大型無人機主結構耐久性試驗加載技術

2022-08-01 07:30:22崔明馮建民米征郭俊毫

航空學報 2022年6期

崔明，馮建民，米征，郭俊毫

中國飛機強度研究所全尺寸飛機結構靜力/疲勞航空科技重點實驗室，西安 710065

某大型無人機是我國自主研制的高空長航時無人機，該無人機采用了先進的布局設計及結構設計，具有升力大、阻力小、質量輕的優點。依照無人機相關標準要求，從評定飛機使用壽命、保障外場飛機使用安全、實現飛機結構經濟合理維修的角度，進行全尺寸主結構耐久性試驗。通過對試驗機結構施加疲勞交變載荷，用以模擬飛機在整個使用期內可能遇到的各種空中、地面使用情況，并通過檢查試驗機結構疲勞裂紋的萌生，確定疲勞薄弱部位，重點考核機翼與機身連接部位主承力構件、垂尾與機身連接部位主承力構件以及起落架與機身連接部位主承力構件。

大型無人機主結構耐久性試驗目前在國內尚無相關資料可供查閱，也無相關技術經驗可供參考，國外可供查閱的資料及借鑒的經驗也是少之又少，給本項試驗帶來前所未有的挑戰。參考常規飛機結構強度試驗技術、無人機結構靜力試驗技術，結合該型號無人機結構特點及耐久性試驗要求，開展創新研究，形成我國自主的大型無人機主結構耐久性試驗加載技術。

大型無人機主結構耐久性試驗加載技術包括試驗機約束、載荷優化、載荷譜編制、加載裝置研究等。

1 試驗機約束

1.1 約束點設置

試驗機采用懸空靜定約束，約束試驗機的6個自由度，如圖1所示。其中，垂向設置了3個約束點，分別選在結構剛度較強的起落架上，約束試驗機垂向位移、滾轉及俯仰。飛機發動機與機身連接區剛度、強度較大，因此在發動機處設置了1個航向約束點，約束試驗機航向位移。為約束試驗機側向位移及偏航，并且最大程度降低約束點載荷，在前機身加強框處和發動機處各設置了一個側向約束點。在約束點上，都安裝有測力傳感器，用于監控試驗機任何狀態下的約束點載荷，保證試驗件的安全。

圖1 試驗機約束示意圖Fig.1 Sketch of testing aircraft constraints

1.2 支持夾具設計

試驗機垂向約束采用支撐桿支持方式，通過旋轉支撐桿上的螺套調節約束點高度，由此調整試驗機支持高度及水平度。垂向支持夾具包括前起垂向支持夾具和主起垂向支持夾具。支持夾具設計要滿足強度設計要求，并且不影響試驗件受載變形，還要便于安裝，便于定期更換測力傳感器。

1.2.1 前起垂向支持夾具設計

前起垂向支持夾具設計與以往不同，有了很大的改進。以往支持夾具設計僅提供垂向支持，本項試驗前起支持夾具設計除提供垂向支持外，還具有約束失效保護、快速便捷更換測力傳感器的功能。

前起垂向支持夾具包括支撐桿、支持盤、螺套、上托耳片、下托耳片、斜撐桿、十字底座等零組件，通過焊接或螺接組裝完成，如圖2所示。其中，支持盤置于上托耳片和下托耳片之間，留有30 mm間隙。支持盤中心處開有圓孔，直徑大于支撐桿直徑20 mm，沿平面四個正方向均開有槽，槽寬和槽深均大于上托耳片和下托耳片結構尺寸5 mm。斜撐桿由兩個單耳接頭和螺桿組成，通過旋轉螺桿可調節斜撐桿長度。支撐桿主要用于試驗機垂向支持，螺套用于調節支持高度，上托耳片、下托耳片及斜撐桿用于方便定期更換測力傳感器及支持失效保護。

