襟縫翼耐久性試驗電液伺服協(xié)同加載技術(shù)研究

任鵬,高建,王鑫濤

(中國飛機(jī)強(qiáng)度研究所全尺寸飛機(jī)結(jié)構(gòu)靜力/疲勞航空科技重點實驗室，陜西西安 710065)

0 前言

襟縫翼結(jié)構(gòu)作為飛機(jī)的主要增升裝置，為活動翼面結(jié)構(gòu)，在飛機(jī)起飛、降落和飛行過程中起著重要作用[1-3]。這些活動翼面隨著飛機(jī)飛行姿態(tài)的變化，繞各自滑軌運動一定角度，在運動過程中，翼面受到持續(xù)氣動載荷作用，受力極其復(fù)雜。襟縫翼翼面及其操縱機(jī)構(gòu)設(shè)計復(fù)雜，其耐久性關(guān)系飛機(jī)使用安全。

飛機(jī)結(jié)構(gòu)耐久性試驗是測定飛機(jī)在規(guī)定使用和維修條件下的使用壽命，預(yù)測和驗證結(jié)構(gòu)薄弱環(huán)節(jié)和危險部位，確定結(jié)構(gòu)檢修維護(hù)周期，并為制定檢修大綱提供依據(jù)而進(jìn)行的試驗項目[4-5]。

目前，襟縫翼結(jié)構(gòu)靜力/疲勞試驗大多以固定作動筒的加載方式施加載荷，在試驗過程中襟縫翼打開角度變化時，作動筒固定安裝形式使加載方向無法跟隨打開角度變化，試驗無法真實模擬襟縫翼受載情況，對襟縫翼翼面及其運動機(jī)構(gòu)的考核無法達(dá)到預(yù)期目標(biāo)。文獻(xiàn)[6]中研究了一種襟翼試驗精確隨動加載系統(tǒng)，文獻(xiàn)[7]中對某飛機(jī)襟縫翼疲勞試驗系統(tǒng)隨動加載技術(shù)進(jìn)行了研究，文獻(xiàn)[8]中對襟縫翼可動翼面的隨動加載方法進(jìn)行了研究。

上述加載方法適用于運動模式簡單的單一翼面的隨動加載，且加載作動筒位置調(diào)節(jié)通過力控或位控作動筒實現(xiàn)[9]，位置控制精度低，控制邏輯單一。試驗加載作動筒與隨動位置控制作動筒采用同一套控制系統(tǒng)控制，試驗過程中，某一作動筒出現(xiàn)超差或踏步現(xiàn)象，所有作動筒會踏步等待，導(dǎo)致位置控制與翼面運動無法同步進(jìn)行，帶來極大的試驗風(fēng)險。同時，當(dāng)試驗發(fā)生意外保護(hù)時，無法保持當(dāng)前加載位置，可能給試驗件帶來意外損傷。

針對不同運動模式的翼面結(jié)構(gòu)，提出一種電液伺服協(xié)同加載技術(shù)，除通過加載系統(tǒng)控制作動筒施加載荷外，同時電動伺服加載系統(tǒng)實現(xiàn)對加載作動筒加載位置的精確控制，實現(xiàn)作動筒載荷、位置及翼面角度同步協(xié)同加載與控制，提高了運動翼面疲勞試驗載荷施加精度及準(zhǔn)確性，降低了試驗風(fēng)險，為同類運動翼面隨動加載提供借鑒意義。

1 協(xié)同加載方案

襟縫翼耐久性試驗過程中要實現(xiàn)作動筒加載方向始終垂直于襟縫翼弦平面方向，在襟縫翼翼面偏轉(zhuǎn)過程中，加載方向跟隨同步、協(xié)同加載，且作動筒加載載荷隨運動過程同步變化。

1.1 襟翼加載方案

某型飛機(jī)機(jī)內(nèi)襟翼結(jié)構(gòu)分為前襟翼、主襟翼、后襟翼三段，為大后退量非定軸轉(zhuǎn)動式運動機(jī)構(gòu)，打開角度為0°→27°→41°，在收起和放下不同角度時，3段襟翼相對位置發(fā)生變化，不同打開角度內(nèi)襟翼結(jié)構(gòu)相對位置如圖1所示。在收起0°狀態(tài)時，前襟翼完全覆蓋于主襟翼上方，后襟翼藏于主襟翼下方，導(dǎo)致在0°狀態(tài)主襟翼上翼面中梁結(jié)構(gòu)之前及后襟翼上翼面無法加載。在放下41°狀態(tài)時，3段襟翼分開，此狀態(tài)下主襟翼、后襟翼完全放出，上下翼面均可實現(xiàn)載荷施加。

