襟翼运动机构全尺寸疲劳试验技术研究
时间：2023-02-26 22:15:04 来源：千叶帆 本文已影响人
刘 玮，刘 冰，郑建军
(中国飞机强度研究所，全尺寸飞机结构静力/疲劳航空科技重点实验室，上海 200120)
襟翼是运输类飞机重要的增升装置，也是飞机上载荷最大、运动幅度最大、运动方式最复杂的活动翼面之一。在典型的飞行历程中，襟翼需要运动至不同的工作卡位，以满足起飞、巡航、着陆等工况的升/阻力需求。CCAR-25中对襟翼及其操纵系统的疲劳符合性验证提出了明确的试验要求。
飞机襟翼运动机构疲劳试验的目的在于验证运动机构主要受力构件的疲劳特性，暴露疲劳薄弱部位，为分析、设计和制造工艺改进提供试验依据。由于运动机构自由度控制与载荷传递的复杂性，传统的试验方案需要引入完整的襟翼翼面-运动机构系统，加载及载荷传递过程不直接，且扩大了试验件范围，增加了试验的规模及实施难度。
本文以某大型客机襟翼运动机构疲劳试验为例，探索了一种针对单独襟翼运动机构的疲劳试验方案。通过对襟翼运动方式的分析，解构出襟翼运动机构的约束与受力模型，建立了对运动机构边界条件的精确模拟，解决了运动机构约束、驱动与加载问题。经运动仿真及试验态分析，证明该试验方案可行，并在型号验证试验中得到成功应用。
某大型客机采用富勒式襟翼，每组襟翼由2套运动机构支持。考虑到结构相似性，在验证时可以只选取1套具有典型特征的运动机构进行试验。传统的试验方案需要搭建完整的襟翼翼面-运动机构系统作为试验件，这会造成试验件的重复制造与试验资源的浪费。从运动机构选型、验证的角度出发，提出针对单独的襟翼运动机构直接进行约束及加载的研究思路，简化翼面载荷对运动机构的分配、传递过程，使考核输入变量更为可控，从而对试验件及分析模型进行更加有效的验证，同时也可降低试验规模、风险及成本。
2.1 襟翼运动机构约束自由度分析
以某大型客机内襟翼1#运动机构为例(如图1所示)，运动机构的主要结构包括驱动连杆、摇臂、滑轮架接头、扭力管及滑轨、滑轮架等。扭力管与襟翼端肋固连，可视为一个整体。当襟翼由0卡位开始下放时，驱动连杆在电机的带动下摆动，推动滑轮架沿导轨向后滑动，同时通过摇臂带动内襟翼-扭力管组件以1、2#机构滑轮架接头轴承球心连线为轴线顺时针转动。
0卡位
2卡位
FULL卡位图1 某大型客机内襟翼1#运动机构示意图
以0卡位下1#机构滑轮架接头关节轴承球心为原点，1#、2#机构滑轮架接头关节轴承球心连线为Z轴(即襟翼翼面偏转轴线)，平行于导轨方向为X轴，建立内襟翼局部坐标系O-XYZ。以内襟翼翼面为研究对象，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，FX为襟翼所受X向约束反力总和，FCX1为1#机构C点(摇臂与襟翼连接点)所受X向反力，以此类推。分析式(1)可知，1#机构和2#机构共同实现了对襟翼翼面的弱超静定约束。其中，1#机构和2#机构分别约束了襟翼翼面的X向、Y向平动及绕Z轴转动自由度，2#机构还额外提供了对Z向平动自由度的约束。在试验系统只包含1#机构时，由于2#机构缺失，需要对襟翼(假件)补充约束Z向平动及绕X轴、Y轴转动自由度。
2.2 襟翼运动机构特殊边界条件模拟
襟翼运动机构试验载荷全部来自于襟翼翼面的气动载荷对运动机构的传递。为便于试验实施，设计襟翼假件替代真实的襟翼翼面及连接结构。将分布的襟翼翼面载荷等效为少数集中力载荷施加到襟翼假件上，并通过假件向运动机构传递。襟翼假件的运动轨迹与真件一致。
