CN114455067A - 一种适用于超长襟翼的新型增升装置 - Google Patents

一种适用于超长襟翼的新型增升装置 Download PDF

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Abstract

本发明公开一种适用于超长襟翼的新型增升装置，以支撑起展向较长的外侧襟翼，包括两套驱动机构与三套支撑机构，其中两套驱动机构分别安装于机翼主翼后梁与后缘襟翼的前缘之间，且分别位于机翼外段内外侧；三套支撑装置中两套分别安装于后缘襟翼内外侧，对后缘襟翼内外侧进行支撑；另一套支撑机构用于针对超长襟翼设计，位于内外侧支撑装置之间。同时还给出了三套支撑机构的位置求解方法，使两套驱动机构与三套支撑机构所构成的整体机构满足气动优化的巡航、起飞、着陆三个位置。本发明通过两套驱动机构与三套支撑机构可带动襟翼运动后的位置与气动位置之间的误差小于1mm。

Description

一种适用于超长襟翼的新型增升装置
技术领域
本发明属于航空机械结构领域，具体涉及一种适用于超长襟翼的新型增升装置。
背景技术
经过几十年的发展，世界市场上大型客机增升装置逐步统一到前缘采用前缘缝翼、后缘采用单缝/双缝襟翼的形式。在增升装置设计领域，达到气动性能的基础上系统复杂性最低是共同的目标。简单铰链襟翼相比滑轨式富勒襟翼机构更加简单，重量更轻，为了弥补没有较大富勒运动量导致的增升效果的不足，简单铰链襟翼加大了襟翼偏角，并且通过扰流板的联合下偏调整后缘的缝道参数以此来获得最优的气动性能。后缘襟翼偏转可以和扰流板配合使用，不但能够弥补起飞着陆时铰链襟翼气动性能的不足，而且还能在巡航状态下变弯度，提高机翼气动效率。目前很多襟翼系统支撑机构和驱动机构一体化，支撑机构同时也是驱动机构，在驱动方式方面，有的襟翼驱动机构是由摇臂连杆机构，还有一些襟翼是通过推杆驱动。
现如今使用的后缘外段襟翼增升装置大多带有沿展向布置的两套支撑机构，而当襟翼展向过长时，两套支撑机构已不能满足要求，襟翼系统容易出现故障，在飞行训练中将可能出现飞机滑出跑道的事故甚至更高等级事故。
发明内容
针对上述问题，本发明提出一种适用于超长襟翼的新型增升装置，具有两套驱动机构和三套支撑机构，采用三套支撑机构，解决了在外侧后缘襟翼长度较长时，两根支撑杆无法满足要求，导致襟翼系统故障，进而导致在飞行训练中出现飞机滑出跑道的事故甚至更高等级事故的问题。
本发明适用于超长襟翼的新型增升装置，包括两套驱动机构与三套支撑机构；两套驱动机构包括内侧驱动机构与外侧驱动机构，三套支撑机构包括内侧支撑机构、外侧支撑机构与中间支撑机构。
其中，内侧驱动机构包括内侧驱动杆与内侧连杆；内侧驱动机构中，内侧驱动杆前端与机翼主翼后梁间通过转动副铰接；内侧驱动杆后端与连杆前端间通过球面副铰接；内侧连杆末端与后缘襟翼的前缘间通过球面副铰接；
外侧驱动机构包括外侧驱动杆与外侧连杆；外侧驱动机构中，外侧驱动杆前端与机翼主翼后梁间通过转动副铰接；外侧驱动杆后端与外侧连杆前端间通过转动副铰接；外侧连杆末端与后缘襟翼的前缘间通过球面副铰接；
内侧支撑机构、中间支撑机构与外侧支撑机构三者结构以及安装方式相同，三套支撑机构均由第一支撑杆与第二支撑杆构成；两根支撑杆顶端分别通过球铰在后缘襟翼底面前后方铰接点处铰接形成球面副；两根支撑杆底端分别通过球铰与后缘襟翼下方的机翼主翼支架上前后位置靠近的两个铰接位置铰接形成两个球面副。
