豆清波， 劉小川， 奚楊風(fēng)光， 楊智春， 牟讓科

(1.西北工業(yè)大學(xué) 航空學(xué)院，西安 710012； 2.中國(guó)飛機(jī)強(qiáng)度研究所，西安 710065)

飛機(jī)研制過程中一般通過起落架落震試驗(yàn)進(jìn)行著陸地面載荷驗(yàn)證[1-3]。與陸基飛機(jī)不同，艦載機(jī)著艦時(shí)飛機(jī)相對(duì)艦面下沉速度可達(dá)7 m/s甚至更高，是普通陸基飛機(jī)的兩倍多，起落架著艦吸收能量是普通飛機(jī)的4倍～6倍[4-7]。為了驗(yàn)證著艦載荷作用下起落架的緩沖性能、飛機(jī)結(jié)構(gòu)的動(dòng)態(tài)響應(yīng)、重要功能部件的可靠性以及駕駛員、乘員、承受的過載等，艦載機(jī)一般通過全尺寸飛機(jī)全機(jī)落震試驗(yàn)，在實(shí)驗(yàn)室環(huán)境下考核飛機(jī)著艦載荷以及由著艦載荷引起的機(jī)體及重要設(shè)備的動(dòng)態(tài)響應(yīng)[8-10]。

艦載機(jī)著艦時(shí)，由于隨時(shí)準(zhǔn)備攔阻失敗后復(fù)飛，依然保持較大的航向速度，機(jī)翼升力一直作用在機(jī)體上。實(shí)驗(yàn)室環(huán)境中模擬艦載機(jī)著艦載荷，必須通過特定裝置施加機(jī)翼升力，在機(jī)翼升力作用下評(píng)估試驗(yàn)件著艦載荷和結(jié)構(gòu)響應(yīng)等，而全機(jī)落震試驗(yàn)中機(jī)翼升力模擬也是全機(jī)落震試驗(yàn)成功與否的關(guān)鍵技術(shù)。我國(guó)艦載機(jī)研制處于起步階段，在艦載機(jī)著艦動(dòng)載荷和機(jī)體機(jī)構(gòu)動(dòng)響應(yīng)研究方面，由于整機(jī)結(jié)構(gòu)的復(fù)雜性以及起落架系統(tǒng)非線性，通過理論仿真進(jìn)行計(jì)算和預(yù)估往往會(huì)出現(xiàn)比較大的誤差。實(shí)驗(yàn)室環(huán)境下模擬艦載機(jī)著艦環(huán)境，測(cè)試艦載機(jī)結(jié)構(gòu)動(dòng)載荷和動(dòng)響應(yīng)，可以為飛機(jī)設(shè)計(jì)定型提供重要參考。

實(shí)驗(yàn)室環(huán)境下機(jī)翼升力模擬是艦載機(jī)全機(jī)落震試驗(yàn)的關(guān)鍵技術(shù)，掌握適用于全機(jī)落震試驗(yàn)的機(jī)翼升力施加方法及準(zhǔn)則，設(shè)計(jì)和研制適用于該準(zhǔn)則的機(jī)翼升力模擬裝置，成為艦載機(jī)研制的關(guān)鍵一環(huán)。如何在艦載機(jī)全機(jī)落震試驗(yàn)中實(shí)現(xiàn)機(jī)翼升力模擬，國(guó)外公開資料鮮有報(bào)道。國(guó)內(nèi)關(guān)于艦載機(jī)著艦載荷多見于理論仿真[11-13]。全機(jī)落震試驗(yàn)方面，姚念奎等[14-15]根據(jù)飛機(jī)設(shè)計(jì)和試驗(yàn)規(guī)范提出了艦載機(jī)全機(jī)落震試驗(yàn)要求和分析方法，對(duì)于試驗(yàn)細(xì)節(jié)未作深入研究。著陸/艦機(jī)翼升力模擬多見于起落架落震試驗(yàn)[16]。起落架落震試驗(yàn)中機(jī)翼升力模擬通常通過高彈性橡皮繩或固定于起落架落震試驗(yàn)臺(tái)的仿升筒實(shí)現(xiàn)。橡皮繩由于可輸出載荷小，而且輸出彈性載荷會(huì)隨橡皮繩的彈性變形而產(chǎn)生較大變化，在落震試驗(yàn)中逐漸被淘汰。對(duì)于全機(jī)落震試驗(yàn)應(yīng)用，一方面，飛機(jī)機(jī)翼結(jié)構(gòu)通常不能提供集中載荷點(diǎn)承受模擬的機(jī)翼升力；另一方面，固定于落震試驗(yàn)臺(tái)的仿升筒在施加機(jī)翼升力時(shí)會(huì)限制飛機(jī)運(yùn)動(dòng)，不能滿足全機(jī)落震試驗(yàn)的要求。

