1、1996一09-13发布中国航空工业总公司HB/Z 287-96 b 曰1996-10-01实施批准z9-飞UA吨，、年hw哼，。n-0吨，目次主题内容与适用范围. 引用标准. 术i吾. . . . 飞机操纵系统的强度和刚度设计要求操纵系统的静强度设计操纵系统的动强度设计.操纵系统的疲劳强度设计. 操纵系统的问1度设计. . . 操纵系统的强度、刚度和疲劳试验. . . . . . (1) (1) (1) (1) (2) (29) (31) (33) (35) 中华人民共和国航空工业标准飞机操纵系统强度、副11ffti9i+帽iiiiHB/Z 287-96 1 主题内容与适用范围11 主题内容
2、本标准规定了巳机操纵系统的强度和刚度设计要求、强度和刚度的分析方法以及对强度、刚度试验的要求12 适用范围本标准适用于各类军用飞机的各种操纵系统的强度、同IJ度设计和试验。2 引用标准GJB 67.1 军用飞机强度相刚度规范总则GJB 67.3 军用飞机强度和刚度规范其它载荷GJB7.9军用飞机强度和刚度规范地面试验HB/Z 203 飞机摆动轴承的选择3 术语本标准号|用的术语如设计载荷、使用载荷、变形及设计强度等均按GJB67.1。4 飞机操纵系统的强度和同IJ度设计要求4. 1 操纵系统的强度设计要求4. 1 1 静强度要求a操纵系统设计用的使用载荷.应是该系统可能受到的最严重的载荷.例如
3、驾驶员或地勤人员可能提供的最大操纵载荷;各种液压或电动装置可能发出的最大力(包括终止时的脉冲我荷);地面突风作用于操纵面在系统中产生的载荷等;b操纵系统强度设计中，当没有特别指明时.安全系数均取f;1. 5.即设计载荷等于1.5倍使用我荷如果文中指明有附加系数时，其设计的安全系数应将1.5乘以这些附加安全系数;c所有操纵系统反英零组件，应保证在各种设汁情况下有足够的强度.即在使用载荷下的应力不得超过材料的屈服应力;在设计载荷作用下的应力不得超过材料的极限(破坏)应力;d飞机蝶纵系统的零件一般应留有10%的强度余量，以保证系统经过一定的维修后仍有中国航空工业总公司1996-09-13发布1996
4、-10-01实施HU/Z 287- 96 足够的强度。4. 1. 2 动强度要求a.操纵系统放其所有零、组件，应设计成在整个寿命期间内，在飞机使用中的振动环境下.不会产生有窑的或过度的振动:b 操纵系统反其所有的零、组件，在寿命期间内，在预计的振动环堤下工作而不发生破坏。4.1.3 疲劳强度要求a. .饥操纵系统原则上均采用安全寿命设计，因此，操纵系统的主要结构件，在使用寿命期内不应有疲劳裂纹产生;b.飞机操纵系统的疲劳寿命应该等于或高于飞机机体结构的寿命;c由于疲劳试验的分散性攻飞机服役中经受的使用载荷i曾有可能比设计使用载荷谱更严重等原因.在确定飞机操纵系统使用寿命时，应考虑疲劳分散系载。
5、设计疲劳分散系数IhE根据具体情况选取.试验用的分散系数一般取6.0-4.0。4.2 操纵系统的同IJ度设计更求a飞机操纵系统应具有足够的刚度，以提供满意的工作，即能按设计要求实现其各种操纵动作.并应具有良好的除纵品质;b飞机操纵系统应对被操纵的结构提供足够的问IJ度支持.以有利于避免这些结构出现有害的嗡鸣和颤振。操纵面的动力学特件，是操纵系统、操纵丽和机体结构三者的同IJ度、转动惯量等的综合作用的结果，因此.设计中不宜片面地强调某一部分的同IJ度，而应通过具体的分析和适当试验后选择合理的刚度匹配;c如果左、右副翼的操纵线路是连通的.那么连接两副翼之间的线路jilJ度应该保证不致因副翼不对称运
6、动而出现不希望的空气动力放应;d操纵系统应有足够的刚度.以保证在所有情况F.各种被操纵结构得到必要的楼纵位移但l操纵偏度。对于各仲舱门，在关闭的情况下.也不能因外载荷的作用产生不必要的、甚至是在害的开缝:e操纵系统的刚度对操纵线路的固有频率布一定的影响.因此操纵系统应有合理的刚度.以避免系统发生谐振。5 掘纵系统的静强度设计5. 1 操纵系统使用载荷的确定计算操纵系统载荷时.应对各种极限位置之间的尽可能多的位置进行汁算，以确保找到每个零件的最严重的受载情况。5. 1. 1 主操纵系统的载荷飞行主操纵系统载荷按B67.3的2.1. 1确定G5. 1. 2 辅助操纵系统的载荷辅助操纵系统包括用以操
