作動器防擺動控制結構設計

凡 玉，王新年，王 哲

(1.中航飛機西安民機有限責任公司 工程技術中心，陜西 西安 710089；2.中航飛機研發中心 結構所，陜西 西安 710089)

作動器防擺動控制結構設計

凡 玉1，王新年1，王 哲2

(1.中航飛機西安民機有限責任公司 工程技術中心，陜西 西安 710089；2.中航飛機研發中心 結構所，陜西 西安 710089)

通過對作動器擺動現象和幾何原理進行分析，提出一種作動器防擺動控制結構，該控制結構不僅可以限制作動器接頭和箱體擺動，避免出現操縱支座磨損和操縱失效現象，提高了作動器工作的可靠性和安全性，而且便于作動器和防撞墊圈拆裝，可降低結構和系統的維修成本。

作動器；防擺動；防撞墊圈

0 引言

目前，國內外民用飛機升降舵作動器安裝結構主要采用法蘭式連接或者點點式連接兩種固定形式[1-3]。由于某飛機平尾翼面高度限制和操縱系統剛度要求，其升降舵作動器選用點點式連接安裝結構形式。

點點式連接結構前后對接點均為鉸鏈連接，作動器工作時容易出現接頭和箱體繞軸承內圈球面擺動現象。作動器接頭擺動與操縱支座撞擊，導致操縱支座耳片磨損，降低操縱支座壽命；作動器箱體擺動也可能與平尾后緣艙蒙皮結構干涉，降低操縱系統可靠度，導致升降舵出現卡阻，影響飛機飛行安全。因此，本文提出一種作動器防擺動控制結構，提高作動器工作可靠性和安全性，提高操縱支座結構使用壽命，降低維護成本。

1 作動器擺動機理

作動器接頭和箱體之所以擺動主要是由于其前后對接均采用鉸鏈關節軸承結構。作動器工作時，固定接頭會隨著軸承外圈繞軸承內圈圓心擺動，如圖1(a)所示。因固定接頭固定在作動器箱體內，所以固定接頭的擺動必然引起作動器箱體也隨之擺動，如圖1(b)所示[4-5]。

2 防擺動結構設計

2.1 相關機型類似結構設計

ATR72飛機方向舵、A320飛機副翼和升降舵均采用點點式作動器，其安裝結構分別如圖2、圖3和圖4所示。該安裝結構形式是目前最常用的作動器安裝結構形式，不具有限制作動器接頭擺動功能，僅是在作動器接頭與操縱支座間設計有襯套，另外控制作動器接頭與操縱支座耳片的間隙。

設計原理：軸承擺角α是可以設計的，通過控制擺角α來避免作動器接頭與操縱支座耳片撞擊，以及限位作動器箱體擺動幅度，避免出現與壁板碰撞導致作動器運作中卡滯。

2.2 型號設計方案

升降舵作動器箱體尺寸為350mm×275mm×130mm，平尾后緣艙弦向高度為203-122mm，平尾后緣艙對作動器安裝需求空間并不“闊余”，如不采用作動器限制擺動設計，作動器箱體會繞著操縱軸線做半徑為175mm(箱體長度的一半)的圓弧擺動，擺角α范圍約為-9°-9°，作動器箱體會和后緣艙上下壁板“干涉”，進而影響操縱系統的可靠性和安全性，如圖5所示。

某飛機升降舵作動器安裝結構必須采用防擺動控制結構設計，如何具體實現作動器防擺動控制目的，需要依據作動器接頭耳片結構形式而定。作動器生產公司初步提供作動器接頭有兩種結構形式：接頭耳片帶凸臺和不帶凸臺。

作動器接頭耳片不帶凸臺，如圖6 (a)所示。作動器接頭耳片厚度就等于軸承外圈寬度C，那么操縱支座耳片與作動器接頭耳片間的間隙X：

(1)

