民用飞机 民用飞机高升力操纵机构载荷设计体系

时间:2020-01-13 07:17:56 来源:易达学习网 本文已影响 易达学习网

民用飞机高升力操纵机构载荷设计体系

民用飞机高升力操纵机构载荷设计体系 【摘 要】现代民用飞机高升力系统的设计一般采用 “主制造商-供应商”模式。在设计之初,由主制造商向供 应商提供操纵机构载荷设计要求,然后由供应商进行操纵机 构的静强度、疲劳、损伤容限、动强度等强度设计工作。本 文介绍了民用飞机高升力操纵机构的载荷设计体系,可用于 民用飞机高升力操纵机构载荷需求定义工作。

0 引言 现代民用飞机高升力系统设计是一项复杂的系统工程, 一般采用“主制造商-供应商”模式,这种模式下强度设计 工作的核心是设计载荷的定义。

作为所有强度设计工作的起点和基础,系统设计载荷是 最重要也是最基本的设计需求之一。在设计之初,由主制造 商向供应商提供载荷设计要求,供应商才能进行静强度、疲 劳、损伤容限、动强度等各种强度设计工作。

1 高升力系统结构简介 民用飞机高升力系统一般由前缘缝翼系统和后缘襟翼系统组成,每块襟/缝翼活动面一般由两个或更多作动器驱 动。

按模块功能不同,可将高升力系统分为:活动面、运动 机构、和操纵机构。在目前主流的“主制造商+供应商”制 造模式中,活动面和运动机构通常由主制造商负责设计,而 操纵机构通常由系统供应商负责设计。

运动机构指高升力活动面的支持结构和运动约束结构。

如A320采用的曲柄-滑轨式襟翼运动机构(如图1所示)中, 滑轨提供垂直于滑轨上表面的支持/约束,曲柄-摇臂提供沿 滑轨平面的平动支持/约束和沿襟翼转轴(滑轮架铰链点) 的扭转支持/约束。

操纵机构为高升力活动面收放运动提供动力输出。典型 操纵机构(如图2所示)为机械传动装置,沿机翼前/后梁布 置,并由机腹下的动力输出单元提供动力输出。操纵机构包 含襟/缝翼操纵手柄(驾驶舱内)、高升力控制计算机、动 力输出单元、扭力管、角齿轮箱、轴承式支撑座、作动器、 倾斜传感器、位置传感器、翼尖刹车装置(可选)等功能部 件和模块。

操纵机构中的作动器输出轴设计有花键,与运动机构中曲柄起始端花键相配合,实现二者之间的固连。

当高升力活动面有驱动需求时,由驾驶员推动襟/缝翼 操纵手柄发出操作指令,转化为电信号后经由高升力控制计 算机控制动力输出单元输出驱动扭矩,经由扭力管组件(扭 力管、角齿轮箱)传递到作动器,最后由作动器和运动机构 转化为襟/缝翼活动面的运动。

当高升力活动面运动到指定卡位之后,动力输出单元不 再输出扭矩,而由不可逆装置或翼尖刹车等提供活动面气动 载荷的平衡力矩,保证襟缝翼活动面不会逆向运动。

2 高升力操纵机构载荷设计体系 系统供应商在设计高升力操纵机构的机械传动部件时, 要求主制造商至少应提供静载荷、动载荷、耐久性/疲劳载 荷、次承力部件设计载荷等4类载荷。

2.1 静载荷 高升力系统静载荷指用于静强度设计和试验的载荷,一 般包含6种载荷:操纵载荷、强度载荷、故障载荷、交联载 荷、加速度环境载荷、坠撞安全试验中的持续加速度试验载荷。

2.1.1 操纵载荷 高升力活动面收放过程中,由动力输出单元提供活动面 气动载荷及其他增量载荷的支反力矩,称为高升力操纵机构 操纵载荷,一般表征为载荷-襟/缝翼偏角曲线。

高升力活动面收放过程为准静态过程,动力输出单元的 输出扭矩为活动面上操纵情况气动载荷、机构摩擦载荷、缝 翼结冰载荷、及由前缘防冰管伸缩引起载荷的平衡载荷。操 纵载荷影响甚至决定整个高升力作动系统的传动比、耗能需 求(电力或液压)、收放时间等系统顶层设计指标。

2.1.2 强度载荷 当高升力活动面达到指定卡位之后,由不可逆装置提供 活动面气动载荷的支反力矩,该支反力矩一般称为高升力操 纵机构的强度载荷。

2.1.3 故障载荷 故障载荷是指机械故障情况下高升力操纵机构需要承受和传递的载荷。这里所指的机械故障大体上可分为断离和 卡阻两类;
有可能发生在操纵机构内部,也有可能发生在外 部相关的传力路径上,如:襟翼曲柄-摇臂发生断离,襟翼 活动面发生卡阻。

由于故障情况是一种小概率事件,因此任何故障载荷都 需配合故障概率使用,故障概率由全机级风险分析确定。故 障概率主要是影响故障载荷的安全系数,具体要求见强度专 用条件SC A002[1]。

