力熱振聯合試驗靜力加載技術研究

張 黎 李麗遠 胡由宏 肖乃風 馬星博

力熱振聯合試驗靜力加載技術研究

張 黎 李麗遠 胡由宏 肖乃風 馬星博

（北京強度環境研究所，北京 100076）

力熱振聯合試驗是對全尺寸高速飛行器尾翼在加熱、振動環境下進行靜力加載的力學環境模擬試驗，涉及多環境聯合加載試驗技術，其中靜力加載是關鍵性的技術難題。本文根據熱振聯合試驗環境特點，從柔性靜力加載、載荷施加策略、靜力及力矩平衡、靜動耦合消除、加載控制技術、試驗安全保護等方面，探討了力熱振聯合試驗中的靜力加載技術，設計實現了靜力加載系統，并成功應用于某大型力熱振聯合試驗任務，該技術進一步拓展了多環境聯合試驗技術領域，可為此類尾翼聯合環境試驗提供更真實的試驗技術平臺。

垂直尾翼；聯合試驗環境；試驗系統；柔性靜力加載；試驗

1 引言

高速飛行器在臨近空間飛行時經歷了嚴苛的氣動熱以及氣動力載荷作用，存在非常嚴重的熱、振動及氣動載荷環境耦合效應，在多環境載荷聯合作用下，舵/翼出現變形，導致功能性異常，舵軸偏轉卡滯，甚至直接出現卡死等現象，造成飛行器飛行失利，因此需要通過地面力學聯合試驗降低產品飛行風險。

為了真實模擬氣動力、氣動熱和振動載荷聯合作用下舵/翼飛行器結構部件動態響應特性，及考核舵/翼結構在工作過程中某些功能的可靠性，發展形成了力熱振聯合試驗技術。通過在地面等效模擬飛行中的復合環境試驗技術，模擬出氣動加熱、氣動力載荷、振動環境等復合試驗環境載荷，考核飛行器典型舵/尾翼類結構的承載能力、動力學強度、環境適應性和熱學特性，能夠更加真實地驗證舵/尾翼類飛行器結構強度設計的正確性、可靠性。

在力學聯合試驗中，力熱聯合試驗技術、熱振聯合試驗技術發展已相對成熟，在多種飛行器結構上得到成功應用。隨著飛行器的發展，尤其在近幾年的試驗任務中，不斷提出針對熱振環境下的舵/尾翼類工程產品施加靜力載荷的需求，在熱振聯合試驗環境下實現柔性靜力加載，成為高速飛行器結構強度考核的新型試驗技術。

2 聯合試驗環境

聯合試驗環境涉及到熱振環境的控制技術，各力學載荷及環境控制參數通常從試驗分系統的控制過程中獲取。聯合試驗中的高熱環境，采用石英燈輻射加熱技術，應用典型的結構熱強度試驗方法實現加熱控制，模擬出試驗中的高溫環境。聯合試驗中的振動環境，不同于常溫環境下的振動反饋控制與量級測量，選擇間接控制方式，在加熱區外部建立響應點，采用結構反饋控制方法驗證，實現高溫環境下的振動控制。聯合試驗中的靜力環境載荷，靜力加載的目標是模擬真實的飛行歷程，與加熱、振動、舵面偏轉皆按同一時序完成試驗全程控制，如果采用常規的靜力加載控制方式會導致與其它試驗分系統之間的干涉，因此需要采取新的靜力加載技術實現與其它環境載荷的同步實施。

3 試驗系統設計

3.1 熱振試驗分系統設計

圖1 熱振試驗分系統組成

如圖1所示，搭建出熱振試驗分系統，試驗件通過振動工裝的轉接夾具剛性固定在振動臺擴展臺面上。在加熱輻射區域內，在控制點1、2位置，即試驗件與夾具的剛性連接處，安裝加速度傳感器，在加熱輻射區外部響應點1位置，也同樣安裝加速度傳感器。

熱振試驗分系統將采用以下控制方法：

a. 采用石英燈輻射加熱技術，以非接觸式熱流作為控制反饋，實現熱振全程加熱控制，模擬出飛行時的高溫環境；

b. 在常溫環境下，將控制點1、2的加速度反饋值，多點平均計算，振動控制，同時測量響應點1的功率譜密度，使控制效果盡可能與控制譜線一致，實現正向控制；其次將響應點1作為控制點，實現反向控制；最終將采用這種結構反饋控制，與加熱控制同步完成熱振全程控制。

