賈天嬌，高 尚，張海濤

（中國(guó)飛行試驗(yàn)研究院，西安 710089）

載荷校準(zhǔn)自動(dòng)加載系統(tǒng)振動(dòng)分析

賈天嬌，高 尚，張海濤

（中國(guó)飛行試驗(yàn)研究院，西安 710089）

采用液壓自動(dòng)協(xié)調(diào)加載系統(tǒng)，在飛機(jī)載荷校準(zhǔn)試驗(yàn)中出現(xiàn)振動(dòng)現(xiàn)象，并伴有較大聲響，直接影響到人機(jī)安全。通過(guò)時(shí)域分析和頻域分析方法，對(duì)大展弦比柔性機(jī)翼六點(diǎn)對(duì)稱協(xié)調(diào)加載過(guò)程中的載荷數(shù)據(jù)進(jìn)行分析，總結(jié)試驗(yàn)系統(tǒng)振動(dòng)特點(diǎn)，重點(diǎn)研究試驗(yàn)件結(jié)構(gòu)剛度、自動(dòng)加載系統(tǒng)PID參數(shù)以及加載時(shí)間等影響試驗(yàn)系統(tǒng)協(xié)調(diào)性的關(guān)鍵因素，并根據(jù)工程經(jīng)驗(yàn)給出PID參數(shù)取值范圍。結(jié)果表明載荷校準(zhǔn)試驗(yàn)件結(jié)構(gòu)剛度較小時(shí)，作動(dòng)器之間的協(xié)調(diào)性變差，自動(dòng)加載系統(tǒng)容易發(fā)生低頻振動(dòng)，而適當(dāng)延長(zhǎng)加載時(shí)間，降低加載速率，能夠安全有效地防止振動(dòng)發(fā)生。

振動(dòng)與波；載荷校準(zhǔn)；飛機(jī)；自動(dòng)加載系統(tǒng)

載荷校準(zhǔn)是對(duì)應(yīng)變測(cè)試改裝后的飛機(jī)結(jié)構(gòu)進(jìn)行試驗(yàn)加載，在達(dá)到校準(zhǔn)目的的同時(shí)，必須保證試驗(yàn)飛機(jī)的安全[1–2]。載荷校準(zhǔn)試驗(yàn)正常進(jìn)行時(shí)，通常可視為準(zhǔn)靜態(tài)試驗(yàn)。試驗(yàn)中加載載荷模擬飛行載荷的真實(shí)程度和載荷量級(jí)大小是影響載荷校準(zhǔn)試驗(yàn)結(jié)果精度的最主要因素之一[3]，而多點(diǎn)加載不但能夠提高每個(gè)載荷工況的加載面積和加載量級(jí)，而且能夠設(shè)計(jì)出與飛行中飛機(jī)受載情況更加接近的載荷工況，使飛行載荷測(cè)量更加準(zhǔn)確[4–5]。目前，自動(dòng)控制多點(diǎn)協(xié)調(diào)加載技術(shù)在飛機(jī)復(fù)雜結(jié)構(gòu)載荷測(cè)量中發(fā)揮了重要作用。

美國(guó)MTS公司Flextest 200型液壓自動(dòng)加載系統(tǒng)[6]，以準(zhǔn)載荷為負(fù)反饋的閉環(huán)控制方式，可以實(shí)現(xiàn)用位移或載荷命令對(duì)試驗(yàn)現(xiàn)場(chǎng)所有作動(dòng)器進(jìn)行協(xié)調(diào)、統(tǒng)一控制，對(duì)試件或試驗(yàn)機(jī)施加壓向/拉向載荷。此前，采用該液壓自動(dòng)協(xié)調(diào)加載系統(tǒng)已先后完成各類飛機(jī)部件載荷校準(zhǔn)試驗(yàn)多次，試驗(yàn)涉及機(jī)翼、平尾、垂尾、機(jī)身、起落架等測(cè)載部件，均未發(fā)生振動(dòng)現(xiàn)象。然而，某型飛機(jī)機(jī)翼載荷校準(zhǔn)試驗(yàn)時(shí)，在進(jìn)行協(xié)調(diào)加載的過(guò)程中出現(xiàn)振動(dòng)。載荷校準(zhǔn)試驗(yàn)飛機(jī)為全狀態(tài)在飛飛機(jī)，對(duì)試驗(yàn)安全有極高的要求，校準(zhǔn)試驗(yàn)中不允許有任何的載荷超限或意外損傷[7]，試驗(yàn)中出現(xiàn)的振動(dòng)會(huì)直接影響到人機(jī)安全。

