飞机副翼操纵系统原理Word格式文档下载.docx

飞机副翼操纵系统原理Word格式文档下载.docx

《飞机副翼操纵系统原理Word格式文档下载.docx》由会员分享，可在线阅读，更多相关《飞机副翼操纵系统原理Word格式文档下载.docx（21页珍藏版）》请在冰豆网上搜索。

第1章副翼的结构

1.1概述

飞机操纵品质的好坏是一个与飞行员有关的带一定主观色彩的问题，但是仍然有一些基本的标准来衡量飞机的操纵品质。

操纵品质常以输入量和输出量的比值（操纵性指标）来表示，这些比值不宜过小，也不易过大。

如果比值太小，则操纵输入量小，输出量大，这种飞机对操纵过于敏感，不仅难于精确控制，而且也容易因反应量过大而产生失速或结构损坏等问题；

如果比值过大，则操纵输入量大，输出量小，飞机对操纵反应迟钝，容易使飞行员产生错误判断，也可能造成飞机的大幅度振荡，同样导致失速或结构破坏。

如果飞机在作机动飞行时，不需要飞行员复杂的操纵动作，驾驶杆力和杆位移都适当，并且飞机的反映也不过快或者过分的延迟，那么就认为该飞机具有良好的操纵性。

　　按运动方向的不同，飞机的操纵也分为纵向、横向和航向操纵。

　　改变飞机纵向运动（如俯仰）的操纵称为纵向操纵，主要通过推、拉驾驶杆，使飞机的升降舵或全动平尾向下或向上偏转，产生俯仰力矩，使飞机作俯仰运动。

　　使飞机绕机体纵轴旋转的操纵称为横向操纵，主要由偏转飞机的副翼来实现。

当驾驶员向右压驾驶杆时右副翼上偏、左副翼下偏，使右翼升力减小、左翼升力增大，从而产生向右滚转的力矩，飞机向右滚；

向左压杆时，情况完全相反，飞机向左滚转。

　　改变航向运动的操纵称为航向操纵，由驾驶员踩脚蹬，使方向舵偏转来实现。

踩右脚蹬时，方向舵向右摆动，产生向右偏航力矩，飞机机头向右偏转；

踩左脚蹬时正相反，机头向左偏转。

实际飞行中，横向操纵和航向操纵是不可分的，经常是相互配合、协调进行，因此横向和航向操纵

1.2副翼的功用及结构

1．副翼的功用

副翼是使飞机产生滚转力矩，以保证飞机具有横侧操纵性。

其位置一般在机翼后缘外侧或机翼后缘内侧。

对副翼的要求：

①结构具有足够的抗扭刚度

②副翼偏转时产生的枢纽力矩较小（副翼上的空气动力对转轴的力矩）这样，可使飞行员操纵省力，而且还可以减小副翼的结构所承受的扭矩。

2．副翼的结构

副翼通常由翼梁、翼肋、蒙皮、后缘型材组成，副翼一般都做成没有桁条的单梁式的结构，如图1-1（a）所示。

翼梁常有板式梁、管型梁两种形式，翼肋上一般开有减轻孔，蒙皮现代飞机常采用金属蒙皮，低速飞机常采用金属和布质蒙皮，如图1-1（b）所示。

后缘型材通常在接头开口部位装有斜翼肋，如图1-1（c）所示，用斜翼肋、加强板和翼梁组成的盒形结构来承受开口部位的扭矩

图1-1副翼的构造

1.3副翼与机翼的连接

通常采用俩个以上的副翼接头与机翼相连。

连接的副翼接头中，至少应有一个接头是沿展向固定的，其余的接头沿展向应是可移动的。

用多接头固定的副翼，在飞行中会由于机翼变形，使副翼转轴的轴线变弯，而影响操纵的灵活性，甚至发生卡滞现象。

为了解决这一矛盾，有些飞机采用了分段的副翼，它的每一段都独立地连接在机翼后缘的支架上，而各段的翼梁则采用可以传的扭矩的万向接头或胶接接头连接起来，图1-2所示为副翼与机翼的典型的连接型式。

