民用飞机高升力系统设计载荷计算

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1、第４７卷第４期航空计算技术Ｖｏｌ．４７Ｎｏ．４２０１７年７月ＡｅｒｏｎａｕｔｉｃａｌＣｏｍｐｕｔｉｎｇＴｅｃｈｎｉｑｕｅＪｕｌ．２０１７民用飞机高升力系统设计载荷计算陆建国，章仕彪，李卫平，刘杰（上海飞机设计研究院，上海２０１２１０）摘要：民用飞机高升力系统是影响飞机起降性能的一个关键系统，根据高升力系统设计特点，探讨翼面气动载荷、驱动装置驱动能力、设备传动效率和阻力、卡阻、脱开故障与系统设计载荷关系，系统阐述由设计输入襟缝翼气动载荷计算高升力系统各设备的设计载荷计算流程，得到适用于工程应用的高升力系统载荷计算方法。

2、关键词：民用飞机；高升力系统；设备设计载荷；动力驱动装置中图分类号：Ｖ２２７．６文献标识码：Ａ文章编号：１６７１-６５４Ｘ（２０１７）０４-００８９-０３LoadsCalculationforHigh-liftSystemonCivilAircraftsＬＵＪｉａｎ-ｇｕｏ，ＺＨＡＮＧＳｈｉ-ｂｉａｏ，ＬＩＷｅｉ-ｐｉｎｇ，ＬＩＵＪｉｅ（ShanghaiAircraftDesignandResearchInstitute，Shanghai２０１２１０，China）Abstract：Ｔｈｅｈｉｇｈ-ｌｉｆｔｓｙｓｔｅｍ

3、ｉｓａｋｅｙｓｙｓｔｅｍｆｏｒｔａｋｅ-ｏｆｆａｎｄｌａｎｄｉｎｇｏｆｃｉｖｉｌａｉｒｃｒａｆｔｓ．Ｂａｓｉｃｏｎｔｈｅｄｅ－ｓｉｇｎｏｆｓｙｓｔｅｍ，ａｎｄｅｖａｌｕａｔｉｏｎｓｏｆｍａｉｎｅｆｆｅｃｔｓｓｕｃｈａｓａｉｒｌｏａｄ，ｐｏｗｅｒｄｒｉｖｅｕｎｉｔ，ｍｅｃｈａｎｉｃａｌｅｆｆｉｃｉｅｎｃｙ，ｄｒａｇ，ｊａｍｓａｎｄｄｉｓｃｏｎｎｅｃｔｆａｉｌｕｒｅｅｔａｌ，ａｌｏａｄｓｃａｌｃｕｌａｔｉｏｎｍｅｔｈｏｄｉｓｐｒｅｓｅｎｔｅｄｉｎｔｈｉｓｐａｐｅｒ，ｗｈｉｃｈｓｈｏｗ－ｉｎｇｔｈｅｃａｌｃｕｌａｔｉｏｎｐ

4、ｒｏｃｅｓｓｆｒｏｍｔｈｅｓｙｓｔｅｍｄｅｓｉｇｎｉｎｐｕｔｄａｔｅｔｏｔｈｅｓｙｓｔｅｍｄｅｓｉｇｎｌｏａｄｓ．Ｔｈｅｌｏａｄｓｃａｌｃｕ－ｌａｔｉｏｎｍｅｔｈｏｄｃａｎｂｅｕｓｅｄｉｎａｃｔｕａｌｈｉｇｈ-ｌｉｆｔｓｙｓｔｅｍｄｅｓｉｇｎ．Keywords：ｃｉｖｉｌａｉｒｃｒａｆｔｓ；ｈｉｇｈ-ｌｉｆｔｓｙｓｔｅｍ；ｓｙｓｔｅｍｄｅｓｉｇｎｌｏａｄ；ｐｏｗｅｒｄｒｉｖｅｕｎｉｔ引言现代民用飞机为提高起降性能，普遍采用前缘缝［１－２］翼与后缘襟翼相配合的增升装置。为保证前后缘、左右两侧及内外侧各增升翼面按设计严格

5、地协调一致运动，襟缝翼操纵系统（也称高升力系统）通常采用同一动力源集中驱动和长达数十米的共轴机械传动［３－４］机构。典型民机高升力系统构架如图１所示。对于采用左右翼面分布驱动或单个翼面各作动器独立驱动的操纵系统设计，除需要考虑驱动设备间不同步导致“力纷争”载荷外，其他载荷计算与集中驱动共轴传图１高升力系统构架动情况类似。高升力系统设计载荷是系统设计的基础输入之１高升力系统设计载荷概述一，决定了系统设备结构设计、重量以及系统功能的实高升力系统是通过动力装置操纵相应翼面，使其现和强度验证。高升力系统设计载荷在传统飞机设计

6、操纵力与翼面气动载荷平衡以实现飞机在空中机动飞［５］资料中较少涉及，没有统一的行业标准，且相关研究行和平衡。操纵系统载荷与操纵面上的气动载荷、系文献几乎没有公开报道。与国内自主研发民用飞机合统某些装置或机构的工作原理密切相关。高升力系统作的国外系统供应商，一般只提供设备成品，而对于其设计载荷计算的关键在于如何在复杂的系统功能中筛设计理念、设计方法进行技术封锁。本文基于某型飞选出严重受载工况和如何确定载荷影响要素及进行定机的型号经验，阐述一种高升力系统设计载荷的计算量评估。本文根据系统功能，梳理归纳系统所有可能方法。的

7、工作状态，厘清各状况下的载荷输入和传力路径，计收稿日期：２０１７－０６－０７修订日期：２０１７－０７－０５作者简介：陆建国（１９８７－），男，江苏连云港人，工程师，硕士，主要研究方向为飞机系统强度。·９０·航空计算技术第４７卷第４期算各设备各个工况下的载荷。数组合表征。传动效率随设备使用周期而变化，且设备正向传载和反向传载的效率也可能不同。零载阻力２高升力系统设计载荷流程受温度影响。例如计算克服气动载荷作动器输入端所需的扭矩见以下公式：典型的高升力系统工作模式包括：正常操纵模式、Tｏｕｔｐｕｔ降级操纵模式、动力限制模

8、式、故障锁死模式、维修模ΔTｉｎｐｕｔ＝＋Dr·η式和不操纵模式等。考虑各模式下系统的输入载荷和式中，Tｏｕｔｐｕｔ为作动器输出端气动载荷，ΔTｉｎｐｕｔ为作动器载荷传递可将上述模式归纳为操纵工况、不操纵工况输入端载荷，r为传动比，η为传动效率，D为零载阻力。和故障工况３类系统载荷计算工况进行讨论，计算流计算由系统外侧作动器向动力驱动装置方向反