本文結(jié)合某型飛機(jī)全機(jī)落震試驗(yàn)，介紹了一種適用于全機(jī)落震試驗(yàn)的機(jī)翼升力加載方法和加載準(zhǔn)則，設(shè)計(jì)并驗(yàn)證了一種基于空氣介質(zhì)的機(jī)翼升力模擬裝置，并將該裝置和方法應(yīng)用于某型機(jī)的全機(jī)落震試驗(yàn)，結(jié)果表明應(yīng)用該裝置和機(jī)翼升力加載方法能有效模擬全機(jī)落震試驗(yàn)中機(jī)翼升力。

1 全機(jī)落震試驗(yàn)機(jī)翼升力加載方法及準(zhǔn)則

1.1 機(jī)翼升力加載方法

艦載機(jī)全機(jī)落震試驗(yàn)是一種大型動(dòng)態(tài)試驗(yàn)，一般在專用試驗(yàn)平臺(tái)上開展。試驗(yàn)時(shí)，在實(shí)驗(yàn)室環(huán)境下模擬飛機(jī)著艦姿態(tài)、垂直速度、水平速度以及飛機(jī)著艦過程中的機(jī)翼升力等環(huán)境條件。通過多通道，多物理量測(cè)試系統(tǒng)，記錄試驗(yàn)過程中機(jī)體、起落架等結(jié)構(gòu)件的動(dòng)態(tài)載荷和響應(yīng)，以及機(jī)載設(shè)備的動(dòng)態(tài)響應(yīng)及可靠性。全機(jī)落震試驗(yàn)現(xiàn)場(chǎng)示意圖見圖1。

全機(jī)落震試驗(yàn)時(shí)，首先將飛機(jī)通過起吊裝置提升至預(yù)定高度，通過機(jī)輪帶轉(zhuǎn)設(shè)備對(duì)飛機(jī)起落架機(jī)輪進(jìn)行逆航向轉(zhuǎn)動(dòng)模擬飛機(jī)著艦航向速度，到達(dá)預(yù)定航向速度后突然釋放飛機(jī)，飛機(jī)進(jìn)行自由落體運(yùn)動(dòng)，在飛機(jī)觸及地面測(cè)力平臺(tái)同時(shí)給飛機(jī)施加大小等于飛機(jī)重量的機(jī)翼升力，在飛機(jī)接觸測(cè)力平臺(tái)前觸發(fā)試驗(yàn)數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)，記錄飛機(jī)觸及測(cè)力平臺(tái)后各傳感器采集信號(hào)的時(shí)間歷程曲線。

圖1 全機(jī)落震試驗(yàn)機(jī)翼升力加載示意圖Fig.1 The wing lift simulation diagram of full scale aircraft drop test