图1-2副翼与机翼的连接型式

在机翼加强肋的后部与机翼后梁（或墙）的连接处，安装有若干个支臂，每个支臂上装有一个过渡接头。

在副翼的大梁上装有相应个数的双耳片接头。

副翼通过这些耳片接头将其悬挂到机翼的支臂上。

注意：

每个操纵面除一个接头完全固定外，其余接头都有设计补偿，以便于安装和保证运动协调。

操纵副翼偏转的作动筒，其作动杆与副翼耳片接头的下耳片连接固定。

当副翼操纵作动筒动作时就使副翼绕轴心N偏转

1.4作用在副翼上的外载荷

在飞行中，副翼像一根固定在机翼上的多支点梁一样承受外部载荷。

作用在副翼上的外载荷有空气动力q、操纵力T和支点反作用力R，如图1-3：

R1R2R3所示

图1-3副翼的外载荷

副翼空气动力载荷的大小与副翼面积、副翼偏转角度和飞行速度有关（成正比）。

副翼面积越大、副翼偏转角度越大和飞行速度越快，则副翼上所受空气动力载荷就越大。

空气动力载荷沿弦向按梯形分布，沿展向与副翼弦长成正比。

副翼在装有支点的横截面上承受的剪力最大、弯矩最大；

在操纵摇臂部位扭矩最大。

这些部位的建构虽然有所加强，但由于副翼的截面积沿展向变化很大，难以按等强度原则来进行加强，所以，上述部位的强度仍然比其他部位赋予得很少些，维护时必须注意检查。

1.5副翼结构中力的传递

空气动力在副翼结构中的传递情况与在机翼结构中传递情况相似：

空气动力→蒙皮→翼肋→翼梁腹板→机翼

在副翼中剪力由梁腹板所承受；

弯矩由梁桁条和有效宽度的蒙皮承受；

扭矩由闭周缘蒙皮承受

第2章副翼组成和传动

1．副翼的组成

副翼操纵部分由驾驶杆、传动杆、摇臂、载荷感觉器、非线性传动机构、液压助力器等组成。

液压助力器用来利用液压帮助飞行员操纵副翼，以改善飞机的横侧操纵性。

左右副翼各由一个液压助力器操纵。

用液压操纵副翼时，副翼上的空气动力传不到驾驶杆上来，载荷感觉器可以使飞行员在操纵副翼时感受到杆力，从而根据这种感觉准确的操纵副翼。

副翼非线性传动机构用来随驾驶杆的行程改变传动系数，以保证在副翼效率较高时横侧操纵不至于过于灵敏，而在副翼效率较底时，又有足够的副翼偏转角。

左右副翼各有一个非线性机构。

2．副翼的传动方式

飞行员向左压驾驶杆，经过中心机构右侧第一根副翼传动杆和第一个副翼摇臂的传动，座舱底板上的第2、5根副翼传动杆均向前运动。

同时，第10、11隔框处的传动摇臂压缩载荷感觉器。

第3根传动杆穿出底舱底板后，与第13隔框下的换向接头相连，第3根传动杆向前运动，换向接头带动后面的换向摇臂反时针旋转。

于是经过传动杆、摇臂、非线性传动机构等传动，使右副翼液压助力器上的小传动杆向后移动，助力器的传动活塞就在液压作用下向后运动去操纵右副翼向下偏转。

与此同时，左副翼液压助力器的小传动杆向前移动，助力器的传动活塞在液压作用下向前运动，操纵左副翼向上偏转。

图2-1传动机构示意图

飞行员向右压驾驶杆，各传动杆、摇臂、助力器传动活塞的运动方向与上述相反，左副翼向下偏转，右副翼向上偏转。

换向接头由叉形接头、摇杆组成。

叉形接头下端与第3根传动杆相连，上端两叉铰接在支座上。

摇杆下端插在叉形接头上，上端则铰接在摇臂轴上。

由于叉形接头的转轴线与摇臂的转轴线不平行，相互之间有一夹角，因此当传动杆带着叉形街头下端前后运动时，就能通过摇杆迫使摇臂轴转动，从而使摇臂带动其下端传动杆左右运动。

