高清可复制 HB 8614-2021 飞机软式操纵系统通用要求

　　ICS 49.090 V 37

　　HB 8614-2021

　　飞机软式操纵系统通用要求

　　General requirements for cable control mechanical system of aircraft

　　2021-04-19 发布 2021-07-01 实施

　　中华人民共和国工业和信息化部 发 布

　　前 言

　　本标准按照 GB/T 1.1-2009 给出的规则起草。

　　本标准由中国航空综合技术研究所归口。

　　本标准起草单位：中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所、中国航空综合技术研究所。

　　本标准主要起草人：高亚奎、贺蕊亲、任宝平、田力伟、喻 杰、丁 怡、赵朋林、王 慧。

　　飞机软式操纵系统通用要求

　　1 范围

　　本标准规定了飞机软式操纵系统的系统要求、部件要求以及验证要求等通用要求。

　　本标准适用于民用飞机软式操纵系统的研制，部件要求也适用于调整片、发动机、扰流板及襟缝翼操纵系统。

　　2 规范性引用文件

　　下列文件对于本文件的应用是必不可少的。凡是注日期的引用文件， 仅所注日期的版本适用于本文件。凡是不注日期的引用文件，其最新版本(包括所有的修改单)适用于本文件。

　　GB/T 30214 飞机操纵钢索用带球轴承非金属滑轮 尺寸和载荷

　　GJB 67.3A-2008 军用飞机结构强度规范 第 3 部分：其他载荷

　　GJB 185-1986 有人驾驶飞机(固定翼)飞行品质

　　GJB 1004-1990 航空液压助力器通用规范

　　GJB 2191-1994 有人驾驶飞机飞行控制系统通用规范

　　HB 0-37-2003 轴承的安装与固定

　　HB 3-10-2002 带凸肩压入衬套

　　HB 5-16-1983 带接头的钢丝绳技术条件

　　HB 5802-1994 航空液压舵机通用规范

　　HB 5923-1985 黄铜套管

　　HB 5924-1985 铝套管

　　HB 5928-1985 别针锁紧松紧螺套技术条件

　　HB 7387.1-1996 钢丝绳接头 收压接头通用规范

　　HB 7598-1998 飞机操纵滑轮通用规范

　　HB/Z 223.17-2002 飞机装配工艺 螺纹连接防松

　　YB/T 5197-2005 航空用钢丝绳

　　ISO 7939 飞机操纵钢索用带球轴承非金属滑轮 尺寸和载荷(Aircraft-Non-metallic pulleys with ball bearings for control cable-dimensions and loads)

　　RTCA/DO-160G 机载设备环境条件和试验程序(Environmental conditions and test procedures for airborne equipment)

　　3 系统要求

　　3.1 总则

　　飞机软式操纵系统一般应满足以下要求：

　　a) 系统布置应直接简单、便于检查和调整，并使传动和调整环节尽可能少。

　　b) 系统机械操纵机构之间、操纵机构与飞机结构或其他系统部件之间留有间隙， 最小间隙应满足GJB 2191-1994 中 3.2.3.1.2 或专用规范的要求。

　　c) 系统设计应满足 GJB 67.3A-2008 中规定的强度、刚度和耐久性要求。

　　d) 驾驶舱操纵器件与其对应舵面的运动关系：操纵副翼的驾驶舱器件右偏(顺时针)，右机翼下沉;操纵升降舵的驾驶舱器件后拉，飞机抬头;右脚蹬向前运动，机头右偏。且操纵器件在任何情况下对应控制一个操纵轴，纵向、横向和航向的操纵指令， 相互间应具有独立性。尤其是驾驶杆处于中立位置时，横向操纵不能引起纵向操纵位移的输出。