機(jī)翼升力模擬系統(tǒng)主要由承載框架、機(jī)翼升力模擬裝置、可調(diào)拉桿組成。機(jī)翼升力模擬裝置上部采用軟式連接與承力框架固定。可以有效避免飛機(jī)觸及測(cè)力平臺(tái)后，在航向載荷作用下通過機(jī)翼升力模擬裝置產(chǎn)生沿航向附加力矩。機(jī)翼升力模擬裝置下部通過可調(diào)拉桿與機(jī)翼卡板相連，機(jī)翼卡板由上下各三條主承力梁和連接肋組成，有效的將機(jī)翼升力分布于機(jī)翼對(duì)應(yīng)的主承力梁上。通過機(jī)翼卡板將輸出的模擬機(jī)翼升力傳遞至兩側(cè)機(jī)翼，實(shí)現(xiàn)實(shí)驗(yàn)室環(huán)境下機(jī)翼升力模擬施加，機(jī)翼卡板設(shè)計(jì)見圖2。

圖2 機(jī)翼卡板設(shè)計(jì)圖Fig.2 The wing loading device design diagram

1.2 機(jī)翼升力加載準(zhǔn)則

全機(jī)落震試驗(yàn)需要在實(shí)驗(yàn)室模擬飛機(jī)著艦環(huán)境，對(duì)于艦載機(jī)著艦時(shí)機(jī)翼升力主要應(yīng)在大小、作用時(shí)間和對(duì)飛機(jī)姿態(tài)影響三方面滿足模擬飛機(jī)著艦?zāi)M升力要求：①飛機(jī)著艦時(shí)起落架壓縮過程中機(jī)翼升力大小應(yīng)保持基本恒定；②機(jī)翼升力施加應(yīng)不影響飛機(jī)接觸測(cè)力平臺(tái)時(shí)瞬時(shí)垂向速度；③飛機(jī)下落過程中施加機(jī)翼升力后不影響飛機(jī)著艦姿態(tài)。

2 升力模擬裝置工作原理與結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)

2.1 工作原理

針對(duì)機(jī)翼施加三各方面要求，試驗(yàn)時(shí)擬采用氣動(dòng)作動(dòng)缸，分別對(duì)飛機(jī)左右兩側(cè)機(jī)翼施加等于二分之一飛機(jī)著陸重力的恒定載荷實(shí)現(xiàn)。采用帶有儲(chǔ)氣功能的氣體作動(dòng)缸作為機(jī)翼升力模擬裝置具有兩方面優(yōu)點(diǎn)，首先，由于氣動(dòng)缸相對(duì)于液壓缸等其他加載裝置，具備更快的載荷輸出反應(yīng)時(shí)間。飛機(jī)著艦起落架壓縮正行程往往小于0.4 s，通過氣動(dòng)缸加載，在飛機(jī)著艦過程中模擬著艦沖擊載荷作用時(shí)能迅速施加機(jī)翼升力?？刂茩C(jī)翼升力施加時(shí)間，當(dāng)起落架下落觸及測(cè)力平臺(tái)時(shí)，突然施加機(jī)翼升力，模擬機(jī)翼升力的作用不會(huì)改變?cè)囼?yàn)件下沉速度的大小。

氣體作動(dòng)缸在活塞面積一定的情況下，輸出載荷和缸體內(nèi)部氣體壓力成線性關(guān)系，更有利于輸出載荷控制。理論上，氣動(dòng)缸活塞作用面積上氣體壓力保持不變，即可保證機(jī)翼升力模擬裝置所提供模擬升力保持不變。

機(jī)翼升力加載點(diǎn)通過機(jī)身重心垂直于機(jī)身方向的豎直剖面內(nèi)，并且機(jī)翼升力模擬裝置垂直于地面安裝，與機(jī)翼連接采用雙鉸接，釋放垂直方向的轉(zhuǎn)動(dòng)自由度。試驗(yàn)時(shí)，試驗(yàn)件觸及測(cè)力平臺(tái)瞬間，模擬機(jī)翼升力作用不會(huì)影響飛機(jī)著艦姿態(tài)。