其组成如图2-1所示。

。

第3章载荷感觉器

飞机装设液压助力器以后，用液压操纵副翼时，飞行员只需要克服液压助力器前的系统摩擦力和液压助力器配油柱塞的摩擦力，带动配油柱塞打开油路，副翼即可偏转。

这时作用在副翼上的枢轴力矩由助力器内的液压作用力平衡，不能传到驾驶杆上来。

由于摩擦力很小，飞行员会感到操纵副翼过轻。

为了使飞行员能感受到适当的杆力，以便凭感觉来准确地掌握操纵分量，控制飞行状态，副翼操纵部分中装设液压助力器以后，还装了载荷感觉器。

载荷感觉器的构造如图3-1所示，它在座舱内右后方。

外筒内的接头固定在机身上，活动杆上的接头则与第10~11隔框处传动副翼的摇臂相连。

图3-1载荷感觉器

飞行员压驾驶杆使副翼偏转时，要压缩载荷感觉器内的弹簧。

左压杆，摇臂将活动杆压入，压缩左端小弹簧和中间的大弹簧；

右压杆则摇臂将活动杆拉出，压缩右端小弹簧和中间大弹簧。

弹簧张力传到驾驶杆上，飞行员必须用一定力量压住驾驶杆，才能使副翼保持在一定位置。

副翼偏转角度越大，即压杆量越大，弹簧被压缩得越厉害，压杆力越大。

这样，飞行员就能从压杆力的大小，感觉到副翼片状角的大小。

载荷感觉器的工作特性如图3-2，它是由载荷器的结构特点所决定的，载荷感觉器内有3个弹簧。

大弹簧的初始张力为（19.5±

1）×

9.81N；

两个小弹簧的最大压缩量均为2.5mm，这一距离刚好等于小弹簧座与大弹簧座之间的距离。

小弹簧的终点张力与大弹簧的初始张力相等。

图3-2副翼载荷感觉器工作特性曲线

压杆时，摇臂带动活动杆移动，开始时只压缩一端的小弹簧。

由于小弹簧圈数较少，弹力随压缩量增长较快，即显得较硬。

活动杆移动2.5mm时，载荷感觉器所产生的力为19.5×

9.81N。

这样可以使飞行员在副翼稍有偏转时就感受到杆力，同时也便于将副翼保持在中立位置。

此后，活动杆继续移动时，小弹簧压缩量不再增大，而只是压缩大弹簧。

由于大弹簧圈数较多，其弹力随压缩量的增长比较缓慢，即显得教软。

当活动杆移动量等于12.7mm时，载荷感觉器产生的终点力为44.5×

这样可以使飞行员在副翼偏转角度较大时，不致感到杆力过大。

载荷感觉器活动杆上的可调接头，用齿板和螺栓与摇臂上的槽形孔相连。

（图3-3）.齿板用来调整驾驶杆力。

齿板上移，摇臂转动同样一个角度，载荷感觉器的压缩量变大，弹簧张力增大，同时弹簧张力的力臂也增大了，所以杆力会显著变大。

反之，齿板下移，杆力显著变小。

鉴于齿板调整后对杆力影响很大，一般外场不许调整，而且齿板和摇臂上通常做了记号，以便检查是否移位。

图3-3副翼载荷感觉器两端连接情况

载荷感觉器处于自由状态的长度（两端接头螺栓孔中心之间的距离）应为217±

1mm。

此长度改变对驾驶杆、助力器传动活塞和副翼的中心位置都有影响，故拆装和更换载荷感觉器时均应注意。

第4章液压助力器

4.1基本工作原理

飞行中，飞行员操纵副翼偏转后，作用在副翼上的空气动力对副翼转轴的力矩即枢轴力矩力图使副翼返回到中立位置。

为了保持副翼在偏转位置，飞行员就需要压住驾驶杆，即需要对驾驶杆施加一定的压杆力。

飞行表速越大，副翼偏转角越大，作用在副翼上的空气动力就越大，需要的压杆力也越大。

现在的飞机都是超音速飞机，高速飞行中如果依靠人力直接操纵副翼

需要的压杆力较大，飞行员将会感到操纵费力、沉重，这会影响飞机的机动能力。

所以，副翼操纵系统中装有ZL-5液压助力器，利用液压作用力所产生的力矩来克服副翼的枢轴力矩。

