作动器防摆动控制结构设计

凡 玉，王新年，王 哲

(1.中航飞机西安民机有限责任公司 工程技术中心，陕西 西安 710089；2.中航飞机研发中心 结构所，陕西 西安 710089)

作动器防摆动控制结构设计

凡 玉1，王新年1，王 哲2

(1.中航飞机西安民机有限责任公司 工程技术中心，陕西 西安 710089；2.中航飞机研发中心 结构所，陕西 西安 710089)

通过对作动器摆动现象和几何原理进行分析，提出一种作动器防摆动控制结构，该控制结构不仅可以限制作动器接头和箱体摆动，避免出现操纵支座磨损和操纵失效现象，提高了作动器工作的可靠性和安全性，而且便于作动器和防撞垫圈拆装，可降低结构和系统的维修成本。

作动器；防摆动；防撞垫圈

0 引言

目前，国内外民用飞机升降舵作动器安装结构主要采用法兰式连接或者点点式连接两种固定形式[1-3]。由于某飞机平尾翼面高度限制和操纵系统刚度要求，其升降舵作动器选用点点式连接安装结构形式。

点点式连接结构前后对接点均为铰链连接，作动器工作时容易出现接头和箱体绕轴承内圈球面摆动现象。作动器接头摆动与操纵支座撞击，导致操纵支座耳片磨损，降低操纵支座寿命；作动器箱体摆动也可能与平尾后缘舱蒙皮结构干涉，降低操纵系统可靠度，导致升降舵出现卡阻，影响飞机飞行安全。因此，本文提出一种作动器防摆动控制结构，提高作动器工作可靠性和安全性，提高操纵支座结构使用寿命，降低维护成本。

1 作动器摆动机理

作动器接头和箱体之所以摆动主要是由于其前后对接均采用铰链关节轴承结构。作动器工作时，固定接头会随着轴承外圈绕轴承内圈圆心摆动，如图1(a)所示。因固定接头固定在作动器箱体内，所以固定接头的摆动必然引起作动器箱体也随之摆动，如图1(b)所示[4-5]。

2 防摆动结构设计

2.1 相关机型类似结构设计

ATR72飞机方向舵、A320飞机副翼和升降舵均采用点点式作动器，其安装结构分别如图2、图3和图4所示。该安装结构形式是目前最常用的作动器安装结构形式，不具有限制作动器接头摆动功能，仅是在作动器接头与操纵支座间设计有衬套，另外控制作动器接头与操纵支座耳片的间隙。

设计原理：轴承摆角α是可以设计的，通过控制摆角α来避免作动器接头与操纵支座耳片撞击，以及限位作动器箱体摆动幅度，避免出现与壁板碰撞导致作动器运作中卡滞。

2.2 型号设计方案

升降舵作动器箱体尺寸为350mm×275mm×130mm，平尾后缘舱弦向高度为203-122mm，平尾后缘舱对作动器安装需求空间并不“阔余”，如不采用作动器限制摆动设计，作动器箱体会绕着操纵轴线做半径为175mm(箱体长度的一半)的圆弧摆动，摆角α范围约为-9°-9°，作动器箱体会和后缘舱上下壁板“干涉”，进而影响操纵系统的可靠性和安全性，如图5所示。

某飞机升降舵作动器安装结构必须采用防摆动控制结构设计，如何具体实现作动器防摆动控制目的，需要依据作动器接头耳片结构形式而定。作动器生产公司初步提供作动器接头有两种结构形式：接头耳片带凸台和不带凸台。

作动器接头耳片不带凸台，如图6 (a)所示。作动器接头耳片厚度就等于轴承外圈宽度C，那么操纵支座耳片与作动器接头耳片间的间隙X：

(1)

作动器接头耳片带凸台，如图6(b)所示。作动器接头耳片厚度就等于轴承外圈宽度C与左右凸台厚度之和，那么操纵支座耳片与作动器接头耳片间的间隙X：

(2)

因此，设计一种变厚度的垫圈，如图7所示，确保W1=X，W2=t，即可满足两种不同作动器结构形式限制摆动要求。另外，此防撞垫圈设计还需满足以下要求：

(1)防撞垫圈材料刚度和强度应低于作动器接头和操纵支座材质；

(2)防撞垫圈厚度公差应满足操纵支座与作动器装配要求；

(3)限制作动器防摆动控制结构应满足防撞垫圈可更换要求。

综上分析，本文提出一种作动器防摆动控制结构，如图8所示。该结构由于操纵支座一侧耳片采用滑动衬套，可以实现防撞垫圈的快捷拆装。

*注：1螺栓；2普通垫圈；3滑动衬套；4防撞垫片；5防磨衬套；6普通垫圈；7自锁螺母；8操纵支座；9作动器接头；10 关节轴承

2.3 方案论证

作动器防摆动控制结构拆装路线如图9所示。该结构通过防撞垫圈完全可以实现限制作动器摆动要求，提高了操纵系统的可靠性和安全性，且避免作动器接头撞击操纵支座耳片致其损伤，大大降低了作动器和操纵支座维护或者更换成本。该结构形式简单、易于作动器和防撞垫圈拆装，工艺性好。经过对该结构进行运动仿真和拆装模拟，结果表明该结构满足作动器防摆动控制要求，且该结构拆装简便易行。

*注：顺时针箭头方向为拆卸路线，逆时针箭头方向为安装路线

3 结语

通过对作动器摆动现象和几何原理进行分析，提出一种作动器防摆动控制结构，该控制结构不仅可以实现限制作动器接头和箱体摆动，避免出现操纵支座磨损和操纵失效现象，大大提高了作动器工作可靠性和安全性，而且该结构便于作动器和防撞垫圈拆装，工艺性良好，还可降低结构和系统的维护成本。

[1] 杨慧,吴德财.民用飞机复合材料尾翼舵面作动器选型研究[J].应用力学学报,2015,3(32):460-465.

[2] 夏立群,谢增荣.民机作动器研究[C]//中国航空学会.大型飞机关键技术高层论坛暨中国航空学会学术年会论文集,2007:2532-2537.

[3] 徐向荣.民用飞机高升力系统旋转作动器力矩限制机构研究[J].机械设计与制造工程,2015,44(7):74-75.

[4] 周蜜.A320飞机电传操纵系统概述[J].中国科技信息,2016(12):34-35.

[5] 马纪明,付永领,李军,等.一体化电动静液作动器(EHA)的设计与仿真分析[J].航空学报,2005,26(1):79-83.

[责任编辑、校对：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，安徽阜阳人，高级工程师，主要从事飞机结构设计和先进复合材料技术研究。

V227

A

1008-9233(2017)03-0016-04