劉 瑋，劉 冰，鄭建軍

(中國飛機強度研究所，全尺寸飛機結構靜力/疲勞航空科技重點實驗室，上海 200120)

1 引 言

襟翼是運輸類飛機重要的增升裝置，也是飛機上載荷最大、運動幅度最大、運動方式最復雜的活動翼面之一。在典型的飛行歷程中，襟翼需要運動至不同的工作卡位，以滿足起飛、巡航、著陸等工況的升/阻力需求。CCAR-25中對襟翼及其操縱系統(tǒng)的疲勞符合性驗證提出了明確的試驗要求。

飛機襟翼運動機構疲勞試驗的目的在于驗證運動機構主要受力構件的疲勞特性，暴露疲勞薄弱部位，為分析、設計和制造工藝改進提供試驗依據(jù)。由于運動機構自由度控制與載荷傳遞的復雜性，傳統(tǒng)的試驗方案需要引入完整的襟翼翼面-運動機構系統(tǒng)，加載及載荷傳遞過程不直接，且擴大了試驗件范圍，增加了試驗的規(guī)模及實施難度。

本文以某大型客機襟翼運動機構疲勞試驗為例，探索了一種針對單獨襟翼運動機構的疲勞試驗方案。通過對襟翼運動方式的分析，解構出襟翼運動機構的約束與受力模型，建立了對運動機構邊界條件的精確模擬，解決了運動機構約束、驅動與加載問題。經(jīng)運動仿真及試驗態(tài)分析，證明該試驗方案可行，并在型號驗證試驗中得到成功應用。

2 試驗技術方案

某大型客機采用富勒式襟翼，每組襟翼由2套運動機構支持。考慮到結構相似性，在驗證時可以只選取1套具有典型特征的運動機構進行試驗。傳統(tǒng)的試驗方案需要搭建完整的襟翼翼面-運動機構系統(tǒng)作為試驗件，這會造成試驗件的重復制造與試驗資源的浪費。從運動機構選型、驗證的角度出發(fā)，提出針對單獨的襟翼運動機構直接進行約束及加載的研究思路，簡化翼面載荷對運動機構的分配、傳遞過程，使考核輸入變量更為可控，從而對試驗件及分析模型進行更加有效的驗證，同時也可降低試驗規(guī)模、風險及成本。

2.1 襟翼運動機構約束自由度分析

以某大型客機內襟翼1#運動機構為例(如圖1所示)，運動機構的主要結構包括驅動連桿、搖臂、滑輪架接頭、扭力管及滑軌、滑輪架等。扭力管與襟翼端肋固連，可視為一個整體。當襟翼由0卡位開始下放時，驅動連桿在電機的帶動下擺動，推動滑輪架沿導軌向后滑動，同時通過搖臂帶動內襟翼-扭力管組件以1、2#機構滑輪架接頭軸承球心連線為軸線順時針轉動。

0卡位

2卡位

FULL卡位圖1 某大型客機內襟翼1#運動機構示意圖

以0卡位下1#機構滑輪架接頭關節(jié)軸承球心為原點，1#、2#機構滑輪架接頭關節(jié)軸承球心連線為Z軸(即襟翼翼面偏轉軸線)，平行于導軌方向為X軸，建立內襟翼局部坐標系O-XYZ。以內襟翼翼面為研究對象，列出平衡方程：

FX=FCX1+FCX2

FY=FCY1+FCY2+FDY1+FDY2

FZ=FDZ2

MX=FCY2D+FDY2D+FDZ2D

MY=FCX2D

MZ=FCX1D+FCY1D+FCX2D+FCY2D

(1)

式中，F(xiàn)X為襟翼所受X向約束反力總和，F(xiàn)CX1為1#機構C點(搖臂與襟翼連接點)所受X向反力，以此類推。分析式(1)可知，1#機構和2#機構共同實現(xiàn)了對襟翼翼面的弱超靜定約束。其中，1#機構和2#機構分別約束了襟翼翼面的X向、Y向平動及繞Z軸轉動自由度，2#機構還額外提供了對Z向平動自由度的約束。在試驗系統(tǒng)只包含1#機構時，由于2#機構缺失，需要對襟翼(假件)補充約束Z向平動及繞X軸、Y軸轉動自由度。

2.2 襟翼運動機構特殊邊界條件模擬

襟翼運動機構試驗載荷全部來自于襟翼翼面的氣動載荷對運動機構的傳遞。為便于試驗實施，設計襟翼假件替代真實的襟翼翼面及連接結構。將分布的襟翼翼面載荷等效為少數(shù)集中力載荷施加到襟翼假件上，并通過假件向運動機構傳遞。襟翼假件的運動軌跡與真件一致。

