孫 敬，卞軍振，王學(xué)利

(1.中航西飛民用飛機(jī)有限責(zé)任公司 工程技術(shù)中心，西安 710089；2.中航光電科技股份有限公司 防務(wù)研究院，河南 洛陽(yáng) 471000)

0 引言

飛機(jī)駕駛艙是飛行機(jī)組人員與飛機(jī)及地面進(jìn)行信息交互的重要場(chǎng)所，不僅為飛行員提供安全、舒適的駕駛環(huán)境，更重要的是保證飛行機(jī)組人員獲取準(zhǔn)確的外部信息，并對(duì)飛機(jī)的飛行姿態(tài)進(jìn)行操控，確保飛機(jī)的飛行安全[1-2]。駕駛艙顯控系統(tǒng)作為飛行機(jī)組人員獲取飛機(jī)當(dāng)前飛行及各系統(tǒng)工作狀態(tài)的第一渠道，是飛行員做出判斷、完成決策、執(zhí)行操作的主要信息來源，也是飛行員安全駕駛的重要保障[3-4]。中央操縱臺(tái)、儀表板及遮光板是飛機(jī)駕駛艙顯控設(shè)備的主要安裝基礎(chǔ)結(jié)構(gòu)，其設(shè)計(jì)優(yōu)劣對(duì)整個(gè)駕駛艙的設(shè)計(jì)影響很大，需予以重點(diǎn)關(guān)注。

本文以研制的某型飛機(jī)駕駛艙顯控系統(tǒng)的機(jī)械接口設(shè)計(jì)為核心，以系統(tǒng)各設(shè)備的空間位置、幾何形狀及安裝要求為基礎(chǔ)，以傳力路線簡(jiǎn)單清晰、結(jié)構(gòu)緊湊、輕量化、人機(jī)環(huán)境友好為目標(biāo)，采用將中央操縱臺(tái)、儀表板及遮光板三大組件按系統(tǒng)工程的思想進(jìn)行整體集成化設(shè)計(jì)，提出一種中央操縱臺(tái)、儀表板及遮光板的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)方案，并對(duì)其進(jìn)行初步強(qiáng)度分析，旨在為后續(xù)的研制工作奠定設(shè)計(jì)基礎(chǔ)。

1 集成結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)

中央操縱臺(tái)、儀表板及遮光板組件均安裝在某型飛機(jī)駕駛艙內(nèi)。中央操縱臺(tái)布置在左右飛行員座位的中間位置，主要用于安裝飛機(jī)各類操縱手柄及開關(guān)、控制板等設(shè)備，便于飛行員對(duì)其上的手柄和開關(guān)進(jìn)行操作，并充分考慮飛行員的空間需求[5]。

儀表板及遮光板布置在飛行員眼位的正前方，這樣飛行員能夠以最舒適的姿態(tài)觀察各種顯示器和儀表。儀表板主要用于安裝顯示器、時(shí)鐘及各類儀表；遮光板主要用于安裝警戒燈、警告燈及照明燈等。駕駛艙內(nèi)各類系統(tǒng)設(shè)備為飛行員提供飛機(jī)飛行過程中的各種信息，使其可實(shí)時(shí)了解飛機(jī)的當(dāng)前飛行狀態(tài)，并滿足內(nèi)部視覺觀察的要求[2,6]。

傳統(tǒng)的駕駛艙顯控系統(tǒng)安裝設(shè)計(jì)采用分區(qū)獨(dú)立設(shè)計(jì)，即將中央操縱臺(tái)、儀表板、遮光板分為三個(gè)組件分別設(shè)計(jì)。各組件骨架均采用擠壓型材鉚接的結(jié)構(gòu)形式，用接頭與機(jī)體結(jié)構(gòu)相連。這種設(shè)計(jì)思想設(shè)計(jì)出的組件結(jié)構(gòu)不夠緊湊、重量較重、組件裝配工作量大、協(xié)調(diào)關(guān)系較復(fù)雜。

集成化設(shè)計(jì)則在制定設(shè)計(jì)方案之初，即將三大組件進(jìn)行一體化整體考慮，將組件幾何區(qū)域重疊部分的結(jié)構(gòu)作為共用結(jié)構(gòu)，從而實(shí)現(xiàn)結(jié)構(gòu)件的綜合利用。此外集成化強(qiáng)調(diào)將組合結(jié)構(gòu)集成為整體結(jié)構(gòu)，即將傳統(tǒng)的鉚接組合骨架優(yōu)化為整體桁架式結(jié)構(gòu)。其優(yōu)點(diǎn)為組件的外表面光潔度高、零件數(shù)量少，裝配所需的鉚釘、螺栓等緊固件大量減少，裝配工裝比較簡(jiǎn)單，易定位，裝配周期短。