圖1 襟翼結(jié)構(gòu)不同角度相對位置示意

針對襟翼自身結(jié)構(gòu)及受載特點，疲勞試驗時，襟翼加載點分布如圖2所示。

圖2 襟翼結(jié)構(gòu)加載點分布示意

為保證作動筒加載力線始終垂直于襟翼翼面弦平面，需保證作動筒固定端跟隨翼面同步運動。針對襟翼大后退量非定軸轉(zhuǎn)動的特點，在運動過程中作動筒加載力線所掃略曲面上，選取一直線軌道作為作動筒固定端運動軌跡，如圖3所示。利用最小二乘法優(yōu)化該直線軌道，保證該直線與各力線距離平方和最小，從而得到作動筒固定端在該軌道運動時，加載角度誤差最小。

圖3 襟翼作動筒固定端運動軌道示意

襟翼協(xié)同加載方案中，作動筒固定端需在直線軌道上運動。將滾珠絲杠、滑塊固定于直線軌道，組成滑動模組，如圖4所示，利用伺服電機(jī)驅(qū)動滾珠絲杠，帶動滑塊沿絲杠運動。

圖4 滑動模組結(jié)構(gòu)示意

由于襟翼大后退量運動特點，對于襟翼上翼面加載點，作動筒固定端運動距離相對較長，考慮到作動筒重力扣除及試驗安全因素，上翼面加載點采用導(dǎo)向加載的形式。導(dǎo)向滑輪固定于滑動模組滑塊上，將襟翼翼面偏轉(zhuǎn)角度與導(dǎo)向滑輪沿滑軌的直線運動位移同步，滑塊與翼面二者同步運動，保證二者連線方向始終垂直于翼面弦平面，以實現(xiàn)滑輪與翼面之間加載方向始終垂直于翼面弦平面。協(xié)同加載運動方案如圖5所示。

圖5 襟翼上翼面協(xié)同加載方案示意

對于襟翼下翼面加載點，由于需施加向上載荷，因此采用硬式連接加載形式，由滑動模組帶動加載點作動筒固定端與翼面同步運動，保證運動過程中作動筒加載方向始終垂直于翼面弦平面，如圖6所示。

圖6 襟翼下翼面協(xié)同加載方案示意

襟翼耐久性試驗時，翼面運動過程中，通過協(xié)同加載控制系統(tǒng)與伺服電機(jī)位置控制系統(tǒng)協(xié)同加載與控制，翼面和導(dǎo)軌滑塊按照位置關(guān)系以時間軸同步運動，保證作動筒加載方向與翼面弦平面始終保持垂直，同時協(xié)同加載控制系統(tǒng)控制作動筒施加試驗工況對應(yīng)載荷。

1.2 縫翼加載方案

縫翼結(jié)構(gòu)位于機(jī)翼盒段前緣，通過4段滑軌及運動機(jī)構(gòu)支撐形成多支點梁結(jié)構(gòu)，具有展弦比大、結(jié)構(gòu)狹長的特點。針對縫翼結(jié)構(gòu)及受載特點，縫翼加載點分布如圖7所示。疲勞試驗時，縫翼結(jié)構(gòu)需施加垂向、航向雙方向載荷，并保證載荷方向與翼面相對之間始終不變。

圖7 縫翼結(jié)構(gòu)及加載點分布示意

縫翼為定軸轉(zhuǎn)動式運動方式，打開角度為0°→18°→26°。基于縫翼運動方式特點，設(shè)計擺臂式加載框架，并將兩個加載方向作動筒均安裝在框架擺臂結(jié)構(gòu)上，框架轉(zhuǎn)軸與縫翼運動轉(zhuǎn)軸重合。通過電動缸控制框架繞轉(zhuǎn)軸運動，實現(xiàn)作動筒固定端跟隨框架擺臂與縫翼翼面同步轉(zhuǎn)動，并施加載荷。縫翼加載機(jī)構(gòu)如圖8所示。

圖8 縫翼協(xié)同加載方案示意

縫翼翼面隨時間軸運動過程中，位置控制系統(tǒng)控制電動缸跟隨翼面協(xié)同運動，并將縫翼翼面運動過程角度變化量轉(zhuǎn)換為電動缸所在位置位移變化量，如圖9所示。

圖9 縫翼協(xié)同框架運動幾何關(guān)系

由圖9中幾何關(guān)系計算得到縫翼框架帶動加載作動筒偏轉(zhuǎn)角度與電動缸伸縮量之間關(guān)系如式(1)所示

(1)

