飛機強度試驗結構單點大載荷加載技術研究及應用

張柁，張園，劉興科，任鵬

(1.中國飛機強度研究所，全尺寸飛機結構靜力/疲勞重點實驗室，陜西西安 710065；2.西安長慶科技工程有限責任公司，陜西西安 710021)

0 前言

飛機結構強度試驗，是將飛機地面及飛行過程中機體所承受的慣性載荷、氣動載荷等以地面試驗的形式施加到飛機結構上，用來驗證飛機結構承受上述載荷的能力，保證飛機飛行的安全性。

近年來，隨著航空工業的飛速發展，飛機結構、材料以及加工工藝等越來越復雜，新研型號試驗要求、規模、載荷復雜程度越來越高，出現了如攔阻鉤、彈射裝置等結構形式。這類結構有一個共同的特點，就是試驗載荷大且為集中載荷，然而受試驗件結構形式、試驗場地條件和試驗設備能力等因素的限制，如地軌承載能力有限、僅機頭部分空間可用等，給強度試驗帶來了巨大的挑戰。如何精準施加該類單點集中大載荷，達到結構受載的真實考核，已成為飛機結構試驗的難點。為提高試驗技術水平，研究單點大載荷加載技術具有重要意義。

針對單點大載荷試驗加載問題，國外單點大載荷結構研究主要集中在結構的強度分析上，對試驗加載方案研究較少。在我國，中國飛機強度研究所于2012年在某型號攔阻鉤靜力試驗中，采用杠桿分載原理實現了集中大載荷減半施加，杠桿一端使用液壓作動筒施加主動載荷(試驗中僅需施加結構集中大載荷的1/2)，另一端被動施加載荷，但是由于加載過程中杠桿發生偏轉，導致被動載荷小于主動載荷，施加到試驗件上的載荷失真。2014年，中國飛機強度研究所在此基礎上進行了改進，為了保證試驗過程中杠桿始終水平，在某型號彈射載荷靜力試驗中，采用雙力控作動筒并聯同步加載方法，即杠桿兩端分別設置一個液壓作動筒，試驗中兩個作動筒載荷均為大載荷的1/2，由于作動筒本身性能的原因，即活塞桿與導向套、活塞與缸體之間摩擦力存在，2個作動筒在加載過程中運動很難保持同步，末端杠桿仍然產生偏轉，從而導致傳遞到試驗件上的載荷值依舊小于理論值。2015年，中國飛機強度研究所張柁等人提出了基于力控/位控的雙作動筒并聯單點大載荷加載技術，即杠桿兩端分別設置一個位控作動筒和一個力控作動筒，位控作動筒用于防止試驗中杠桿發生偏轉，確保杠桿始終處于水平狀態，力控作動筒確保施加到試驗件上的載荷，該方法為間接加載方法，適用于試驗件結構寬敞、試驗場地空間大等情況。

鑒于此，本文作者提出單點大載荷直接施加方法，綜合考慮試驗載荷大小、方向、加載位置、地軌承載能力、加載裝置強度、質量、減載載荷等因素，通過多參數目標優化設計單點大載荷加載裝置，滿足試驗場地條件和試驗設備能力要求，實現集中大載荷的精準施加。通過型號試驗驗證該技術的有效性和合理性。

1 設計方案

針對單點集中大載荷施加的技術難點，為保證試驗場地條件和試驗設備能力，設計一套單點集中大載荷加載系統，該系統由單點大載荷加載裝置、水平減載裝置和載荷執行裝置等3個部分組成。單點大載荷加載裝置用于固定載荷執行裝置；水平減載裝置用于對加載裝置進行減載；載荷執行裝置用于對試驗件進行加載。單點集中大載荷加載系統如圖1所示。

圖1 系統裝置示意

具體實現方案：加載裝置設置有液壓設備接口、主動減載接口、垂向減載接口及防滑接口，如圖2所示。載荷執行裝置一端與結構件連接，另一端固定在加載裝置的液壓設備接口上，用于對試驗件進行加載；水平減載裝置由4組承載立柱組成，每組立柱上固定一個加載執行機構，加載執行機構通過連接件與主動減載接口相連接，用于主動可控進行航向載荷卸載控制，確保承力地坪的水平承載安全；加載裝置的垂向減載接口通過垂向減載裝置將垂向載荷有效擴散，確保承力地坪的垂向承載安全；加載裝置的防滑接口通過防滑裝置防止試驗過程中加載裝置滑動。在滿足承載大載荷能力的前提下，該系統在水平、垂向、防滑等方面實現了減載，確保了單點大載荷的精準施加。系統加載如圖3所示，系統減載如圖4所示。

圖2 加載裝置示意

圖3 系統加載示意

圖4 系統減載示意

其中，單點大載荷加載裝置的設計尤為重要。該裝置設計尺寸受試驗載荷大小、方向、加載位置、地軌承載能力、加載裝置強度、質量、減載載荷等因素影響。通過多參數目標優化，確定出加載裝置的最佳尺寸。集中大載荷通過試驗中的加載執行機構作用于加載裝置的某一點。根據載荷的大小及方向，得到載荷的航向分量及垂向分量，同時加載裝置通過加載裝置航向前側的區域地軌進行分布式承載，建立加載裝置承載模型，如圖5所示。

圖5 加載裝置承載模型

根據圖5，可以計算得到：

/2+cos=sin++/2

(1)

sin=+

(2)

=

(3)

=cos-

(4)

