一种动态模拟襟翼控制系统扭力杆断连的试验装置及方法与流程

本申请属于大型飞机飞行控制系统试验领域，具体涉及一种动态模拟襟翼控制系统扭力杆断连的试验装置及方法。

背景技术：

1、随着现代技术的快速发展，以及国家大力的支持，大型飞机得到了快速发展，在新型飞机的研发、验证、取证等过程中，铁鸟试验起着重大的作用。襟翼控制系统作为大型飞机的增升装置，在起飞，进场或者着陆期间都要使用襟翼，在各飞行阶段对应的设计襟翼速度下，襟翼可以收起或放下。ag600飞机机翼后缘设置有四块下置铰链式襟翼，襟翼控制系统是一个电气控制、液压能源驱动、机械部件传动的控制系统。液压马达经pdu(动力驱动装置)内部的速度加法器和差动齿轮箱驱动传动线系旋转，通过扭力杆和支撑轴承组件将旋转运动和扭矩传递到滚珠螺旋作动器上，滚珠螺旋作动器将线系的旋转运动转化为直线运动驱动内、外襟翼，实现襟翼收放。

2、目前ag600铁鸟试验室在开展襟翼控制系统故障模拟试验过程中，主要通过仿真信号模拟襟翼控制系统的故障，来验证各类故障对飞机功能、性能的影响。针对目前的试验条件，存在不足之处为：

3、目前主要使用的仿真信号模拟部件的故障(断连、卡阻、滑移)，无法真实模拟试验故障情景，且与真实故障差异较大。

4、无法真实模拟襟翼在运动过程中扭力杆的断连，在运动过程中验证扭力杆断连后襟翼控制系统的运动规律是否符合设计逻辑，是否触发不对称、未按指令运动、机械卡阻告警。

5、目前常规的试验方法无法验证在飞行过程中扭力杆的突然断连导致飞机出现的瞬态扰动，实际状态下，飞行过程中扭力杆的突然断连，两侧襟翼舵面出现剪刀差，襟翼控制系统故障，飞机会出现瞬态扰动并且附带一定的滚转角速度(力矩)，再考虑不利侧风对飞机的干扰，飞行员对于预期的纠正动作和纠偏量的大小进行评估，并衡量状态是否可接受。

6、中国民用航空规章第25部运输类飞机适航标准(ccar-25r4)中第25.671条总则明确要求在各操纵系统发生故障后，飞机能满足特定的飞行品质要求，同时考虑到襟翼控制系统的的设计，扭力杆断连存在一定的概率，因此有必要在地面集成试验中动态模拟扭力杆断连。

技术实现思路

1、本申请提供一种动态模拟襟翼控制系统扭力杆断连的试验装置及方法，能够解决在地面集成试验中动态模拟扭力杆断连的问题。

2、第一方面，本申请提供一种动态模拟襟翼控制系统扭力杆断连的试验装置，其特征在于，包括台架过渡件1、支撑加强肋2、截断扭力杆左端3、扭力杆脱开组件4、叉耳5、截断扭力杆右端6、摇臂7、支撑平台8、电机9，其中：

3、扭力杆改装件包括截断扭力杆左端3、扭力杆脱开组件4、截断扭力杆右端6；所述支撑平台8为基于铁鸟台架的用于支撑控制电机9的平台，以铁鸟台架为基准，通过台架过渡件1的安装，在扭力杆改装件搭建支撑平台8，避开液压管路的同时，通过支撑加强肋2加强保证稳定性，电机9安装在支撑平台8上；电机9驱动摇臂7绕支撑平台上的固定支点转动，摇臂7的另一端为叉耳5从而保证与叉耳滑轨4-2的贴合。

4、进一步的，所述扭力杆脱开组件4包括十字螺栓4-1、叉耳滑轨4-2、卡槽转盘4-3、外转轴4-4、卡箍摇臂4-5、叉形摇臂4-6和内转轴4-7，扭力杆脱开组件具有自动脱开、手动复原的功能。