1 機(jī)翼載荷校準(zhǔn)試驗(yàn)

1.1 機(jī)翼加載點(diǎn)分布

某型飛機(jī)，其機(jī)翼結(jié)構(gòu)特點(diǎn)為典型的大展弦比雙梁結(jié)構(gòu)。試驗(yàn)前，根據(jù)測(cè)載對(duì)象的結(jié)構(gòu)特點(diǎn)、所測(cè)載荷的理論分布及應(yīng)變計(jì)改裝位置等，在翼面上選擇合適的加載點(diǎn)位置，左、右翼面加載點(diǎn)位置對(duì)稱，并確定每個(gè)加載點(diǎn)上應(yīng)加的校準(zhǔn)載荷的最大值。盡量把加載點(diǎn)選在能承受較大局部載荷的部位上，例如翼梁和翼肋的交點(diǎn)處。本次機(jī)翼載荷校準(zhǔn)試驗(yàn)共有20個(gè)加載點(diǎn)，具體分布如圖1所示。

圖1 右機(jī)翼加載點(diǎn)分布

1.2 校準(zhǔn)試驗(yàn)加載

校準(zhǔn)試驗(yàn)一般應(yīng)分級(jí)加載，先是由零載等增量地加載到最大載荷，然后逐級(jí)卸載到零載荷。這樣的加載和卸載過(guò)程，稱為加載循環(huán)。一個(gè)加載循環(huán)的加載級(jí)數(shù)一般為4～6級(jí)。為減小結(jié)構(gòu)彈性滯后引起非線性的影響，每個(gè)加載點(diǎn)在正式獲取試驗(yàn)數(shù)據(jù)之前，應(yīng)進(jìn)行1～2次的預(yù)加載。各加載點(diǎn)的正式校準(zhǔn)加載要進(jìn)行2～3個(gè)加載循環(huán)。

對(duì)于本次試驗(yàn)，加載時(shí)左右機(jī)翼對(duì)稱加載點(diǎn)同時(shí)施加相同量值的校準(zhǔn)載荷，加載過(guò)程應(yīng)平穩(wěn)進(jìn)行。

圖2 校準(zhǔn)試驗(yàn)加載過(guò)程

（1）預(yù)加載

每種載荷工況上，首先施加預(yù)加載，預(yù)加載的目的是檢查整個(gè)試驗(yàn)系統(tǒng)是否處于良好狀態(tài)并消除間隙。試驗(yàn)前應(yīng)檢查和記錄試驗(yàn)件的原始缺陷。加載到欲試載荷時(shí)，應(yīng)通過(guò)應(yīng)急卸載，檢查應(yīng)急卸載裝置的可靠性和各加載點(diǎn)卸載過(guò)程中的協(xié)調(diào)性。

（2）正式加載

預(yù)加載完成后，每種工況正式加載重復(fù)2個(gè)循環(huán)，即第一循環(huán)和第二循環(huán)，驗(yàn)證數(shù)據(jù)的重復(fù)性和有效性。正式加載時(shí)按20%、40%、60%、80%、100%校準(zhǔn)載荷分5級(jí)進(jìn)行，到達(dá)每級(jí)載荷后保持一段時(shí)間，到達(dá)80%校準(zhǔn)載荷時(shí)保載，待試驗(yàn)安全檢查人員完成飛機(jī)、加載系統(tǒng)、約束等目視檢查后方可繼續(xù)進(jìn)行。

2 自動(dòng)加載系統(tǒng)振動(dòng)分析及控制

2.1 六點(diǎn)協(xié)調(diào)加載試驗(yàn)系統(tǒng)振動(dòng)特性

機(jī)翼六點(diǎn)協(xié)調(diào)加載，加載點(diǎn)為7、8、9、10、11、12，如圖1所示。左機(jī)翼（LW）和右機(jī)翼（RW）對(duì)稱加載，各加載點(diǎn)的目標(biāo)載荷如表1所示。試驗(yàn)時(shí)，預(yù)加載、正式加載第一循環(huán)均正常進(jìn)行，在正式加載第二循環(huán)進(jìn)行到逐級(jí)卸載100%至80%的下降階段時(shí)發(fā)生振動(dòng)現(xiàn)象，同時(shí)伴有較大響聲。