7、纵襟翼、调整片、安定丽、扰流饭、起稿棍、拦阻钩、机翼折叠和变后掠装置、各种舱门、发动机i由门等各种活动结构的操纵系统。这些系统有的采用小手钢、小2 HII/Z 287 - 96 子轮或盘由驾驶员操纵，也有的是用作动筒、电动或液压马达直接操纵。a襟琪、调整片、安定画、扰流板、起落架等手柄或盘的操纵力单手操纵不小于390N双手煤纵不小于7刷刷;b发动机i由门和其它小子柄的操纵力不小于200Nc其1三由作动筒、液压或电动马达直接操纵的操纵系统载荷由作动筒、被压或电动马达最大输出功率发出的载荷乘以系数1.33来确定。5 2 材料的设计值和特殊系戴5 2. 1 材料强度性能的设计值合理地确定材料强度的设
8、计值，是正确、可靠地评估操纵系统强度的重要环节。材料强度的设计值选取方法，一般在型号设计巾加以现定。材料强度性能在l设计值的确定应该遵循下列原则.a材料强度性能数据必须是经国家有关部门批准、认定的数据.b设计值的选取必须使结构因材料偏差而强度不足的概率极小;c在特殊环境下工作的部件，必须号虑到、境对设计值的影响.d新研制材料的强度性能必须有足够的材料试验为依据.并经有关部门批准方可使用。5.2.2 特殊系挝操纵系统零件，由于以下原因.必须乘以相应的特殊安全系挝.a其强度不易确定:b在更换前.其强度在使用中可能降低;c由于制造工艺和检验方法中的不定因素，其强度可能有明显的变化G522 1 铸件系
9、数由于铸件强度性能的分敌性，各批.甚至同批锦牛的质量都可能有很大的差别.而且位验方法和检验手段的不同.质量问题的拉出率也不一样，再加上试样与零件的性能也有较太差别.因此用于操纵系统的铸件，应考虑铸件系数G铸件系数一般在型号设计中由各设计部门自行规定并经汀货方同意。5.2.2.2 接头系数对于未经强度试验验证的主要受力接头，报头系数至少应取1.15。这一系数必须用于下列部位:a接头本体对于整体披头，一直到截面性质成为典型截面为止;b连接件:c被连接件上的支承那位。对于采用更大特殊系数的支承面可不考虑5.3 操纵系统的零、组件强度计算5. 3. 1 耳片计算53 1.1 受轴向拉伸载荷的耳片操纵系
10、统中有许多受轴向ti1伸载荷的耳片，例如泣抒和作动筒端部的耳片。这种耳片的破坏主要有以下四种可能(见图1) :孔被挤坏:横截面被拉断:剪切破坏相复合破坏。但是.大量的试验表明，常规设计的耳片纯悴被jLJl1i或剪坏的情况极少.而绝大多戳破坏3 HB/Z 287-96 情况是在某一截面受拉伸、剪切以及弯曲载荷综合作用的结果。因此如果采用截面拉断的方法进行耳片的强度计算必须进行修正。挂断挤压剪断复合破坏拉斯围l耳片破坏的形式此外，如果因为某种原因耳片承受有垂直于耳片平面的我荷时，此时必须校核耳片平面的弯曲。a挤压强度计算耳片孔或衬套的挤压强度接下式校核rEU叽式中:(1iy -一-平均挤压应力，M
11、Pa: 冉一一耳片承受的轴向拉伸设计载荷，N;Fjy=d.t 挤压面积mm2d为孔直径，t为耳片厚度(见图2)单位为mm;!( 衍压系数c对于受载时铀与孔无相对运动情况K=1. 2-1. 4, 对于受载时铀与孔有相对运动情况K=O.2-0.4，4一一材料的压缩强度极限，MPao h耳片的技断强度计算承受铀向拉伸我荷的耳片拉断强度按下式校核:二导仨KoC1b式中.耳片横截面平均t拉豆伸正应力，MPa 4 P岛喃一一耳片承受的铀向t拉盘伸设t汁f载荷，N: F二(1)-.1)/一一耳片的横面积mm2，b，d、t见图2K一一放率系毅，由因3到图8查得。图3图8中:c=y/x，;实线一一单耳片;虚线一
12、一双耳片ua k. 1. 0 O. 9 O. . 7 . 6 0.5 I . 5 2.0 HB/Z 287-96 p 国2耳片的有关尺寸-. 、-. . -. 、-1 c= 1. 0 r.=1. 6 c=l.f -一. 2. 5 3. 0 c= J. 0 、因3硬铝b二三370MPac= t. 2 3. 5 . 0 b/d 5 HU/Z 287- 96 k, .0 飞、O. 9 、飞、马O. , 飞、. 7 15 2.0 2. 5 3.0 国4碳钢b二340-785MPa. .0 -. . 飞飞O. .k -. 、。7O. 1. 5 .0 .5 3.0 图530CrMnSiA吨=H80MPa