对上述三套支撑机构进行简化，首先，将对整体增升装置运动不起约束的中间支撑机构去除；其次，将第一支撑杆与第二支撑杆底端与后缘襟翼连接的两个球面副视为一个球面副s；随后，将内侧支撑机构与外侧支撑机构中两根支撑杆与后缘襟翼连接的两个球面副简化为一个转动副m；最后，将第一支撑杆与第二支撑杆视为一根与转动副m及球面副s连接的连杆L。
则通过下述方法求解三套支撑机构的安装位置：
步骤1：由气动设计给定的后缘襟翼的气动位置，即巡航、起飞、着陆时的空间位置，作为求解方法的输入，通过襟翼不共面的四个点，可以求出两个数值位移矩阵[Dq]和[Dz]；后缘襟翼上不共面四个点A、B、C、D中A点巡航坐标为(Ax,Ay,Az)，起飞位置为(Axq,Ayq,Azq)，着陆位置为(Axz,Ayz,Azz)；B点巡航坐标为(Bx,By,Bz)，起飞位置为(Bxq,Byq,Bzq)，着陆位置为(Bxz,Byz,Bzz)；C点巡航坐标为(Cx,Cy,Cz)，起飞位置为(Cxq,Cyq,Czq)，着陆位置为(Cxz,Cyz,Czz)；D点巡航坐标为(Dx,Dy,Dz)，起飞位置为(Dxq,Dyq,Dzq)，着陆位置为(Dxz,Dyz,Dzz)，则两个数值位移矩阵[Dq]和[Dz]为：
Figure BDA0003370231880000021
Figure BDA0003370231880000022
步骤2：转动副的巡航位置与起飞位置构成的中垂面与转动副m的巡航位置与着陆位置构成的中垂面相交，形成交界线；连杆的底端球面副s即在该交界线上，给定球面副s所在位置的Z坐标Zs，即可求解球面副s所在位置的X轴与Y轴坐标Xs和Ys，方法如下：
设转动副m的巡航位置指向起飞位置的向量为(u1x,u1y,u1z)，转动副m的巡航位置指向着陆位置的向量为(u2x,u2y,u2z)，转动副m的巡航位置和起飞位置连线的中点坐标为(mid1x,mid1y,mid1z)，转动副m巡航位置与着陆位置连线的中点坐标为(mid2x,mid2y,mid2z)，建立如下方程组，求解Xs和Ys：
Figure BDA0003370231880000031
以球面副s所在位置为原点建立球面坐标系，转动副m处于巡航、起飞、着陆三个位置时，其转动轴线上的一点j位置分别为点j1、点j2、点j3在同一个球面上，因此可以用未知角度α1、α2、α3、β1、β2、β3以及未知半径r共7个未知数可分别表示点j1、j2、j3：
点j1：(rcosα1cosβ1,rcosα1sinβ1,rsinβ1)
点j2：(rcosα2cosβ2,rcosα2sinβ2,rsinβ2)
点j3：(rcosα3cosβ3,rcosα3sinβ3,rsinβ3)
由于点j与后缘襟翼间的距离在运动过程中保持固定不变，因此也满足位移矩阵[Dq]和[Dz]的约束，即：
[Xj2 Yj2 Zj2 1]T＝[Dq][Xj1 Yj1 Zj1 1]T
[Xj3 Yj3 Zj3 1]T＝[Dz][Xj1 Yj1 Zj1 1]T
共6个方程，给定r的值，一般略小于连杆的长度，即可求解出点j的所有坐标，完成所有机构参数的求解。