結(jié)構(gòu)基于傳力路線最短的原則進(jìn)行設(shè)計(jì)，即將組件骨架與就近的機(jī)體結(jié)構(gòu)相連。中央操縱臺(tái)通過其底部骨架與駕駛艙地板骨架直接相連，用于承受和傳遞垂向、側(cè)向及航向載荷。儀表板中部骨架與中央操縱臺(tái)共用，兩側(cè)與機(jī)身側(cè)壁相連，用于承受和傳遞側(cè)向載荷；儀表板距機(jī)體前端結(jié)構(gòu)件的距離較遠(yuǎn)，需設(shè)計(jì)過渡結(jié)構(gòu)將儀表板的航向載荷向機(jī)體結(jié)構(gòu)傳遞并擴(kuò)散，同時(shí)提高儀表板的航向支持剛度，本方案采用角度及長(zhǎng)度均可調(diào)節(jié)的桿結(jié)構(gòu)，用于承受并傳遞儀表板的航向載荷，桿端設(shè)置耳片式接頭，接頭壓裝球軸承以滿足角度微調(diào)。共設(shè)置兩組四根拉桿，左右對(duì)稱安裝[5]。

圖1所示為根據(jù)某型飛機(jī)駕駛艙的空間及研制需求設(shè)計(jì)的中央操縱臺(tái)、儀表板及遮光板組件結(jié)構(gòu)，該結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)可借助中央操縱臺(tái)底部結(jié)構(gòu)、桿系結(jié)構(gòu)、接頭及標(biāo)準(zhǔn)緊固件將組件結(jié)構(gòu)固定于機(jī)體。

圖1 飛機(jī)中央操縱臺(tái)、儀表板及遮光板組件

2 集成結(jié)構(gòu)與選材

圖1所示的集成結(jié)構(gòu)中，組件框架采用鋁合金預(yù)拉伸厚板機(jī)加成桁架的結(jié)構(gòu)形式，少量零件采用鈑金件，接頭采用預(yù)拉伸厚板機(jī)加，拉桿則采用成品件，零件間的連接主要采用鉚接和螺接的形式。

中央操縱臺(tái)、儀表板組件、遮光板骨架采用金屬制件，材料主要為7000系列鋁合金；中央操縱臺(tái)外圍面板采用玻璃纖維織物。具體選材為：機(jī)加零件采用7075-T7351鋁合金；鈑彎件采用7075-T62鋁合金；擠壓型材零件采用7075-T73511鋁合金；面板采用CYCOM 2265/120玻璃纖維織物，表1和表2所示為不同材料的性能參數(shù)。

表1 金屬材料性能參數(shù)

表2 復(fù)合材料性能參數(shù)

3 結(jié)構(gòu)強(qiáng)度分析

根據(jù)中央操縱臺(tái)、儀表板組件及遮光板組件技術(shù)文件規(guī)定，集成結(jié)構(gòu)的要求為：中央操縱臺(tái)、儀表板及遮光板組件結(jié)構(gòu)應(yīng)能夠承受極限載荷而不破壞且能夠承受限制載荷而不發(fā)生有害的永久變形[7]；允許的最大變形量為3 mm。據(jù)此，依據(jù)《運(yùn)輸類飛機(jī)的適航標(biāo)準(zhǔn)》(CCAR-25)中結(jié)構(gòu)有關(guān)部分的適航條款載荷25.301(a)、安全系數(shù)25.303、強(qiáng)度和變形25.305(a)(b)、結(jié)構(gòu)符合性的證明25.307(a)、次操縱系統(tǒng)25.405和總則25.561(a)(b)(c)中的規(guī)定要求，對(duì)所設(shè)計(jì)的中央操縱臺(tái)、儀表板及遮光板集成結(jié)構(gòu)組件進(jìn)行靜強(qiáng)度分析。

3.1 分析工況

在飛機(jī)應(yīng)急著陸時(shí)，向后的過載小于向前的過載，向上的過載小于向下的過載，因此，在靜強(qiáng)度分析時(shí)沒有把向后和向下的過載列入分析工況[8]。經(jīng)過初步篩選，所考慮的分析工況如表3所示。