液压助力器的基本组成部分是外筒、传动活塞和配油柱塞。

如图4-1（a）所示，外筒固定在机翼第6翼肋的固定架上。

传动活塞可以在外筒内移动，活塞杆的后端与通向副翼的传动摇臂相连。

图4-1ZL-液压助力器基本工作原理（a）

配油柱塞装在活塞杆前端头部的壳体内，其前端a点与一个铰接在壳体b

点上的小摇臂相连；

小摇臂的下端c点与通向驾驶杆的传动杆相连，它在壳体上的圆孔内有游动间隙2s，使用液压助力操纵副翼时，必须打开副翼助力器电门，由助力电磁开关将供压部分的来油管路与液压助力器进油接头接通。

高压油液进入助力器后，顶起连通活门，使传动活塞两侧油室互不相通；

并顶开限动销使小摇臂下端c点能在游动间隙2s内左右移动。

飞行员不动驾驶杆时，配油柱塞处于中立位置，柱塞凸缘正好堵住通向传动活塞两侧的油路，如图4-1（b）所示。

因此，传动活塞不能前后移动，副翼保持在原来位置不动。

图4-1ZL-液压助力器基本工作原理（b）

从副翼操纵系统的传动情形可知，压杆时左右副翼液压助力器的传动活塞运动方向相反，但助力器的工作原理是一样的。

右压杆时，小摇臂下端c点向前移动，配油柱塞被向后推进壳体，打开来油和回油的通油孔如图4-1，这时，来油路与传动活塞后侧的油室接通，回油路则与传动活塞前侧油室接通。

传动活塞便在两边油压差作用下向前运动，带动右副翼向上偏转。

压杆速度越快，配油柱塞打开的来油和回油的通油孔就越大，油液流进、流出液压助力器的流量就越多，传动活塞的运动速度也就越快。

连续右压驾驶杆，小摇臂下端c点不断向前运动，配油柱塞保持来油和回油的通油孔始终处于打开状态，传动活塞便连续向前移动，使右侧副翼连续向上偏转。

图4-1ZL-液压助力器基本工作原理（

c）

飞行员右压杆到任一位置后停止压杆,c点立即不动，而传动活塞由于来油、回油通油孔仍处于打开状态，在油压作用下还要继续向前运动，并带着大摇臂绕c点沿反时针方向转动。

由于a点的转动半径比b点的大，小摇臂绕c点转动时，配油柱塞向前的移动量比传动活塞大，所以，只要传动活塞稍微向前移动一点，配油柱塞即可相对于壳体向外移动而将来油孔和回油孔同时堵住，使传动活塞停止运动。

这时传动活塞两侧油室内的油液均被封闭，油液不能流出和流入，因此作用在副翼上的空气动力不能反过来推动传动活塞，副翼就保持在一定角度的位置上。

总起来说，液压助力操纵的的基本情况是：

动杆，通油孔打开，传动活塞随之运动；

动杆速度越快，通油孔开度越大，传动活塞运动也越快。

停杆，传动活塞稍动后通油孔随之关闭，传动活塞停止运动，副翼被固定在某一位置上。

可见，液压助力器实质上是一个由驾驶杆操纵配油柱塞控制的动作筒，配油柱塞相当于一个液压控制开关。

液压助力操纵时，飞行员操纵副翼的压杆力只用来克服载荷感觉器的弹簧和摩擦力，而副翼的枢轴力矩和传动活塞以后的摩擦力是由传动活塞上的液压作用力来平衡的，因此飞行员操纵副翼比较轻便。

4.2ZL-5液压助力器分析

为了提高液压助力操纵的可靠性，ZL-5液压助力器内装有两个配油柱塞—主配油柱塞和副配油柱塞。

正常情况下，配油柱塞由其右端弹簧保持在中立位置，飞行员操纵驾驶杆只能使主配油柱塞在副配油柱塞内左右移动，改变油路。

这时副配油柱塞相当于一个衬筒。

当主配油柱塞卡住时，它就能带着副配油柱塞一起移动，改变油路。

此外，ZL-5液压助力器上还装有用来控制是由助力系统供压还是由主系统供压的转换活门，以及飞行中保证副翼能由助力操纵平衡地转为人力直接操纵的单向节流活门和四钢珠活门。