3.2 靜力加載系統支持方案

力熱振聯合試驗系統中，要求靜力載荷點簡化為集中力，對舵面、翼面、反向平衡載荷實現拉伸方向加載。靜力加載分系統、熱振試驗分系統、舵面翻轉的舵機執行機構均要求按真實的飛行時序，同步完成各自試驗譜，試驗全程任一時刻都將達到對應的熱流、振動量級、舵面偏轉周期角度、靜力載荷目標值。

圖2 靜力加載系統安裝與支持

如圖2所示，試驗件為垂直尾翼，方向舵是其活動部分。翼、舵連接方式為鉸接，翼面與夾具工裝連接處盡可能模擬真實連接方式。翼為垂直安定面，方向舵由舵機作為執行機構完成以垂直安定面為軸線的大角度偏轉。垂直尾翼以及舵機、振動工裝剛性連接于振動臺滑臺平面上。

拉桿穿過翼面、舵面試驗打孔位置，再穿過平板加熱器，最后并入多級杠桿系統，合力分別作為翼面、舵面的集中載荷。采用柔性連接方式，杠桿系末端連接橡皮繩組，最后連接至液壓作動器。

3.3 靜力加載方案設計

垂直尾翼所受氣動載荷可簡化為分布靜載，也是試驗系統的外力。靜載用于模擬并施加載荷于試驗件上，同時也施加于振動臺的工裝夾具上，因此振動臺推力會減小很多。為不影響振動臺的正常工作，必須考慮在加載過程中同時施加反向平衡力或力矩，消除靜力加載對振動系統的影響。

在熱振聯合試驗環境中，液壓作動器采用柔性連接方式，引入橡皮繩組過渡，組成了柔性靜力加載系統，非常利于多點靜力加載通道間的靜動耦合消除，加載系統剛度降低，加載控制更加穩定。

在各分系統預試驗時，首先驗證力熱聯合同步試驗控制，按時序實現多點多域力熱協調加載；其次，驗證力與振動、舵面大角度偏轉聯合加載控制；在預試過程中，靜力加載控制的實時偏差在一定范圍的誤差帶內按振動頻率變化，消除靜動耦合后，能夠控制在很小的范圍內。

3.3.1 載荷施加策略

如圖2中，垂直安定面在偏航方向上具有靜穩定性，也是垂直尾翼中固定不動的部分。只有沿直線勻速飛行時，垂直安定面不會產生額外力矩。在飛行中，由于垂直安定面上的氣動力擾動，將產生一個與偏轉方向相反的力矩，會使飛行器恢復到原來的飛行姿態。而方向舵是垂直尾翼中可操縱的翼面部分，可以通過控制舵機操縱方向舵實現偏航。

載荷分配對應為施加翼面（垂直安定面）的載荷以及施加舵面的載荷。同一時刻，操縱舵機執行機構，完成舵面數個周期的24°偏轉動作。

試件工裝系統對振動臺的作用力不能超過振動臺的抗彎矩能力和靜力極限，因此需要在夾具工裝上施加水平方向反向平衡載荷（力/力矩），其中一部分用于抵消施加翼面、舵面靜力載荷的影響，另一部分以消除靜載荷對振動臺系統的影響，增加水平滑臺的抗彎矩（俯仰力矩、傾覆力矩、扭轉力矩）能力。

試驗夾具工裝的重量總體也應滿足以下條件：

m≤P/g-(m+m+m)

式中：m為夾具質量，kg；P為振動臺實際推力，N；g響應點均方根過載；m為試件質量，kg；m為滑臺質量，kg；m為振動臺動圈質量，kg。

3.3.2 橡皮繩組設計及驗證性試驗

實際飛行中的氣動力始終垂直于翼面，垂直于翼弦平面加載可以更真實地模擬實際受載情況。而試驗所驗證的是特征載荷，確保最終載荷準確性是關鍵。在試驗系統中，采用橡皮繩組連接液壓作動器，可以始終保持垂直于翼面方向，實現柔性的隨動加載。