13、6 c 1. 6 _ c=. 6 -c二1.，c=). 2 c= 1. 0 C 1. 0 3.5 4. 0 e在，1. 6 . 飞飞句:均1.6 、C , J. .f 二., c=: 1. 2 C己1.23.5 4.0 b/d b/d . o. 8 o. 7 o. 6 o. 5 1. 5 2. 0 1. 0 0.9 0.8 的o. 6 ,. 5 HB/Z 287-96 2.5 3, 0 3. 5 图6L.二510MP.2. 0 2. 5 :. 0 3. 5 因730CrMnSiNi2A . = 1670MP. c: 1. 6 c= J. 4 c= 1. 2 4. 0 c= 1. 6 c-/ c
14、= 1. 0 b/d 4. 0 b/d 7 民.1. 0 O. 9 O. O. 7 O. 6 1. 5 2.0 HB/Z 287-96 2. 5 3. 0 国8中等强度塑性材料c=.4 c= 1. 2 c= 1. 0 3. 5 h/d .0 5.3.1.2 受斜载荷的耳MBI5. ZM - 5(HB) - T4. ZL- 20 1(HB) - T4 d 7 汇-_ 自耳片轴线.- -;-J.士兰头一p. 、p，(a) (b) 国9受斜载荷的耳片如图9所示，当载荷作用线偏离耳片轴线一个度角时.耳片的承载能力按以下方法计算。a按照5.3.1.1的方法计算出=旷的耳片极限承载能力p。即:Po=Ko.
15、Fab b)根据材料、b/d、自由图10-图13查出系数K剧和K由得到Kso耳片承受斜载荷的能力4 J. 4 1. 3 30 I . 2 Kzs2 20 J. 1 :C 10. _ 1.0 0.9 K7_1 r-=: 寸U. 8 O. 7 1. 5 H/Z 287- 96 Ks = K,_ (对于囹缸，自=0); Ks :;: KZ.l K四(对于囹饨.:运90)。Pp=KsP, (N) h 、I 7 I o. ,j, 2. 0 卒2. 5 b/d 、a=300 0=60. a=900 、3. 0 图10LY12-CZ b二d90MPa(1=900-a= 600 、斗-3. 5 9 HII/Z
16、 287 - 96 1. 4 E a=90. -下:(1= 60. 1. 3 、1. 2 t飞。30 卡电 -;: 、Kzs2 、中1. 1 20 、运三JO- 1. 0 a30. 0.9 斗u=60. K， fL = 90. 。u. 7 1. 5 2. 0 2. 5 3. 0 3. 5 b/d 圈11 LC4 -CS b二三490MPa10 HH/Z 287-96 1. 5 也90. 一-气了 0.= 600 、4 1./ = 300 、3仨、1. 3 Kzs2 k 权二丰飞1. 2 自20.、1. 1 J. 飞、 ,. 、运10.- 1. 0 L a= 30. O. 9 Tuzw-KZS1
17、 a一z啥，90. 。O. 1 1. 5 2.0 2. 5 3. 0 3. 5 b/d 图12钢45Ob二590MPa11 H/Z 287-96 1. 4 t主L、q言90.、也=6001. 3 自30. 、 主、y_ 、1. 2 K ZS2 司电= 1. 1 / 咋、:t: -._ -1. 0 土又0.=300 0.= 600 主P0.9 E呻斗K1S o. M O. ; 1. 5 2.0 2.5 3. 0 3. 5 b/d 因1330CrMnSiA叽=1080MPa 12 HO/Z 287-96 5.3.2 耳片连接螺栓计算在耳片一螺栓组合连接中，往往对提供足够的螺栓弯曲同IJ度的重要性估
18、计不足，因为静力试验相使用中很少发现有螺栓因弯曲而破坏。然而，即使螺栓很少发生弯曲破坏.却由于弯曲刚度的不足受载时发生弯曲而足以使耳片发生突然破坏。这是由于螺栓弯曲时导致耳片的挤压应力过份地集中至耳孔的一部分所致。因此在耳片一螺栓连接中，考虑螺栓所受到的弯矩是必要的只有当耳片材料的强度比螺栓材料的强度大得多，而且两耳片之间以及耳孔与螺栓之间的间隙可以忽略不计时，螺栓才接纯剪切的方法校核强度。a对称连接耳片中的螺栓弯矩p/2 p/2 t, 卡上-oP ?可14对称连接耳片的受市如图14所示的对称连接耳片中的螺栓弯矩计算.其弯曲力臂b由下式求得.b =主+主+反(阴阳)2 4 式中t，、飞和如图1