在运动及试验加载过程中，必须保证襟翼假件姿态始终受控。为此，提出了基于补充约束的内襟翼系统设计方案。根据上文的分析结果，设计了对夹式约束钢板，为襟翼提供Z向平动及绕X、Y轴转动约束，补充了因2#机构缺失而缺少的约束。襟翼假件两侧与约束钢板接触处安装牛眼轴承阵列，使襟翼假件在XOY平面内能够自由运动。襟翼受气动载荷作用时，运动机构对其约束反力就是运动机构的输入载荷，表现为扭力管外端与内襟翼端肋连接处承受FX、FY和MZ作用。在假件上设置3个加载接头，通过力的分解组合调制出各卡位下任意组合的FX、FY和MZ，解决了内襟翼假件的姿态控制与加载问题。内襟翼1#运动机构试验装置示意图见图2。襟翼运动机构试验件支持主要包括对襟翼导轨的支持和对驱动连杆转轴座的支持。在真实结构中，导轨与转轴座安装于机身或机翼后梁。因此，在试验中模拟真实的几何边界条件，建立对上述结构的支持。
图2 内襟翼1#运动机构试验装置示意图
2.3 试验载荷谱编制
根据试验任务要求，1#机构需要在0、2、FULL等3个工作卡位模拟襟翼收起、操纵检查、发动机停车、襟翼下放离场、襟翼下放进场、着陆滑跑等工况施加载荷，共设置18个工况。依据刚体运动数字模型的运动仿真结果，提取出各卡位下各力控加载点的载荷方向，以此为依据通过载荷的分解合成，求得各工况力控加载点载荷，并给出各卡位下位控加载点控制指令。由于位控加载点间是非线性协调的，在0卡位与2卡位及2卡位与FULL卡位间插入多个运动辅助工况，将载荷工况提取组合成6种不同飞行谱，典型飞行谱载荷历程见图3。
图3 1#机构典型飞行谱载荷历程
根据襟翼运动机构运动原理，对运动机构主要部件及试验设施进行分割，按照真实的连接形式建立各部件间连接约束，建立试验系统刚体运动数字仿真模型。以驱动连杆转角作为命令输入，检查试验系统是否能够正常运动，试验件及试验设施是否干涉，作动筒行程是否充足等，测量各卡位下位控加载点位移值及力控加载点加载方向。经过运动仿真，证明试验约束与驱动方案合理可行，发现并消除了潜在的运动干涉隐患，为试验控制指令编制提供了依据。1#机构试验各卡位运动仿真见图4。
建立了1#机构试验系统试验态计算模型，进行了系统试验态综合评定分析，对比了典型部位在试验实施载荷和理论载荷作用下的应力和扭矩等响应参数，作为评判试验方案的依据。试验系统计算模型如图5所示。1#机构典型部位主要工况应力对比见表1。
图4 1#机构试验系统运动仿真
图5 1#机构试验系统计算模型
表1 1#机构滑轨前接头耳片应力对比
试验态有限元分析表明，襟翼运动机构试验态应力和扭矩谱分布形态与理论态一致，试验态应力和扭矩水平与理论态接近，能够实现对襟翼运动机构的考核。
本技术在某大型客机襟翼运动机构疲劳试验中得到成功应用。截至2021年底，1#机构已累计完成16000飞行循环疲劳试验，试验运行迅速、平稳，试验数据符合预期。以1#机构FULL卡位襟翼下放进场工况为例，运动机构典型部位部分应变测量结果见表2。
表2 1#机构襟翼下放进场工况部分应变测量结果
扭力管是内襟翼翼面气动载荷向1#运动机构传力的唯一途径。从表3可以看出，试验实测扭力管应变与理论计算误差小于1%，表明试验主动载荷施加准确，试验约束和加载方案合理。
目前，国内对民用飞机襟翼及其运动机构的研究仍较为有限，对襟翼运动机构耐久性试验技术的探索和应用也比较缺乏。本项目根据型号试验任务的需要，针对原有试验方法试验件范围大、试验规模大、试验系统复杂等问题，提出了针对单独襟翼运动机构的试验验证思路，通过对襟翼及其运动机构的解构，给出了具体的襟翼假件设计、约束方案和整体试验方案。相比原有试验方法，该方案在获得更好的试验加载精度和验证效果的同时，可以大幅节省试验件的制造成本，减少试验资源占用，缩短试验件制造和试验运行周期。
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