橡皮繩指標：直徑18.3mm，高彈橡膠，最大伸長率187%，50%伸長率對應載荷51kgf，100%伸長率對應載荷81kgf。

以舵面加載為例，設舵面拉伸載荷122.5kgf，則選取2根橡皮繩，61.25kgf/根，計算伸長率約為67%。試驗時，轉動面在舵機帶動下的偏轉運動范圍不超過±50mm，試驗要求力控制允差為±5%，由于橡皮繩剛度在小范圍內變化可以忽略，則橡皮繩拉伸長度應為1m。由伸長率67%可以得出橡皮繩原始長度約為1.49m。

圖3 橡皮繩組驗證系統

如圖3，搭建橡皮繩組驗證試驗，并選取行程為1m的液壓作動器。

橡皮繩組選取長度如表1所示。每施加到靜力載荷值時，橡皮繩組將對應達到伸長量，按伸長量反算出的理論載荷應始終滿足靜力載荷值，因此，在本試驗系統中選取了B組橡皮繩。

表1 橡皮繩組驗證性試驗數據

3.3.3 靜動耦合消除

以柔性加載方式，消除靜力加載與振動加載之間引起的耦合偏差。即將橡皮繩組作為杠桿系統的過渡段連接液壓作動器，以消除振動環境中的機械載荷、慣性載荷的耦合。當振動試驗環境的頻率為10～2000Hz時，以舵面加載為例，測試載荷如下：

圖4 振動環境靜力加載控制效果

圖5 振動環境靜力加載控制偏差

圖4、圖5中，靜力加載控制實時偏差在0.2%內，全程振動中橡皮繩的共振頻率始終在寬帶隨機振動頻譜范圍之外，能夠消除振動環境帶來的靜動耦合。

3.4 靜力加載控制方案

試驗可實施的載荷盡可能保證試驗考核區域的受力真實，對于非考核區域的載荷可適當簡化。試驗飛行狀態載荷處理后，盡可能覆蓋多個飛行段，并按力熱振飛行時序給出力載荷譜，在熱振試驗環境中，跟隨舵面周期性偏轉，同步完成靜力加載控制。

3.4.1 控制參數適應性

靜力加載采用MOOG FCS Smartest Controller航空測試控制器完成多點靜力協調加載控制。在靜力加載試驗分系統中，將各加載點拉桿、多級杠桿、橡皮繩組、液壓作動器與試驗件相連接，組成柔性加載系統。基于力反饋閉環控制時，考慮到每個加載點都連接有橡皮繩組，可以認為是單自由度的彈簧質量系統，阻尼較大，因此在加載譜的卸載段盡量減緩加載速度，同時加大控制參數比例、積分量級，能夠有效減小控制偏差，準確控制加載速度，使系統更穩定，將實時偏差控制在試驗要求的范圍內。

3.4.2 安全保護

靜力加載系統通常工作在高壓力、高輸出載荷的狀態，其穩定性和安全性十分重要。如果靜力加載系統的液壓系統與執行機構出現異常，試驗控制的實時偏差超限時，靜力加載系統必須在毫秒級響應處理，否則輸出載荷瞬間超出試驗件的使用載荷或設計載荷，嚴重時將損壞試驗件，工裝、加熱系統也會隨繼破壞。

加載控制系統以0.4ms周期，實時檢測所有安全鏈路中的控制通道，并判斷是否有加載通道觸發了腳本級/液壓級安全限，當觸發了基于腳本級的載荷/位移安全限，系統會自動響應腳本寫入的轉換模式與載荷/位移常量，由執行機構完成安全保護動作；如果選擇了基于液壓級保護策略，控制系統會直接發送I/O，液壓系統瞬間失去高壓切斷油路，力載荷快速卸載，有效保證了試驗安全。

