飛機鐵鳥(niǎo)舵面加載存在的問(wèn)題及其解決方法

陳建國

(中國飛機強度研究所，陜西 西安 710065)

飛機飛控系統地面模擬試驗舵面加載(簡(jiǎn)稱(chēng)飛機鐵鳥(niǎo)舵面加載)是飛機首飛前必須進(jìn)行的一項重要試驗，該試驗主要考核飛機飛控操縱系統(含操縱作動(dòng)器、機構、油路、電氣、連接結構、翼面等)在氣動(dòng)載荷鉸鏈力矩作用下收放功能的可靠性。飛機首飛后根據發(fā)現的問(wèn)題，很多工況的試驗還將繼續進(jìn)行?？湛?、波音等公司非常重視該項試驗，半個(gè)世紀前就開(kāi)展了這項試驗[1]。我國近十幾年來(lái)對此也很重視，并在A(yíng)RJ、M700、AG600、C919等多個(gè)型號開(kāi)展了這項試驗。

目前，鐵鳥(niǎo)舵面加載[2-5]的研究工作主要集中在加載系統構造、設計、加載方案等，而對設計的鐵鳥(niǎo)舵面加載系統能否可靠精準加載、加載調試安全性怎樣保證等關(guān)鍵技術(shù)問(wèn)題卻基本沒(méi)有涉及。根據多年的調研，飛機鐵鳥(niǎo)舵面加載系統研制和調試存在干涉、小附加力跟隨、安全調試等多個(gè)方面的問(wèn)題。

(1)干涉問(wèn)題。加載執行機構在舵面收放加載過(guò)程中常常出現干涉，并且只能在進(jìn)行加載調試時(shí)才能發(fā)現，這導致返工和鐵鳥(niǎo)支撐臺架切割，影響試驗周期。由于鐵鳥(niǎo)空間狹小(安裝了飛機真實(shí)飛控、液壓、航電、供電等機載設備)，鐵鳥(niǎo)支撐臺架先于加載系統完成設計、制造和安裝，加載作動(dòng)筒兩端安裝位置已先固定，導致加載執行機構需要精準設計和抗/無(wú)干涉設計，增加了設計難度。

(2)小附加力跟隨問(wèn)題。作動(dòng)筒的跟隨能力差，給舵面造成很大附加力，超過(guò)120kg，影響加載試驗的真實(shí)性。因為，舵面收放運動(dòng)受到飛行仿真系統控制，加載系統出現故障時(shí)，舵面短期內仍然在做收放/偏轉運動(dòng)，所以，當加載系統出現故障時(shí)，需要作動(dòng)器以較小的附加力跟隨舵面運動(dòng)。

(3)安全調試問(wèn)題。調試過(guò)程常出現加載系統振蕩和險情(有時(shí)甚至頂/拉壞舵面)。因為鐵鳥(niǎo)舵面加載是被動(dòng)加載，舵面收放引起載荷作動(dòng)筒行程一般在300mm～1500mm，而操縱機構和舵面剛度引起的變形只有10mm～40mm，大飛機也只有100mm左右。另外，如果舵面存在多個(gè)加載點(diǎn)，不能單獨調試，這樣會(huì )損壞操縱機構。因此，不能采用結構靜力/疲勞試驗調試方法去調試鐵鳥(niǎo)舵面加載。

(4)加載精度低與啟動(dòng)沖擊。加載誤差大，在飛機舵面進(jìn)行空中極端狀態(tài)快速啟動(dòng)的收放試驗時(shí)，加載誤差超過(guò)10%F.S.，因為舵面初始狀態(tài)有載荷。

上述問(wèn)題的存在直接影響首飛節點(diǎn)和試驗結果的真實(shí)性。一旦舵面頂/拉壞，必將大大延誤首飛節點(diǎn)，造成重大經(jīng)濟損失。

2.1 加載機構無(wú)干涉設計方法

存在三種問(wèn)題：(1)加載作動(dòng)筒徑向尺寸即行程、全縮進(jìn)尺寸不合理，導致加載作動(dòng)筒不能使用、加載精度不夠；
(2)收放加載干涉；
(3)動(dòng)態(tài)性能達不到要求。解決干涉問(wèn)題，建立加載機構(作動(dòng)筒、傳感器等)無(wú)干涉精準設計方法。做法如下：

(1)根據加載點(diǎn)運動(dòng)數模軌跡和已固定的安裝底座坐標計算理論尺寸，全面考慮作動(dòng)筒兩端內腔死區尺寸、舵面變形、余量、作動(dòng)筒結構(端耳、端蓋、內腔分離板等)基本尺寸、傳感器尺寸，建立多約束邊界條件，以此來(lái)設計作動(dòng)筒行程和全縮進(jìn)尺寸，再進(jìn)行作動(dòng)筒全伸出和全縮進(jìn)后余量計算檢驗。