　　e) 每个操纵器件和操纵系统对应其功能应操作简便、运动平稳。

　　f) 在整个飞行包线范围内，软式操纵系统的性能应满足飞机飞行安全和飞行品质的要求，与飞机的运动特性相适应，不应产生驾驶员诱发振荡。

　　g) 驾驶员手脚操纵装置上不应有明显的力和运动反传，当反传力的值小于操纵启动力的一半，则认为力和运动的反传不明显。

　　h) 系统中应设置每一可动气动面运动范围的止动器，且止动器应能承受与操纵系统设计情况相应的任何载荷。

　　3.2 回中性

　　软式操纵系统在任何配平位置都应具有回中能力，包括驾驶舱操纵器件的回中以及对应舵面的回中，虽然不要求绝对回中，但回中、启动力、操纵力梯度和稳定性的综合影响， 不应导致讨厌的飞行特性或松杆时造成大的配平变化。在不可逆助力操纵系统中， 一般驾驶舱操纵器件的回中在满行程的 1%范围内，舵面回中在满行程的 2%范围内，满行程是指座舱操纵装置或舵面从一个极限位置运动到另一个极限位置的距离，也可以根据具体型号要求来定。

　　3.3 工作行程

　　软式操纵系统工作行程包括驾驶舱操纵器件的工作行程以及对应舵面的工作行程，工作行程应满足型号设计要求。

　　3.4 启动力和操纵力

　　操纵面开始运动时操纵器件上的操纵力为启动力，启动力包括系统摩擦力、载荷机构预载和作动器启动力等，启动力应满足 GJB 185-1986 中 8.2.1 的要求。对于飞行品质标准 3，其上限允许加倍。

　　操纵力-操纵行程关系曲线满足型号设计要求，最大允许操纵力应满足适航规定。

　　3.5 传动比

　　传动比或传动特性的设计应满足型号设计要求，传动比的分配需合理，传动比均指中立位置处的传动比，而非极限位置处。

　　传动比分配过程中充分考虑钢索机械传动链的摩擦力及变形反应在操纵器件上较小。

　　采用变传动比机构时，如果位置控制不正确会导致影响飞行安全的事故，则应提供监控和应急控制位置的措施。

　　3.6 空行程

　　飞行中，座舱操纵装置处的空行程不应引起讨厌的飞行特性，特别是小幅值操纵输入情况，一般座舱操纵装置至舵面之间的空行程最大不超过满行程的 5%，对于飞行品质标准 3，最大不超过 12%，也可根据具体型号要求来定。

　　3.7 操纵面偏度和偏转速率

　　飞机软式操纵系统应具有足够的操纵面运动速率能力，以使飞机具有满意的操纵响应。飞机完成要求的机动动作能力不应受操纵面偏转速率的限制。对于动力或助力操纵要考虑发动机转速的影响， 还要

　　考虑与驾驶员操纵技术有关的飞行操纵系统工作周期的影响(因上一次驾驶员操纵动作使能源功率下降的影响)，操纵面偏度和偏转速率应满足型号设计要求。

　　3.8 动态特性

　　对所有幅值的操纵输入，飞机对座舱操纵装置的偏转和操纵力的响应都应是线性的或者平滑变化的;操纵面的反应相对于驾驶员操纵力输入的滞后应满足 GJB 185-1986 的相关要求。

　　对于驾驶员激励的阶跃操纵力输入，飞机运动的响应应满足 GJB 185-1986 的相关要求。

　　3.9 操纵品质

　　软式操纵系统三轴控制的操纵品质可在专用规范中规定，并应满足相应的稳定性和操纵性要求。

　　4 部件要求

　　4.1 总则

　　飞机软式操纵系统的部件一般应满足以下要求：

　　a) 系统中的每个元件上有明显可辨的永久性标记，设备和零部件上的标志(包括文字、符号、代号、图形、颜色等)应按产品规范的规定，且简明、清晰、耐久、明显、易读，标志不应影响设备的机械和电气性能。

