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(shí)的升力及降落時(shí)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(guò)襟翼作動(dòng)器配合機(jī)上運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)完成。襟翼機(jī)上運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)主要有固定鉸鏈?zhǔn)健④壍朗?、四連桿機(jī)構(gòu)式、連桿/軌道混合式4 種形式[4]。襟翼作動(dòng)器多采用絲杠螺母作動(dòng)器，每塊襟翼舵面由2 個(gè)襟翼絲杠螺母作動(dòng)器驅(qū)動(dòng)進(jìn)行收放。

每塊襟翼翼面由兩個(gè)襟翼絲杠螺母作動(dòng)器驅(qū)動(dòng)，全機(jī)高升力系統(tǒng)襟翼共8 個(gè)作動(dòng)器驅(qū)動(dòng)襟翼運(yùn)動(dòng)，如何確保同一襟翼翼面兩作動(dòng)器同步運(yùn)動(dòng)、單側(cè)兩片襟翼翼面同步運(yùn)動(dòng)、整機(jī)四片襟翼翼面同步運(yùn)動(dòng)是設(shè)計(jì)襟翼傳動(dòng)線系的關(guān)鍵，同時(shí)也是現(xiàn)階段實(shí)現(xiàn)襟翼運(yùn)動(dòng)的難題。高升力系統(tǒng)襟翼傳動(dòng)線系的布局、襟翼絲杠螺母作動(dòng)器的同步運(yùn)動(dòng)設(shè)計(jì)以及機(jī)翼在變形情況下對(duì)高升力系統(tǒng)襟翼傳動(dòng)線系的影響都是急需解決和攻關(guān)的技術(shù)。國(guó)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(guó)際領(lǐng)先地位，而國(guó)內(nèi)在高升力系統(tǒng)襟翼傳動(dòng)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(dòng)器運(yùn)動(dòng)學(xué)計(jì)算方法及內(nèi)、外襟翼同步運(yùn)動(dòng)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(dòng)設(shè)計(jì)要求及方法、后緣襟翼運(yùn)動(dòng)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(dòng)器設(shè)計(jì)、布局以及運(yùn)動(dòng)參數(shù)計(jì)算。

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

1 襟翼傳動(dòng)線系布局方法研究

1.1 襟翼作動(dòng)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(dòng)、共軸傳動(dòng)、分布作動(dòng)架構(gòu)或分布式獨(dú)立驅(qū)動(dòng)架構(gòu)；后緣襟翼系統(tǒng)通常采用集中式驅(qū)動(dòng)、共軸傳動(dòng)、分布作動(dòng)架構(gòu)設(shè)計(jì)[8]。

然后，根據(jù)襟翼翼面長(zhǎng)度結(jié)合設(shè)計(jì)經(jīng)驗(yàn)確定驅(qū)動(dòng)單片襟翼作動(dòng)器的數(shù)量；通常單片襟翼由兩個(gè)作動(dòng)器驅(qū)動(dòng)，若單片襟翼長(zhǎng)度過(guò)長(zhǎng)且翼面剛度較小，考慮到翼面變形可由四個(gè)作動(dòng)器驅(qū)動(dòng)，作動(dòng)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(gè)作動(dòng)器驅(qū)動(dòng)。

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(dòng)線系各產(chǎn)品故障（比如扭力桿斷連、作動(dòng)器卡滯）模式下的保護(hù)措施，通常在襟翼傳動(dòng)線系中需布置翼尖制動(dòng)器及襟翼位置傳感器[9]。

1.2 襟翼作動(dòng)器選型確認(rèn)

目前飛行在航線上的飛機(jī)，襟翼運(yùn)動(dòng)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(dòng)器選型與襟翼運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)形式同步考慮。通常若襟翼翼面運(yùn)動(dòng)只有定軸旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)時(shí)，襟翼作動(dòng)器多選擇齒輪旋轉(zhuǎn)作動(dòng)器配合鉸鏈運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)或者襟翼滾珠絲杠作動(dòng)器配合鉸鏈運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)實(shí)現(xiàn)；當(dāng)襟翼翼面運(yùn)動(dòng)既有定軸旋轉(zhuǎn)又有較大后退量時(shí)，襟翼作動(dòng)器多選擇襟翼滾珠絲杠作動(dòng)器+連桿機(jī)構(gòu)或滾珠絲杠作動(dòng)器+滑軌-滑輪架式實(shí)現(xiàn)。某型飛機(jī)襟翼作動(dòng)器選擇襟翼滾珠絲杠作動(dòng)器+滑軌-滑輪架形式。

1.3 襟翼傳動(dòng)線系骨架布局

襟翼傳動(dòng)線系骨架布局主要是確定襟翼滾珠絲杠作動(dòng)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(dòng)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(dòng)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(huì)逐漸變薄變窄，因此，襟翼滾珠絲杠作動(dòng)器布置時(shí)優(yōu)先布置外襟翼外側(cè)作動(dòng)器站位，內(nèi)側(cè)作動(dòng)器站位根據(jù)同一翼面兩作動(dòng)器同步性運(yùn)動(dòng)原則確定。