升力模擬裝置采用帶儲(chǔ)氣功能的氣體作動(dòng)氣缸形式實(shí)現(xiàn)，主要分為儲(chǔ)氣室、內(nèi)部氣缸、活塞桿三部分?；钊麠U外部和機(jī)翼連接，內(nèi)部和內(nèi)部活塞連接，通過活塞壓縮氣缸內(nèi)部壓縮空氣提供機(jī)翼升力。內(nèi)部氣缸頂端由外部連接管保持和大氣聯(lián)通，保證活塞在受拉力情況下可沿內(nèi)部氣缸運(yùn)動(dòng)。儲(chǔ)氣室和內(nèi)部氣缸通過內(nèi)部聯(lián)通孔聯(lián)通，這樣可以達(dá)到儲(chǔ)氣室內(nèi)部壓力由于氣缸內(nèi)部活塞運(yùn)動(dòng)而產(chǎn)生的內(nèi)部壓力增大盡可能小，從而保證由活塞桿輸出模擬機(jī)翼升力保持基本恒定。

氣動(dòng)缸活塞面積和儲(chǔ)氣室容積一定的情況下，通過改變儲(chǔ)氣室壓力調(diào)節(jié)模擬升力大小，可滿足不同大小升力模擬需求，具有較好的通用性。升力模擬裝置結(jié)構(gòu)原理圖見圖3。

圖3 機(jī)翼升力模擬裝置原理圖Fig.3 Wing lift simulation device structure diagram

2.2 升力模擬裝置結(jié)構(gòu)參數(shù)設(shè)計(jì)

假設(shè)升力模擬裝置初始?jí)毫镻0，初容積為V0(由儲(chǔ)氣室容積和活塞下部容積組成)，隨著活塞向下運(yùn)動(dòng)，系統(tǒng)有效容積會(huì)減小，假設(shè)活塞壓縮行程結(jié)束時(shí)系統(tǒng)有效容積損失ΔV，此時(shí)系統(tǒng)壓力為P1，有效儲(chǔ)氣容積為V0-ΔV。根據(jù)熱力學(xué)第二定律，在活塞面積一定并忽略系統(tǒng)摩擦力和活塞及活塞桿動(dòng)態(tài)慣性力的情況下，由式(1)可以看出，系統(tǒng)輸出載荷即模擬的機(jī)翼升力僅與系統(tǒng)壓力有關(guān)。

(1)

式中：γ為氣體多變指數(shù)，ΔV與活塞面積A和行程L有關(guān)，ΔV=A×L。

輸出模擬機(jī)翼升力L=P×A，如果試驗(yàn)要求輸出模擬機(jī)翼升力基本恒定(如最大變化量不超過5%)，根據(jù)式(1)，只需有效存儲(chǔ)氣體壓力最大相對(duì)變化量不超過5%，系統(tǒng)容積相對(duì)變化不超過4.3%(γ=1.1)。合理設(shè)計(jì)氣缸活塞面積以及儲(chǔ)氣室容積，可滿足輸出升力在允許范圍內(nèi)恒定的設(shè)計(jì)要求。模擬機(jī)翼升力大小通過式(2)得，

(2)

式中：P為機(jī)翼升力模擬裝置壓力；R1為機(jī)翼升力模擬裝置活塞內(nèi)徑；R2為活塞桿外徑。以最大有效載荷160 kN為例，依據(jù)設(shè)計(jì)準(zhǔn)則，假設(shè)活塞行程為1 m，確定主要參考設(shè)計(jì)參數(shù)見表1。