分析發(fā)生振動(dòng)時(shí)15 s內(nèi)的載荷數(shù)據(jù)，左右兩側(cè)六個(gè)加載點(diǎn)位置處的載荷時(shí)間歷程曲線如圖3所示。

圖3 六點(diǎn)協(xié)調(diào)加載試驗(yàn)載荷曲線

由此可知，左、右兩側(cè)六點(diǎn)載荷均呈周期性振動(dòng)。左側(cè)六點(diǎn)振幅遠(yuǎn)大于右側(cè)六點(diǎn)振幅，且其振動(dòng)比右側(cè)提早發(fā)生近3 s，右側(cè)加載點(diǎn)的振動(dòng)為被動(dòng)響應(yīng)。此外，左側(cè)11號(hào)加載點(diǎn)的振動(dòng)幅值最大，其振動(dòng)發(fā)生后幅值迅速增大至18 kN，并在第10 s觸發(fā)應(yīng)急卸載。

本試驗(yàn)系統(tǒng)靜態(tài)作動(dòng)器的工作頻率范圍為10 Hz以下，超過(guò)10 Hz就有可能引起振動(dòng)。而圖4結(jié)果表明，左側(cè)六個(gè)加載點(diǎn)位置處振動(dòng)的特征頻率為10.5 Hz，顯然已超出靜態(tài)作動(dòng)器的工作頻率范圍。

1)1971—2010年的40 a中,環(huán)太湖地區(qū)氣溫整體呈升高趨勢(shì),與全球氣溫變暖趨勢(shì)一致。而降水分布則表現(xiàn)為太湖北部的降水增加,南部減少。增溫幅度最大的是吳江站,達(dá)0.85 ℃/(10 a)。降水變化幅度最大的是長(zhǎng)興站,達(dá)-63.67 mm/(10 a)。以1990年為時(shí)間節(jié)點(diǎn),環(huán)太湖地區(qū)的增暖率存在完全相反的區(qū)域分布,且春、夏季降水的空間分布差異性大于秋、冬季。太湖西北部地區(qū)在春、夏季增暖明顯,東南部和南部地區(qū)在秋、冬季增暖明顯。整個(gè)環(huán)太湖地區(qū)的降水在冬季均呈現(xiàn)明顯的增多趨勢(shì)。

圖4 左側(cè)振動(dòng)頻率

然后，取先發(fā)生振動(dòng)的左側(cè)六點(diǎn)3.5 s到5 s時(shí)間段內(nèi)的載荷數(shù)據(jù)進(jìn)一步分析，如圖5所示?？梢钥吹剑趖0=4.11 s時(shí)刻左側(cè)12號(hào)加載點(diǎn)最先出現(xiàn)明顯波動(dòng)，并在t1=4.17 s時(shí)刻率先開(kāi)始振動(dòng)。緊接著，左側(cè)其余五個(gè)加載點(diǎn)相繼開(kāi)始振動(dòng)。左側(cè)六個(gè)作動(dòng)器之間的協(xié)調(diào)性已經(jīng)破壞。

圖5 左側(cè)振動(dòng)起始點(diǎn)

2.2 系統(tǒng)振動(dòng)主要影響因素

2.2.1 試驗(yàn)件結(jié)構(gòu)剛度

此前，采用該液壓自動(dòng)協(xié)調(diào)加載系統(tǒng)進(jìn)行了多次剛度梁調(diào)試試驗(yàn)和多型飛機(jī)部件載荷校準(zhǔn)試驗(yàn)，均未發(fā)生振動(dòng)。相比而言，本次試驗(yàn)對(duì)象為大展弦比機(jī)翼，該類結(jié)構(gòu)柔性大，剛度較?。C(jī)翼彎曲剛度如圖6所示），在進(jìn)行載荷校準(zhǔn)試驗(yàn)時(shí)，各加載點(diǎn)位置會(huì)沿著加載方向發(fā)生較大的位移，使得作動(dòng)器之間的協(xié)調(diào)性變差，造成載荷上升過(guò)程“此起彼伏”的不同步現(xiàn)象，進(jìn)而引發(fā)加載系統(tǒng)振動(dòng)。