（3）襟翼滾珠絲杠作動(dòng)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(píng)估作動(dòng)器外形尺寸，按照作動(dòng)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(dòng)力臂最大化原則且與結(jié)構(gòu)不干涉原則選取該點(diǎn)，見(jiàn)圖1 示意，當(dāng)β為90°時(shí)，襟翼在0°位置力臂最大，當(dāng)γ為90°時(shí)，襟翼在α°位置力臂最大）。

圖1 襟翼滾珠絲杠作動(dòng)器布置示意

（5）襟翼滾珠絲杠作動(dòng)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(dòng)器布置時(shí)需考慮同步性運(yùn)動(dòng)原則，保證兩襟翼滾珠絲杠作動(dòng)器操縱點(diǎn)在同一運(yùn)動(dòng)柱面/錐面的輪廓束線上（見(jiàn)圖2，布局時(shí)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(dòng)線系布局示意

1.4 襟翼傳動(dòng)線系確定

襟翼傳動(dòng)線系的確認(rèn)是以襟翼滾珠絲杠作動(dòng)器的輸入輸出、翼尖制動(dòng)器的輸入輸出及襟翼動(dòng)力驅(qū)動(dòng)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(wàn)向節(jié)）或變角齒輪箱等形式有效串接及支撐整個(gè)傳動(dòng)線系，保證傳動(dòng)線系穩(wěn)定且可適應(yīng)機(jī)上變形和安裝。

（1）連接1 號(hào)襟翼滾珠絲杠作動(dòng)器（沿翼展方向順序編號(hào)，即內(nèi)襟翼內(nèi)側(cè)作動(dòng)器為1 號(hào)，內(nèi)襟翼外側(cè)作動(dòng)器為2 號(hào)）輸入花鍵端面點(diǎn)及襟翼動(dòng)力驅(qū)動(dòng)裝置輸出花鍵端面點(diǎn)，若連線尺寸超過(guò)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(dòng)器輸入花鍵與襟翼動(dòng)力驅(qū)動(dòng)裝置輸出花鍵軸夾角超過(guò)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(dòng)器/齒輪旋轉(zhuǎn)作動(dòng)器輸入花鍵與襟翼動(dòng)力驅(qū)動(dòng)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(dòng)器輸出輸入花鍵端面中心點(diǎn)（如1 號(hào)作動(dòng)器輸出花鍵與2號(hào)作動(dòng)器輸入花鍵連接）。

（3）在外襟翼兩襟翼滾珠絲杠作動(dòng)器之間布置翼尖制動(dòng)器，布置原則保證扭力桿長(zhǎng)度同規(guī)格同尺寸，扭力桿軸線與作動(dòng)器軸線之間夾角小于5°（通過(guò)萬(wàn)向節(jié)調(diào)整）。

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

（5）襟翼傳動(dòng)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(guò)花鍵搭接后利用定位銷固定安裝，另一端則通過(guò)花鍵搭接作為可滑動(dòng)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(zhǎng)度變化。

按照上述原則，某型飛機(jī)襟翼傳動(dòng)線系布局見(jiàn)圖2。襟翼滾珠絲杠作動(dòng)器行程見(jiàn)表1。

表1 某型飛機(jī)襟翼滾珠絲杠作動(dòng)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(gè)檔位，分別為0°、10°、25°、45°。收放總時(shí)間為25 s。

襟翼同步性對(duì)于飛機(jī)氣動(dòng)力影響很大，當(dāng)同一襟翼翼面上兩作動(dòng)器收放速率不同步時(shí)，將會(huì)導(dǎo)致襟翼翼面傾斜，嚴(yán)重時(shí)將造成飛機(jī)事故。往往設(shè)計(jì)時(shí)保證兩作動(dòng)器同步收放，但作動(dòng)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(huì)導(dǎo)致兩作動(dòng)器有微小不同步，不同步會(huì)導(dǎo)致襟翼翼面兩作動(dòng)器間一直承受無(wú)用扭矩，長(zhǎng)期工作對(duì)翼面結(jié)構(gòu)壽命影響很大。因此在設(shè)計(jì)時(shí)有效保證兩作動(dòng)器同步至關(guān)重要。

某型飛機(jī)采用襟翼滾珠絲杠作動(dòng)器結(jié)構(gòu)驅(qū)動(dòng)襟翼。傳動(dòng)線系圈數(shù)ni與襟翼滾珠絲杠作動(dòng)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(shí)為了保證內(nèi)外兩片襟翼四個(gè)襟翼滾珠絲杠作動(dòng)器同步運(yùn)動(dòng)則需保證：

結(jié)合襟翼滾珠絲杠作動(dòng)器加工誤差等影響，某型飛機(jī)襟翼系統(tǒng)作動(dòng)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(dòng)器參數(shù)分配

