飛機鐵鳥舵面加載存在的問題及其解決方法

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(簡稱飛機鐵鳥舵面加載)是飛機首飛前必須進行的一項重要試驗，該試驗主要考核飛機飛控操縱系統(含操縱作動器、機構、油路、電氣、連接結構、翼面等)在氣動載荷鉸鏈力矩作用下收放功能的可靠性。飛機首飛后根據發現的問題，很多工況的試驗還將繼續進行?？湛?、波音等公司非常重視該項試驗，半個世紀前就開展了這項試驗[1]。我國近十幾年來對此也很重視，并在ARJ、M700、AG600、C919等多個型號開展了這項試驗。

目前，鐵鳥舵面加載[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鍵技術問題卻基本沒有涉及。根據多年的調研，飛機鐵鳥舵面加載系統研制和調試存在干涉、小附加力跟隨、安全調試等多個方面的問題。

(1)干涉問題。加載執行機構在舵面收放加載過程中常常出現干涉，并且只能在進行加載調試時才能發現，這導致返工和鐵鳥支撐臺架切割，影響試驗周期。由于鐵鳥空間狹小(安裝了飛機真實飛控、液壓、航電、供電等機載設備)，鐵鳥支撐臺架先于加載系統完成設計、制造和安裝，加載作動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/無干涉設計，增加了設計難度。

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

(3)安全調試問題。調試過程常出現加載系統振蕩和險情(有時甚至頂/拉壞舵面)。因為鐵鳥舵面加載是被動加載，舵面收放引起載荷作動筒行程一般在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，如果舵面存在多個加載點，不能單獨調試，這樣會損壞操縱機構。因此，不能采用結構靜力/疲勞試驗調試方法去調試鐵鳥舵面加載。

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

上述問題的存在直接影響首飛節點和試驗結果的真實性。一旦舵面頂/拉壞，必將大大延誤首飛節點，造成重大經濟損失。

2.1 加載機構無干涉設計方法

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

(1)根據加載點運動數模軌跡和已固定的安裝底座坐標計算理論尺寸，全面考慮作動筒兩端內腔死區尺寸、舵面變形、余量、作動筒結構(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，以此來設計作動筒行程和全縮進尺寸，再進行作動筒全伸出和全縮進后余量計算檢驗。

(2)尋找舵面運動最快角度位置，計算速度，設計加載作動筒的動態參數。

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

圖1為舵面加載原理圖。對于作定軸轉動的舵面，空載時，舵面加載點連接耳片的中心孔作圓周運動，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點和B點，C是圓弧AB上任意點，D點為作動筒尾部固定耳片的中心孔(耳片固定在鐵鳥臺架上)。加載作動筒設計的關鍵是建立邊界值設計條件，準確獲得作動筒全縮進尺寸和行程。下面以對稱缸作動筒(見圖2)設計為例來說明。

圖1 舵面加載原理圖

圖2 對稱缸作動筒結構示意圖

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。根據設計經驗，對于載荷小于10t的作動筒，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

作動筒全縮進尺寸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點在圓弧AB上)，作動筒內腔死區尺寸Δ0，單位mm。對稱缸作動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)分別保證了作動筒伸出和縮進時尺寸滿足工作要求，式(5)確保作動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，通過式(3)-式(5)進行驗證，同時滿足式(3)-式(5)即設計合理。進行上述全數模檢驗，檢驗合格即可以將作動筒設計投入制造。

表1是某大型民用飛機鐵鳥舵面加載部分作動筒實際設計尺寸。

2.2 加載-跟隨液壓保護模塊

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

鐵鳥舵面加載過程中，由于舵面收放不能停止(由飛行仿真系統控制)，因此，需要作動筒在保護模塊的電磁閥斷電時(即保護狀態)，作動筒具有跟隨能力，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行重新設計，使其具有“加載-跟隨”功能。通過結構的重新設計，優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，降低干涉風險。一是減小異常保護下作動筒跟隨多余附加力，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，在斷開閉環控制的情況下，作動筒跟隨液流阻力在±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 鐵鳥舵面加載安全調試方法

存在的問題：調試時沖擊、振蕩、險情或事故，周期長。分析：鐵鳥舵面加載屬于被動加載，加載作動筒的行程主要由舵面收放運動引起。實際中，舵面運動引起的作動筒行程在300mm～1500mm，而舵面操縱機構和舵面剛度引起的變形在10mm～50mm。另外，對于多個加載點的舵面，不得進行單點調試(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，在鐵鳥舵面加載調試前，較準確地找到每個加載點加載控制通道的PIDF控制參數至關重要。下面介紹一種尋找加載通道PIDF控制參數的方法。

安全調試原理圖見圖4，平面坐標系XOY為加載作動筒運動軌跡平面(X和Y方向選擇可以任意)。舵面處于中立位置時，O是轉動鉸點，A和B分別是加載作動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分別是驅動舵面運動的位移作動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

位移作動筒可以用其它加載作動筒。使用該舵面驅動作動筒控制率控制位移作動筒(主動控制)，推動異型搖臂轉動，用載荷作動筒做被動加載，使用本加載作動筒控制率(載荷是角度的函數，可以按20%載荷加載)做被動加載，調試獲得載荷作動筒加載控制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的載荷作動筒被動加載基本模擬了鐵鳥舵面加載的運動軌跡，而舵面運動引起的加載作動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 鐵鳥舵面加載無突變解析控制

解析函數控制技術：基于飛機鐵鳥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，通過控制系統的腳本文件給出控制系統能識別的代碼，實現解析函數控制。

載荷譜：加載點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是飛行模態和舵面偏轉角度。Πij確定后，加載點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Ak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改寫成βi,j,k,l是與Πij和Ak的下標對應，與具體飛行模態和具體加載點對應。

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

圖6 載荷平穩過渡

本文提出的方法在某大型民機鐵鳥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，加載作動筒等加載機構設計精準，無一返工，30個舵面45個加載點加載調試一次成功。45個加載點動態加載誤差的最小值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。