表1 主要設(shè)計(jì)參數(shù)表

2.3 機(jī)翼升力模擬裝置力學(xué)性能測(cè)試

對(duì)單個(gè)機(jī)翼升力模擬裝置進(jìn)行靜態(tài)充壓試驗(yàn)，驗(yàn)證在靜態(tài)情況下機(jī)翼升力模擬裝置的壓力和輸出載荷之間對(duì)應(yīng)關(guān)系。機(jī)翼升力模擬裝置靜態(tài)驗(yàn)證試驗(yàn)試驗(yàn)現(xiàn)場(chǎng)見圖4，將機(jī)翼升力模擬裝置上端安裝在承載龍門架上，活塞桿下端連接載荷傳感器，通過載荷傳感器連接加載配重，配重重量12 000 kg。通過壓縮空氣配氣臺(tái)向機(jī)翼升力模擬裝置內(nèi)部緩慢充氣，逐步增加機(jī)翼升力模擬裝置內(nèi)部氣體壓力，增大升力模擬裝置輸出載荷。通過安裝在升力模擬裝置上的壓力傳感器和活塞桿下端的載荷傳感器，記錄裝置內(nèi)部氣體壓力和輸出載荷時(shí)間歷程?？己嗽陟o態(tài)情況下，系統(tǒng)輸入壓力和輸出載荷之間對(duì)應(yīng)關(guān)系。機(jī)翼升力模擬裝置靜態(tài)驗(yàn)證試驗(yàn)過程中，典型數(shù)據(jù)點(diǎn)設(shè)計(jì)壓力-載荷數(shù)據(jù)和試驗(yàn)實(shí)測(cè)數(shù)據(jù)對(duì)比表見表2。

圖4 機(jī)翼升力模擬裝置靜態(tài)調(diào)試現(xiàn)場(chǎng)Fig.4 Wing lift simulation device static debugging image

表2 典型點(diǎn)載荷實(shí)測(cè)值與理論值對(duì)比

由表2可以看出，機(jī)翼升力模擬裝置實(shí)測(cè)輸出載荷在氣腔壓力較小時(shí)與設(shè)計(jì)理論計(jì)算值對(duì)應(yīng)誤差隨著氣腔內(nèi)部壓力逐步增大而逐步減小。分析該結(jié)果產(chǎn)生的原因，主要有兩點(diǎn)：①機(jī)翼升力模擬裝置活塞在氣壓較小時(shí)需逐步克服活塞密封圈與氣缸壁之間的靜摩擦力，此摩擦力與活塞運(yùn)動(dòng)方向相反。②配重起吊點(diǎn)與活塞桿提升方向不在嚴(yán)格的垂直線上，提升過程受力方向逐步協(xié)調(diào)，趨于垂直方向。

對(duì)機(jī)翼升力模擬裝置進(jìn)行動(dòng)態(tài)沖擊條件下性能試驗(yàn)，考核指標(biāo)特性是否滿足機(jī)翼升力加載要求。動(dòng)態(tài)驗(yàn)證試驗(yàn)過程如下，在試驗(yàn)龍門架上安裝兩個(gè)機(jī)翼升力模擬裝置，機(jī)翼升力模擬裝置下端連接一定重量質(zhì)量塊，同時(shí)質(zhì)量塊與電磁釋放鎖連接，對(duì)機(jī)翼升力模擬裝置系統(tǒng)內(nèi)部充壓，系統(tǒng)壓力達(dá)到指定值后，活塞位于內(nèi)部氣缸頂部，電磁釋放鎖突然釋放質(zhì)量塊，質(zhì)量塊在重力作用下產(chǎn)生一定初速度，在質(zhì)量塊向下運(yùn)動(dòng)過程中，突然拉緊機(jī)翼升力模擬裝置活塞桿，產(chǎn)生沖擊載荷并帶動(dòng)活塞向下運(yùn)動(dòng)。試驗(yàn)測(cè)試系統(tǒng)記錄載荷傳感器和壓力傳感器時(shí)間歷程數(shù)據(jù)，根據(jù)記錄數(shù)據(jù)分析機(jī)翼升力模擬裝置動(dòng)態(tài)特性。機(jī)翼升力模擬裝置輸出模擬升力測(cè)試曲線和理論載荷曲線對(duì)比見圖5。

