0 引言

由于受到机场跑道长度、起落架轮胎速度的限制以及为了提高飞机起降安全性,高升力装置在现代大型飞机设计中得以不断发展和广泛应用。布置在机翼后缘舱的高度精密和复杂的运动机构和驱动系统,实现了高升力翼面在各气动构型/卡位之间的自由转换。驱动系统一般由动力输出单元、力矩传递线系和高传动比力/力矩输出作动器组成,作动器主要传力构件一般为高强度优质钢机加工而成,具有较高的耐久性机械性能,但抗疲劳和初始缺陷裂纹扩展性能较差。在飞机运营过程中不拆卸和分解作动器情况下,地面维护人员无法对其进行有效的损伤检查。适航规章要求在设计中必须对此类系统的单故障加以考虑(并无论其故障发生概率多低),须确保系统故障后飞机仍然具有继续安全飞行和着陆能力^[1-3]。

每块后缘襟翼一般具有两个以上驱动作动器,当其中某一作动器发生脱开故障时,翼面将产生较大程度的倾斜(主要表现为翼面端肋弦向运动),当这种变形位移过大时,两侧机翼将产生超出飞机配平能力的滚转力矩,从而妨碍飞行安全。在内外襟翼之间布置一个沿襟翼弦向单自由度作动器即内外襟翼交联机构,可起到降低故障翼面过度倾斜和提供翼面缓冲能量及辅助约束的作用,进而确保系统故障后飞机仍然具有继续安全飞行和着陆能力。

因此,在襟翼单作动器发生脱开故障时,如何对于交联机构所需吸收的冲击能量和传递的冲击载荷峰值进行预测和确定,是交联机构设计关键技术。在完整的内外交联机构-机体结构物理交联验证试验进行前,有必要进行合理的、准确的故障情况数值仿真计算分析。

1 高升力襟翼系统

1.1 襟翼及其操纵系统

襟缝翼增升装置,可以起到降低起飞和着陆速度,提升飞机起飞、进场和着陆性能,降低起飞及着陆场长度的作用。前、后缘增升装置形式,需根据飞机的起飞重量使用要求和机场条件,估算出所需的最大升力系数和升阻比等气动特性数据,以现役的军用飞机和航线上的民用飞机的各种增升装置统计得到最大升力系数值作为参考,进行充分的比较论证,做出决定。通常对双发飞机,采用单缝后退襟翼;对三、四发飞机采用多缝后退襟翼。

根据翼型的升力公式,有

其中ρ为当地空气密度,$\mathrm{}{V}_{\mathrm{\infty }}^2$为来流空速平方,b为有效机翼面积,C _L为升力系数。在升力(重量)一定的情况下,速度小的, bC _L值大,速度大的, bC _L小,在起飞着陆情况下,速度要远小于巡航速度,因此需要增升装置,某型号高升力装置襟翼系统布置如图1所示。

左右侧机翼各包括一块内襟翼和一块外襟翼,每块襟翼由两套运动机构及其操纵系统驱动,共四套相似的运动机构,运动机构及其驱动原理如图2所示。作动器旋转驱动曲柄通过襟翼摇臂推动或约束襟翼,在滑轨上运动。

操纵过程:操纵手柄产生的电位计信号,通过襟缝翼控制计算机(flap/slat electronics control unit, 以下简称FSCEU)内部计算生成襟缝翼控制指令。指令释放翼尖扭矩刹车(wing tip brake, 以下简称WTB)、并启动动力驱动装置(power drive unit, 以下简称PDU)驱动扭力管将扭矩传递给左右两侧的齿轮旋转作动器(gear rotary actuator, 以下简称GRA)。高传动比GRA将扭矩放大后输出给襟翼运动机构驱动曲柄/缝翼作动器,以克服外载荷实现襟缝翼收放运动。到达指令位置后,指令停止PDU驱动和WTB制动。PDU和各GRA均有扭矩限制功能。

卡位锁定:翼面外载荷传递至驱动曲柄,GRA将给曲柄提供扭矩约束,大部分扭矩载荷通过GRA壳体传递至后缘舱肋板,小部分扭矩将通过扭力管逆向传递,最终由WTB和PDU实现扭力管锁定和翼面位置锁定。

