后缘襟翼随动加载技术研究

李三元，陈先民，庞宝才

(中国飞机强度研究所，陕西 西安 710065)

1 引 言

后缘襟翼是现代飞机中不可缺少的重要部分，在整个飞行过程中发挥着不可替代的作用。后缘襟翼在前缘缝翼的配合下，通过收放运动来改变整个机翼的形状和面积(如图1所示)，从而在不同飞行阶段得到所需的升力和阻力[1]。在起飞阶段，襟翼与缝翼一同展开，增大机翼面积，使飞机在低速状态获得较大的升力；在巡航阶段，飞机飞行速度较快，襟翼和缝翼收起，可以降低阻力，有利于飞机快速高效飞行；在着陆阶段，襟翼和缝翼均放下，同时增加升力和阻力，便于飞机着陆减速和危险状态复飞。

图1 襟缝翼在不同飞行阶段的状态[2]

后缘襟翼通常由襟翼翼盒、支持结构、运动机构及传动组件等构成，是飞机结构中最为复杂的可动部件之一，关系着飞机的安全性和可靠性。为验证其是否满足设计与适航要求，需要进行诸多地面试验，如静力试验、疲劳试验及部件集成验证试验等。

襟翼随动加载技术用于在地面试验中模拟作用于襟翼翼盒表面不断变化的气动载荷。在襟翼地面试验过程中，加载点相对襟翼翼盒固定，而襟翼翼盒的空间位置及作用于襟翼翼盒表面的载荷大小和方向均在变化，导致加载困难。因此，后缘襟翼随动加载技术是其地面试验中最复杂且关键的技术[2]。根据原理，将国内外工程中主要采用的襟翼随动加载技术归纳为三类：合成式随动加载技术、定轴转动式随动加载技术和多自由度分离式随动加载技术[2]。本文从原理、优缺点及工程应用案例等方面对这三类襟翼随动加载技术进行阐述。

2 合成式随动加载技术

2.1 合成式随动加载技术原理

平面内的二力合成符合平行四边形原则(如图2所示)。已知某个加载点的载荷和方向，即可根据二力合成原理将其分解为两个分力。当分力的方向确定后，它们的值是唯一的。

图2 力的合成原理

图3为合成式随动加载技术原理示意图。应用力的合成原理，将某个加载点的载荷分解到与该加载点相铰接的两个作动筒，而作动筒的底座固定，则襟翼在任一偏转角时，作动筒的轴线方向及加载值是唯一确定的。由于已知襟翼及加载点的运动轨迹，可以设计出满足试验需求的加载系统，并给出所有作动筒的加载控制参数(如加载值)。

图3 合成式随动加载技术原理示意图[3]

假设襟翼在如图3所示的试验状态下，加载点为A，作动筒AB的长度为l1，作动筒AC的长度为l2，两个作动筒的底座间距为l0。对于加载状态正解，即已知作用点A加载目标值P、两个作动筒的长度及αAC，则作动筒AB和AC上的加载分量F01和F02为：

(1)

其中：

(2)

对于加载状态反解，即已知作动筒AB和AC长度及其加载分量F1和F2，则作用点A的实际加载值F及其与作动筒AC的夹角θ为：

(3)

其中，cos(∠BAC)的计算同式(2)。

当加载点与作动筒加载端铰点重合时(实际存在偏差)，合成式随动加载因合力大小及方向与目标值存在差异而带来误差及附加力。目标载荷方向上载荷值的误差值δ及误差百分比q如下：

(4)

式中，γ为实际合力方向与目标加载方向的夹角。

2.2 合成式随动加载技术工程应用

合成式随动加载技术的原理较为简单，易于实现，且成本较低。在非定轴转动的平面运动类襟翼的随动加载系统设计时，通常优先考虑采用这种随动加载技术。但是，对于试验过程中变形较大的襟翼，作用点在加载过程中将随着载荷变化而不断变化。若不能准确或近似得到襟翼的变形，则较难确定作动筒的长度和载荷分量，并且导致加载装置的控制难度增加。

图4为中国飞机强度研究所开展的某民机襟缝翼运动机构可靠性评估试验。在该试验中采用合成式随动加载技术，每个加载点上由两个作动器联合加载，其加载端与拉压铰接在一起，底座固定于地面。同一加载点的两个作动筒通过同时控制各自的伸缩量和载荷大小，即可合成所需方向和大小的载荷，以满足试验的载荷需求。

图4 可靠性评估试验

巴西航空在研发EMB170飞机襟翼时，为了减小研发风险、验证分析结果，由日本三菱重工开展了襟翼收放等试验[4]。试验中内外襟翼采用独立的试验夹具(见图5)，且采用合成式随动加载技术，如图6所示。与图4中的试验不同的是，该试验在拉压垫和作动筒之间增加了杠杆系统。

(a)外襟翼

(b)内襟翼图5 EMB170飞机襟翼运动机构收放试验[4]

图6 载荷施加方法示意图[4]