作動器接頭耳片帶凸臺，如圖6(b)所示。作動器接頭耳片厚度就等于軸承外圈寬度C與左右凸臺厚度之和，那么操縱支座耳片與作動器接頭耳片間的間隙X：

(2)

因此，設計一種變厚度的墊圈，如圖7所示，確保W1=X，W2=t，即可滿足兩種不同作動器結構形式限制擺動要求。另外，此防撞墊圈設計還需滿足以下要求：

(1)防撞墊圈材料剛度和強度應低于作動器接頭和操縱支座材質；

(2)防撞墊圈厚度公差應滿足操縱支座與作動器裝配要求；

(3)限制作動器防擺動控制結構應滿足防撞墊圈可更換要求。

綜上分析，本文提出一種作動器防擺動控制結構，如圖8所示。該結構由于操縱支座一側耳片采用滑動襯套，可以實現防撞墊圈的快捷拆裝。

*注：1螺栓；2普通墊圈；3滑動襯套；4防撞墊片；5防磨襯套；6普通墊圈；7自鎖螺母；8操縱支座；9作動器接頭；10 關節軸承

2.3 方案論證

作動器防擺動控制結構拆裝路線如圖9所示。該結構通過防撞墊圈完全可以實現限制作動器擺動要求，提高了操縱系統的可靠性和安全性，且避免作動器接頭撞擊操縱支座耳片致其損傷，大大降低了作動器和操縱支座維護或者更換成本。該結構形式簡單、易于作動器和防撞墊圈拆裝，工藝性好。經過對該結構進行運動仿真和拆裝模擬，結果表明該結構滿足作動器防擺動控制要求，且該結構拆裝簡便易行。

*注：順時針箭頭方向為拆卸路線，逆時針箭頭方向為安裝路線

3 結語

通過對作動器擺動現象和幾何原理進行分析，提出一種作動器防擺動控制結構，該控制結構不僅可以實現限制作動器接頭和箱體擺動，避免出現操縱支座磨損和操縱失效現象，大大提高了作動器工作可靠性和安全性，而且該結構便于作動器和防撞墊圈拆裝，工藝性良好，還可降低結構和系統的維護成本。

[1] 楊慧,吳德財.民用飛機復合材料尾翼舵面作動器選型研究[J].應用力學學報,2015,3(32):460-465.

[2] 夏立群,謝增榮.民機作動器研究[C]//中國航空學會.大型飛機關鍵技術高層論壇暨中國航空學會學術年會論文集,2007:2532-2537.

[3] 徐向榮.民用飛機高升力系統旋轉作動器力矩限制機構研究[J].機械設計與制造工程,2015,44(7):74-75.

[4] 周蜜.A320飛機電傳操縱系統概述[J].中國科技信息,2016(12):34-35.

[5] 馬紀明,付永領,李軍,等.一體化電動靜液作動器(EHA)的設計與仿真分析[J].航空學報,2005,26(1):79-83.

[責任編輯、校對：李 琳]

Design of Anti-swing Control Structure for Actuators

FANYu1，WANGXin-nian1，WANGZhe2

(1.Engineering Technology Center, AVIC Xi′an Civil Aircraft Co.,Ltd.,Xi′an 710089,China；2.R&D,AVIC Aircraft Co.,Ltd.,Xi′an 710089,China)

The paper puts forward an anti-swing control structure of actuators by analyzing the swing phenomenon and geometry principle of actuator.The control structure could limit actuator′s swing to avoid the wear and failure of joints,and also greatly improve the reliability and security of the actuator.Besides,it is convenient for disassembling actuators and anti-collision gaskets,and able to reduce the maintenance cost of structure and system.

actuators;anti-swing;anti-collision gasket

2017-01-20

凡玉(1985-)，男，安徽阜陽人，高級工程師，主要從事飛機結構設計和先進復合材料技術研究。

V227

A

1008-9233(2017)03-0016-04