19、4所示，单位0101c最大弯矩l1max =只-f(N-mwt)13 HB/Z 287-96 b.夹紧偏心受载耳片中的螺栓如凶15所示的夹嗦耳片.由于所受的载荷是偏心的，因此连接螺栓不仅承受剪切载荷.而且还承受附加弯矩和轴向拉伸载荷:切切载荷2Q = P (N) P.j 图15满心与民1，;耳片附加的弯矩和轴向拉伸我荷由周16所示的分布载荷计算得到。p唔飞巳口P.j SINl分布f 。时P.j -h斗LJ 斗牛P.j 图16偏心夹紧耳片的内力分析图中，D一一螺栓直径，mm: 14 r一一耳片厚度.mm; ，二ffb一平均挤压应力，MPa: 3尸，;(I/D) 2= 司一一螺栓头对耳头的最大挤压
20、应力，MPa; 2D . 1 HII/Z 287 - 96 2P., . (t/D) = 一一耳片之间的最大挤压应力，MPa。3D . 螺栓最大弯矩发生在连接耳片外侧的截面。533 摆动轴承计算操纵系统中使用的轴承，大多是在一定的角度范围内进行低速摆动运动，此类轴承称之为飞机摆动轴承口飞机摆机轴承的强度计算方法和有关的强度数据按HB/Z2030 5.34 搜触强度两弹性体之间的挤压而产生的应力和变形，对于分析和研究滚道上的滚子、轴、轴套以及各仲曲面的援触和连接是重要的。5.3.4.1 接触应力与接触变形a点接触情况最大接触应力，0.3649 3; P( Lz m二玄一工Ici F 飞R ( M
21、Pa) 接触体1Ru、接触体2图17二接融体点接触的示意图15 式中式中HB/Z 287-96 最大接触变形8_ = 0.655; P C . p (mm) P一一作用载荷.N; (、1-i l: -一-+ 一一-JE E1E2 p =川+21+ PL2十p1 1 1 1 PIl =豆豆.p12 =瓦阳=瓦阳=ELZ/ ，一一取决于接触体的主、辅曲率的系数.由图18查就、p一-接触体l的主曲率和辅助曲率.曲率中心在接触体自身方向为正.否则为负，I/mm(参看图17); p、22一一披触体2的主曲率和辅助曲率.曲率中心在接触体自身方向为正，否则为负.I/mm参看图17); k、RI!一-t主触体
22、l的主曲率半径和辅助曲率半径.mm; k、k一一接触体2的主曲率半圭和辅助曲率半径.mmj E，、E，-一-接触体l和接触2的材料弹性模量.MPa; 严l、阳一-j在触体l相接触体2的材料的泊桑比。为了查得K和首先要求出COSZ，此值由下式求出:J (p -p,)+ (p，-p川+2(队，-p川.(p - p,) COSz lSZ一P. + PI2 +由I+ P2 2 两接触体主曲率平面之间的夹角(参看图17)。如果二接触。体材料均为钢.即E，= E, = 2.0 x IOMPa , 的=，=O. 3则mfFEYRRMh) m.=2.85X 10飞yp p(mm); l】线接触情况最大接触应力
23、_-旷_=0，5抬叫b是太J接主触变形(当E巳1=E巳2= E.队E=阳2=时), . C. . (R , + R,) E O.63h6干.p. 1川+In一一(mm)酣一园柱_工1.237(旦)P(0.607+In IR忑汗)(01m)园柱一平板16 式中HB/Z 287-96 2.4 2. 1. 6 x 1 1 1. 0 0.8 0.6 O. 4 0.2 。U黯Z图18系数K、k曲线p-一单位长度上的载荷P=P/ 1. N/mm; P一一作用于接触体上的载荷.N; t一一有效接触度，mmj p= I/R, + 1/&, 0 风.R，为二接触体的半径。若E，= E, = 2.0 x 10MP
24、a. l =，=0.3.则叩=187.jppb皿z=!. R. + R吨、2.9 x 1O -P (1 3.47 + 1n一二百一二)S.792X lO -6p(6.77+1n IR/P) 5.3.4.2 许用接触应力和接触变形(mm)园柱一园柱(mm)园柱一平板17 HB/Z 287- 96 除另有规定外.建议按下列方法确定许用接触应力和许用接触变形za.用电注1175MPa合金钢制造的接触体许用接触应力:对于点接触取10倍对于线接触取5倍鸟，其它材料许用接触应力取5倍即b. j!午用接触变形由设计要求确定。5.3.5 拉忏计算操纵拉杆应分别按载荷计算中所得到的受拉和受压的最严重的载荷进行强