　　b) 部件的设计应尽量满足标准化要求，任何更换部件或零件用具有相同件号的任何其他零件替换时，不需要重新调整参数或重新调整其他部件或零件即能保持总的性能和公差。

　　c) 同件号的可更换单元(包括部件、组件、分组件、元器件、零件)都应满足互换性的要求，一些单元进行互换时可做必要的调整，如作动器。

　　d) 自制零件、部件或采购零件、部件应满足相应的国家标准、国家军用标准、行业标准、合适的企业标准，以及其他经批准的国内和国际标准。

　　e) 部件外表面不应有目视可见的影响外观质量的锈蚀、划伤、压痕、漆层脱落、变形、气孔、裂纹等缺陷。

　　f) 部件安装后，应易于接近、检查和拆卸/安装。

　　g) 部件的设计以及所采取的适当的防护措施，应能防止外来物引起的卡阻。

　　h) 除另有规定外，系统各部件的尺寸应满足设计图纸及专用规范要求。

　　i) 在保证强度、刚度、实现所要求和安全性的功能、性能的条件下，应使系统和各部件的重量最小。

　　4.2 操纵钢索规格

　　飞机软式操纵系统用的钢索规格，应符合 YB/T 5197-2005 的相关要求，钢索结构选用 6×19+ IWS。调整片、发动机、扰流板及襟缝翼操纵系统的钢索规格可参考其他相关的标准。

　　4.3 钢索直径

　　钢索直径应满足以下要求：

　　a) 钢索直径应满足系统载荷的要求，并具有足够的安全系数，以补偿在滑轮、导向套等处受到的磨损和损坏;

　　b) 钢索直径的确定应考虑操纵载荷下允许的钢索变形量以及其他影响系统性能的参数，钢索变形量与软式机械传动链的摩擦力有关;

　　c) 在传递较大载荷的地方，钢索直径一般应按照其限制载荷不超过钢索的许用破坏强度的 67%,并且不超过滑轮所允许的钢索限制载荷来确定;

　　d) 主操纵系统的钢索直径应不小于 3.2mm ，在满足强度和刚度的前提下，尽量采用直径小的钢索，直径过大的钢索会大大增加系统摩擦力和显著降低使用疲劳寿命。

　　4.4 钢索连接

　　尽量减少钢索所有各部分用人工连接的部位。钢索分离件应设计和布置成， 无论是同一系统还是不同系统的钢索，均不可能以任何方式接错，钢索分离件和松紧螺套的布置应使其不致彼此相互干扰，或与相邻的结构、设备相互干扰或挂住，并且不致在钢索、导线或导管上绊住。

　　软式操纵系统中的钢索全部带接头，钢索由钢丝绳和接头组成， 钢丝绳在制作接头前须按照HB 5-16-1983 带接头的钢丝绳技术条件加工，钢索接头的设计应符合 HB 7387.1-1996 的要求。

　　松紧螺套将两段钢索连接起来，用别针锁紧或用保险丝锁紧，松紧螺套和钢索接头不应承受会引起疲劳的弯矩。

　　松紧螺套中的套管应满足 HB 5923-1985 和 HB 5924-1985 的要求，别针锁紧松紧螺套应满足HB 5928-1985 的要求，保险丝锁紧方式应满足 HB/Z 223.17-2002 的要求。

　　钢索张力调整完成后，钢索接头在套管任一端露出螺纹应不大于三个螺距的完整螺纹。

　　4.5 钢索敷设

　　操纵钢索尽量采用平行线路布置，且集中均匀的排列，钢索的基本走向至少应与飞机的一个基准轴线或支撑面保持平行，钢索敷设应减少改变方向的数量，尽量遵循直接的原则，整个线路应易于接近以便检查。布置在机翼等气动弹性结构内的钢索， 其敷设应使因结构变形而引起的任何诱发的操纵动作减至最小。相邻钢索的间距、钢索与飞机设备的间距(如电缆、液压管路)应足够大， 以防止在包括振动的所有工作状态下，钢索、松紧螺套及接头发生碰撞、磨损。推荐钢索间隔不小于 40mm ，空间紧张且平行布置的钢索间隔最小为 12mm。钢索在设计要求的小张力情况下与结构开孔边缘的间隙不小于 10mm，对于大跨度布置的钢索在跨度中点的最小间隙为 38mm ，当操纵钢索在不利的温度极值、结构变形和其他工作条件下，加载到限制载荷时，松弛的回路钢索不应相互绊住，或绊住其他设备或结构。钢索接头或与鼓轮和扇形轮连接点处，不应承受有害弯折。

