飞机舵面地面试验加载作动筒多余附加力分析

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摘 要：对飞机舵面在地面试验中加载系统出现异常保护后加载油缸附加给运动舵面的多余附加力进行分析，评估异常保护事件发生后舵面拉着加载作动筒跟随运动时的安全性。以保护模块流阻力和作动筒摩擦力作为主要分析因素，采用流体传动阻力压力计算公式进行理论分析，并通过试验检验，证明加载作动筒多余附加力分析方法和结果正确，加载作动筒及其辅件设计合理不会对舵面造成损坏。

关键词：多余附加力；加载作动筒；液压流阻力；保护模块

中图分类号：TP393 文献标识码：A 文章编号：2095-1302（2016）10-0-03

0 引 言

飞机地面模拟试验舵面加载系统简称飞机舵面加载系统，用于模拟飞机实际飞行中舵面承受的气动铰链力矩，为飞控系统作动器在地面模拟试验中提供模拟的受载状态，以检验和完善飞控系统在气动铰链力矩作用下的功能和性能[1，2]。

飞机舵面加载系统中的舵面运动受飞机飞控系统控制，而舵面加载系统在控制逻辑关系中比飞控系统低一层，因此要求舵面加载系统设计时必须考虑当舵面加载系统出现异常保护时，通过液压子站和保护模块切换液压能源，加载作动筒处于卸载下的自由运动状态，随舵面运动往复跟随，此时加载作动筒虽然处于自由运动状态，但由于作动筒摩擦力、保护模块内油液的流动阻力等因素存在，必须评估加载作动筒自由状态时附加给运动舵面的多余附加力大小是否会造成翼面的破坏[3]。

1 加载模型介绍

当舵面加载系统出现保护后，加载系统控制系统跳出控制软件，此时舵面加载系统为开环状态，加载作动筒卸载后跟随舵面一起运动，作动筒的摩擦力、被动运动时两腔液压油在保护模块中流动的流阻力和加载作动筒运动部件的惯性力是多余附加力的主要来源[4]。

在本文中，由于活塞杆重量较轻，因此忽略运动件的惯性力，影响多余附加力的因素只考虑作动筒的摩擦力和流阻力。

图1所示为本文加载系统单点三维示意模型[5]。

当加载系统因加载力超限、超差等异常保护事件发生时，加载控制器发出DO信号将子站和保护模块电磁阀信号断开，切断液压油源，此时加载作动筒处于卸载下自由运动状态。此时舵面在飞控系统的操控下，仍然做如图2所示的偏转运动。

保护模块具有加载和卸载功能。正常试验时，保护模块电磁阀通电，处于加载状态；异常事件发生后，保护模块电磁阀断电，切断供油管路，并将加载作动筒进、回油两腔和泵站回油管连通。因此，液压流阻力主要是由于舵面拉着加载作动筒活塞杆运动时液压油需要高速流过保护模块内部导管而产生的。

对多余附加力的分析以副翼为例，作动筒结构为对称缸，设保护模块内部流阻力为F，加载作动筒摩擦力为Ffmax，多余附加力F为上述二者之和。副翼加载作动筒设计输出载荷为f=60 kN，保护模块内部油路通径为15 mm。其余参数见表1所列。

2 多余附加力理论分析

2.1 流阻力分析

先分析液压油流经液压保护模块内部导管的流阻力[6， 7]。

保护模块中的流阻力压力按照液压油流过保护模块导管的“沿程阻力压力”和“局部阻力压力”进行分析计算，即：

式中：P为流阻力压力（Pa）；Pt为沿程阻力压力（Pa）；Pk为局部阻力压力（Pa）。

2.1.1 沿程阻力压力

沿程阻力压力是加载作动筒运动时两腔油液流经保护模块内部导管时而产生，主要受导管直径、折合长度、流速因素的影响。计算公式见公式（2）所示。

其中：Pt为沿程阻力压力（Pa）；为沿程阻力系数，此处为0.11×0.050.25；为保护模块内导管长度，此处为0.32 m；d为导管内径0.015 m；为液压油密度833 kg/m3；为液压油平均流速，此处为2.9 m/s。计算结果为Pt=3.9 kPa。

2.1.2 局部阻力压力

局部阻力压力主要受保护模块内导管直角弯、斜角弯等因素造成的局部液体流动阻力过大。上述因素造成的局部阻力压力计算公式见表2所列。

综上，流阻力压力为P=Pt+Pk=74.2 kPa。

2.2 作动筒摩擦力分析

加载作动筒的摩擦力分为动摩擦力和静摩擦力，作动筒的启动压力设计为≤0.2 MPa。因此当舵面主动运动拉着加载油缸做被动运动时，整个过程的最大摩擦力按照油缸静摩擦力处理，即油缸启动压力Pfmax为0.2 MPa。

3 计算结果与试验验证

3.1 理论计算结果

通过对影响多余附加力的两个主要因素“流阻力”和“作动筒摩擦力”进行分析计算后，根据公式（3）可计算出多余附加力。

式中：F为多余附加力（N）；F为液压流阻力（N）；Ffmax为最大摩擦力（N）；P为流阻压力，P=74.2×103 Pa；S为油缸截面积，因为是对称缸，故此处S=0.001 7 m2；Pfmax为油缸启动压力，Pfmax=0.2×106 Pa。计算结果为F=466.2 N≤3%×60×103 =1 800 N。

因此多余附加力小于3%的加载作动筒设计载荷满足系统设计要求。

3.2 试验验证

在试验现场，关闭加载系统控制器，给舵面施加一个正弦运动信号，使舵面拉着加载作动筒做往复运动，用Labview编制采集加载作动筒多余附加力载荷信号软件，测量记录多余附加力载荷值[8，9]。

舵面运动的驱动信号如图3所示。

图4所示为舵面按照驱动信号运动时，加载作动筒施加给舵面的多余附加力载荷值[10]。

通过试验可以看出，理论计算值与实测值很接近，实测值比理论值大10%以内，由此可以得出理论计算方法和结果正确的结论。

4 结 语

用于随动跟随的保护模块在设计时内部导管直径建议应≥15 mm；按此通径设计的随动加载保护模块多余附加力最大约为550 N，异常事件发生后不会对舵面造成损坏。

参考文献

[1]李为吉，王正平，艾剑良，等.飞机总体设计[M].西安：西北工业大学出版社，2005.

[2]王昂.飞机设计手册气动设计[M].北京：航空工业出版社，2002.

[3]喻媛.铁鸟：努力把问题留在地面[J].大飞机，2013（5）：59-63.

[4]詹熙达.CATIAV5R20快速入门教程[M].北京：机械工业出版社，2011.

[5]张家盛，段婷婷，刘波.大型飞机铁鸟升降舵集中式加载方法分析研究[J].液压与气动，2014（8）：80-83.

[6]成大先.机械设计手册[M].北京：化学工业出版社，2016.

[7]盛祥耀，胡金德，陈魁，等.数学手册[M].北京：清华大学出版社，2004.

[8]陈树学，刘萱.LabVIEW宝典[M].北京：电子工业出版社，2011.

[9]陈玲，孙冬梅，朱靳.基于LabVIEW的风电场数据采集与处理系统[J].化工自动化及仪表，2012，39（6）：777-780.

[10]张兰勇，孙健，孙晓云，等.LabVIEW程序设计基础与提高[M].北京：机械工业出版社，2013.