25、度校核。5.3.5.1 拉杆的稳定性对于在中心轴线压缩载荷作用下的均匀简支直拉杆，其临界应力由欧位公式确定:马=， E/(l/ p)(. 三，)而l临界载荷P1j :;:; A .j A中叫一一临界应力，MPai P一一临界载荷，N i E一一材料压缩弹性模量，MPa; = Jj A一剖面回转半径，mm; ，;一一剖面最小弯曲惯性矩，mm勺A一一-应J.峭的剖面面积，mm2:/一一忏的长度，mmo 为了使用方便，常用材料的管状拉忏的临界应力可用图19至图22求得。对于由两部分或三部分(每部分具有相同的弯曲刚度)组成的阶梯杆，图23和图24分别给出了临界载荷的计算公式和曲线。80 60 40 2
26、0 400 200 300 100 。EK国E)-b400 200 100 300 En国EVF120 100 120 100 80 60 40 20 。L/ L/ LYl1管的临界力。b=360MPaE=7x10MPa 图20LY12管的临界应力b = 430MPa;p二245MPa;E=71dMPa图1918 HB/Z 287-96 600 400 200 800 ELE飞-b600 400 200 800 倒也EVJ】120 100 80 60 40 20 。120 100 80 60 40 20 。L/ L/ 30CrMnSiA管的临界应力，= 800MPa;E = 2 x 10MPa
27、 20号铜管的II界应却E=2X 10MPa III 22 图21。b= 1000MPa; 7 。也=400MPa;町119 1. 0 0.8 0.6 0.4 一端削弱的绞支杆的II界载荷p mE212 IJ= I l 圈23i HB/Z 287-96 nu l 5.3.5.2 忏端计算为了保证飞机的安全.拉杆的设计应有足够的安全裕度，因此在确定杆端的载荷时应考虑以下因素.应当选取i在拉杆在使用中最严重受载情况的载荷进行设计;应当考虑由于制造和安装误差杆端轴线与管子轴线之间约有5的夹角;对于装有关节轴承的忏端，应附加M=0.15dP的摩擦力矩(式中d为关节轴承的球径，P为外加载荷)。日杆端的截
28、面强度杆端的计算截面应选在与管子连接的交界面处。对于采用螺纹连接的杆端应选在固定螺母的计算截面处。战面的计算应力.O. 2 O. 4 O. 6 O. 8 两端削弱的倏支杆临界载荷。a/I. 图246 r- E!Jr 411 (MPa) P M a = -. . A W 式中ay一一外加载荷.N; A 截面面积.mn12，M一一弯矩.N.m01，M二(0.087I + O. 15d) P装关节轴承的杆端，20 HB/Z 287-96 M =O.087P l装球轴承的杆端:W一一截面系数，mm30P b耳片计算耳片的强度计算按5.3.10c轴承计算轴承的强度计算按5.3.305.3.5.3 管子的
29、强度图25杆端连接示意图拉杆的管子应检查以下截面的强度a管子本身的截面;b管子收口部分的截面，c如果用钢钉连接的情况应检查钢钉孔削弱截面:d如果有焊缝应检查焊缝附近截面，注意焊缝系数:e其它特殊拉杆，如中间有螺纹连接应检查螺纹及退刀槽处的截面。在计算管于强度时，不考虑杆端的附加弯矩。5.3.6 撼臂与支座的计算5.3.6.1 摇臂和随臂轴P 典型的摇臂，基本上是固定于轴套上的悬臂梁。对于这类摇臂，应将拉杆或钢索上传来的最严重的载荷作为摇臂计算的载荷，并考虑此载荷与耳片平面有了的夹角然后按5.3.1的方法校核耳片的强度，并选择最危险的截面校核撼臂强度。撼臂上的载荷一般通过轴承传到撼臂轴上，并由支
30、座提供反力加以平衡(参看图26)，因此摇臂轴一般可简化为受横向力作用的双支点梁或多支点梁来计算。当同一轴上装有多个系统的摇臂时，应按5.1 . 1确定每个摇臂传给铀的载荷。5.36.2 支座飞机操纵系统总是通过各种各样的支座与飞机机体结构相连的.由于机体结构的复杂性和空间的限制.这些支座的形状和连接形式是多样的。支座的载荷由摇臂铀或滑轮轴计算中得到j。要继续对支座进行分析，必须计算出支庞与机体连接的各个连接件传递的载荷.而要迅速、准确地确定这些连接件的载荷是困难的.这不21 HB/Z 287-96 1I.因为支座往往由多个刚度不等，且不在一个平面的连接件连接，而且因为这些连接件的载荷还与机体结