4 試驗驗證

在力熱振聯合試驗中，需要模擬高速飛行器穿越大氣層或者長時間巡航時經歷的飛行環境，試驗考核必須覆蓋飛行全程，模擬出真實的飛行時序、環境參數。

圖6 力熱振聯合試驗系統

如圖6所示，搭建出力熱振聯合試驗系統，考核翼面、舵面在熱振飛行環境中，伴隨著舵機偏轉運動，運用上述柔性靜力加載試驗技術，模擬出飛行時的氣動載荷。

通過設計合理的試驗流程，各分系統能夠協同工作。在試驗前期的預試中，首先完成安定面與方向舵擺動狀態下的靜力加載；其次完成附加振動環境的靜力加載全程預試；最后進入正式試驗階段，各分系統同步按真實飛行時序加載試驗譜，最終完成力熱振聯合試驗任務。

圖7 柔性靜力加載控制效果

圖7中，在力熱振試驗聯合環境下，方向舵在做周期性擺動，采用柔性靜力加載方式，垂直于翼弦平面隨動加載，實現了靜力加載全程試驗控制，命令-反饋的實時偏差在2%以內，控制效果十分理想。

5 結束語

本文從試驗的角度對力熱振聯合試驗技術中的控制方法逐一分析，通過對靜力加載技術研究，設計了力熱振試驗系統中的靜力加載試驗分系統，提出了靜力柔性加載方案與策略，建立了安全保護機制，消除了靜動耦合帶來的控制偏差，完成了靜力加載與熱振聯合試驗商務協同控制，實現了垂直翼面弦向隨動加載，最終成功應用于某大型力熱振聯合試驗任務。試驗驗證結果表明，靜力柔性加載方案是合理的，力熱振聯合試驗技術在工程上是可行的，使地面試驗更真實有效。

1 吳大方，趙壽根. 巡航導彈防熱部件熱——振聯合試驗[J]. 航空力學報，2009，24(7)：1507～1511

2 王智勇. 行器氣動加熱環境與結構響應耦合的熱結構試驗方法[J]. 強度與環境，2006，33(4)：59～63

3 秦強，蔣軍亮，成竹，等. 臨近空間高超聲速飛行器地面熱防護試驗技術[J]. 飛機設計，2016，36(6)：41～48

4 楊炳淵. 高超聲速有翼導彈多場耦合動力學的研究和進展[J]. 強度與環境，2008，35(5)：55～63

5 劉權量，尹偉，夏峰. 飛機結構強度試驗支持方案的確定[J]. 航空科學技術，2012(5)：32～35

6 曹琦，邵闖，姚起杭. 飛機結構件復合加載振動環境試驗技術[J]. 航空學報，1998，19(4)：75～77

7 劉興科，劉冰. 全尺寸飛機大展弦比機翼靜力試驗技術與研究[J]. 工程與試驗，2014，54(1)：17～2

8 邵闖，黃文超，方可強. 均布靜載作用下的飛機結構振動環境試驗技術[J]. 振動工程學報，2008，21(S)：186～190

9 李岷，宋海平，吳志超. 某飛行器結構靜強度試驗概述[C]. 全國結構振動與動力學學術研討會論文集，2011，143～148

10 楊育才，吳化南. 小鷹-600全機靜力試驗技術[J]. 飛機工程，2005(4)：19～20

11 姚漢紅. 電液伺服控制系統的故障保護模塊[J]. 液壓與氣動，2002(1)：33～35

Study of Static Loading Technology in Force-thermal-vibration Test

Zhang Li Li Liyuan Hu Youhong Xiao Naifeng Ma Xingbo

(Beijing Institute of Structure and Environment Engineering, Beijing 100076)

Force-thermal-vibration joint test is for full size high-speed aircraft wing under the environment of thermal-vibration mechanics environmental simulation of static loading test. It involves the technology of multi-environment combined loading test, in which the static loading is a key technical problem. In this paper, according to the characteristics of thermal-vibration joint test environment, from applying strategy based on the flexible static loading, the static force and moment balance, elimination for static-dynamic coupling, loading control technology, test security protection, etc., discussed static loading technique under force-thermal-vibration joint test environment. The static loading system has been developed, and successfully applied to a large force-thermal-vibration joint test task. This technology further expands the field of multi-environment joint test technology, and provides a more real test technology platform for this kind of tail wing combined environmental test.

vertical tail；joint test environment；test system；flexible static loading；test

張黎（1982），高級工程師，計算機科學技術專業；研究方向：靜力試驗技術。

2020-09-30