飛機發動機操縱系統地面模擬試驗研究

宋文偉 吳慧

（中航通飛研究院有限公司 珠海 519040）

飛機發動機操縱系統地面模擬試驗研究

宋文偉 吳慧

（中航通飛研究院有限公司 珠海 519040）

本文介紹了某型飛機發動機操縱系統全尺寸安裝在地面試驗臺架上，模擬真實裝機狀態，通過地面模擬試驗對系統的功能和性能進行驗證，為系統進一步優化提供試驗依據。

飛機發動機操縱；地面模擬；推拉鋼索

1 引言

飛機發動機操縱系統是全機直接影響飛行安全的關鍵子系統之一，某型飛機發動機操縱系統采用純機械式傳動，通過采用新型推拉鋼索替代傳統使用的鋼絲繩，對發動機推力實現遠距離精確控制。該技術目前國內設計經驗較少，因此通過地面模擬試驗對系統的功能和性能進行驗證，為系統進一步優化提供試驗依據，對保證飛機飛行安全具有十分重要的意義。

2 試驗原理

某型飛機有四臺發動機對稱布置機翼上，因此飛機發動機操縱系統左右兩邊基本對稱，考慮節約成本，本試驗只對右半邊發動機操縱系統進行地面模擬試驗，將右半邊的發動機操縱系統全尺寸安裝在地面試驗臺架上，模擬真實裝機狀態，嚴格按照圖紙1：1進行布置，如圖1所示。

圖1 試驗臺架示意圖

某型飛機發動機操縱系統是通過控制發動機的燃油自動調節器的油門搖臂位置，從而達到改變發動機工作狀態。發動機操縱系統的控制油門的傳動路徑是發動機操縱臺油門桿→發動機操縱臺齒條→推拉鋼索→切線控制盒齒條→切線控制盒搖臂→發動機油門。在試驗中測控計算機采集發動機油門搖臂角度信號，向負載模擬裝置發出力矩控制指令，模擬發動機操縱負載，同時測控計算機采集發動機操縱臺油門桿角度信號，向油門桿驅動裝置發出速度指令，實現自動驅動發動機操縱臺油門桿功能，原理見圖2。

圖2 試驗原理圖

3 試驗項目

3.1 系統空載試驗

在發動機負載為0N·m情況下，驗證系統的操縱性能。

自動驅動油門桿，分別以約 5°/s、30°/s、60°/s的速率在油門桿整個范圍內推/拉油門桿，記錄如下參數：推拉鋼索輸入端的拉壓力；推拉鋼索輸入端線位移；發動機搖臂轉動角度及對應扭矩；油門桿操縱力及對應角度。

3.2 系統操縱性能試驗

在系統連接發動機負載為1N·m情況下，驗證系統操縱性能，包括：油門桿操縱力、系統空行程、油門桿同步性等指標是否滿足設計要求。

自動驅動油門桿，分別以約 5°/s（低速）、30°/s（中速）和 60°/s（高速）的速率在油門桿整個范圍內推/拉油門桿，記錄主要參數如下：

推拉鋼索輸入端的拉壓力；推拉鋼索輸入端線位移；發動機搖臂轉動角度及對應扭矩；油門桿操縱力及對應角度。

3.3 系統操縱穩定性試驗

模擬發動機負載為0.7N·m，系統工作情況下，反復操作油門桿，驗證系統在工作一定循環后，測量系統性能變化情況。

自動驅動油門桿，以約30°/s的速率在油門桿全行程范圍內推/拉油門桿，循環1000次（全行程推拉一次為一個循環），記錄主要參數如下：

推拉鋼索輸入端的拉壓力；推拉鋼索輸入端線位移；發動機搖臂動角度及對應扭矩；油門桿操縱力及對應角度。

4 試驗結果

4.1 系統空載試驗結果

發動機負載為 0，油門桿速度分別為 5°/s、30°/s、60°/s，試驗結果為：

（1）油門桿速度為5°/s，發動機負載0，油門桿操縱力最大約22.4N（3發）、22.5N（4發）。

（2）油門桿速度為30°/s，發動機負載0，油門桿操縱力最大約23N（3發）、23N（4發）。

（3）油門桿速度為60°/s，發動機負載0，油門桿操縱力最大約23.3N（3發）、24N（4發）。

4.2 系統操縱性能試驗結果

發動機負載為 0.7N·m，油門桿速度分別為 5°/s、30°/s、60°/s，試驗結果為：

（1）油門桿速度為 5°/s，門桿操縱力最大約 21.8N（3發）、2N（4發），空行程約 1.8°（3 發）、1.3°（4 發），油門桿不同步約 1.3°。

（2）油門桿速度為 30°/s，油門桿操縱力最大約 21.8N（3 發）、23N（4發），空行程約 2.35°（3發）、1.8°（4發），油門桿不同步約 1.3°。

（3）油門桿速度為 60°/s，油桿操縱力最大約 22N（3發）、24.5N（4發），空行程約 3°（3 發）、2.8°（4 發），油門桿不同步約 1.7°。

4.3 系統操縱穩定性試驗結果

油門桿速度為15°/s，發動機負載0.7N·m，經1000循環后，油門桿操縱力最大約 29N（3發）、27.8N（4發），空行程約2.25°（3發）、2.2°（4發）。

5 結論

通過對試驗的數據結果進行分析，主要結論如下：

（1）發動機操縱臺、推拉鋼索及切線控制盒組件三項成品試驗件，通過試驗其功能、性能基本能夠滿足使用要求，但需對推拉鋼索長度及行程進行改進；

（2）發動機操縱臺油門桿操縱力滿足飛機設計手冊要求的不大于33.36N；

（3）系統實際空行程應能夠滿足使用精度要求；

（4）油門桿剪刀差測量最大約1.8°，小于1/4桿頭，可以滿足使用要求；

（5）系統經過共計1000多循環的耐久性試驗，系統未出現卡滯，期間油門桿操縱力及系統空行程未出現有大的跳變，可以滿足使用要求。

[1]《飛機設計手冊第13冊動力裝置系統設計》.

V216.8

A

1004-7344（2016）17-0251-01

2016-5-7