圖5 輸出升力測(cè)試值和理論值對(duì)比曲線Fig 5 Test and theoretical values contrast curve of output lift

從試驗(yàn)數(shù)據(jù)可以看出，動(dòng)態(tài)投放試驗(yàn)過程中機(jī)翼升力模擬裝置內(nèi)部氣體壓力與初始?jí)毫ψ兓?%以內(nèi)。質(zhì)量塊下降階段實(shí)測(cè)輸出載荷略大于理論輸出載荷值，這是由于在動(dòng)態(tài)下落過程中，活塞和氣缸筒壁存在動(dòng)態(tài)摩擦力，同時(shí)由于在沖擊載荷作用下，活塞和活塞桿存在慣性載荷，在摩擦力和慣性載荷共同影響下實(shí)測(cè)載荷值略大于理論值。在反行程由于仿升氣缸活塞和密封圈摩擦引起反向摩擦力，實(shí)測(cè)仿升力出現(xiàn)階躍減小。在投放高度一定的情況下，階躍值約為2 kN。

3 全機(jī)落震試驗(yàn)驗(yàn)證

3.1 機(jī)翼模擬升力載荷尖峰消除方法

試驗(yàn)中機(jī)翼升力在起落架輪胎觸臺(tái)時(shí)刻突然施加，由于載荷突加，一方面會(huì)在沖擊作用下會(huì)產(chǎn)生突增的尖峰載荷，見圖6，尖峰載荷存在的情況下，會(huì)對(duì)機(jī)翼升力吸收沖擊能量計(jì)算造成影響。另一方面，在飛機(jī)向下運(yùn)動(dòng)過程中，模擬的機(jī)翼升力會(huì)產(chǎn)生振動(dòng)現(xiàn)象，影響機(jī)翼升力控制精度。為了消除這兩方面的影響，以飛機(jī)為研究對(duì)象，應(yīng)用動(dòng)量定理

(T-Mg)Δt=MV-0

(3)

(4)

式中：T為機(jī)翼升力；M為投放重量；V為升力加載時(shí)刻投放重量的速度；Δt為升力突然加載的作用時(shí)間，根據(jù)式(4)，減小沖擊載荷尖峰，只需增大升力突然加載時(shí)作用時(shí)間即可，使用橡膠緩沖墊增加機(jī)翼升力突然作用時(shí)間，改變前后對(duì)比圖見圖6，載荷尖峰降低20.2%，同時(shí)飛機(jī)壓縮正行程載荷波動(dòng)降低明顯。

圖6 輸出升力增加緩沖墊前后對(duì)比曲線Fig 6 Contrast curve of output lift by install cushion

3.2 機(jī)翼升力加載對(duì)飛機(jī)姿態(tài)的影響

以某工況水平姿態(tài)，下沉速度1.55 m/s進(jìn)行試驗(yàn)驗(yàn)證，監(jiān)控試驗(yàn)中試驗(yàn)件下沉速度，模擬機(jī)翼升力大小及作用時(shí)間。

將前文所述機(jī)翼升力施加裝置及升力施加方法，應(yīng)用于全機(jī)落震試驗(yàn)，對(duì)試驗(yàn)實(shí)測(cè)數(shù)據(jù)進(jìn)行歸一化處理，試驗(yàn)中測(cè)得的模擬機(jī)翼升力和起落架地面載荷如圖7所示。