(2)尋找舵面運動(dòng)最快角度位置，計算速度，設計加載作動(dòng)筒的動(dòng)態(tài)參數。

(3)全數模檢驗。將作動(dòng)筒液壓附件(保護模塊、傳感器、伺服閥、旋轉彎頭等)全部安裝在作動(dòng)筒上，裝進(jìn)鐵鳥(niǎo)數模，讓舵面運動(dòng)，進(jìn)行全數模三維空間檢驗，將舵面運動(dòng)增加2°～3°，間歇15mm～25mm，舵面變形采用靜力最大載荷變形。如果上述檢驗發(fā)現干涉，調整液壓輔件安裝位置，直到無(wú)干涉并滿(mǎn)足要求為止。

圖1為舵面加載原理圖。對于作定軸轉動(dòng)的舵面，空載時(shí)，舵面加載點(diǎn)連接耳片的中心孔作圓周運動(dòng)，圓心為O，半徑為R。將舵面正常收放放大2°～3°，即收放到達A點(diǎn)和B點(diǎn)，C是圓弧AB上任意點(diǎn)，D點(diǎn)為作動(dòng)筒尾部固定耳片的中心孔(耳片固定在鐵鳥(niǎo)臺架上)。加載作動(dòng)筒設計的關(guān)鍵是建立邊界值設計條件，準確獲得作動(dòng)筒全縮進(jìn)尺寸和行程。下面以對稱(chēng)缸作動(dòng)筒(見(jiàn)圖2)設計為例來(lái)說(shuō)明。

圖1 舵面加載原理圖

圖2 對稱(chēng)缸作動(dòng)筒結構示意圖

圖2中，ρe、ρg、ρd、ρs、ρc分別是耳片、端蓋、腔分離擋板、活塞、載荷傳感器尺寸。根據設計經(jīng)驗，對于載荷小于10t的作動(dòng)筒，最小取值分別是70mm、35mm、35mm、35mm、64mm(interface輪輻式載荷傳感器)。記：

H0=ρe+ρg+ρd+ρs+ρg+ρc+ρe

=2ρe+2ρg+ρd+ρs+ρc

min(H0)=344mm

作動(dòng)筒全縮進(jìn)尺寸H(含載荷傳感器)、行程h，舵面變形δ，設計余量Δ，舵面安裝中立位置C0(C0點(diǎn)在圓弧AB上)，作動(dòng)筒內腔死區尺寸Δ0，單位mm。對稱(chēng)缸作動(dòng)筒設計邊界條件如下：

H=2h+min(H0)

(1)

h>sup(C,D)+δ+Δ0

(2)

H+h-Δ0>sup(C,D)+δ+Δ

(3)

H-Δ0

(4)

H+h-5-Δ0>ρ(C0,D)>H+5+Δ0

(5)

式(3)和式(4)分別保證了作動(dòng)筒伸出和縮進(jìn)時(shí)尺寸滿(mǎn)足工作要求，式(5)確保作動(dòng)筒能夠在舵面中立位置安裝。

參考取值Δ0=10mm，Δ=25mm，δ參考靜力試驗數據和有限元分析計算，取最大值。

用式(2)獲得h最小取值，按1mm遞增，由式(1)得到H。用MATLAB軟件，通過(guò)式(3)-式(5)進(jìn)行驗證，同時(shí)滿(mǎn)足式(3)-式(5)即設計合理。進(jìn)行上述全數模檢驗，檢驗合格即可以將作動(dòng)筒設計投入制造。

表1是某大型民用飛機鐵鳥(niǎo)舵面加載部分作動(dòng)筒實(shí)際設計尺寸。

2.2 加載-跟隨液壓保護模塊

存在兩個(gè)問(wèn)題：(1)用常規保護模塊卸載模式做跟隨附加力大，超過(guò)120kg，甚至200kg，導致加載作動(dòng)筒不能使用；
(2)加載精度低。

鐵鳥(niǎo)舵面加載過(guò)程中，由于舵面收放不能停止(由飛行仿真系統控制)，因此，需要作動(dòng)筒在保護模塊的電磁閥斷電時(shí)(即保護狀態(tài))，作動(dòng)筒具有跟隨能力，即對舵面附加力小。具體做法是，對飛機結構加載試驗的“加載-保載”液壓保護模塊的內部結構進(jìn)行重新設計，使其具有“加載-跟隨”功能。通過(guò)結構的重新設計，優(yōu)化原有閥塊內部油路，減小壓損；
增大回油通徑，減小流阻；
減小外形尺寸，降低干涉風(fēng)險。一是減小異常保護下作動(dòng)筒跟隨多余附加力，二是降低容腔容積，增加系統剛度，提高加載精度。首次設計首次驗證，全部達到設計要求，在斷開(kāi)閉環(huán)控制的情況下，作動(dòng)筒跟隨液流阻力在±60kg之間?！凹虞d-跟隨”模塊與多余附加力測量結果如圖3所示。

