本发明属于航空飞行控制系统作动器设计技术领域，具体涉及一种飞控液压伺服作动器主要设计参数的估算方法。第一步，依据作动器行程范围，采用对称运动和对称腔的电液伺服作动器，通过摇臂长度估算公式求得作动器驱动摇臂长度；第二步，依据作动器摇臂长度范围，评估作动器点点安装长度空间需求，作动器点点安装中立最小长度和作动器驱动摇臂长度需求；第三步，依据作动器驱动舵面铰链力矩和有效作动器驱动摇臂长度计算出作动器理论载荷，给出作动器支撑载荷需求；第四步，依据舵面偏转速率要求和液压理论压力，通过估算公式推出作动器最大流量，从而提出作动器流量需求。本方法可以提高工作效率，预防多轮次的迭代设计，减少研发费用。
1.一种飞控液压伺服作动器主要设计参数的估算方法，其特征是，对于采用对称运动和对称腔的电液伺服作动器驱动舵面，飞控液压伺服作动器主要设计要求有：舵面偏转角度要求±A，舵面偏转速率要求V，作动器驱动舵面铰链力矩M，液压系统名义压力Q；对飞机级主要评估项目有：作动器点点安装长度空间需求LO，作动器支撑载荷需求Pa支撑以及作动器最大流量需求Q需求；估算方法的步骤如下：第一步，依据作动器驱动舵面偏转角度要求±A，依据操纵面偏度与作动器输出位移之比常规要求为5rad/m～10rad/m，则可以给出作动器行程S的范围S1～S2；依据作动器行程范围，采用对称运动和对称腔的电液伺服作动器，通过摇臂长度B估算公式(1)求得作动器驱动摇臂长度B范围B1～B2；
第二步，依据作动器摇臂长度范围B1～B2，通过作动器中立时点点长度L0估算公式(2)计算出作动器中立时点点连接长度L范围L1～L2，从而评估作动器点点安装长度空间需求，作动器点点安装中立最小长度L0＝L1和作动器驱动摇臂长度B＝B1需求；
第三步，依据作动器驱动舵面铰链力矩M和有效作动器驱动摇臂长度B有效(B有效＝B*0.9)计算出作动器理论载荷，通过作动器最大载荷Pamax估算公式(3)给出作动器最大载荷Pamax，从而给出作动器支撑载荷需求Pa支撑＝Pamax；
第四步，依据舵面偏转速率要求V，舵面偏角要求±A，对应作动器行程关系S1，推出作动器线位移速度要求LV＝V*S1/(A*2)；依据液压理论压力Q，通过估算公式(4)推出作动器最大流量QMAX，从而提出作动器流量需求Q需求＝QMAX；
QMAX＝LV*0.95*Pamax/(Q*0.8) (4)
根据上述过程估算方法则完成作动器主要设计参数，从而完成对飞机级主要项目提出需求并对比进行评估。
一种飞控液压伺服作动器主要设计参数的估算方法
技术领域
[0001] 本发明属于航空飞行控制系统作动器设计技术领域，具体涉及一种飞控液压伺服作动器主要设计参数的估算方法。
背景技术
[0002] 一般飞机的设计都是一个长周期优选过程，在每一轮的设计中都需要较长时间计算和分析，对于飞行控制系统作动器更是需要多轮次的计算分析。而每次作动器的计算都需要较长周期，对项目研制进度有一定影响，因此，如何缩短作动器的计算分析过程成为一直追求的目标。
[0003] 在通常的飞控液压伺服作动器设计中，需要飞机系统级提出作动器主要设计要求；由作动器设计单位进行详细的建模、计算和分析，给出主要设计参数；由飞机系统级进行与结构和液压进行协调讨论，以便评估作动器是否满足飞机安装空间和液压流量的要求。该过程协调过程较长，研制周期较长。
发明内容
[0004] 本发明的目的是：本发明通过将作动器设计过程进行优化分析，总结出了作动器主要参数估算方法，可以加快评估过程，有效缩短研制经费。
[0005] 本发明的技术方案是：
[0006] 一种飞控液压伺服作动器主要设计参数的估算方法，对于采用对称运动和对称腔的电液伺服作动器驱动舵面，飞控液压伺服作动器主要设计要求有：舵面偏转角度要求±A，舵面偏转速率要求V，作动器驱动舵面铰链力矩M，液压系统名义压力Q；对飞机级主要评估项目有：作动器点点安装长度空间需求LO，作动器支撑载荷需求Pa支撑以及作动器最大流量需求Q需求；估算方法的步骤如下：
[0007] 第一步，依据作动器驱动舵面偏转角度要求V，依据操纵面偏度与作动器输出位移之比常规要求为5rad/m～10rad/m，则可以给出作动器行程S的范围S1～S2；依据作动器行程范围，采用对称运动和对称腔的电液伺服作动器，通过摇臂长度B估算公式(1)求得作动器驱动摇臂长度B范围B1～B2；