　　4.6 钢索滑轮装置

　　钢索鼓轮、扇形轮和滑轮应根据其功能和满足飞机寿命要求， 具有足够的承载能力。对具有一定包角的钢索、钢索鼓轮、扇形轮和滑轮的直径应足够大， 以使钢索股线不致产生过大的弯曲应力。在鼓轮、扇形轮和滑轮的转轴处应安装相应规格的低摩擦轴承，轴承的固定应符合 HB 0-37-2003 的要求。鼓轮、扇形轮和滑轮上槽口的数目根据其连接的钢索数量而定， 鼓轮、扇形轮的半径和扇面角度， 都应与所要求的钢索行程和系统的传动比相适应。行程余量在任一方向不应低于最大工作行程的 5%，并且至少为 10˚。当钢索包角部分随钢索行程而改变时，滑轮装置在中立位置时的初始包角至少应为钢索在任一方向全行程的 115%，如果行程余量低于要求的最小值，则钢索包角应增加相应的数值。机加或压铸的鼓轮和扇形轮的钢索槽，应根据钢索直径确定合适的根径尺寸，一般鼓轮和扇形轮槽底处半径为钢索半径的 1.15 倍，滑轮的设计应按 GB/T 30214、ISO 7939、HB 7598-1998 的规定，在前端钢索和末端钢索的连接部件鼓轮组件或者扇形轮组件上须制出中立位置销孔，方便钢索预加张力的调整。

　　4.7 钢索和滑轮平面的角度

　　为了防止钢索从滑轮上脱出以及提高系统使用寿命，固定安装的滑轮平面相对钢索的角度应在 2˚以内。如操纵钢索相对于滑轮平面有角运动，由此引起的最大角度不得超过 2˚,同时在整个钢索行程内，钢索不应触及滑轮或扇形轮的轮缘。对于非关键应用，前述角度不得超过 3˚。

　　4.8 滑轮-支座的衬套

　　滑轮内的轴承和滑轮支座间不应采用松动的衬套,衬套设计可按 HB 3-10-2002，并根据使用环境确定衬套材料及表面处理要求，避免衬套与支架或螺栓接触面发生电化学腐蚀。

　　4.9 滑轮防脱保护装置

　　在所有滑轮装置(滑轮、扇形轮、鼓轮等)上应按需要设置防护装置，以防止钢索从滑轮槽内脱出。防护装置应安装在接近钢索与滑轮的切点上。若钢索包角在 25˚以下，在钢索两个切点的中间位置处装一个防护装置，超过 25˚, 应装至少两个或三个中间防护装置，需要两个防护装置时，应分别设在钢索的切点上，需要三个防护装置时，两个防脱保护装置设在钢索的两个切点处，在两个切点的中间再设一个防脱保护装置。所有防护装置的支撑， 应避免由于飞机结构相对变形而使滑轮装置卡住。防护装置摩擦边的设计和材料的选择应使钢索磨损最小，并且即使在钢索松弛时也能防止卡住，滑轮轮缘与防脱销之间的间距不应超过钢索直径的 1/2。

　　4.10 滑轮装置间距

　　滑轮装置应有足够的间距，应使滑轮间距大于钢索全行程。在较长钢索线路的直线范围内， 布置若干个导向滑轮以支撑钢索，防止钢索下垂量过大，两个导向滑轮之间的跨度一般不超过 4m～5m。

　　4.11 钢索张力

　　在所有工作条件下，包括机体变形，环境温度变化和座舱增压情况下，钢索和机体存在不同伸、缩情况下，在钢索操纵线路和回路线中，钢索调整力应保证钢索确实具有张力。当操纵线路被加载超过正常工作载荷甚至达到限制载荷，但只要它不受到相邻钢索、设备、或结构阻碍， 并且无危险的系统性能损失时，则回路线钢索允许松垂。钢索预加张力值须根据钢索和其支撑结构间的相对变形量计算， 且在正常工作载荷的 1.5 倍时，回路线上的张力大于零。