外侧支撑机构求解方法与内侧支撑机构求解方法相同，由此可确定外侧支撑机构与内侧支撑机构的安装位置，进而根据外侧支撑机构与内侧支撑机构的安装位置，确定中间支撑机构的安装位置，首先，中间支撑机构与内外侧支撑机构中两根连杆顶端与底端在后缘襟翼前后方向上的连接位置保持一致，而中间支撑机构中两根连杆顶端与底端在后缘襟翼展向上的连接位置，位于内外侧支撑机构顶端与底端连接位置连线中心处。
本发明的优点在于：
1、本发明适用于超长襟翼的新型增升装置，可以支撑起展向较长的后缘襟翼，且机构简单，重量轻。
2、本发明适用于超长襟翼的新型增升装置，通过两套驱动机构与三套支撑机构带动后缘襟翼运动后的位置与气动位置之间的误差小于1mm，属于高精度机构设计。
附图说明
图1为本发明适用于超长襟翼的新型增升装置示意图。
图2为本发明适用于超长襟翼的新型增升装置简化后示意图；
图3为本发明适用于超长襟翼的新型增升装置中支撑机构三卡位示意图。
图中：
1-内侧驱动机构 2-外侧驱动机构 3-内侧支撑机构
4-外侧支撑机构 5-中间支撑机构 6-后缘襟翼
7-机翼主翼后梁 101-内侧驱动杆 102-内侧连杆
201-外侧驱动杆 202-外侧连杆 301-第一支撑杆
302-第二支撑杆
具体实施方式
本发明适用于超长襟翼的新型增升装置，以实现外侧后缘襟翼三卡位的固定位置，定义靠近机身对称面的一侧为内侧，远离机身对称面的一侧为外侧，内侧与外侧之间的位置为中间，则包括两套驱动机构与三套支撑机构；两套驱动机构包括内侧驱动机构1与外侧驱动机构2，三套支撑机构包括内侧支撑机构3、外侧支撑机构4与中间支撑机构5,如图1所示。
所述内侧驱动机构1与内侧支撑机构3均安装于后缘襟翼6内侧，位于后缘襟翼6展长的25％处。其中，内侧驱动机构1包括内侧驱动杆101与内侧连杆102。内侧驱动机构1中，内侧驱动杆101前端与机翼主翼后梁7间通过转动副a1铰接。内侧驱动杆101后端与连杆前端间通过球面副s1铰接；内侧连杆102末端与后缘襟翼6的前缘间通过球面副s2铰接。
所述外侧驱动机构2与外侧支撑机构4均安装于后缘襟翼6外侧，位于后缘襟翼6展长的75％处。其中，外侧驱动机构2包括外侧驱动杆201与外侧连杆202。外侧驱动机构2中，外侧驱动杆201与内侧驱动杆101尺寸相同，外侧连杆202与内侧连杆102尺寸相同。外侧驱动杆201前端与机翼主翼后梁7间通过转动副a2铰接。外侧驱动杆201后端与外侧连杆202前端间通过转动副a3铰接；外侧连杆202末端与后缘襟翼6的前缘间通过球面副s3铰接。
内侧支撑机构3、中间支撑机构5与外侧支撑机构4三者结构以及安装方式相同，三套支撑机构均由第一支撑杆301与第二支撑杆302构成；以内侧支撑机构3进行说明，其中，第一支撑杆301与第二支撑杆302顶端分别通过球铰在后缘襟翼6底面前后方铰接点处铰接形成球面副s4与s5。第一支撑杆301与第二支撑杆302底端分别通过球铰与襟翼6下方的机翼主翼支架8上前后位置靠近的两个铰接位置铰接形成两个球面副。
如图2所示，对两套驱动机构与三套支撑机构进行简化，并进行自由度计算，简化方式如下：
1、由于中间支撑机构4特殊的几何位置关系，对整体增升装置运动不起约束，而是起到了起到对于过长襟翼的支撑作用，所以在自由度计算中去掉中间支撑机构5。
2、第一支撑杆301与第二支撑杆302底端与后缘襟翼6连接的两个球面副位置接近，因此在运动学求解上将这两个球面副视为一个球面副s6。