31、构的刚度有关。理想的方法是取其支座及其附近的一段机体结构进行有限元分析，工程计算必须将结构和计算方法进行近似简化。p, 3 p, Y p, s, R / Ru RAy - RA 囤26摇臂和摇臂轴的受力图由于支座在机体结构中的连接形式很多，不可能对其工程计算方法一一介绍。下面是一个典型的计算示例。一个有对称分布螺栓连接的支座(见图27)。假设支座由八个螺栓固定在刚硬的结构上，并在两个支臂上作用有载荷P，和P各螺栓阔的距离和支座的有关尺寸均表示在图上，试求各螺栓上的载荷(假定各螺栓截面相同)。y ?童y X, P. 4 y, 、民M, . L 丁h b , b, 图27支座上各螺栓的受力a情况一
32、:PI= P2 先求螺栓重心。如图所示.假定一个坐标系YAZ.则重心。点的坐标22 HB/Z 287-96 Ya+Y+Yn Y 0 = tI , , , , Z a+z b+EZ n 即士。tI 式中n为螺栓总数。过0点取XYZ坐标系，并将载荷p=p, + p，分解为氏和p，后移至重心。点则zpo. :;: PX P句=PYMz:;: PyXp - PxYp P使螺栓受拉.p句使螺栓受剪.并均匀分配给每个螺栓，而M，则使螺栓受拉。当M，O时，支座绕通过A的z袖转动，而当Mz0A-钢索的净面积E一钢索的弹性摸量d变形R装配载荷图33钢幸的受载情况2. 0 R!T=2sinej2 R/T 。20
33、40 60 80 100 120 140 160 180 包角度国34钢章含力6 操纵系统的动强度设计t是纵系统的动力学待性一般与其自身的结构刚度和支持刚度高关，因此，在设计中应选择合远的刚度，特别是在助力器和舵机前后的刚度应与助力器或舵机的要求相匹配。在强振源(例如发动机)附近的操纵拉杆应当it算真横向自振频率。该频率应尽量大于这些强振源的最高频率。然而，现代航空发动机的转速之高，足以使操纵拉忏的自振频率难于超过发动机的最大转速。在这种情况下，操纵拉杆的自振频率应尽可能地避开发动机常用的转29 HB/Z 287-96 速，并且要对操纵拉杆的振动强度进行校核。6. 1 拉杆的自振频率计算计算操
34、纵拉杆的自振频率，一般可将拉杆视为两端简支杆，此时自振频率可按下式求得:f; 94.2.fE丁万再万五式中f一一位杆的自振频率.Hz; l一一拉杆的长度，mm;E一一拉杆材料弹性模量.MPa; J一一拉杆截面的弯曲惯性矩，mm，m一一拉忏单位长度的质量，kg/mm。对于安装在导轮上的拉杆，自振频率f ; 9.55K厅刁百万2式中K由图35查得K 2. 4 2. 0 L , I L、L L、I I L=L，牛、 L， L ,/ L 1. 5 0 。l02030405060708U910L?图35带导轮拉杆的自振频率以上计算是在假定支点均为国1)性的情况下得到的，如果要考虑支点弹性对自振频率的影响
35、.最好通过试验。固定在拉杆上的集中质量，也会有效地改变拉杆的自振频率。6.2 位杆的动强度在强振源附近的拉杆.虽然通过详细的计算和试验可以使其自振频率避开其强振源的主要工作频率，然而不可能避开所有的工作频率，因此此类拉杆还应检查其抵抗振动的强度。30 7 燥纵系统的疲劳强度设计7. 1 操纵系统的抗疲劳设计措施7. 1. 1 材料选用HB/Z 287- 96 在操纵系统设计中，材料选择应遵循如下原则:a对重要零件应尽可能选用断裂韧性好、疲劳强度高、抗应力腐蚀能力强、缺口敏感性小的材料.b尽量少用或不用铝制螺纹.c尽量不使用筷合金、除非实践证明确实可靠才用;d螺母应选用比螺栓强度低一些的材料，如
36、果是同一种材料.一般螺母热处理后的强度也应比螺栓低一些。7. 1 . 2 工艺要求零件的加工工艺、热处理和表面处理方法对疲劳强度有很大影响.因此对于主要受力零件在选择上述加工方法时，应注意以下方面:a操纵系统零件都应选择适当的表面加工方法和加工精度，应绝对避免加工造成锐边;b对钢领件毛坯，一般加工应在热处理前进行，精加工后的尺寸应尽可能接近成品尺寸，哽避免对热处理后的厚截面进行过深的机械加工;c避免洋火后再焊接;d零件打标i己的部位和标记应不影响使用和降低抗疲劳性能;e. 才应力集中敏感的高强度材料应采用加强螺纹或圆弧齿根型螺纹，f采用锁制螺栓以保证材料流线的完整.并在热处理后滚压螺纹.螺纹采