在運動及試驗加載過程中，必須保證襟翼假件姿態(tài)始終受控。為此，提出了基于補充約束的內襟翼系統(tǒng)設計方案。根據(jù)上文的分析結果，設計了對夾式約束鋼板，為襟翼提供Z向平動及繞X、Y軸轉動約束，補充了因2#機構缺失而缺少的約束。襟翼假件兩側與約束鋼板接觸處安裝牛眼軸承陣列，使襟翼假件在XOY平面內能夠自由運動。襟翼受氣動載荷作用時，運動機構對其約束反力就是運動機構的輸入載荷，表現(xiàn)為扭力管外端與內襟翼端肋連接處承受FX、FY和MZ作用。在假件上設置3個加載接頭，通過力的分解組合調制出各卡位下任意組合的FX、FY和MZ，解決了內襟翼假件的姿態(tài)控制與加載問題。內襟翼1#運動機構試驗裝置示意圖見圖2。襟翼運動機構試驗件支持主要包括對襟翼導軌的支持和對驅動連桿轉軸座的支持。在真實結構中，導軌與轉軸座安裝于機身或機翼后梁。因此，在試驗中模擬真實的幾何邊界條件，建立對上述結構的支持。

圖2 內襟翼1#運動機構試驗裝置示意圖

2.3 試驗載荷譜編制

根據(jù)試驗任務要求，1#機構需要在0、2、FULL等3個工作卡位模擬襟翼收起、操縱檢查、發(fā)動機停車、襟翼下放離場、襟翼下放進場、著陸滑跑等工況施加載荷，共設置18個工況。依據(jù)剛體運動數(shù)字模型的運動仿真結果，提取出各卡位下各力控加載點的載荷方向，以此為依據(jù)通過載荷的分解合成，求得各工況力控加載點載荷，并給出各卡位下位控加載點控制指令。由于位控加載點間是非線性協(xié)調的，在0卡位與2卡位及2卡位與FULL卡位間插入多個運動輔助工況，將載荷工況提取組合成6種不同飛行譜，典型飛行譜載荷歷程見圖3。

圖3 1#機構典型飛行譜載荷歷程

3 基于數(shù)字模型的試驗方案評定

根據(jù)襟翼運動機構運動原理，對運動機構主要部件及試驗設施進行分割，按照真實的連接形式建立各部件間連接約束，建立試驗系統(tǒng)剛體運動數(shù)字仿真模型。以驅動連桿轉角作為命令輸入，檢查試驗系統(tǒng)是否能夠正常運動，試驗件及試驗設施是否干涉，作動筒行程是否充足等，測量各卡位下位控加載點位移值及力控加載點加載方向。經(jīng)過運動仿真，證明試驗約束與驅動方案合理可行，發(fā)現(xiàn)并消除了潛在的運動干涉隱患，為試驗控制指令編制提供了依據(jù)。1#機構試驗各卡位運動仿真見圖4。

建立了1#機構試驗系統(tǒng)試驗態(tài)計算模型，進行了系統(tǒng)試驗態(tài)綜合評定分析，對比了典型部位在試驗實施載荷和理論載荷作用下的應力和扭矩等響應參數(shù)，作為評判試驗方案的依據(jù)。試驗系統(tǒng)計算模型如圖5所示。1#機構典型部位主要工況應力對比見表1。

圖4 1#機構試驗系統(tǒng)運動仿真

圖5 1#機構試驗系統(tǒng)計算模型

表1 1#機構滑軌前接頭耳片應力對比

試驗態(tài)有限元分析表明，襟翼運動機構試驗態(tài)應力和扭矩譜分布形態(tài)與理論態(tài)一致，試驗態(tài)應力和扭矩水平與理論態(tài)接近，能夠實現(xiàn)對襟翼運動機構的考核。

4 試驗結果

本技術在某大型客機襟翼運動機構疲勞試驗中得到成功應用。截至2021年底，1#機構已累計完成16000飛行循環(huán)疲勞試驗，試驗運行迅速、平穩(wěn)，試驗數(shù)據(jù)符合預期。以1#機構FULL卡位襟翼下放進場工況為例，運動機構典型部位部分應變測量結果見表2。

表2 1#機構襟翼下放進場工況部分應變測量結果

扭力管是內襟翼翼面氣動載荷向1#運動機構傳力的唯一途徑。從表3可以看出，試驗實測扭力管應變與理論計算誤差小于1%，表明試驗主動載荷施加準確，試驗約束和加載方案合理。

5 總 結

目前，國內對民用飛機襟翼及其運動機構的研究仍較為有限，對襟翼運動機構耐久性試驗技術的探索和應用也比較缺乏。本項目根據(jù)型號試驗任務的需要，針對原有試驗方法試驗件范圍大、試驗規(guī)模大、試驗系統(tǒng)復雜等問題，提出了針對單獨襟翼運動機構的試驗驗證思路，通過對襟翼及其運動機構的解構，給出了具體的襟翼假件設計、約束方案和整體試驗方案。相比原有試驗方法，該方案在獲得更好的試驗加載精度和驗證效果的同時，可以大幅節(jié)省試驗件的制造成本，減少試驗資源占用，縮短試驗件制造和試驗運行周期。