3、将内侧支撑机构3与外侧支撑机构4中两根支撑杆与后缘襟翼6连接的两个球面副简化为一个转动副m，该转动副m的转轴方向与两个球面副方向一致，一般位于后缘襟翼6的前梁正下方附近。
4、将第一支撑杆301与第二支撑杆302视为一根与转动副m及球面副s6连接的连杆L。此简化方式不会影响后增升装置的运动规律，符合机构学原理
对简化后的两套驱动机构与三套支撑机构进行自由度分析，共有7个可动构件，5个旋转幅，5个球面副。
F＝7×6-5×5-5×3＝2
随后减去外侧驱动机构2的两个球面副之间存在的1个局部自由度，整体自由度为1。
下面对上述简化后的三组支撑机构进行求解，确定三套支撑机构的安装位置。
以内侧支撑机构3进行求解方法说明：
步骤1：由气动设计给定的后缘襟翼6的气动位置，即巡航、起飞、着陆时的空间位置，作为求解方法的输入，通过襟翼6上不共面的四个点，可以求出两个数值位移矩阵[Dq]和[Dz]。后缘襟翼6上不共面四个点A、B、C、D中A点巡航坐标为(Ax,Ay,Az)，起飞位置为(Axq,Ayq,Azq)，着陆位置为(Axz,Ayz,Azz)；B点巡航坐标为(Bx,By,Bz)，起飞位置为(Bxq,Byq,Bzq)，着陆位置为(Bxz,Byz,Bzz)；C点巡航坐标为(Cx,Cy,Cz)，起飞位置为(Cxq,Cyq,Czq)，着陆位置为(Cxz,Cyz,Czz)；D点巡航坐标为(Dx,Dy,Dz)，起飞位置为(Dxq,Dyq,Dzq)，着陆位置为(Dxz,Dyz,Dzz)，则两个数值位移矩阵[Dq]和[Dz]为：
Figure BDA0003370231880000051
Figure BDA0003370231880000052
步骤2：如图3所示，内侧支撑机构3中m1，m2，m3分别为转动副m的巡航、起飞、着陆位置；L1、L2、L3分别为连杆L的巡航、起飞、着陆位置；转动副m的巡航位置m1与起飞位置m2构成的中垂面与转动副m的巡航位置m1与着陆位置m3构成的中垂面相交，形成交界线；连杆L的底端球面副s6即在该交界线上，给定球面副s6所在位置的Z坐标Zs，通常与转动副m的所在位置坐标一致，即可求解球面副s6所在位置的X轴与Y轴坐标Xs和Ys，方法如下：
设转动副m的巡航位置m1指向起飞位置m2的向量为(u1x,u1y,u1z)，转动副m的巡航位置m1指向着陆位置m3的向量为(u2x,u2y,u2z)，转动副m的巡航位置m1和起飞位置m2连线的中点坐标为(mid1x,mid1y,mid1z)，转动副m巡航位置m1与着陆位置m3连线的中点坐标为(mid2x,mid2y,mid2z)，建立如下方程组，求解Xs和Ys：
Figure BDA0003370231880000061
以球面副s2所在位置为原点建立球面坐标系，转动副m处于巡航、起飞、着陆三个位置时，其转动轴线上的一点j位置分别为点j1、点j2、点j3在同一个球面上，因此可以用未知角度α1、α2、α3、β1、β2、β3以及未知半径r共7个未知数可分别表示点j1、j2、j3：
点j1：(rcosα1cosβ1,rcosα1sinβ1,rsinβ1)
点j2：(rcosα2cosβ2,rcosα2sinβ2,rsinβ2)
点j3：(rcosα3cosβ3,rcosα3sinβ3,rsinβ3)
由于点j与后缘襟翼6间的距离在运动过程中保持固定不变，因此也满足位移矩阵[Dq]和[Dz]的约束，即：