2.1.4 交联载荷 如没有单独设计襟翼交联机构,则高升力操纵机构还应 考虑CCAR25.701规定的襟翼交联载荷[2]。

2.1.5 加速度环境 加速度环境来源于全机动/静过载包线,以6个方向的载 荷系数进行表征,用于进行加速度环境分析和试验,考核机 载设备承受预计使用加速度环境的能力,需确保在此环境下 设备结构和性能不发生失效。

2.1.6 坠撞安全试验中的持续加速度试验载荷坠撞安全试验目的是为了验证某些特定设备在应急着 陆期间是否会与其安装支架分离或设备自身发生解体,应用 于应急着陆期间与安装支架分离或自身解体后可能危及乘 员、燃油系统或应急撤离装置安全的设备。其中的持续加速 度试验载荷作为一种静载荷处理。

2.2 动载荷 高升力系统动载荷指用于动强度设计和试验的载荷,一 般包含6种载荷:功能振动试验载荷、耐久振动试验载荷、 高量值振动试验载荷(如需)、风车环境试验载荷(如需)、 功能冲击试验载荷、坠撞试验中脉冲试验载荷,具体可参考 RTCA DO-160G的相关规定[3]。

2.2.1 功能振动试验载荷 功能振动试验载荷考核设备在正常飞行振动环境条件 下能否满足功能要求。

2.2.2 耐久振动试验载荷 耐久振动试验载荷考核设备在承受持久的振动条件下能否继续良好工作,满足振动疲劳的要求。耐久振动试验同 时验证设备的功能和结构两个方面的完整性。

2.2.3 高量值振动试验载荷 高量值振动试验载荷考核设备在非正常飞行振动环境 条件下(发动机风扇叶片飞出)能否满足功能要求。高量值 试验适用于如果功能损失会危及飞机性能的设备。高量值试 验不能取代功能振动试验和耐久振动试验。根据具体飞机型 号的设计目标,可选择或不选择进行高量值振动试验。

2.2.4 风车环境试验载荷 在风车状态下,针对持续发动机不平衡这一特定风险 (FAA AC25-24持续发动机不平衡),对于一些影响飞机继 续飞行安全及着陆的至关重要的设备,需进行风车振动试验。

风车载荷考核设备在风车振动环境条件下能否满足功能要 求。根据具体飞机型号的设计目标,可选择或不选择进行高 量值振动试验。

2.2.5 功能冲击试验载荷 功能冲击试验用于验证机载设备在承受飞机正常飞行 过程中所遇到的冲击时能否保持正常工作状态,包括飞机的正常滑行、着陆和可能的突风状态。

2.2.6 坠撞试验中脉冲试验载荷 坠撞试验中脉冲试验的目的同持续加速度试验,区别在 于脉冲试验载荷为后峰锯齿冲击脉冲波。

2.3 耐久性/疲劳载荷 高升力操纵机构耐久性/疲劳的设计目标是保证机构耐 久性/疲劳寿命达到设计预期,期间使用的载荷分别称为耐 久性载荷和疲劳载荷。

2.3.1 耐久性载荷 耐久性载荷(又称为动疲劳载荷)描述起飞之前活动面 放下、起飞之后活动面收上、着陆之前活动面放下与着陆之 后活动面收上等四个运动过程中高升力操纵机构需要承受 的载荷。耐久性载荷谱是在操作载荷的基础上编制的。

2.3.2 疲劳载荷 当活动面到达指定卡位之后,各个任务剖面使用情况下的活动面气动载荷一直在变化,造成高升力操纵机构上的支 反力矩发生变化,称为高升力操纵机构的疲劳载荷(又称为 静疲劳载荷)。由于在疲劳载荷中的各个使用情况中襟/缝 翼活动面都不运动,疲劳载荷谱不受机构摩擦影响。

2.4 次承力部件设计载荷 2.4.1 适航条款直接规定的载荷 高升力操纵手柄和高升力控制计算机为次承力结构,其 设计载荷由CCAR25部[2]直接规定。

1)高升力操纵手柄设计载荷 高升力操纵手柄属于驾驶舱内次操纵机构,其设计载荷 参考CCAR 25.405条款规定[2]。

2)高升力控制计算机的应急着陆载荷 高升力控制计算机是一个集中质量块,其设计载荷是惯 性载荷,可按实际情况考虑CCAR25.561规定的应急着陆载荷 [2]。2.4.2 传感器载荷 为保证高升力系统安全和飞机结构安全,高升力系统内 设计有大量的传感器,如检测左右机翼高升力活动面不对称 量的位置传感器、和检测单块活动面倾斜量的倾斜传感器。

高升力系统内部各种传感器均属于次承力部件,适航条 款未直接规定其设计载荷量级,其设计载荷往往来源于主制 造商或系统供应商的工程经验。

3 结论 本文介绍了民用飞机高升力操纵机构4类17种设计载荷, 可用于民用飞机高升力操纵机构载荷需求定义工作。

【参考文献】 [1]SCA002,系统对结构的影响专用条件[Z]. [2]CCAR-25-R4,中国民用航空规章第25部-运输类飞机 适航标准[S].2011-11-7第四次修订.

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