圖2 前起垂向支持夾具Fig.2 Vertical support fixture of nose landing gear

前起垂向支持夾具安裝及使用方法如下：

1) 將支持盤開槽沿支撐桿軸向與上托耳片或下托耳片對齊并安裝到支持桿上托耳片和下托耳片之間，水平旋轉支持盤90°，就可限制到上托耳片和下托耳片之間。

2) 連接前起假件、支撐桿、測力傳感器及十字底座。

3) 通過調節支持桿上的螺套調節夾具支持高度。

4) 通過4個斜撐桿連接支持盤和十字底座。

5) 通過旋轉斜撐桿上的螺桿調節斜撐桿長度，固定支持盤在上托耳片與下托耳片之間。

6) 在測力傳感器拆換時，調節斜撐桿長度，將支持盤調節到上托盤下表面，然后逐漸調節支持桿上的調節螺套，將前起承重通過上托耳片和支持盤轉移到4根斜撐桿上，便可拆除測力傳感器。待測力傳感器換裝后，再恢復垂向支持桿約束，并調節斜撐桿長度將支持盤調整至初始位置。

1.2.2 主起垂向支持夾具設計

考慮試驗安全及定期更換主起約束測力傳感器，主起垂向支持夾具設計相對以往設計作了優化，除單點垂向約束裝置外，還配套撬杠裝置，如圖3所示。

圖3 主起垂向支持夾具Fig.3 Vertical support fixture of main landing gear

在試驗運行或暫停過程中，撬杠裝置松緊螺套一端處于松弛狀態，起到約束失效保護作用。在定期需要更換主起約束測力傳感器時，收緊撬杠一端松緊螺套，并逐漸調節支持桿上的調節螺套，將主起垂向支持桿承重通過撬杠轉移到地面固定設備，然后拆換測力傳感器。待測力傳感器換裝后，再恢復主起垂向支持桿約束，并調節撬杠裝置松緊螺套一端處于松弛狀態。

2 載荷優化

由于試驗過程中只使用一套加載系統，故需將所給載荷優化成加載點載荷。載荷優化原則是將各載荷工況的載荷優化到各部件設置的加載點上，形成各個工況的載荷分布，保證優化前后各部件總載荷及壓心一致，優化后控制剖面的彎矩、剪力、扭矩誤差都在要求范圍內，每個分區內載荷誤差最小，優化結果是各工況各加載點載荷。

本項試驗初始載荷由設計方按空中譜載荷和地面譜載荷給出，載荷小且分布不均，各部件不同工況下的壓心較為分散。為保證試驗運行穩定可靠，試驗設計過程中有限控制加載點數量。依據初始載荷及試驗機結構特點，結合試驗設備規模，合理設置控制剖面，合理分區，提高了優化效率，并保證了載荷優化結果誤差，最大限度地降低了加載點數量，提高了試驗運行的可靠性。

2.1 空中譜載荷優化

空中譜載荷按部件分為機身載荷、機翼載荷、尾翼載荷、起落架載荷以及發動機載荷。其中，機身載荷包含垂向載荷和側向載荷，以框站位為單元分別給出。垂向載荷優化時以機身重點考核框為對象設置了4個控制剖面，分了5個區，每個分區各設置一個垂向加載點，以各分區載荷優化前后誤差最小為目標，保證各控制剖面彎矩、剪力、扭矩在誤差控制要求范圍內，并遵守機身整體平衡的原則進行優化，計算出各機身垂向各加載點載荷。因機身側向載荷較小，因此只考慮第2個控制剖面和第4個控制剖面，分了3個區，每個分區各設置一個側向加載點，同樣以各分區載荷優化前后誤差最小為目標以及載荷平衡的原則優化計算機身各側向加載點載荷。