　　4.12 张力调节器

　　张力调节器应在所有工作条件下，保持钢索张力的变化范围非常小。在张力调节器上应有刻度以准确地指示钢索张力，而不需应用外部的张力计或其他仪器。

　　4.13 导向套和防磨片

　　在所有工作条件下，包括飞行中的结构变形，导向套不应引起钢索方向超过 3˚的角度改变。导向套应设计成分离式以便于安装，除非孔的大小足以允许带模压接头的钢索顺利通过。在钢索穿过导向套的位置采用防磨材料或摩擦系数小的材料，注意钢索的磨损。

　　4.14 压力密封件

　　压力密封件应既满足隔舱的密封要求，又使得钢索摩擦力在可接受范围内。压力密封件设计应防止飞行控制系统卡死。

　　4.15 驾驶员手脚操纵装置

　　驾驶员手脚操纵装置应符合驾驶员的操纵习惯和操纵规则，手操纵器件向前运动飞机应低头，向后运动飞机应抬头。手操纵器件向右运动， 飞机应向右滚转，反之，飞机向左滚转。向前蹬右侧脚蹬， 飞机向右转;反之，则左转。

　　设计操纵装置的布置与限动时，手脚操纵装置中应设有止动装置限制其运动行程，止动装置应有足够的强度和刚度。

　　驾驶员手操纵装置完成飞机的俯仰和滚转操纵，设计时应保证操纵的独立性。

　　驾驶员脚操纵装置完成飞机的航向操纵，为适应不同身材的飞行员操纵，在脚操纵装置中应有脚蹬前后调节装置，从中立点起的最大前后行程和最大可调范围都应在专用规范中规定，调节行程一般宜为

　　80mm～200mm。左右两个脚蹬应为同步调整。在可调范围内，应不影响航向操纵和刹车输入。

　　当使用双操纵控制时，应防止一个手脚操纵装置卡阻后另一个不能工作。

　　4.16 人工感觉装置

　　在使用不可逆助力飞行操纵系统的飞机上，需采用人工感觉装置，为驾驶员提供操纵力的感觉。人工感觉装置常用的有弹簧载荷机构和液压载荷机构。

　　弹簧载荷机构构造简单，可实现双梯度、三梯度等多种杆力特性曲线，工作可靠，回中特性好。

　　液压载荷机构的力梯度可随 M 数(或表速)变化，需附加一套控制力梯度转换的装置，回中特性差，甚至需要在系统中增加一弹簧回中机构，使重量和故障率增加，因软式操纵系统本身存在回中相对差的原因，建议不采用液压载荷机构。

　　4.17 配平装置

　　配平装置用来减小或者消除人工感觉装置的力，减少驾驶员的操纵负担，它常与人工感觉装置串联并作为载荷机构的支撑点，或直接串联在系统中。

　　配平装置常采用直流电动机构来实现，装置工作杆行程、运动速度和最大载荷取决于系统要求的配平范围、配平速度及所承受的载荷。

　　4.18 拉杆组件

　　拉杆装置的设计应防止紧涩或与相联结的连杆装置脱开，并应便于保养和调整。

　　拉杆组件的设计和安装应使调节端不可能无意中脱开，并且由于调节端松动而引起的长度变化不会导致不安全状态。任何一个拉杆组件，一般只能在一端调节。调节端应是叉形的或者和一个叉形接头相连以防止转动，并具有供检查螺纹连接长度的检查孔。拉杆的固定端与其相连的传动装置部件的连接形式应能防止装配后组件的转动。当拉杆端头不对称时，例如由于与被连接件的运动相碰而切去一部分，则杆端接头和相连传动装置部件应防止不正确的安装。拉杆的最小壁厚应为 1mm，并在拉、压方向一般均能承受 1.5 倍限制载荷而无损伤、结构失稳或其他形式的永久变形。所有连接都应做成防止松动和疲劳破坏的形式。装在非增压舱中的拉杆组件上的所有封闭腔， 除气密腔外，均应设置排水孔，以便排除所吸存的水汽。拉杆两端接头应用锁线或锁片止动，对于不调整的拉杆应用热缩套封固。

　　4.19 摇臂

　　为防止在摇臂组件上有较大的偏心载荷，应采用自调心铀承，其安装应设计成易更换，以保存基体可重新使用。具有双重传力路线， 由两部分组成的摇臂组件，为保证其连接确实可靠，应先用胶接剂胶合，再用永久性紧固件(如铆钉)连接。摇臂半径一般应为 80mm～150mm。