37、用齿根圆弧型，光忏与头部转接半径较大，螺纹边缘应制倒角。7. T. 3 细节设计在一般情况下，严重的疲劳问题是由于结构中的高应力集中引起的，精心的细节设计有时可提高疲劳寿命几十倍，甚至上百倍，因此，细节设计必须引起高度重视。细节设计应从以下几方面考虑.a控制表面粗糙度:应力水平高、应力集中严重的结构圆角处，其粗糙度不低于民b主要承受拉伸和弯曲载荷的零件，尽可能不用铸件;c工艺孔或冲DIR应选在低应力区;d尽量避免横截面突变和刚度急剧变化，当无法避免时应尽可能光滑过渡。过疲圆弧之半径为厚度变化值的10倍以上时;一般不会引起疲劳问题:e耳片厚度不宜大于螺栓直径，以避免耳片过厚引起螺栓附加弯矩增大而
38、降低疲劳强度:在耳片式接头上，避免过高的拉伸应力与过高的挤压应力相结合;只摇臂耳片连接应尽量避免单耳偏心连接，而应采用叉耳对称连接:h转动接头应有良好的润滑条件.避免因擦伤而形成疲劳裂纹源:31 H8/Z 287-96 1应防止衬套转动;j不准用钢钉将操纵支架连接在机体上;k紧固件连接部位的边距一般为两倍紧固件的直径，对非疲劳危险部位，边距可减到紧固件直径的1.5倍，紧固件的问距应为紧固件直径的3-4倍。7.2 操纵系统疲劳载荷i苦的编制操纵系统疲劳载荷谱的编制应按该系统的使用情况(包括地面操纵情况)进行编制。在编制过程中，不仅要注意各级载荷出现的频次，而且还应注意这些载荷对应的操纵面偏度。有
39、些系统，例如襟翼、各种舱门以及机翼折叠、变后掠翼等操纵，只在某一飞行阶段作操纵运动，对于这些系统，除了考虑这些操纵状态外，还应考虑不操纵时这些系统的受力情况。操纵系统疲劳载荷谱的编制应以实测载荷为依据，没有实测数据时可参考同类飞机的相应载荷谱.但必须根据使用条件的差别，进行适当地修正。7 3 操纵系统披劳寿命的估算在有了载荷i昔后，就可以估算操纵系统的疲劳寿命了。常用的疲劳估算方法有名义应i力法和局部应力应变法。7 3. 1 名义应力法用名义应力法进行疲劳寿命的计算主要步骤如下:a确定重复载荷环境，计算疲劳载荷i苦;b 计算疲劳危险部位的应力谱;c取得对应于危险部位材料的S-N曲线;d根据累积
40、损伤原理进行疲劳寿命的估算:的l某循环应力造成的损伤为.W= j N, nz-一该应力实际的循环次数，N，一一由S-N曲线查得的在该应力水平下出现裂纹时的循环次数。各循环应力造成的总损伤W二Wl如果i实应力谱代表的时间为T，疲劳寿命安全系数为鸟，则估算的安全疲劳寿命为:1.= K二LWS, 对于初步估算K=I，S，应包括载荷分散系数、寿命分散系数和安全系数，其数值需要针对具体情况进行具体分析，或与订货方协商确定。7.3.2 局部应力-应变法用局部应力-应变法进行疲劳寿命计算主要步骤如r:a局部应力与应变的计算:b确定局部应力-应变法所采用材料的应力应变曲线或迟滞曲线，c 累积攒f括计算计算方法
41、同7.3.107.3.3 危险部位的选取32 HB/Z 287-96 无论采用哪种方法进行疲劳寿命估算，都必须事先确定危险部位。如果危险部位选取太苔，会大大增加计算的工作量，而危险部位选取太少，又可能漏掉最危险的部位，因此正确地选择危险部位对于疲劳寿命的分析是非常重要的。选择危险部位一般从以下几方面考虑:a在过去的各种试验中，如静力试验、疲劳试验中己暴露的比较危险的部位:b.在细节应力分析中应力比较高的部位:c由于结构设计可能造成严重应力集中的部位;d在外场使用中已暴露出损伤的部位。B 操纵系统的刚度设计自1操纵系统的同IJ度设计方法在进行操纵系统同IJ度设计时，需认真考虑如下几个方面的问题。
42、8. 1 . 1 系统布局由于系统的变形量与长度成正比，因此在进行系统布局时，应该使系统线路尽可能地短而直.减少使用扭力管和变形大的摇臂，对于带助力器或作动筒的操纵系统，助力器和作动筒与f量纵面之间的线路应尽可能地短。8. 1 . 2 传动比的合理选择与分配由于系统的刚度与传动比的平方成正比.因此在允许的情况下.应尽量选择较大的传动比.并在系统内部进行合理的传动比分配。传动比的合理分配主要考虑、以下几个方面:一是尽可能把能面摇臂选择大些，二是在能面摇臂不可能选大时，可在宫前面的一、二个环节用小于l的传动比来使它的臂*相对变长，三是在传动比一定的情况下，把驾驶舱附近的传动比选大些.从而使系统大部