針對機身載荷優化結果，隨機選取104601工況前、后機身控制剖面的彎剪扭曲線，如圖4、圖5所示，可以看出優化前后剖面彎剪扭曲線吻合較好。

圖4 前機身載荷優化對比Fig.4 Comparison of front fuselage load optimization

圖5 后機身載荷優化對比Fig.5 Comparison of rear fuselage load optimization

本項試驗主要考核主結構耐久性特性，機翼活動翼面結構尺寸較小，翼面載荷也較小且比較集中，因此將機翼活動翼面載荷等效到機翼主翼面上所屬控制剖面加載，保證機翼主翼面控制剖面上受力真實。機翼載荷主要為垂向載荷，以節點載荷的形式給出。因機翼為大展弦比結構形式，因此從翼尖到翼根設置了3個控制剖面作為彎矩和剪力控制剖面，扭矩控制剖面設置在機身與機翼連接前接頭所在框站位，把機翼分成3個區，每個區在機翼前后梁各設置2個加載點，節點載荷從翼尖往翼根對可控制剖面累計彎矩、剪力、扭矩進行載荷優化。單個機翼載荷優化結果誤差情況統計如表1～表3所示。

表1 剪力誤差情況統計Table 1 Case statistics of shear error

表2 彎矩誤差統計Table 2 Case statistics of bending moment error

表3 扭矩誤差統計Table 3 Case statistics of torquet error

尾翼包括尾翼主翼面和尾翼活動翼面，將尾翼活動翼面上的載荷與尾翼主翼面上的載荷一并等效到尾翼主翼面上。尾翼載荷為垂直弦平面載荷，以節點載荷的形式給出。因翼面結構尺寸較小，所以只設置了3個加載點，保證對尾翼根部和尾翼與機身連接前接頭所在框站位的彎矩、剪力、扭矩控制誤差。

主起落架在空中譜中只有垂向載荷，在主起垂向約束點上被動施加，不作優化。發動機載荷包括側向載荷和垂向載荷，垂向載荷在假件垂向加載點上施加，側向載荷在作為試驗機側向約束的發動機側向約束點上被動施加，也不作優化。

2.2 地面譜載荷優化

地面譜載荷包括起落架載荷和發動機推力載荷。為了方便試驗中地面航向載荷的施加和平衡，發動機推力載荷與起落架載荷協調優化，發動機航向點為飛機提供航向約束的同時被動施加發動機推力載荷。

前、主起落架垂向載荷采用垂向約束被動施加的方法進行加載，即選取部分機身垂向加載點、左右機翼垂向加載點進行載荷配平，施加相反方向的載荷，實現起落架垂向被動加載。為保證結構安全，配平加載點載荷不超過平飛巡航工況加載點載荷的80%。

3 載荷譜編制

試驗載荷譜將給出試驗所有工況加載順序以及各工況經過載荷優化后的加載點載荷。本項試驗載荷譜在常規方法編制的基礎上，綜合發動機垂向載荷與發動機假件扣重，機翼不同工況垂向載荷等特殊情況進行協調編制。

3.1 發動機載荷譜編制

發動機假件因結構連接形式不能實現豎直方向單點雙向加載，因此僅設置了向下加載點，可以施加向下載荷。為實現向上載荷施加，將向下加載點參與到發動機假件扣重，扣重值為向上最大載荷。在載荷譜編制中，通過修正向下加載點載荷，利用差值來滿足各工況發動機垂向載荷施加。加載歷程曲線如圖6所示。

圖6 發動機加載歷程曲線Fig.6 History curve of engine loading

3.2 機翼載荷譜編制

在機翼結構外段，單點向上載荷較大，向下載荷很小，翼尖向上最大變形約1 m。采用常規的下翼面硬式加載方式，就需要載荷噸位小、行程長的作動筒。這樣的作動筒設計和加工難度大，成本高，并且在加載過程中存在失穩的風險，因此機翼結構外段向下載荷采用配重加載的方式，即在向下加載點懸掛該點最大載荷重量，簡單安全。機翼結構外段向上載荷采用靜、動滑輪組導向的加載方式，該方式具有導向、放大作動筒載荷、減少作動筒行程、增加作動筒收放速率等優點。在載荷譜編制過程中，結合向下加載點懸掛的配重量，修正向上加載點載荷，利用差值來滿足試驗運行過程中各工況機翼結構外段加載點載荷。圖7給出了單個機翼彎矩變化歷程，可以看出機翼在一個起落過程中的受力符合真實情況。