[Xj2 Yj2 Zj2 1]T＝[Dq][Xj1 Yj1 Zj1 1]T
[Xj3 Yj3 Zj3 1]T＝[Dz][Xj1 Yj1 Zj1 1]T
共6个方程，给定r的值，一般略小于连杆的长度，即可求解出点j的所有坐标，完成所有机构参数的求解。
外侧支撑机构4求解方法与内侧支撑机构求解方法相同，由此可确定外侧支撑机构4与内侧支撑机构3的安装位置，进而根据外侧支撑机构4与内侧支撑机构3的安装位置，确定中间支撑机构5的安装位置，首先，中间支撑机构5与内外侧支撑机构中两根连杆顶端与底端在后缘襟翼前后方向上的连接位置保持一致，而中间支撑机构5中两根连杆顶端与底端在后缘襟翼展向上的连接位置，分别位于内外侧支撑机构顶端与底端连接位置连线中心处。
通过上述方法，求解出后缘襟翼增升装置中满足三个卡位的支撑机构参数，在所设计出的空间机构导引下，后缘襟翼6的运动不是简单的二维平面运动，根据运动学原理的分解，其运动轨迹也不是简单的三维定轴旋转，还存在展向位移。在运动仿真结果的验证下，这将带来两方面的优势：
1、在两套驱动机构与三套支撑机构导引下，后缘襟翼能够同时满足，起飞位置下小偏角且大后退量，着陆位置大偏角的要求，能够适应现代客机起飞状态大升阻比，着陆状态大升力的需求。
2、现代客机一侧机翼一般包含内侧与外侧两片后缘襟翼，由于上反角和后掠角的存在，两片后缘襟翼打开过程发生复杂的空间运动将导致之间的间隙会发生变化，这对于两片后缘襟翼间的气动密封是不利的。而本发明提出的机构，能够完全满足巡航、起飞、着陆三位置的设计需求，两片后缘襟翼运动过程中之间的间隙基本保持不变。

Claims (3)

1.一种适用于超长襟翼的新型增升装置，其特征在于：包括两套驱动机构与三套支撑机构；两套驱动机构包括内侧驱动机构与外侧驱动机构，三套支撑机构包括内侧支撑机构、外侧支撑机构与中间支撑机构；
其中，内侧驱动机构包括内侧驱动杆与内侧连杆；内侧驱动机构中，内侧驱动杆前端与机翼主翼后梁间通过转动副铰接；内侧驱动杆后端与连杆前端间通过球面副铰接；内侧连杆末端与后缘襟翼的前缘间通过球面副铰接；
外侧驱动机构包括外侧驱动杆与外侧连杆；外侧驱动机构中，外侧驱动杆前端与机翼主翼后梁间通过转动副铰接；外侧驱动杆后端与外侧连杆前端间通过转动副铰接；外侧连杆末端与后缘襟翼的前缘间通过球面副铰接；
内侧支撑机构、中间支撑机构与外侧支撑机构三者结构以及安装方式相同，三套支撑机构均由第一支撑杆与第二支撑杆构成；两根支撑杆顶端分别通过球铰在后缘襟翼底面前后方铰接点处铰接形成球面副；两根支撑杆底端分别通过球铰与后缘襟翼下方的机翼主翼支架上前后位置靠近的两个铰接位置铰接形成两个球面副。
2.如权利要求1所述一种适用于超长襟翼的新型增升装置，其特征在于：内侧驱动机构与内侧支撑机构均安装于后缘襟翼展长的25％处。所述外侧驱动机构2与外侧支撑机构4均安装于后缘襟翼展长的75％处。
3.如权利要求1所述一种适用于超长襟翼的新型增升装置，其特征在于：三套支撑机构安装位置求解方法为：
首先进行机构简化：
a、将对整体增升装置运动不起约束的中间支撑机构去除；
b、第一支撑杆与第二支撑杆底端与后缘襟翼连接的两个球面副视为一个球面副s；
c、将内侧支撑机构与外侧支撑机构中两根支撑杆与襟翼连接的两个球面副简化为一个转动副m；