式中:L1為運動前電動缸長度;L′1為運動后電動缸長度;L2為電動缸支持點與框架轉(zhuǎn)軸間距離;α為框架旋轉(zhuǎn)角度。

縫翼耐久性試驗時，襟縫翼位置控制系統(tǒng)利用式(1)中電動缸伸出量與框架角度關(guān)系控制電動缸行程，從而保證縫翼擺臂式框架與縫翼翼面始終保持同步偏轉(zhuǎn)，同時協(xié)調(diào)加載控制系統(tǒng)控制作動筒施加試驗工況對應(yīng)載荷，保證翼面、加載方向、加載載荷協(xié)調(diào)同步變化。

2 試驗驗證

為了驗證上述襟翼、縫翼系統(tǒng)加載方案的可行性，設(shè)計了試驗進(jìn)行驗證。

針對襟翼協(xié)同加載方案，分別對上翼面和下翼面加載點設(shè)計試驗驗證。上翼面加載點加載方案驗證試驗采用4組滑動模組，其中兩組控制橫梁模擬翼面運動，另外兩組控制導(dǎo)向鏈輪同步運動，保證鏈輪與橫梁連線方向與翼面弦平面垂線方向始終保持一致，如圖10(a)所示。下翼面加載點加載方案驗證試驗采用兩組滑動模組，加載作動筒采用硬式連接形式，作動筒固定座端固定在一側(cè)滑動模組上，測力傳感器端固定在另一側(cè)滑動模組上，模擬翼面運動，保證作動筒加載方向與翼面弦平面方向始終保持垂直，如圖10(b)所示。

圖10 襟翼加載方案試驗驗證

驗證試驗加載載荷曲線及協(xié)同機(jī)構(gòu)運動曲線如圖11—圖12所示，可以看出：(1)通過作動筒加載載荷曲線可以看出，運動過程中，載荷反饋曲線跟隨性良好，載荷誤差小于3%，滿足試驗加載要求；(2)通過協(xié)同機(jī)構(gòu)運動曲線可以看出，滑動模組勻速運動時，位移呈完全線性狀態(tài)，襟翼上翼面加載點加載方案驗證試驗滑動模組位置控制加載結(jié)果如表1所示，可以看出位移控制誤差小于1%，滿足誤差要求。

表1 滑動模組位置控制加載結(jié)果

圖11 作動筒加載載荷曲線

圖12 協(xié)同機(jī)構(gòu)運動曲線

通過襟翼加載方案驗證試驗可以看出，襟翼上、下翼面加載點加載方案應(yīng)用過程中，加載點方向、載荷誤差均滿足試驗要求，保證了試驗載荷施加精度和準(zhǔn)確性。

針對縫翼協(xié)同加載方案，由于加載作動筒均固定于擺臂框架上，因此只需驗證擺臂框架角度控制精度，設(shè)計試驗驗證，如圖13所示。將杠桿一端用螺栓固定于單耳底座，杠桿可繞固定點旋轉(zhuǎn)，用于模擬擺臂框架。液壓作動筒用于施加恒定載荷，模擬擺臂框架重力，電動缸用于控制杠桿運動，同時杠桿上布置有角度傳感器，用于讀取杠桿旋轉(zhuǎn)角度。驗證試驗翼面角度控制加載結(jié)果如表2所示，可以看出:電動缸位置控制轉(zhuǎn)化為翼面角度反饋值誤差均在1%以內(nèi)，滿足試驗要求，確保了縫翼加載方案可行。

圖13 縫翼加載方案試驗驗證

表2 驗證試驗翼面角度控制加載結(jié)果

3 結(jié)論

通過對襟縫翼耐久性試驗電液伺服協(xié)同加載技術(shù)的研究及試驗驗證，得到以下結(jié)論：

(1)針對襟翼大后退量、非定軸轉(zhuǎn)動式運動特點，提出了“電動直線軌道式”協(xié)同加載方案；針對縫翼定軸轉(zhuǎn)動式運動特點，提出了“搖臂式”協(xié)同加載方案。

(2)提出了針對運動翼面隨動加載的電動、液壓伺服協(xié)同加載技術(shù)，既滿足了翼面運動過程中液壓作動筒加載誤差要求，又提高了加載位置控制精度，降低了試驗風(fēng)險。

(3)通過試驗驗證了襟縫翼電液伺服協(xié)同加載方案的可行性，形成了一套完整的針對不同運動形式的翼面協(xié)同加載試驗技術(shù)。