表3 分析工況

3.2 有限元模型

中央操縱臺(tái)、儀表板及遮光板組件模型的建立、仿真計(jì)算及后處理采用MSC.Patran & MSC.Nastran軟件進(jìn)行，所建立的有限元模型如圖2所示。

圖2 集成結(jié)構(gòu)有限元模型

有限元模型按如下原則進(jìn)行簡(jiǎn)化：

(a)板結(jié)構(gòu)采用殼單元(CQUAD4與CTRIA3)，金屬采用PSHELL單元，復(fù)材面板采用PCOMP單元；

圖3 整體結(jié)構(gòu)有限元模型及約束位置

(b)組件內(nèi)部緊固件用CWELD單元模擬，與機(jī)體結(jié)構(gòu)之間的連接用RBE3單元模擬；

(c)設(shè)備用CONM2單元模擬，并通過RBE3單元連接到結(jié)構(gòu)件緊固件處；

(d)飛行員操縱力直接在力的作用點(diǎn)施加，集中力通過RBE3單元傳遞到支架上；

(e)拉桿選取最小截面，采用ROD單元；

(f)約束施加在11框處，約束類型采用對(duì)該處的所有節(jié)點(diǎn)約束三個(gè)平動(dòng)自由度，如圖3所示。

3.3 計(jì)算結(jié)果及分析

不同工況下，中央操縱臺(tái)、儀表板及遮光板組件的最大變形、最大應(yīng)力及相應(yīng)的安全裕度值如表4所示。

表4 不同工況下組件的最大變形、最大應(yīng)力及安全裕度

有限元計(jì)算結(jié)果表明：在慣性載荷作用下，金屬結(jié)構(gòu)主要變形區(qū)域在遮光板、儀表板頂部及操縱臺(tái)上表面中間位置，最大應(yīng)力主要發(fā)生在操縱臺(tái)與駕駛艙地板骨架連接位置、操縱臺(tái)與儀表板連接位置；在集中力作用下，金屬結(jié)構(gòu)的最大位移和最大應(yīng)力均發(fā)生在操縱手柄安裝位置附近，對(duì)遠(yuǎn)離操縱手柄位置的零件影響較小。

具體的計(jì)算結(jié)果為：該集成結(jié)構(gòu)的最大位移為2.95 mm，發(fā)生在應(yīng)急著陸的側(cè)向3 g工況下(圖4)；最大應(yīng)力為294 MPa，發(fā)生在停機(jī)/應(yīng)急剎車手柄極限載荷工況下(圖5)；最小安全裕度為0.13。靜強(qiáng)度分析結(jié)果表明，在不同工況下，集成組件的整體結(jié)構(gòu)不會(huì)破壞，滿足靜強(qiáng)度要求。

圖4 LC9工況下組件結(jié)構(gòu)位移分布

圖5 LC13工況下組件結(jié)構(gòu)應(yīng)力分布

對(duì)集成結(jié)構(gòu)組件傳遞載荷起主要作用的梁桿結(jié)構(gòu)的軸壓彈性失穩(wěn)和壓損計(jì)算結(jié)果示于表5。由表5可見，傳遞載荷的梁桿結(jié)構(gòu)的最小安全裕度為0.04，可知各支撐梁符合穩(wěn)定性要求。

表5 不同工況下，梁桿結(jié)構(gòu)軸壓彈性失穩(wěn)和壓損計(jì)算結(jié)果

4 結(jié)論

基于某型飛機(jī)研制的具體需求，提出了一種駕駛艙中央操縱臺(tái)、儀表板及遮光板組件的集成化結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)方案，并進(jìn)行結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)。利用MSC.Patran & MSC.Nastran軟件，采用有限元分析的方法對(duì)所設(shè)計(jì)的結(jié)構(gòu)在不同工況下的靜強(qiáng)度進(jìn)行分析，結(jié)果表明組件的最大變形量、最大應(yīng)力、安全裕度，以及傳遞載荷的梁桿結(jié)構(gòu)的軸壓彈性失穩(wěn)和壓損計(jì)算都滿足實(shí)際要求，可用于后續(xù)的設(shè)計(jì)工作，也可為其他型號(hào)飛機(jī)的研制提供參考和借鑒。