43、分线路受载尽可能地小，这有利子减轻系统重量，提高系统刚度。8. 1. 3 结构设计a拉杆在重量相同下，只要结构安排允许，应尽量选取断面系数较大的拉抨;b摇臂应尽量避免采用扁担摇臂和扭力管摇臂，如必须采用，则应采取适当措施提高刚度;c 支座支座上的摇臂饺接点与支撑结构之间距离应尽量小;d机体的支撑机体作为操纵系统的支撑应具有足够的刚度。一般支座应安装在结构较强的部位。当支座必须安装在框板或蒙皮上时，必须采取加强措施.保证支座上各方向的载荷合理地传给机体结构:e钢索当采用钢索操纵时，应在钢索线路中安装张力补偿器，以消除由于温度变化而引起的钢索变形。8.2 锦纵系统的刚度计算33 HB/Z 287-
44、96 操纵系统的刚度计算，必须考虑中立、前后极限三个操纵位置。计算主要包括如下内容。8. 2. 1 单位载荷下的内力计算a。对于人力操纵系统应固定系统的一端，而在另一端加单位力或单位力矩，计算在此单位力或单位力矩作用下系统内部各部分的载荷;b对于助力操纵、作动筒操纵或其官马达操纵的系统，应固定在这些助力器、作动筒和马达处，并在被操纵构件上加相应的单位力或单位力矩，计算系统内部各部分的载荷;c。对于驾驶员通过操纵助力器来操纵飞机的操纵系统，应固定在助力器的输入端，助力器前的系统在驾驶杆、脚蹬上加单位载荷，而助力器以后(包括助力器)的系统则在能面上加单位载荷，并分别计算系统内部的载荷;d在计算操纵
45、系统内力时，不考虑人工感觉机构的作用。8.2.2 柔度计算a全机求解法操纵系统的柔度计算最好采用全机求解的方法，即将单位载荷加于操纵子柄或活动面求真加载点位移.i在位移即为该操纵系统的柔度。采用这一方法的好处在于操纵系统及其支持的影响可以一次求得，缺点是要建立一个比较大的计算模型。b部分全机求解法由于全机求解法要建立一个很大的计算模型给实际应用带来较大的困难，为此可以考虑部分全机求解，即将机体的支持视为刚体，因此系统各点的支持均为刚性支持，这样机体就不包括在计算模型之中，因而计算模型太为简化。但是这样计算的结果没有包括机体支持的柔度.为了加入机体支持的影响，可将在系统单位载荷计算中得到的机体各
46、主点的载荷加到机体上.利用机体结构有限元分析模型(可能是分段的)求出这些点加载后的坐标.然后将这些新的坐标带入原来的计算模型，即可求得由于机伴的柔度对操纵系统加载点的位移的影响，最后将这两部分计算结果相加即得到操纵系统的柔度。按此方法的优点是可以利用结构有限元分析模型，此模型可能是分段的，解决丁建立大模型的困难.fl旦精度可能比前者稍差。c分步求解法所谓分步求解法，即先进行单位载荷下的内力计算.求得系统各部分，如拉杆、摇臂、转轴、支座、丰IL体支撑的载荷.然后分别计算各零件在相应载荷下的变形，再将各零件的变形转换成拉杆方向的位移，并通过传动比得到加载点的位移，最后将所有各部分的计算结果相加即得
47、到操纵系统的柔度c采用此方法可以通过人工计算获得，但比较繁琐。8.3 刚度计算在求得了操纵系统的柔度以后，取其倒数即得操纵系统的刚度。若柔度为儿同rJ度为K.则K= 1/. 34 9 操纵系统的强度、刚度和疲劳试验9 1 试验件HB/Z 287-96 承制方完成设计后，应根据试验大纲的要求，对于各项试验的试验件提出配套目录.并按此配套目录组织试验件的生产。操纵系统、系统部件或零组件的试验件应与装机件相同，但下列可以不装，或用假件替代:a用以提供人工感觉的载荷机构:b，传感器及各种电器元件:c与传力无关的各种成品件和机械元件，d不直接传力的液压及电源系统如果需要可采用机外系统;e需参加传力的成品件可采用假件。9 2 试验件的支挎试验件的支持状态应尽量符合真实情况，因此全系统的静力试验、疲劳和刚度试验，应尽量在试验飞机上进行。无论采取哪种类型的支持，都应尽可能少地影响考核部位的内力分布.也不能使非考核部位出现永久变形和局部破坏。9, 3 零、组件试验在新飞机研制的初期，对于关键的操纵系统零、组件或传力很大的耳片、接头、机翼枢轴等应进行早期的强度、同IJ度和疲劳特性试验，以了解它们的强度、同IJ度和疲劳特性.确定合理的结构形式和分析方法