1.2 襟翼系统故障

飞机在飞行过程中的起飞阶段及进场阶段,根据飞行控制律要求,襟翼将在适当空速和高度条件下,在襟翼操纵系统控制下处于特定展开状态。襟翼将承受特定工况下的气动及惯性载荷。任意一个襟翼高传动比力/力矩输出作动器GRA齿轮轴因为各种缺陷和损伤,有可能在毫无征兆情况下发生机械断裂,从而失去作动器的扭矩传递能量和旋转约束。虽然剩余驱动系统仍然满足自由度约束要求,但由于襟翼翼面自身刚度较小的原因,将导致翼面产生较大程度的倾斜(主要表现为翼面端肋弦向运动),如图3所示。

在内外襟翼之间布置一个沿襟翼弦向单自由度作动器即内外襟翼交联机构并集成襟翼倾斜探测电子传感器,可起到降低故障翼面过度倾斜和提供翼面缓冲能量及辅助约束的作用,进而确保系统故障后飞机仍然具有继续安全飞行和着陆能力,内外襟翼交联机构布置如图4所示。该机构沿轴向允许一定行程范围自由运动,当任意方向超过行程限制时起到发出接近信号、正向缓冲制动和逆向锁死功能的内外襟翼交联保护装置。当后缘襟翼任一驱动作动器脱开故障时,装置起到超行程正向制动和逆向锁死作用,达到降低故障翼面的过度运动和避免故障翼面不利振动的作用。

2 仿真分析方法的确定

根据襟翼单作动器脱开故障的仿真需求分析,整个仿真分析过程包含两个阶段:第一阶段,系统完好,特定飞行载荷作用下的襟翼结构及其机翼盒段结构的受载及其变形情况,需采用隐式静力非线性分析计算^[4-5];第二阶段,在第一阶段基础上,襟翼单作动器脱开,在特定飞行载荷作用下,对应故障的襟翼翼面将在气动外载作用下倾斜运动,仿真分析内外襟翼交联机构参与受载和制动为止,需采用显式瞬态非线性分析计算。

非线性计算软件选取MSC公司的MD Nastran R2高级非线性求解器SOL400的“链式分析”方法进行上述襟翼单作动器脱开故障后的交联机构需吸收的冲击能量和传递的冲击载荷峰值仿真计算^[4-6]。链式分析命令如下所示:

SOL 400/Nastran求解序列

CEND/执行控制段结束标示符

SUBCASE 1/求解工况

STEP 10/子工况

ANALYSIS=NLSTAT/求解类型为稳态非线性分析

NLPARM=100/静态非线性参数

LOAD=10/静态载荷

SPC=15/静态约束

STEP 20/子工况

ANALYSIS=NLTRAN/求解类型为瞬态非线性分析

TSTEPNL=200/瞬态非线性参数

DLOAD=20/动态载荷

SPC=25/约束

具体命令含义见参考文件^[4-6]。

链式分析通过自动串联分析序列,通过将第一阶段,系统完好,特定飞行载荷作用下的襟翼结构及其机翼盒段结构的受载及其变形情况,需采用隐式静力非线性分析计算,其分析计算的输出状态作为第二阶段分析的输入状态。进行第二阶段襟翼单作动器脱开(通过SPC命令改变约束,进行脱开故障模拟),在特定飞行载荷作用下,对应故障的襟翼翼面将在气动外载作用下倾斜运动,仿真分析内外襟翼交联机构参与受载和制动为止,需采用显式瞬态非线性分析计算^[7-10]。

3 建模方法介绍

某型号选取了机翼盒段、襟翼及其运动机构进行了基于刚度和质量分布等效原则的内力解自然网格有限元建模,如图5所示。针对襟翼运动机构和操纵系统约束的传力特征,采用了RBE3、CBUSH和CLASE1来模拟运动机构元件之间的球铰、滑轮架滚动接触等物理连接。

内外襟翼交联机构采用杆式弹簧阻尼连接单元CBUSH1D进行模拟,通过PBUSH1D属性卡进行与交联机构自由行程和制动位置相关的制动刚度和阻尼参数的设置,涉及具体参数命令包括:SPRING、DAMPING及TABLED1^[7-10]。交联机构自由行程270mm~315mm范围内其弹性刚度设置为一极小值,当超出该自由行程时,其弹性刚度根据交联机构制动刚度试验结果设置为5 000N/mm。整体结构阻尼系数设置为0.03,当量粘性阻尼系数计算的整体结构平均频率为12Hz(即子模型外襟翼一阶固有频率)。