通過(guò)對(duì)表2 中的作動(dòng)器分配指標(biāo)分析，在不考慮其他因素（諸如安裝誤差、傳動(dòng)線系游隙等）時(shí)，襟翼滾珠絲杠作動(dòng)器1 與襟翼滾珠絲杠作動(dòng)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(jiàn)某型飛機(jī)襟翼系統(tǒng)內(nèi)襟翼兩作動(dòng)器之間可不考慮不同步性問(wèn)題。

針對(duì)外襟翼兩作動(dòng)器而言，兩作動(dòng)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(dòng)器3與襟翼滾珠絲杠作動(dòng)器4 在0～45°過(guò)程中可能出現(xiàn)的最大不同步量見(jiàn)表3 所列。

表3 某型飛機(jī)外襟翼作動(dòng)器不同步性分析

表3 中可得外襟翼兩襟翼滾珠絲杠作動(dòng)器之間存在最大不同量為0.0137 mm，作動(dòng)器3 與作動(dòng)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(dòng)器之間的最大不同步量為微毫米量級(jí)，可以忽略不計(jì)，因此外襟翼兩作動(dòng)器之間可不考慮不同步性問(wèn)題。

3 機(jī)翼變形對(duì)襟翼傳動(dòng)線系影響研究

飛機(jī)在飛行過(guò)程中由于受到氣動(dòng)載荷的影響，機(jī)翼通常會(huì)產(chǎn)生變形。襟翼傳動(dòng)線系在設(shè)計(jì)計(jì)算過(guò)程中需要考慮由于機(jī)翼變形導(dǎo)致傳動(dòng)線系中扭力桿組件伸縮滑動(dòng)。為了保證扭力桿組件在適應(yīng)機(jī)翼變形時(shí)不會(huì)出現(xiàn)脫軸及結(jié)構(gòu)干涉等現(xiàn)象，對(duì)機(jī)翼變形過(guò)程中襟翼傳動(dòng)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(dòng)線系各LRU 之間扭力桿會(huì)發(fā)生角度及長(zhǎng)度的變化，角度變化可通過(guò)萬(wàn)向節(jié)適應(yīng)，長(zhǎng)度變化需根據(jù)機(jī)翼變形量在設(shè)計(jì)花鍵搭接時(shí)留有余量。機(jī)翼變形時(shí)兩LRU 之間扭力桿變形示意見(jiàn)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(cè)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(dòng)力驅(qū)動(dòng)裝置安裝于中機(jī)身（0 肋）位置，1 號(hào)軸承支架安裝于機(jī)翼后梁對(duì)應(yīng)2 號(hào)肋位置，襟翼滾珠絲杠作動(dòng)器1 安裝于機(jī)翼后梁對(duì)應(yīng)4 號(hào)肋位置，襟翼滾珠絲杠作動(dòng)器2 安裝于機(jī)翼后梁對(duì)應(yīng)6 號(hào)肋與7 號(hào)肋之間，襟翼滾珠絲杠作動(dòng)器3 安裝于機(jī)翼后梁對(duì)應(yīng)9 號(hào)肋與10 號(hào)肋之間，2 號(hào)軸承支架安裝于機(jī)翼后梁對(duì)應(yīng)11 號(hào)肋位置，3 號(hào)軸承支架安裝于機(jī)翼后梁對(duì)應(yīng)13 號(hào)肋與14 號(hào)肋之間，襟翼滾珠絲杠作動(dòng)器4 安裝于機(jī)翼后梁對(duì)應(yīng)17 號(hào)肋與18 號(hào)肋之間，在15 肋位置布置翼尖制動(dòng)器，上述各產(chǎn)品之間通過(guò)扭力桿組件利用花鍵兩兩連接，扭力桿組件從襟翼動(dòng)力驅(qū)動(dòng)裝置開(kāi)始編號(hào)，單邊共計(jì)8 根。

通過(guò)對(duì)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(jiàn)表4。

表4 某型飛機(jī)襟翼線系各扭力桿組件變形

通過(guò)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(lái)越大，表4 中分析可得襟翼傳動(dòng)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(dòng)線系各產(chǎn)品設(shè)計(jì)時(shí)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(shí)按照最大搭接量考慮。

4 結(jié)語(yǔ)

研究了高升力系統(tǒng)襟翼傳動(dòng)線系機(jī)上布局方法、內(nèi)、外襟翼同步運(yùn)動(dòng)中誤差分析以及襟翼傳動(dòng)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(dòng)線系機(jī)上布局方法能夠有效指導(dǎo)各類飛機(jī)型號(hào)襟翼傳動(dòng)線系的布局。同步運(yùn)動(dòng)誤差分析能夠指導(dǎo)襟翼傳動(dòng)線系作動(dòng)器的設(shè)計(jì)。機(jī)翼變形對(duì)襟翼傳動(dòng)線系的影響能夠指導(dǎo)襟翼傳動(dòng)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(guó)內(nèi)外研究較少，但能夠指導(dǎo)飛機(jī)襟翼傳動(dòng)線系設(shè)計(jì)，具有很重要的工程設(shè)計(jì)指導(dǎo)意義。