圖6 機(jī)翼剛度計(jì)算結(jié)果示意圖

而且試驗(yàn)還發(fā)現(xiàn)，靠近機(jī)翼根部的加載點(diǎn)15－20（圖1），無(wú)論單點(diǎn)還是多點(diǎn)協(xié)調(diào)加載均無(wú)振動(dòng)發(fā)生。由此亦可知，越靠近機(jī)翼根部，剛度越大，自動(dòng)加載系統(tǒng)協(xié)調(diào)性較好，不易發(fā)生振動(dòng)；相反，機(jī)翼中部至翼尖剛度減小，易發(fā)生振動(dòng)。

2.2.2 系統(tǒng)參數(shù)PID值

影響作動(dòng)器受控性的三個(gè)參數(shù)，比例因子P、積分因子I、微分因子D，控制命令的響應(yīng)速度、跟隨性和穩(wěn)定性。

（1）隨著P值增大，誤差逐漸減小并且反饋信號(hào)越來(lái)越接近命令值。P值過(guò)低會(huì)使系統(tǒng)變得響應(yīng)遲緩，提高P值能夠提高系統(tǒng)響應(yīng)速率，但P值過(guò)高會(huì)引起系統(tǒng)不穩(wěn)定。

（2）I值決定反饋信號(hào)準(zhǔn)確地趨近預(yù)定命令水平所消耗的時(shí)間。提高I值能增加系統(tǒng)的響應(yīng)速率，I值過(guò)高會(huì)引起低頻擺動(dòng)或震蕩。

（3）適當(dāng)?shù)腄值能夠使系統(tǒng)平靜地運(yùn)行，D值太高會(huì)引起高頻的不穩(wěn)定性。

根據(jù)經(jīng)驗(yàn)，載荷校準(zhǔn)試驗(yàn)P值在0～10之間，I值在0～1.0之間，D值多數(shù)為0，極個(gè)別情況取值在0.01，甚至更小。合理的PID值設(shè)置，有利于保證作動(dòng)器受控性和協(xié)調(diào)性良好，但對(duì)系統(tǒng)振動(dòng)來(lái)說(shuō)效果有限。

2.2.3 加載時(shí)間

機(jī)翼載荷校準(zhǔn)試驗(yàn)主要以載荷控制為主，加載工況共51個(gè)，如表2所示。試驗(yàn)時(shí)，每一級(jí)加載對(duì)應(yīng)的時(shí)間參數(shù)設(shè)置直接影響到試驗(yàn)安全。

表2 機(jī)翼試驗(yàn)工況

（1）自動(dòng)協(xié)調(diào)加載系統(tǒng)振動(dòng)發(fā)生的時(shí)間不確定，在預(yù)加載、正式加載的第一循環(huán)和第二循環(huán)均有可能發(fā)生；而且，按照試驗(yàn)進(jìn)程，即使預(yù)加載和第一循環(huán)已經(jīng)順利實(shí)施，在第二循環(huán)時(shí)仍有可能發(fā)生振動(dòng)；

（2）自動(dòng)協(xié)調(diào)加載系統(tǒng)振動(dòng)大多發(fā)生在加載上升階段，卸載下降階段也有可能發(fā)生；

（3）根據(jù)以往試驗(yàn)經(jīng)驗(yàn)，上升階段加載時(shí)間取15 s，下降階段卸載時(shí)間取10 s，滿足試驗(yàn)要求。但在本次試驗(yàn)中，當(dāng)上升階段加載時(shí)間小于20 s，下降階段卸載時(shí)間小于10 s時(shí)，由于時(shí)間過(guò)短，無(wú)論單點(diǎn)、多點(diǎn)工況時(shí)自動(dòng)協(xié)調(diào)加載系統(tǒng)都有可能發(fā)生振動(dòng)；當(dāng)上升階段加載時(shí)間取值在20 s～50 s之間，下降階段卸載時(shí)間取值在10 s～30 s之間時(shí)，單點(diǎn)、兩點(diǎn)工況時(shí)自動(dòng)協(xié)調(diào)加載系統(tǒng)均無(wú)振動(dòng)發(fā)生，但六點(diǎn)工況時(shí)系統(tǒng)容易發(fā)生振動(dòng)；當(dāng)上升階段加載時(shí)間不小于50 s，下降階段卸載時(shí)間不小于30 s時(shí)，即使六點(diǎn)、八點(diǎn)工況也安全完成，自動(dòng)協(xié)調(diào)加載系統(tǒng)無(wú)振動(dòng)發(fā)生。

