CN106586021A - 一种作动器剩余行程确定方法 - Google Patents

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    • B64F5/00—Designing, manufacturing, assembling, cleaning, maintaining or repairing aircraft, not otherwise provided for; Handling, transporting, testing or inspecting aircraft components, not otherwise provided for

Abstract

本发明公开了一种作动器剩余行程确定方法，剩余行程主要与作动器尾座安装轴线(2)定位工装精度a、作动器活塞杆端安装轴线(5)定位工装精度b、作动器尾座安装轴线(2)处的配合间隙c、作动器活塞杆端安装轴线(5)处的配合间隙d、控制系统精度e、热胀冷缩对作动器中立长度L(6)造成的变化f、作动器中立长度L(6)制造公差g有关，本发明剩余行程s＝a+b+c++e|+f+2*g。本发明明确了影响作动器剩余行程的相关因素，在进行作动器设计时，可以根据影响因素的值，确定科学合适的剩余行程值。

Description

一种作动器剩余行程确定方法
技术领域
本发明属于飞机设计领域的作动系统设计领域，涉及一种作动器剩余行程的确定方法。
背景技术
在飞机作动系统设计中，舵面偏转角度决定了作动器的名义行程，但在实际设计时，作动器行程会存在剩余行程，保证在各种误差的影响下，作动器仍能保证舵面实现名义的偏转，保证舵效。传统方法是采用飞机设计手册的推荐值制定作动器的剩余行程。此种方法由于没有明确计算方法，无法针对各种机型确定剩余行程值，会使得作动器剩余行程总体偏大，增加了作动器的重量，并且对安装空间需求更严格，降低了作动系统的经济性。
发明内容
本发明的目的是：设计一种作动器剩余行程的制定方法，确定与作动器剩余行程相关的影响因素，通过影响因素制定作动器剩余行程，使作动器设计更加科学。
本发明的技术方案是：一种作动器剩余行程的制定方法，包括以下步骤：
第一步、作动器尾座及活塞杆端与结构支撑支座通过螺栓连接，明确作动器剩余行程的影响因素，包括作动器尾座安装轴线(2)定位工装精度a、作动器活塞杆端安装轴线(5)定位工装精度b、作动器尾座安装轴线(2)处的配合间隙c、作动器活塞杆端安装轴线(5)处的配合间隙d、控制系统精度e、热胀冷缩对作动器中立长度L(6)造成的变化f、作动器中立长度L(6)制造公差g；
第二步：确定作动器尾座安装轴线(2)定位工装精度a、作动器活塞杆端安装轴线(5)定位工装精度b，a和b会对作动器中立长度L产生影响，进而影响到作动器的剩余行程；
第三步：确定作动器尾座安装轴线处的配合间隙c、确定作动器活塞杆端安装轴线处的配合间隙d，作动器与结构通过螺栓连接，螺栓与轴承属于间隙配合，此处存在的间隙，会对作动器中立长度L产生影响，进而影响到作动器的剩余行程；
第四步：确定控制系统精度e，主飞控系统的控制精度直接影响到舵面的偏转角度精度，进而作动器的行程；
第五步：确定热胀冷缩对作动器中立长度L造成的变化f，结构制作材料为铝，作动器材料为钢，铝和钢的热胀冷缩系数不同，结构与作动器的热胀冷缩度不同，导致在不同季节时，作动器中立长度L有差异，进而影响到作动器的行程；
第六步：确定作动器中立长度L制造公差g，g直接影响作动器中立长度L，进而影响到作动器的行程；
第七步：剩余行程S＝a+b+c+d+e|+f+2*g。
本发明所产生的有益效果：本发明是一种作动器剩余行程的制定方法，通过分析确定作动器剩余行程的影响因素，根据每个机型实际情况，确定各影响因素的值，根据公式剩余行程S＝a+b+c+d+e|+f+2*g可以轻松计算出作动器的剩余行程。具有较高的实用价值。
附图说明
图1是本发明一种作动器剩余行程确定方法的示意图。
其中，1-作动器安装支撑结构、2-作动器尾座端安装轴线、3-作动器、4-舵面、5-作动器活塞端安装轴线、6-作动器中立长度。
具体实施方式
下面结合说明书附图对本发明作进一步详细描述。
本发明是一种作动器剩余行程确定方法，作动器剩余行程与作动器尾座安装轴线(2)定位工装精度a、作动器活塞杆端安装轴线(5)定位工装精度b、作动器尾座安装轴线(2)处的配合间隙c、作动器活塞杆端安装轴线(5)处的配合间隙d、控制系统精度e、热胀冷缩对作动器中立长度L(6)造成的变化f、作动器中立长度L(6)制造公差g有关。
一种作动器剩余行程确定方法，其特征在于：包含以下步骤：
A：根据飞机设计专业及制造厂现有技术水平决定作动器尾座安装轴线(2)定位工装精度a、作动器活塞杆端安装轴线(5)定位工装精度b；
B：根据飞机飞控作动系统专业设计规范要求确定作动器尾座安装轴线(2)处的配合间隙c、作动器活塞杆端安装轴线(5)处的配合间隙d；
C：根据飞机飞控系统及飞机总体专业设计规范要求确定控制系统精度e；
D：根据飞机结构材料铝、作动器材料刚热胀冷缩系数及作动器理论中立位置长度计算热胀冷缩对作动器中立长度L(6)造成的变化f；
E；根据飞机制造厂现有技术水平确定作动器中立长度L(6)制造公差g；
F：根据公式剩余行程S＝a+b+c+d+e|+f+2*g，计算作动器剩余行程。

Claims (1)

1.一种作动器剩余行程的制定方法，其特征在于，包括以下步骤：
第一步、作动器尾座及活塞杆端与结构支撑支座通过螺栓连接，明确作动器剩余行程的影响因素，包括作动器尾座安装轴线(2)定位工装精度a、作动器活塞杆端安装轴线(5)定位工装精度b、作动器尾座安装轴线(2)处的配合间隙c、作动器活塞杆端安装轴线(5)处的配合间隙d、控制系统精度e、热胀冷缩对作动器中立长度L(6)造成的变化f、作动器中立长度L(6)制造公差g；
第二步：确定作动器尾座安装轴线(2)定位工装精度a、作动器活塞杆端安装轴线(5)定位工装精度b；
第三步：确定作动器尾座安装轴线处的配合间隙c、确定作动器活塞杆端安装轴线处的配合间隙d；
第四步：确定控制系统精度e；
第五步：确定热胀冷缩对作动器中立长度L造成的变化f；
第六步：确定作动器中立长度L制造公差g；
第七步：剩余行程S＝a+b+c+d+e|+f+2*g。
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