圖3 “加載-跟隨”模塊與多余附加力測量結果

2.3 鐵鳥(niǎo)舵面加載安全調試方法

存在的問(wèn)題：調試時(shí)沖擊、振蕩、險情或事故，周期長(cháng)。分析：鐵鳥(niǎo)舵面加載屬于被動(dòng)加載，加載作動(dòng)筒的行程主要由舵面收放運動(dòng)引起。實(shí)際中，舵面運動(dòng)引起的作動(dòng)筒行程在300mm～1500mm，而舵面操縱機構和舵面剛度引起的變形在10mm～50mm。另外，對于多個(gè)加載點(diǎn)的舵面，不得進(jìn)行單點(diǎn)調試(這樣有可能損壞操縱機構或舵面)。因此，不能采用結構靜力/疲勞試驗的加載調試方式。所以，在鐵鳥(niǎo)舵面加載調試前，較準確地找到每個(gè)加載點(diǎn)加載控制通道的PIDF控制參數至關(guān)重要。下面介紹一種尋找加載通道PIDF控制參數的方法。

安全調試原理圖見(jiàn)圖4，平面坐標系XOY為加載作動(dòng)筒運動(dòng)軌跡平面(X和Y方向選擇可以任意)。舵面處于中立位置時(shí)，O是轉動(dòng)鉸點(diǎn)，A和B分別是加載作動(dòng)筒兩端耳片連接中心孔(分別在舵面耳片上和臺架耳片上)在XOY平面投影；
C和D分別是驅動(dòng)舵面運動(dòng)的位移作動(dòng)筒兩端耳片連接中心孔(分別在舵面耳片上和飛機結構耳片上)在XOY平面投影。

圖4 安全調試原理圖

位移作動(dòng)筒可以用其它加載作動(dòng)筒。使用該舵面驅動(dòng)作動(dòng)筒控制率控制位移作動(dòng)筒(主動(dòng)控制)，推動(dòng)異型搖臂轉動(dòng)，用載荷作動(dòng)筒做被動(dòng)加載，使用本加載作動(dòng)筒控制率(載荷是角度的函數，可以按20%載荷加載)做被動(dòng)加載，調試獲得載荷作動(dòng)筒加載控制PIDF參數。本PIDF控制參數可以對該加載控制通道直接使用。圖4的載荷作動(dòng)筒被動(dòng)加載基本模擬了鐵鳥(niǎo)舵面加載的運動(dòng)軌跡，而舵面運動(dòng)引起的加載作動(dòng)筒位移遠大于舵面變形引起的位移。圖5是基于圖4設計的加載框架截圖。

圖5 安全調試框架設計數模截圖

2.4 鐵鳥(niǎo)舵面加載無(wú)突變解析控制

解析函數控制技術(shù)：基于飛機鐵鳥(niǎo)舵面加載鉸鏈力矩相等的要求，求解出加載載荷譜，將利用多項式逼近求解出的解析函數作為控制函數，通過(guò)控制系統的腳本文件給出控制系統能識別的代碼，實(shí)現解析函數控制。

載荷譜：加載點(diǎn)Ak的載荷Fi,j,k是Πij和βk的函數，即Fi,j,k=f(Πij,βk)。這里Πij和βk是飛行模態(tài)和舵面偏轉角度。Πij確定后，加載點(diǎn)Ak的載荷是βk的函數。在大多數情況下，飛機設計所提供的是離散數據對，即對于A(yíng)k和Πij，載荷譜為：

∑i,j,k={(βi,j,k,l,Fi,j,k,l)|βi,j,k,l，Fi,j,k,l}

(6)

βi,j,k,l為舵面偏轉角度離散值，Fi,j,k,l為與βi,j,k,l對應的載荷。增加下標l表示離散化，將βk改寫(xiě)成βi,j,k,l是與Πij和Ak的下標對應，與具體飛行模態(tài)和具體加載點(diǎn)對應。

主動(dòng)加載和被動(dòng)加載的載荷平穩過(guò)渡：舵面初始位置(通常叫中立位置)是存在載荷的，通過(guò)5s斜波函數建立主動(dòng)加載，實(shí)現載荷初始化，該函數與解析控制函數通過(guò)腳本文件設置，實(shí)現主動(dòng)加載和被動(dòng)加載的載荷平穩過(guò)渡(如圖6所示)，避免了以前載荷突然施加帶來(lái)的安全問(wèn)題和對舵面的損傷。

圖6 載荷平穩過(guò)渡

本文提出的方法在某大型民機鐵鳥(niǎo)舵面加載系統研制和加載調試中成功應用。加載系統研制、集成、整合做到了一次成功，加載作動(dòng)筒等加載機構設計精準，無(wú)一返工，30個(gè)舵面45個(gè)加載點(diǎn)加載調試一次成功。45個(gè)加載點(diǎn)動(dòng)態(tài)加載誤差的最小值0.51%F.S.，最大值2.98%F.S.，跟隨多余力小于60kg，在飛機首飛前完成了舵面加載試驗，確保了首飛。