d、将第一支撑杆与第二支撑杆视为一根与转动副m及球面副s连接的连杆L；
步骤1：由气动设计给定的后缘襟翼的气动位置，即巡航、起飞、着陆时的空间位置，作为求解方法的输入，通过襟翼不共面的四个点，可以求出两个数值位移矩阵[Dq]和[Dz]；后缘襟翼上不共面四个点A、B、C、D中A点巡航坐标为(Ax,Ay,Az)，起飞位置为(Axq,Ayq,Azq)，着陆位置为(Axz,Ayz,Azz)；B点巡航坐标为(Bx,By,Bz)，起飞位置为(Bxq,Byq,Bzq)，着陆位置为(Bxz,Byz,Bzz)；C点巡航坐标为(Cx,Cy,Cz)，起飞位置为(Cxq,Cyq,Czq)，着陆位置为(Cxz,Cyz,Czz)；D点巡航坐标为(Dx,Dy,Dz)，起飞位置为(Dxq,Dyq,Dzq)，着陆位置为(Dxz,Dyz,Dzz)，则两个数值位移矩阵[Dq]和[Dz]为：
Figure FDA0003370231870000021
Figure FDA0003370231870000022
步骤2：转动副m的巡航位置与起飞位置构成的中垂面与转动副m的巡航位置与着陆位置构成的中垂面相交，形成交界线；连杆的底端球面副s即在该交界线上，给定球面副s所在位置的Z坐标Zs，即可求解球面副s所在位置的X轴与Y轴坐标Xs和Ys，方法如下：
设转动副m的巡航位置指向起飞位置的向量为(u1x,u1y,u1z)，转动副m的巡航位置指向着陆位置的向量为(u2x,u2y,u2z)，转动副m的巡航位置和起飞位置连线的中点坐标为(mid1x,mid1y,mid1z)，转动副m巡航位置与着陆位置连线的中点坐标为(mid2x,mid2y,mid2z)，建立如下方程组，求解Xs和Ys：
Figure FDA0003370231870000023
以球面副s所在位置为原点建立球面坐标系，转动副m处于巡航、起飞、着陆三个位置时，其转动轴线上的一点j位置分别为点j1、点j2、点j3在同一个球面上，因此可以用未知角度α1、α2、α3、β1、β2、β3以及未知半径r共7个未知数可分别表示点j1、j2、j3：
点j1：(rcosα1cosβ1,rcosα1sinβ1,rsinβ1)
点j2：(rcosα2cosβ2,rcosα2sinβ2,rsinβ2)
点j3：(rcosα3cosβ3,rcosα3sinβ3,rsinβ3)
由于点j与襟翼间的距离在运动过程中保持固定不变，因此也满足位移矩阵[Dq]和[Dz]的约束，即：
[Xj2 Yj2 Zj2 1]T＝[Dq][Xj1 Yj1 Zj1 1]T
[Xj3 Yj3 Zj3 1]T＝[Dz][Xj1 Yj1 Zj1 1]T
共6个方程，给定r的值，一般略小于连杆的长度，即可求解出点j的所有坐标，完成所有机构参数的求解；
外侧支撑机构求解方法与内侧支撑机构求解方法相同，由此可确定外侧支撑机构与内侧支撑机构的安装位置，进而根据外侧支撑机构与内侧支撑机构的安装位置，确定中间支撑机构的安装位置：首先，中间支撑机构与内外侧支撑机构中两根连杆顶端与底端在后缘襟翼前后方向上的连接位置保持一致，而中间支撑机构中两根连杆顶端与底端在后缘襟翼展向上的连接位置，位于内外侧支撑机构顶端与底端连接位置连线中心处。
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