5、进一步的，所述扭力杆改装件通过十字螺栓4-1将扭力杆脱开组件与截断后的扭力杆固连在一起。

6、进一步的，当卡箍摇臂4-6啮合在卡槽转盘4-3时，扭力杆改装件正常传递扭矩，与未改装扭力杆功能一致；当卡箍摇臂4-6与卡槽转盘4-3未啮合时，扭力杆改装件不可传递扭矩，模拟的为该处的扭力杆断连。

7、进一步的，扭力杆改装件通过电机9的控制实现两端转轴的脱开和连接；襟翼运动过程中启动电机9，电机9转动带动摇臂7绕固定轴转动，叉耳5转动带动叉耳滑轨4-2沿轴线滑动。

8、进一步的，当电机9驱动叉耳5带动叉耳滑轨4-2向左滑动，叉耳滑轨的滑动带动叉形摇臂4-5的转动，当转动到一定角度后，脱开组件扩开，叉形摇臂4-5向左拉扯卡箍摇臂4-6的长摇臂端，当长摇臂端旋转一定的角度后，卡箍摇臂4-6的短摇臂端会与卡槽转盘4-3脱开，内转轴4-7与外转轴4-4相对转动，此时该扭力杆改装件模拟了扭力杆的断开，不能传递扭矩。

9、进一步的，当电机9驱动叉耳5带动叉耳滑轨4-2向右滑动，叉耳滑轨的滑动带动叉形摇臂4-5的转动，当转动到一定角度后，脱开组件收拢在一起，叉形摇臂4-5向右推拉卡箍摇臂4-6的长摇臂端，当长摇臂端旋转一定的角度后，卡箍摇臂4-6的短摇臂端会与卡槽转盘4-3啮合，内转轴4-7与外转轴4-4无法相对转动，扭力杆正常传递扭矩，扭力杆状态正常，襟翼控制系统正常运行。

10、第二方面，本申请提供一种动态模拟襟翼控制系统扭力杆断连的试验方法，方法应用于上述的动态模拟襟翼控制系统扭力杆断连的试验装置，方法包括：

11、步骤1：襟翼运动过程中，扭力杆相互传递扭矩，实现链系的运动，启动电机，电机转动带动摇臂7绕固定轴转动，叉耳转动带动叉耳滑轨4-2沿轴线滑动；

12、步骤2：当电机正转，带动叉耳滑轨向左运动，叉形摇臂4-5顺时针转动，带动卡箍摇臂4-6脱离卡槽转盘4-3，从而实现外转轴4-4和内转轴4-7的脱离；

13、步骤3：外转轴4-4和内转轴4-7相对转动，不能传递扭矩，实现了扭力杆的断开和脱离；模拟了襟翼控制系统扭力杆的断裂。

14、综上所述。本发明提供一种动态模拟襟翼控制系统扭力杆断连的试验装置及方法，真实模拟襟翼控制系统(16根扭力杆)中任意一根扭力杆断连，验证扭力杆断连后襟翼控制系统的运动规律是否符合设计逻辑，是否触发不对称、未按指令运动、机械卡阻告警，另一方面在试飞过程中扭力杆的突然断连，飞机会有瞬态扰动，并持续受到横滚扭矩，飞行员需对飞行品质开展评估，是否需要特殊的架势技巧或体力继续安全飞行或着陆。该试验方法可真实模拟试验故障情景，逼真度高，可靠性高，重复性高，结构设计巧妙，为大型飞机襟翼控制系统故障试验提供了新思路，或为有相似结构的故障试验提供有力支撑，扩大了该领域的试验方式和方法。

技术特征：

1.一种动态模拟襟翼控制系统扭力杆断连的试验装置，其特征在于，包括台架过渡件1、支撑加强肋2、截断扭力杆左端3、扭力杆脱开组件4、叉耳5、截断扭力杆右端6、摇臂7、支撑平台8、电机9，其中：