3 转轴式随动加载技术

3.1 转轴式随动加载技术原理

对于定轴转动的加载点，如果加载方向相对于襟翼不变或者变化很小，则可以采用转轴式随动加载技术。在试验过程中，作动筒与襟翼绕固定转轴同步往复转动，同时施加所需载荷，作动筒的长度在整个过程中几乎不变。然而，飞机襟翼的运动轨迹不一定是标准的圆弧段。这类襟翼的加载点运动轨迹可以经过拟合，得到最佳拟合圆弧运动轨迹，即可采用这种转轴式随动加载方法。无论哪种情况，都要保证作用点与加载装置的运动同步，且共轴或近似共轴。

3.2 转轴式随动加载技术工程应用

转轴式随动加载技术的原理也较为简单，但其加载台架与合成式随动加载的相比较为复杂，成本也较高。这种随动加载技术限于襟翼加载点的运动轨迹为定轴转动，或在容许的误差范围内可近似为定轴转动的情况。图7所示为中国飞机强度研究所承担的某型飞机襟/缝翼疲劳试验，其加载装置应用的是转轴式随动加载技术。由图7可以看出，整个加载台架由固定底座、转轴、活动挂架、驱动作动筒和加载作动筒等构成。加载台架的底座固定在承力地坪上，活动挂架通过转轴与底座相连，加载作动筒固定在活动挂架上，二者由驱动作动筒驱动后共同绕轴转动。

图7 某型飞机襟/缝翼疲劳试验

4 多自由度分离式随动加载技术

4.1 多自由度分离式随动加载技术原理

多自由度分离式随动加载装置的加载载荷大小和方向分离控制，力控作动筒仅负责施加载荷的大小，而通过位控作动筒来调整力控作动筒的方向。位控作动筒和力控作动筒之间为上平台，其与位控作动筒和底座共同构成多自由度平台，而力控作动筒固定于多自由度平台之上。多自由度平台的姿态和力控作动筒的施加载荷同时变化，二者共同保证在加载点施加大小和方向准确的载荷。图8为标准六自由度并联运动平台，是典型的多自由度平台，由6个作动筒、上平台及底座构成。

图8 标准六自由度并联运动平台[5]

多自由度分离式随动加载的控制较为复杂，特别是多自由度平台的姿态控制。其设计上平台的姿态正解和反解，其中，正解较为困难。图9为多自由度平台坐标系及单个作动筒示意图，OMXMYM为其上平台局部坐标系(上标M表示动坐标系)，相对上平台静止；OFXFYF为其底座坐标系(上标F表示固定坐标系)，相对地面静止；BiPi为连接上平台和底座的第i个作动筒，其长度为Li。

图9 多自由度平台坐标系及单个作动筒示意图

对于姿态反解问题，已知上平台的空间姿态参数：绕X、Y和Z轴转动的姿态角(转动顺序依次为X、Y和Z)分别为θ、β和α，沿X、Y和Z轴的平移量分别为tX、tY和tZ。由式(5)计算出第i个作动筒的长度Li，即可通过位控来控制上平台的姿态。

(5)

其中，T为坐标变换矩阵，且：

对于姿态正解问题，已知多自由度平台各作动筒的长度，求得上平台的空间姿态参数θ、β、α、tX、tY和tZ，它们与各作动筒长度的关系为六元二次非线性方程组，这给求解速度和精度带来困难[5-8]。其求解方法分为解析解法(如几何法和四元素代数法等)和数值解法(如Newton-Raphson迭代算法等)，前者分析较为困难，后者依赖于初始值，可以参考文献[6]等。

4.2 多自由度分离式随动加载技术工程应用

由于多自由度分离式随动加载装置的固有复杂性，使得其控制系统设计难度较大，且总成本相对较高。该技术一般用于运动轨迹较为复杂的加载点。

欧洲空客已经在多个飞机型号的襟翼试验装置中应用多自由度分离式随动加载技术，图10和图11分别为A380和A350飞机的襟翼试验装置。从图中可知，每个襟翼下面都有一个独立的六自由度随动加载装置，采用非标六自由度平台作为加载平台，由6个液压作动筒、上平台和底座等组成。气压作动筒固定于六自由度随动加载平台之上，用于施加气动载荷[9-11]。

图10 A380襟翼功能试验装置[9]

图11 A350襟翼功能试验装置[10]

5 总 结

目前，工程中常用的后缘襟翼随动加载技术根据原理可分为合成式、转轴式和多自由度分离式随动加载技术。合成式随动加载技术的原理和装置均较简单，易于实现，且成本相对较低；该技术不适用于运动范围较大的襟翼，若襟翼变形显著，则控制算法较复杂。转轴式随动加载技术的原理也简单，但装置略复杂，成本也升高；该技术适用于定轴转动或近似定轴运动的襟翼，控制较简单。多自由度分离式随动加载技术的原理和装置较前二者复杂，成本也较高；该技术的适用范围较广，控制算法比较复杂。

在进行涉及襟翼运动的地面试验设计时，应首先考虑襟翼的运动特征，再结合试验项目的目的、经费和现有技术水平等选择适当的随动加载方法，使得设计的随动加载装置的综合价值最优。