其中：為加載裝置所受集中大載荷；為加載裝置航向主動卸載載荷；為加載裝置前側固定地軌槽所承受的垂向載荷；為加載裝置后側固定地軌槽所承受的垂向載荷；為加載裝置所需的防滑載荷；為加載裝置卸載區域長度；為集中大載荷與水平方向的夾角；為加載裝置載荷作用點高度；為主動卸載載荷作用點高度；為加載裝置垂向固定區域地軌單位面積承載能力；為加載裝置航向分量主動卸載區域地軌單位面積承載能力。

由式(1)和式(2)可以計算得到：

=sin2-(cos-sin-)

(5)

=sin2+(cos-sin-)

(6)

如果加載裝置所需的防滑載荷小于等于加載裝置寬度范圍內地軌水平承載能力且加載裝置后側(承載較嚴重)固定地軌槽所承受的垂向載荷小于等于加載裝置寬度范圍內地軌垂向承載能力，則加載裝置的設計即可初步滿足試驗要求。即：

=cos-=

(7)

=sin2+(cos-sin-)

=

(8)

可以得到最佳卸載載荷及加載裝置最佳設計尺寸：

(9)

=sin(2)+(cos-sin-

)()

(10)

基于集中載荷情況、試驗場地情況及設備情況，給出式(10)中的各變量數值：=1 200 000 N、=17°、==100 000 N/m、=0.71 m、=0.61 m、=0.435 m、=2 m、=10 m。計算得到加載裝置的初始最佳設計尺寸(寬度)=2.015 m。

根據數學模型得到的加載裝置載荷傳遞路徑，按照最嚴重工況，建立離散化模型進行有限元計算。經有限元計算分析，加載裝置的計算強度和剛度滿足要求，計算結果如圖6所示。

圖6 加載裝置有限元分析結果

2 工程應用

單點集中大載荷加載系統已成功應用于某型飛機彈射載荷靜力試驗，試驗加載中彈射載荷加載裝置保持平穩，試驗過程加載穩定、載荷協調，未發生加載設備滑動失效或強度失效等故障，試驗順利完成。這表明采用的單點集中大載荷加載技術科學合理，方案可行。

試驗采用MOOG協調加載控制系統，控制系統誤差不大于1%FS(FS為滿量程)。對每一級載荷值，均滿足：

(1)各加載點協調加載；

(2)加載點動態誤差不大于3%(為該點最大載荷值)；

(3)加載點靜態誤差不大于1%；

(4)試驗系統具有能夠自動保存加載系統保護前后各10 s載荷數據的能力。

試驗采用HBM數據采集系統，能對應變、位移進行實時自動同步采集，在采集過程中可對選定的重要通道實時顯示數據、曲線。HBM數據采集系統中，應變片采用BE系列A級應變片；位移傳感器采用電流型拉繩式位移傳感器，允許誤差不大于0.5%FS；數據采集系統的測量誤差不大于1%FS。

按照圖7所示完成試驗加載點安裝后進行加載點單點調試，確認加載點安裝無誤，油路連接和控制、采集系統線路連接正常之后，進行彈射載荷靜力試驗，試驗現場照片如圖8所示。試驗按以下步驟進行：

(1)各崗位完成所負責的設備、儀器、儀表的檢查和維護并報告指揮；

(2)加壓進扣重波段，并檢查油路、控制系統、測量系統、加載設備是否正常；

(3)以5%為一級，逐級加載至20%極限載荷，保載；

(4)檢查設備；

(5)以5%為一級，逐級加載至40%極限載荷，保載；

(5)檢查設備,確認數據是否正常；

(7)以5%為一級，繼續加載至65%極限載荷；

(8)以2%為一級，繼續加載至67%極限載荷，保載30 s；

(9)以7%為一級，卸載至60%極限載荷；

(10)以10%為一級，逐級卸載至初始波段，保載3 min再次測量后卸壓；

(11)在試驗過程中，逐級測量應變、位移，并全程錄像。

圖7 試驗現場安裝圖

圖8 試驗現場照片

試驗前在彈射載荷加載點區域關鍵位置布置了測試應變片，編號為42211301、42211302、43211310和43211311。在理論彈射載荷作用下計算得到的各觀測點理論目標應變值進行對比， 4組觀測點對比結果如圖9所示。

圖9 各測試點應變測試值與目標值對比

由圖9可知：各觀測點應變測試值與目標值基本吻合，隨著載荷逐級增大而線性增大，應變-載荷曲線線性較好，證明該加載系統能夠將單點集中大載荷按要求施加到結構上，載荷施加準確，試驗實施可靠性、穩定性高，有效地降低了試驗風險。

試驗結束后，對試驗數據進行回收，加載點的加載過程曲線如圖10所示。可知：加載點反饋與命令跟隨性良好，力控加載點誤差不超過1%，誤差滿足加載誤差要求。

試驗加載到20%限制載荷時，現場試應急，應急卸載曲線如圖11所示。

圖10 加載過程曲線 圖11 加載點應急卸載曲線

由圖11可知：加載點應急卸載協調、平穩，應急卸載保護功能正常，試驗設備安全可靠，滿足試驗要求。

3 結論

(1)針對單點大載荷結構的強度試驗加載技術合理可行，滿足加載需求。

(2)設計的單點集中大載荷加載系統已成功應用于某型飛機彈射載荷靜力試驗，試驗加載中加載裝置保持平穩，未發現破壞及目視可見變形，且試驗測量數據與目標值相吻合，試驗加載穩定性、重復性良好。

(3)提出的新技術為單點大載荷精準施加問題提供了解決方案，具有較好的工程應用空間。