2.根据权利要求1所述的试验装置，其特征在于，所述扭力杆脱开组件4包括十字螺栓4-1、叉耳滑轨4-2、卡槽转盘4-3、外转轴4-4、卡箍摇臂4-5、叉形摇臂4-6和内转轴4-7，扭力杆脱开组件具有自动脱开、手动复原的功能。

3.根据权利要求2所述的试验装置，其特征在于，所述扭力杆改装件通过十字螺栓4-1将扭力杆脱开组件与截断后的扭力杆固连在一起。

4.根据权利要求3所述的试验装置，其特征在于，当卡箍摇臂4-6啮合在卡槽转盘4-3时，扭力杆改装件正常传递扭矩，与未改装扭力杆功能一致；当卡箍摇臂4-6与卡槽转盘4-3未啮合时，扭力杆改装件不可传递扭矩，模拟的为该处的扭力杆断连。

5.根据权利要求2所述的试验装置，其特征在于，扭力杆改装件通过电机9的控制实现两端转轴的脱开和连接；襟翼运动过程中启动电机9，电机9转动带动摇臂7绕固定轴转动，叉耳5转动带动叉耳滑轨4-2沿轴线滑动。

6.根据权利要求5所述的试验装置，其特征在于，当电机9驱动叉耳5带动叉耳滑轨4-2向左滑动，叉耳滑轨的滑动带动叉形摇臂4-5的转动，当转动到一定角度后，脱开组件扩开，叉形摇臂4-5向左拉扯卡箍摇臂4-6的长摇臂端，当长摇臂端旋转一定的角度后，卡箍摇臂4-6的短摇臂端会与卡槽转盘4-3脱开，内转轴4-7与外转轴4-4相对转动，此时该扭力杆改装件模拟了扭力杆的断开，不能传递扭矩。

7.根据权利要求5所述的试验装置，其特征在于，当电机9驱动叉耳5带动叉耳滑轨4-2向右滑动，叉耳滑轨的滑动带动叉形摇臂4-5的转动，当转动到一定角度后，脱开组件收拢在一起，叉形摇臂4-5向右推拉卡箍摇臂4-6的长摇臂端，当长摇臂端旋转一定的角度后，卡箍摇臂4-6的短摇臂端会与卡槽转盘4-3啮合，内转轴4-7与外转轴4-4无法相对转动，扭力杆正常传递扭矩，扭力杆状态正常，襟翼控制系统正常运行。

8.一种动态模拟襟翼控制系统扭力杆断连的试验方法，其特征在于，方法应用于如权利要求1所述的动态模拟襟翼控制系统扭力杆断连的试验装置，方法包括：

技术总结
本申请提供一种动态模拟襟翼控制系统扭力杆断连的试验装置及方法，试验装置包括台架过渡件1、支撑加强肋2、截断扭力杆左端3、扭力杆脱开组件4、叉耳5、截断扭力杆右端6、摇臂7、支撑平台8、电机9，其中：扭力杆改装件包括截断扭力杆左端3、扭力杆脱开组件4、截断扭力杆右端6；所述支撑平台8为基于铁鸟台架的用于支撑控制电机9的平台，以铁鸟台架为基准，通过台架过渡件1的安装，在扭力杆改装件搭建支撑平台8，避开液压管路的同时，通过支撑加强肋2加强保证稳定性，电机9安装在支撑平台8上；电机9驱动摇臂7绕支撑平台上的固定支点转动，摇臂7的另一端为叉耳5从而保证与叉耳滑轨4‑2的贴合。

技术研发人员：李阳,刘梦超,孙银娣,王鹏云,刘昌权,官权泉,严超,谭冰,王风
受保护的技术使用者：中国特种飞行器研究所
技术研发日：
技术公布日：2024/3/12