1.转换活门的工作

如图4-2所示，转换活门由衬筒和柱塞组成。

柱塞右端凸缘直径较大，助力系统来油与该凸缘右端接通，主系统来油则通入该凸缘左端的环形槽中。

在此环形槽中，两侧液压作用面积抵消一部分以后，剩余的液压作用面积较小，约为柱塞右端液压作用面积的一半。

图4-2ZL-液压助力器简图（a）

当两个系统的压力相等时，柱塞右端的液压作用力大于左侧的液压作用力。

柱塞保持在左极限位置（图4-2a）.助力系统来油即经衬筒中间的环形槽和柱塞上的宽环形槽通往配油柱塞。

从配油柱塞来的回油则经转换活门左端油室和柱塞中心通往助力系统油箱。

当助力系统液压下降到小于主系统压力一半时，转换活门柱塞右端的液压作用力就会小于左侧的液压作用力。

因此柱塞就可在两个液压作用力的差值作用下，克服摩擦力移动到右极限位置（图4-2c）.于是主系统来油经柱塞上的宽环形槽通往配油柱塞。

由配油柱塞来的回油则经转换活门左端油室和柱塞中心通往主系统油箱。

柱塞向右移动时，其右端油室容积变小，油液可经柱塞中心和衬筒上的小孔通入柱塞的环形槽。

图4-2ZL-液压助力器简图（b）

图4-2ZL-液压助力器简图（c）

当助力系统液压回升到主系统液压的一半以上时，转换活门柱塞右端的液压作用力又会大于左侧的液压作用力。

柱塞又会在液压作用力的作用下，克服摩擦力向左移动到极限位置。

助力器又转为由助力系统供压。

2.主副配油柱塞的工作

下面以右液压助力器为例，进行研究。

1）主配油柱塞的工作

图4-3表示主副配油柱塞都在中立位置时的情况。

这时，主副配油柱塞的凸缘堵住通向传动活塞两侧的油道。

主配油柱塞的凸缘与油道间左右各有0.1mm的交叠量。

因此，驾驶杆必须先带着主配油柱塞移动0.1mm后，才能打开通油道。

此时副配油柱塞相当于一个衬筒。

接通地面液压泵、电源电门、副翼助力器电门，向右压杆时，主配油柱塞向后向后移动，打开油道A和B，来油即经过油道A通往传动活塞后边的油室，前边油室中的油液则经油道B流回油箱，传动活塞向前移动。

图4-3主、副配油柱塞的工作

停杆时，传动活塞在两边油压差作用下再稍微向前移动一点距离小摇臂即带动主配油柱塞相对于副配油柱塞向前移动而关闭油道A和B，使传动活塞停止移动。

2）主配油柱塞卡住后，副配油柱塞的工作

主配油柱塞卡住后，要依靠副配油柱塞控制油道的开闭进行工作。

主副配油柱塞工作的基本情况相同，都能使传动活塞在液压作用下跟随驾驶杆动作。

（1）主配油柱塞卡住在中立位置时，副配油柱塞的工作

主配油柱塞卡住在中立位置时，液压助力器的工作和正常时的不同点是，副配油柱塞工作时所需克服的阻力较大（包括弹簧张力和小摇臂、副配油柱塞的摩擦力，约为20×

9.81N）。

这个力要传到驾驶杆上来，所以，这种情况下操纵副翼时，驾驶杆力要比正常情况下大。

（2）主配油柱塞卡住在某一极限位置时，副配油柱塞的工作

主配油柱塞卡在某一极限位置时，液压助力器的工作特点是：

松开驾驶杆，驾驶杆自动向一边倾斜，飞机产生坡度。

握住驾驶杆在中立位置必须用一定力量。

向一边压杆时，杆力比正常情况下大；

向另一边压杆时，杆力比正常情况下小。

综上所述可知：

主配油柱塞卡住以后，液压助力器还可依靠副配油柱塞控制油路，操纵副翼偏转，这就增加了液压助力器工作的可靠性。

但需指出，副配油柱塞一旦进行工作，便说明液压助力器的性能已经变差。

所以平时仍应认真检查做好液压助力器的维护工作，确保其主副配油柱塞都能正常工作。

3.单向节流活门和四钢珠活门的工作

在飞行员压杆进行液压助力操纵的过程中，如果系统油压突然下降，

装设了单向节流活门和四钢珠活门后，就可防止这种现象。

例如在右压杆过程中系统油压突然消失，右副翼助力器的传动活塞在副翼空气动力作用下要向后移动，传动活塞后侧油室的油液受到挤压，油压升高，顶开四钢珠活门右边一对钢珠，进入连通活门下油室。