同一加載工況，載荷量級(jí)大，即目標(biāo)載荷大，則試驗(yàn)精度高，與此同時(shí)加載速率也大，對(duì)避免自動(dòng)協(xié)調(diào)加載系統(tǒng)振動(dòng)不利。但為了保證試驗(yàn)精度，不能降低目標(biāo)載荷，此時(shí)，只能通過(guò)延長(zhǎng)加載時(shí)間來(lái)降低加載速率，防止振動(dòng)。然而，當(dāng)上升階段加載時(shí)間從20 s增加到50 s，下降階段卸載時(shí)間從10 s增加到30 s時(shí)，完成一個(gè)工況所需的時(shí)間也由原來(lái)的12 min延長(zhǎng)至30 min，整個(gè)試驗(yàn)周期拉長(zhǎng)。因此，時(shí)間參數(shù)并非越大越好，試驗(yàn)安全和效率須兼顧。

4 結(jié)語(yǔ)

本文對(duì)載荷校準(zhǔn)試驗(yàn)中出現(xiàn)的自動(dòng)協(xié)調(diào)加載系統(tǒng)振動(dòng)問(wèn)題進(jìn)行了分析研究，提出了安全有效的解決方案，積累了寶貴的試驗(yàn)經(jīng)驗(yàn)，并為后續(xù)相關(guān)試驗(yàn)提供了參考。

[1]曹景濤.飛機(jī)V型外傾雙垂尾載荷校準(zhǔn)技術(shù)[J].航空科學(xué)技術(shù)，2015，26(2)：59-63.

[2]鐘海.T型尾翼布局飛機(jī)平尾載荷校準(zhǔn)技術(shù)研究[J].科技創(chuàng)新導(dǎo)報(bào)，2013(31)：35-36.

[3]蔣祖國(guó)，田丁栓.飛機(jī)結(jié)構(gòu)載荷/環(huán)境譜[M].北京：電子工業(yè)出版社，2012：260-267.

[4]何發(fā)東.基于多點(diǎn)協(xié)調(diào)加載試驗(yàn)的機(jī)翼飛行載荷模型研究[J].機(jī)械科學(xué)與技術(shù)，2015，34(11)：1800-1804.

[5]鐘海，張鵬程.大展弦比機(jī)翼載荷校準(zhǔn)技術(shù)研究[J].科技傳播，2013，3(上)：10-11.

[6]Flextest aircraft structural test system use manual[Z].MTS Systems Corporation,2010.

[7]曹景濤，高尚.液壓多點(diǎn)協(xié)調(diào)加載技術(shù)在機(jī)翼載荷校準(zhǔn)試驗(yàn)中的應(yīng)用[J].航空科學(xué)技術(shù)，2015，26(5)：71-75.

Analysis of Vibration inAuto-loading Systems for Load Calibration

JIA Tian-jiao,GAO Shang,ZHANG Hai-tao
(Chinese Flight Test Institute,Xi’an 710089,China)

Vibration and loud noise occur in aircraft load calibration tests when using automatic hydraulic loading system,which will directly affect security of aircraft and the testing workers.The load data of the system vibration during six-point symmetrical coordinated loading process of a high aspect ratio flexible wing is analyzed in both time domain and frequency domain.And the vibration characteristics of the test system are summarized.The key factors affecting the coordination of test system,such as the rigidity of the tested components,PID parameters of auto-loading system and the loading time,are studied in detail.The range of the PID parameters is provided based on the engineering experience.The results show that when structural stiffness of the load calibration test components is low,the coordination among the actuators becomes poor and the low frequency vibration of the auto-loading system may appear very easily.This lowfrequency vibration can be prevented effectively by prolonging loading time and reducing the loading rate.

vibration and wave;load calibration;aircraft;auto-loading system

V217+.32

A

10.3969/j.issn.1006-1355.2017.05.009

1006-1355(2017)05-0042-04

2017-03-02

賈天嬌（1985－），女，西安市人，工程師，目前主要研究方向?yàn)轱w行載荷測(cè)量及飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度。

E-mail:jiatianjiaonihao@126.com