(gòu)機械結(jié)構(gòu)如圖2所示。

圖1 飛機襟翼展開機構(gòu)外觀圖

圖2 飛機襟翼展開機構(gòu)機械結(jié)構(gòu)圖

1 飛機襟翼展開機構(gòu)設(shè)計

飛機襟翼展開機構(gòu)設(shè)計原始數(shù)據(jù)如圖3所示，襟翼操縱機構(gòu)連桿CB的長度根據(jù)機翼空間位置構(gòu)造確定為850mm，襟翼疊起收藏和放下偏轉(zhuǎn)兩個工作位置C1B1、C2B2，即確定了連桿機構(gòu)兩個運動鉸鏈B鉸、C鉸的位置，B鉸、C鉸安裝在襟翼允許安裝的空間內(nèi)。C1B1以上空間位置為機翼，連桿機構(gòu)的兩個固定鉸鏈A鉸、D鉸安裝在機翼允許安裝的空間內(nèi)。根據(jù)飛機襟翼展開機構(gòu)設(shè)計原始數(shù)據(jù)及機翼空間位置狀況，本連桿機構(gòu)設(shè)計成雙搖桿機構(gòu)，雙搖桿機構(gòu)既能滿足襟翼展開工作要求，又最節(jié)省空間，從機構(gòu)傳動動力學及運動學觀點出發(fā)，要求雙搖桿機構(gòu)最小傳動角≥40°。飛機襟翼展開雙搖桿機構(gòu)設(shè)計作圖步驟如下，設(shè)計結(jié)果如圖4所示。

圖3 飛機襟翼展開機構(gòu)設(shè)計原始數(shù)據(jù)

圖4 飛機襟翼展開機構(gòu)設(shè)計圖

首先確定雙搖桿機構(gòu)連桿C1B1、C2B2的兩個工作位置及長度；連接直線C1c2、B1B2，分別作直線C1c2、B1B2的中垂線M、N；將直線C1B1圍繞C1點逆時針轉(zhuǎn)過50°（為了保證機構(gòu)的最小傳動角≥40°），并與中垂線M交于D鉸，即∠B1c1D=50°，此角度即為飛機襟翼展開機構(gòu)處于收起位置時的傳動角；過D鉸作水平線，水平線與中垂線N交于A鉸，連接AB1c1D，連桿C1B1即為飛機襟翼收起位置，連接AB2c2D，連桿C2B2即為飛機襟翼放下位置；測量飛機襟翼展開機構(gòu)各桿件長度及傳動角。

2 飛機襟翼展開機構(gòu)驗證

從飛機襟翼展開雙搖桿機構(gòu)設(shè)計圖中，人們得知主動搖桿AB工作擺角范圍為35.1°～60.5°，四桿機構(gòu)各桿件長度 AB=a=4039.19mm，BC=b=850mm，CD=c=2894.71mm，AD=d=2570.65mm，其中機構(gòu)最短桿與最長桿之和為4889.19mm，其余中間兩桿長度之和為5465.36mm，因為4889.19mm＜5465.36mm，且最短桿BC的對邊AD做機架，所以該機構(gòu)確證為雙搖桿機構(gòu)。

接下來驗證此機構(gòu)的最小傳動角，襟翼收起位置AB1c1D，主動搖桿AB與機架AD的角度為35.1°，傳動角為50°；襟翼放下位置AB2c2D，主動搖桿AB與機架AD的角度為60.5°，傳動角為180°-137.1°=42.9°，滿足飛機襟翼展開機構(gòu)設(shè)計最小傳動角≥40°的要求。

最后要求驗證飛機襟翼展開機構(gòu)的兩個工作位置AB1c1d（襟翼收起位置）、AB2c2D（襟翼放下位置）是否在雙搖桿機構(gòu)左右極限位置之內(nèi)，該雙搖桿機構(gòu)是以連桿BC為最短桿，連桿BC做的是平面復雜運動，連桿BC本身能夠做360°回轉(zhuǎn)。雙搖桿機構(gòu)主動搖桿AB擺角極限位置由兩次共線位置決定，一次是主動搖桿AB與連桿BC共線，通過解析法可以計算出角度角度Ψ0，另一次是搖桿CD與連桿BC共線，通過解析法可以計算出角度φm，如圖5所示。

由式（1）、式（2）可得：φm=64.6°，Ψ0=53.2°。

飛機襟翼展開機構(gòu)在襟翼收起位置時，主動搖桿AB工作擺角∠B1AD=35.1°，而雙搖桿機構(gòu)主動搖桿AB左極限擺角為∠B3AD=28.3°，此時主動搖桿AB與連桿BC共線，即AB3c3D，主動搖桿AB左極限位置由角度Ψ0=53.2°決定，可以判斷飛機襟翼展開機構(gòu)在襟翼收起位置時處于雙搖桿機構(gòu)主動搖桿AB左極限位置之內(nèi)。飛機襟翼展開機構(gòu)在襟翼放下位置時，主動搖桿AB工作擺角∠B2AD=60.5°，雙搖桿機構(gòu)主動搖桿AB右極限擺角為∠B4AD=64.6°，此時搖桿CD與連桿BC共線，即AB4c4D，主動搖桿AB右極限位置由角度φm=64.6°決定，可以判斷飛機襟翼展開機構(gòu)在襟翼放下位置時處于雙搖桿機構(gòu)在主動搖桿AB右極限位置之內(nèi)，如圖6所示。

通過上述設(shè)計分析計算，用CAD繪制飛機襟翼展開機構(gòu)裝配圖，裝配圖以襟翼展開機構(gòu)工作位置繪制。設(shè)計工作完成后，經(jīng)模擬樣機試制使用效果良好，如果操縱機構(gòu)連桿橫截面積再大點，機構(gòu)穩(wěn)定性會更好，連桿的強度、剛度也更高；如果操縱機構(gòu)連桿長度再短點，機翼空間位置更加充裕；如果雙搖桿機構(gòu)最小傳動角能夠控制在50°以上，機構(gòu)的傳動動力性能更優(yōu)。

圖5 雙搖桿機構(gòu)左右極限位置

圖6 主動搖桿AB擺角極限位置