同时左边一对钢珠堵住油路，防止传动活塞两侧油室相通。

这时单向节流活门关闭，起限流作用，使助力器传动活塞不会突然返回而将副翼上的空气动力传给驾驶杆。

必须待传动活塞逐渐返回，连通活门下室油压降到（5）×

9.81×

10000Pa以下时，连通活门才会下移，将传动活塞两侧油室连通，从而使副翼平稳地转为人力直接操纵。

4.ZL-5液压助力器主要技术数据

1.传动活塞的最大作用力（液压为×

（210±

5）×

10000Pa....不小于（1900）×

9.81N

2.传动活塞全行程…………………………………………

3.小摇臂下端总的游动间隙………………………………

4.主、副配油柱塞行程……………………………………

5.主配油柱塞交叠量………………………………………0.1mm

6.副配油柱塞交叠量………………………………………0.35mm

7.主配油柱塞操纵力……………………………不大于（1.3）×

8.副配油柱塞操纵力……………………………不大于（20）×

9.传动活塞最大运动速度………………………100～130mm/s

10.传动活塞摩擦力…………………………不大于（13）×

0.981N

第5章副翼反效

偏转飞机副翼能产生滚转力矩，使飞机滚转。

由于机翼的弹性，副翼产生的力矩作用在机翼上也会使机翼向与副翼偏转的相反方向变形扭转，改变机翼的攻角，从而在气动力的作用下产生一个与副翼产生的滚转力矩方向相反的力矩。

　　当飞行速度达到某一值时，操纵副翼产生的滚转力矩与机翼上气动力引起的弹性变形产生的力矩相互抵消，就会使副翼失效（即副翼效应为零），飞机无法操纵。

这时的飞行速度称为反效速度。

　　当飞行速度继续提高，超过反效速度，操作副翼产生的滚转力矩将小于在气动力作用下因机翼变形而产生的反方向力矩。

　　此时副翼效应为负而起相反的作用。

——这种情况就被称作“副翼反效”.

由于这个原因现在几乎所有大型飞机的副翼都是分内外两部分的，主要原因是飞机在高速飞行时避免过大的舵面效应造成操纵过量，所以高速飞行时只使用内侧副翼而在低速飞行时又要保证良好的机动性，所以在低速时两转（也就是飞机向右侧滚转），但由于翼展过大，使得外侧副翼所在的翼尖位置的机翼刚度太小，副翼所处位置在机翼后缘，高速时副翼向下偏转后升力点将大幅度后移，使得刚度很小的翼尖位置出现翼尖前缘向下而后缘向上的扭转现象，翼尖位置的攻角将变小甚至变为负攻角，此时在高速气流的作用下翼尖不但不能产生升力，反而成生一个向下的气动力，使得原本想要抬起的左机翼变为向下偏转（右机翼情况相反），造成飞机向与操作相反的的左侧滚转，这就叫做副翼反效。

造成副翼反效的根本原因是翼展过大导致的翼尖部位刚度过小。

所以大翼展飞机都设计有内外副翼，低速时气动力不大，不至于让机翼扭转，此时使用外侧副翼；

高速时气动力较大，则使用内侧副翼。

快副翼共同作用。

假设左外侧副翼向下偏转，本来目的是想增加左机翼升力，是左机翼向上偏。

第6章副翼操纵系统的维修

6.1副翼的更换

副翼更换顺序如下：

（1）打开副翼舱折动版，取下电动机的插头。

（2）取下电缆束的固定条。

（3）拆下搭铁线。

（4）拧下连接螺栓。

（5）拧下副翼悬挂接头与支座的连接螺栓。

（6）取下副翼。

将准备好的新副翼按上述相反顺序进行安装。

安装后检查内外副翼之间的间隙为8±

2毫米。

内外副翼如图6-1所示