　　4.20 作动器

　　作动器的技术要求应根据型号飞行操纵系统的总体技术要求、驱动对象和关键性等确定。

　　作动器的最大输出力应克服操纵面最大气动铰链力矩，且应留有 10%～15%的余量。

　　作动器活塞杆的最大行程应能使操纵面的偏度超过极限偏度，且保证有充足的行程余量，使作动筒内部不发生机械碰撞，作动器滑阀的摩擦力一般不应大于 10N，活塞摩擦力应不大于最大输出力的 1%,作动器滑阀不允许产生自激振荡。

　　作动器的支撑结构应足够强。

　　在规定的频率幅值和频率范围内，应满足规定的幅频响应与相频响应要求;在规定的各种幅值的阶跃指令下，作动器应按规定的位置精度要求跟随指令信号，应特别重视小输入幅值的动态响应。

　　与飞行控制系统相关的作动器的性能、设计指标应与飞行控制系统要求相一致， 并且应满足HB 5802-1994 和 GJB 1004-1990 的要求。

　　5 验证要求

　　5.1 总则

　　应进行分析、检查、试验室试验、地面综合试验、机上地面试验和飞行试验， 验证软式操纵系统是否满足第 4 章的要求。

　　5.2 分析

　　在检查、地面试验和飞行试验等存在危险或不能实现的地方，可进行分析(例如钢索张力部分要求在飞行包线范围内回路中的钢索是否满足系统设计要求，小飞机或者用于备份系统的软式操纵系统，增加钢索张力监测传感器比较困难，因此可以通过理论计算进行分析，加上飞行员对整个包线范围内操纵特性的评述，来验证回路中钢索张力是否满足系统设计要求)。所进行的分析可以是线性的或非线性的，确定性的或概率性的，并应选取其中最合适的、最恰当的方法。

　　5.3 检查

　　应通过检查文件或检查实际安装，验证是否满足专用部件规范、零件实际位置或零件间的实际相互关系的有关要求。提供的文档可包括合格部件的合格状态文件， 或注明间隙或其他实际关系的图纸、产品规范。

　　5.4 试验室试验

　　试验室试验应包括以下试验内容：

　　a) 各部件的单独试验，包含钢索接头连接强度测量、滑轮装置启动力测量、压力密封件泄露量测量、驾驶舱操纵系统试验，作动器子系统试验、张力调节器功能性能试验;

　　b) 相似比拟(即部件的功能、工作条件与已经鉴定的部件是相似的，则可不进行该部件的试验);

　　c) 系统设计验证试验中的测试;

　　d) 上述方法的适当组合。

　　部件的环境试验应按 RTCA/DO-160G 规定的试验种类和方法进行。

　　5.5 地面综合试验

　　地面综合试验应包括以下试验内容：

　　a) 软式操纵系统各通道运动极性检查及操纵灵活性检查;

　　b) 软式操纵系统各通道传动比测量;

　　c) 软式操纵系统各通道回中性测量;

　　d) 软式操纵系统各通道启动力和摩擦力测量;

　　e) 软式操纵系统各通道力-位移关系曲线测量;

　　f) 软式操纵系统各通道迟滞特性测量;

　　g) 软式操纵系统各通道动态特性测量;

　　h) 软式操纵系统人机组合试验。

　　5.6 机上地面试验

　　机上地面试验应包括以下试验内容：

　　a) 软式操纵系统各通道运动极性检查和操纵灵活性检查;

　　b) 软式操纵系统各通道启动力和摩擦力测量;

　　c) 软式操纵系统各通道力-位移关系曲线测量;

　　d) 软式操纵系统各通道迟滞特性测量。

　　5.7 飞行试验

　　飞行试验应包括以下试验内容：

　　a) 具体型号要求的软式操纵系统正常状态下的飞行试验;

　　b) 具体型号要求的软式操纵系统故障状态下的飞行试验;

　　c) 具体型号要求的特殊科目的飞行试验。