为了有效减少求解时间和计算成本,内外襟翼交联机构吸能数值仿真分析模型仅包含襟翼翼面及其运动机构有限元模型,共约55 000个单元,40 000个节点。采用局部子模型方法进行数值仿真计算,其边界条件约束条件取自于含外翼翼盒的有限元分析结果,同时按要求在襟翼翼面施加相应的气动及惯性载荷,如图6所示。

4 仿真结果分析

4.1 数值仿真结果

襟翼10°偏角时,襟翼单作动器发生脱开故障后,交联机构所需吸收的冲击能量和传递的冲击载荷峰值及行程变化链式分析计算结果如图7和图8所示。

从图7和图8中可以看出,在飞行载荷作用下,当四个襟翼作动器中的任意一个作动器失去其扭矩传递能量和旋转约束后,故障的襟翼翼面将在气动外载作用下倾斜运动,导致内外襟翼交联机构被触发而参与受载和制动。1#作动器脱开和3#作动器脱开将使交联机构拉伸,最终超过拉伸方向自由行程315mm,并触发动态冲击和吸能过程。3#作动器脱开情况,最先触发制动器,且动态制动载荷峰值最大。1#作动器脱开情况,最后触发制动器,且动态制动载荷峰值最小。2#作动器脱开和4#作动器脱开将使交联机构压缩,最终超过压缩方向自由行程270mm,并触发动态冲击和吸能过程。2#作动器脱开情况,较先触发制动器,且动态制动载荷峰值较大。4#作动器脱开情况,较后触发制动器,且动态制动载荷峰值较小。

交联机构需吸收的冲击能量根据弹簧蓄能公式进行分析计算。图9中反映的拉伸冲击载荷峰值约为27 500N,对应的制动距离约为10mm,因此冲击能量约为140J。图10中反映的压缩冲击载荷约峰值为18 000N,对应的制动距离约为5mm,因此冲击能量约为50J。

襟翼19°偏角时,襟翼单作动器发生脱开故障后,交联机构所需吸收的冲击能量和传递的冲击载荷峰值及行程变化链式分析计算结果如图11和图12所示。

从图11和图12中可以看出,3#作动器脱开将使交联机构拉伸,最终超过拉伸方向自由行程315mm,并触发动态冲击和吸能过程。1#作动器脱开情况,没有触发制动器。2#作动器脱开和4#作动器脱开将使交联机构压缩,最终超过压缩方向自由行程270mm,并触发动态冲击和吸能过程。2#作动器脱开情况,较先触发制动器,且动态制动载荷峰值较大。4#作动器脱开情况,较后触发制动器,且动态制动载荷峰值较小。

在襟翼10°、襟翼19°、襟翼25°、襟翼34°偏角时,襟翼3#作动器发生脱开故障后,交联机构行程变化链式分析计算结果如图13所示。

从图12中可以看出,不同角度襟翼3#作动器脱开,交联机构仅在10°及19°襟翼时,才会超过拉伸自由行程,从而触发制动与冲击吸能。

4.2 结果合理性分析

为了对链式分析方法预测的内外襟翼交联机构冲击能量及冲击载荷峰值的合理性,进行试验验证与确认,开展了某型号交联机构静态吸能载荷峰值设备级研发试验,试验结果如图14所示。试验结果获得的载荷峰值28 000N与预测的载荷峰值27 500N基本一致,表明了襟翼交联机构设计输入吸能载荷峰值的有效性和合理性。后续基于襟翼及运动机构和交联机构的系统级动态冲击验证试验,将对交联机构冲击能量与载荷开展进一步验证与确认^[11]。

5 结论

根据交联机构制动刚度研发结果将其设置成非线性弹簧,即自由行程范围内刚度设置为0,超出自由行程范围的刚度设置为一常系数。应用链式分析方法的自动串联分析序列,通过将第一阶段系统完好,特定飞行载荷作用下的襟翼结构及其机翼盒段结构的受载和变形情况,采用隐式静力非线性分析计算,其分析计算的输出状态作为第二阶段分析的输入状态。进行第二阶段襟翼单作动器脱开,在特定飞行载荷作用下,对应故障的襟翼翼面将在气动外载作用下倾斜运动,仿真分析内外襟翼交联机构参与受载和制动为止,采用显式瞬态非线性分析计算。对襟翼单一作动器脱开故障情况下的交联机构需吸收的冲击能量及冲击载荷,在物理试验验证条件具备前,进行了有效的数值仿真计算。为后续襟翼及运动机构和交联机构全物理试验件的试验验证,奠定了坚实的技术基础和参考数据。

参考文献