[0008] B＝S/2/(TanA°*0.95) (1)
[0009] 第二步，依据作动器摇臂长度范围B1～B2，通过作动器中立时点点长度L0估算公式(2)计算出作动器中立时点点连接长度L范围L1～L2，从而很快评估作动器点点安装长度空间需求。一般飞机作动器安装长度空间都很小，所以逆推提出作动器点点安装中立最小长度L0＝L1和作动器驱动摇臂长度B＝B1需求；
[0010] L0＝S/2*5+150mm (2)
[0011] 第三步，依据作动器驱动舵面铰链力矩M和有效作动器驱动摇臂长度B有效(B有效＝B*0.9)计算出作动器理论载荷，通过作动器最大载荷Pamax估算公式(3)给出作动器最大载荷Pamax，从而给出作动器支撑载荷需求Pa支撑＝Pamax；
[0012] Pamax＝M/B有效/0.95 (3)
[0013] 第四步，依据舵面偏转速率要求V，舵面偏角要求±A，对应作动器行程关系S1，推出作动器线位移速度要求LV＝V*S1/(A*2)。依据液压理论压力Q，通过估算公式(4)推出作动器最大流量QMAX，从而提出作动器流量需求Q需求＝QMAX；
[0014] QMAX＝LV*0.95*Pamax/(Q*0.8) (4)
[0015] 根据上述过程估算方法则完成作动器主要设计参数，从而完成对飞机级主要项目提出需求并对比进行评估。
[0016] 本发明的优点是：无需多方协调作动器的设计过程；预防飞机多轮次的迭代设计；减少研发费用；缩短研制周期。
具体实施方式
[0017] 下面对本发明做进一步详细说明。
[0018] 飞控液压伺服作动器主要设计要求有：采用对称运动和对称腔的电液伺服作动器驱动舵面，舵面偏转角度要求±A＝±25°，舵面偏转速率要求V＝44°/s，作动器驱动舵面铰链力矩M＝4828N·m，液压系统名义压力Q＝21MPa。对飞机级主要评估项目有：作动器点点安装长度空间需求LO，作动器支撑载荷需求Pa支撑以及作动器最大流量需求Q需求。
[0019] 依据作动器驱动舵面偏转角度±A＝±25°要求，依据操纵面偏度V＝44°/s与作动器输出位移之比常规要求为(5-10rad/m)，则可以给出作动器行程S范围S1～S2＝87.3mm～174.5mm；依据作动器行程范围S1～S2，采用对称运动和对称腔的电液伺服作动器，通过估算公式：
[0020] 摇臂长度B＝S/2/(TanA°*0.95) (1)
[0021] 可以计算出作动器驱动摇臂长度B范围B1～B2＝98.8mm～197.0mm；依据作动器摇臂长度范围B1～B2，通过估算公式
[0022] 作动器中立时点点长度L0＝S/2*5+150mm (2)
[0023] 可以计算出作动器中立时点点连接长度L范围L1～L2＝368.5mm～586.5mm，从而很快评估作动器点点安装长度空间需求。一般飞机作动器安装长度空间都很小，所以逆推提出作动器点点安装中立最小长度L0＝L1＝368.5mm和作动器驱动摇臂长度B＝B1＝98.8mm。
[0024] 依据作动器驱动舵面铰链力矩M＝4828N·m和有效作动器驱动摇臂长度(B有效＝B*0.9＝88.9mm)，通过估算公式
[0025] 作动器最大载荷Pamax＝M/B有效/0.95 (3)
[0026] 给出作动器最大载荷Pamax＝57166N，从而给出作动器支撑载荷需求Pa支撑＝Pamax＝57166N。
[0027] 依据舵面偏转速率要求V＝44°/s，舵面偏角±A＝±25°，对应作动器行程关系S1＝87.3mm，推出作动器线位移速度要求LV＝44*87.3/(25*2)≈76.8mm/s。根据液压理论压力Q＝21MPa，通过估算公式
[0028] QMAX＝LV*0.95*Pamax/(21*0.8) (4)
[0029] 推出作动器最大流量QMAX≈14.9L/min，从而提出作动器流量需求Q需求＝QMAX≈14.9L/min。
[0030] 根据上述过程估算方法则完成作动器主要设计参数，从而提出对飞机级主要项目的需求：作动器点点安装长度空间需求L0＝368.5mm，作动器支撑载荷需求Pa支撑＝57166N以及作动器最大流量需求Q需求＝14.9L/min。对比实际飞机情况进行评估。
