民用飞机襟翼交联机构吸能仿真技术研究

2020年第4期
总第139期
2020 No. 4Sum No. 139
民用飞机设计与研究
Civil Aircraft Design & Research
http : //myfj. cnjoumals. com myfj_sadri @comae, cc (021)20866796
DOI : 10.19416/j. enki. 1674 - 9804.2020.04.007
民用飞机襟翼交联机构吸能仿真技术研究
黄勇
** 通信作者.E-mail ： huangyongl @
引用格式：黄勇.民用飞机襟翼交联机构吸能仿真技术研究[J].民用飞机设计与研究,2020(4):36-41. HUANG Y. Energy
absorption simulation technology of flap interconnection structure for civil aircraft] J]. Civil Aircraft Design and Research ,
2020(4) ：3641(in Chinese).
（上海飞机设计研究院，上海201210）
摘 要：针对某型号后缘襟翼单一作动器脱开故障，翼面非正常变形导致的两侧机翼非对称滚转力矩及横滚配平问题。

采用
内外襟翼之间布置的交联机构，减小故障翼面过度倾斜和提供翼面能量吸收及辅助约束,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。

应用链式分析技术，实现了对襟翼单一作动器脱开故障冲击过程仿真以及交联机构制动行程和
吸能需求预测，通过交联机构设备级研发试验完成了初步验证。

关键词：民用飞机;襟翼;脱开故障;交联机构;吸能中图分类号：V267 ； V224.5
文献标识码：A OSID ：
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] O
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」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
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2020年第4期
黄勇民用飞机襟翼交联机构吸能仿真技术研究
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
L = ^pV J C L
（1）
其中P 为当地空气密度，化为来流空速平方,
b 为有效机翼面积，C 厶为升力系数。

在升力（重
量）一定的情况下，速度小的,叫值大，速度大 的,叫小,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。

电位计3倍号电位计1信号电位计4禱号\电位计2信号FSECU1[|缝翼1
I 襟翼
FSECU2N 缝翼]
4W1
位置传感器翼尖刹车
襟翼倾斜传感器
1旋转作动器珂力管角齿轮箱丨
--------- -----亠 襟翼倾斜传感器
角齿轮箱扭力管旋转作动器\角齿轮箱翼尖刹车位置传感器
液压系统液压系统
图1高升力装置襟翼系统架构
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。

图2襟翼驱动及运动机构原理
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 u-
nit,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 ）O 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
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技术研究总第139期
图3作动器脱开故障后的襟翼变形
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岀接近信号、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。

交联机构
图4内外襟翼交联机构
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SOUOO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］o链式分析命令如下所示：
SOL400/Nastran求解序列
CEND/执行控制段结束标示符
SUBCASE1/求解工况
STEP10/子工况
ANALYSIS=NLSTAT/求解类型为稳态非线性分析
NLPARM二100/静态非线性参数
LOAD=10/静态载荷
SPC=15/静态约束
STEP20/子工况
ANALYSIS二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二25/约束
具体命令含义见参考文件［-6］O
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-10］O
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較、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：
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2020年第4期黄勇民用飞机襟翼交联机构吸能仿真技术研究
图5机翼盒段、襟翼及其运动机构有限元模型
N
.
B
報
旳
走
CO Q
L1.
30000
25000
20000
15000
10000
5000
-5000
-10000
-15000
-2000CL
襟翼10。

交联机构冲击载荷
时间/S
图7
SPRING,DAMPING及TABLED1[7_10]o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5000N/mm o 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55000个单元,40000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。

33
3S
31
E
E
m
蛊
fc S
O
LL.0
.02
8
o
/s
间
时
06
D.
图6襟翼交联机构吸能数值仿真模型
图8襟翼10。

交联机构行程
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315nun,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27500N,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
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,祀
箫
曲
^SUId
=
/•:1S
S)-2
=
295300 30531031532C
FICS行程变化/mm
图9拉伸过程与冲击载荷
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技术研究
总第139期
变化链式分析计算结果如图13所示。

s " I
・
o =E 1
2
50502211009988733333322222
E E m
蚤
fc S
O LL
/s
间 时265
270 275 2fl0 2B5 290 28S 300
FICS 行程变化/mm
图10压缩过程与冲击载荷
值为18 000 N,对应的制动距离约为5 mm,因此冲 击能量约为50 J o
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。

3
7520752-2
-5r
1l ®e
盘 s o
le —
—坤GRA 脱幵------2#GRA 脱开I -----341GRA 脱开........4#GRA 脱开
图13不同角度襟翼3#作动器脱开交联机构行程
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28 000 N 与预测的载荷峰值27 500 N 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⑴］。

0 0.02 0.04 0.06
0.08 0.1 0.12
时间/S
5
2矍 s
o
iE
图11 19。

襟翼交联机构冲击载荷
s
剛 时图12襟翼19。

交联机构行程
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315 mm,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 270 mm,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20
1510$ O
冒
7
盟 E
於T S O I d
0 5 10 15 20 25 30
FICS 载荷/KN
图14交联机构设备级静态吸能载荷峰值试验结果
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o ,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
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2020年第4期
黄勇民用飞机襟翼交联机构吸能仿真技术研究
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。

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作者简介
黄 勇 男，学士，高级工程师。

主要研究方向：民机载荷设
计与适航验证o E-mail : huangyongl @ comae, cc
Energy absorption simulation technology of flap interconnection
structure for civil aircraft
HUANG Yong *
* Correspond!ng author. E-mail ： huangyong1@comae, cc
(Shanghai Aircraft Design and Research Institute , Shanghai 201210, China)
Abstract : In order to address the problem of asymmetric roll moment and roll balance of the wings on both sides caused by the abnormal deformation of the wing surface due to the actuator disconnecting of a single actuator for a certain trailing edge flap , an inter-connect mechanism between the inner and outer flaps was adopted to reduce the
excessive deformation and provide the energy absorption and auxiliary constrains function, so as to ensure that the
aircraft can continue to fly and land safely after the system failure. The chain analysis technology was applied to re ­alize the simulation of the impact process for the single flap actuator disconnecting fault and the prediction of the stop stroke and energy absorption demand of the inter-connect mechanism. The preliminary verification was comple ­
ted through the equipment level test of the inter-connect mechanism.
Keywords : civil transport ; flap ; disconnect failure ; interconnection structure ; absorbing energy
41。