圖7 機翼彎矩變化歷程曲線Fig.7 History curve of wing bending moment

4 加載裝置

4.1 新型拉壓墊彈性體技術

拉壓墊加載技術在飛機結構強度試驗中廣泛應用，該技術能施加拉壓雙向載荷，可以實現翼面、機身等處的單側雙向加載，達到精簡試驗規模，方便試驗件檢查，提高試驗運行速率的諸多良好效果。

拉壓墊由金屬板和彈性體粘貼組成，彈性體一面粘貼在金屬板上，另一面粘貼在飛機結構表面，載荷通過拉壓墊彈性體傳遞給飛機。普通拉壓墊彈性體選擇氯丁或聚氨酯橡膠，適合于試驗機結構較強、節點載荷較大的飛機結構強度試驗，如圖8所示，其基本性能指標如表4所示。

表4 普通拉壓墊彈性體基本性能指標Table 4 Basic performance index of ordinary loading pad elastomer

圖8 普通拉壓墊Fig.8 Ordinary loading pad

該型號無人機主要用于高空偵查，其質量輕，結構較弱，因此耐久性試驗載荷也較小，單個節點拉向或壓向最大載荷都不超過1 kN。一般拉壓墊彈性體基本可以滿足該型號試驗載荷施加要求，但其硬度較大，如果和試驗件表面貼合度差，受力部位易產生應力集中，造成試驗件表面局部變形或損傷。其次，一般拉壓墊彈性體質量相比試驗載荷較大，對試驗加載精度和約束反力影響較大，因此需要一種硬度適宜，質量較輕、并且滿足強度和壽命要求的新型拉壓墊彈性體用于無人機耐久性試驗。

經過市場調研和甄別，選取了兩類聚氨酯微孔彈性體作為新型拉壓墊彈性體進行研究，分別記作A類和B類，其基本性能指標如表5所示。

表5 新型拉壓墊彈性體基本性能指標Table 5 Basic performance index of new type of loading pad elastomer

按照拉壓墊粘貼、制作工藝，將兩類聚氨酯微孔彈性體分別與鋁板粘貼制作成拉壓墊，然后粘貼到試驗夾具(Q235鋼)上，采用液壓作動筒和測力傳感器進行抗拉強度測試，測試數據結果如表6所示，部分測試結果形態如圖9所示。

表6 新型拉壓墊彈性體抗拉強度測試結果Table 6 Tensile strength test results of new type of loading pad elastomer

圖9 新型拉壓墊破壞形態Fig.9 Damage pattern of new type of loading pad

在測試過程中發現，兩類聚氨酯微孔彈性體拉壓墊都是局部脫膠再加上結構破壞而失效，最大載荷狀態彈性體變形約120%。由驗證結果得知，B類聚氨酯微孔彈性體滿足硬度適宜、質量較輕、壽命長久的要求，并且滿足飛機結構強度試驗中，拉壓墊使用不小于0.71 MPa的強度要求。

新型拉壓墊彈性體在該型號無人機主翼面結構加載點上首次應用，取得了良好效果。

4.2 作動筒專用扣重裝置設計

在飛機結構耐久性試驗設計中，為保證試驗載荷施加準確，對試驗件重量、加載設備重量進行扣除。試驗件重量包括試驗件自身重量，粘貼在試驗件上的拉壓墊、膠布帶、測量應變片及導線的重量，通過系數修正，將實際重量按理論重量的分布在試驗垂向加載點和反配重扣重點上扣除。加載設備重量包括杠桿系統重量和連接件重量，在垂向加載點上扣除。針對結構質量輕、試驗載荷小的無人機結構耐久性試驗，側向加載作動筒的重量不容忽視，否則會影響到支反力的監控以及地面工況起落架被動加載的準確性。側向加載作動筒的重量一般在重心處采用反配重的形式進行扣除。針對該型號試驗，因機身個別側向加載點作動筒固定支柱的頂部與機翼下表面距離太近，故不能采取常規的扣重方式，因此設計了一種作動筒專用扣重裝置。該裝置主要由扣重撬杠支座、扣重撬杠梁以及配重組成，通過連接螺接固定在支柱側面。扣重裝置如圖10、圖11所示。