圖7 典型工況試驗(yàn)曲線Fig.7 The typical working condition test curve

圖7中，TL和TR分別為左側(cè)和右側(cè)機(jī)翼升力，F(xiàn)F為前起落架著艦載荷，F(xiàn)L為左側(cè)起落架著艦載荷，F(xiàn)R為右側(cè)起落架著艦載荷。從試驗(yàn)曲線可以看出，模擬機(jī)翼升力在起落架觸及測(cè)力平臺(tái)前提前作用于飛機(jī)機(jī)翼，有效避開了由于機(jī)翼升力突然作用而產(chǎn)生的沖擊載荷突增段，使得起落架接觸測(cè)力平臺(tái)壓縮全過程中機(jī)翼升力基本恒定，動(dòng)態(tài)投放試驗(yàn)中起落架壓縮階段實(shí)測(cè)得機(jī)翼升力值略大于理論仿升力值，在起落架反行程由于仿升氣缸活塞筒和密封圈摩擦引起摩擦力反向，實(shí)測(cè)仿升力出現(xiàn)階躍減小。在投放高度一致的情況下，階躍值約為2 kN，與理論誤差2.67%。由載荷曲線圖7可以看出，初始狀態(tài)為水平姿態(tài)下飛機(jī)前起落架，左、右主起落架地面測(cè)試載荷同時(shí)作用，即在模擬機(jī)翼升力施加以后，起落架觸及測(cè)力平臺(tái)時(shí)仍保持水平姿態(tài)，模擬機(jī)翼升力的作用并沒有改變飛機(jī)原有的飛機(jī)著艦姿態(tài)。

3.3 機(jī)翼升力加載對(duì)飛機(jī)下沉速度的影響

載荷實(shí)測(cè)曲線可以看出，由于機(jī)翼升力模擬裝置突然輸出模擬升力，在沖擊作用下模擬升力加載瞬間出現(xiàn)尖峰載荷，為了避免將尖峰載荷引入試驗(yàn)數(shù)據(jù)處理中。相對(duì)于起落架著陸載荷，將沖擊尖峰載荷前移，通過模擬機(jī)翼升力在起落架輪胎觸及測(cè)力平臺(tái)臺(tái)面前提前作用方式實(shí)現(xiàn)。由于模擬機(jī)翼升力提前作用，必然會(huì)降低試驗(yàn)時(shí)試驗(yàn)件觸及測(cè)力平臺(tái)瞬間初速度，試驗(yàn)中，可適當(dāng)提高試驗(yàn)件投放高度，利用增加重力勢(shì)能抵消由于模擬機(jī)翼升力提前作用做功而消耗的能量。在艦載機(jī)全機(jī)落震試驗(yàn)時(shí)，具體工況投放高度需根據(jù)機(jī)翼升力提前作用量和實(shí)測(cè)試驗(yàn)件下沉速度迭代，以獲得試驗(yàn)要求的試驗(yàn)件考核下沉速度。

試驗(yàn)件下沉速度理論值和實(shí)測(cè)值見表3，典型工況下沉速度時(shí)間歷程曲線見圖8，從試驗(yàn)結(jié)果可以看出，試驗(yàn)件下沉速度測(cè)試和理論要求值誤差小于3%，試驗(yàn)件下沉速度控制方法可行，滿足試驗(yàn)要求。

表3 飛機(jī)下沉速度實(shí)測(cè)值表

圖8 飛機(jī)下沉速度曲線Fig.8 The aircraft sinking velocity curve

3.4 機(jī)翼升力加載對(duì)全機(jī)投放能量的影響

對(duì)飛機(jī)投放功量積分計(jì)算，理論投放功量47.44 kJ，對(duì)模擬機(jī)翼升力吸收的功量和緩沖系統(tǒng)吸收功量和分別按式(5)～式(6)進(jìn)行積分處理

(5)

式中：AT為機(jī)翼升力模擬裝置吸收的功量；Ycs為升力作用時(shí)機(jī)體重心位移；Ycmax為重心位移最大值；T為載荷傳感器測(cè)得的機(jī)翼升力。

(6)

式中：AF為緩沖系統(tǒng)吸收的功量；Ycmax為重心位移最大值；F為每個(gè)起落架所承受的著陸載荷。飛機(jī)緩沖系統(tǒng)吸收功量和機(jī)翼模擬升力吸收功量見表3。

表4 全機(jī)落震試驗(yàn)功量

從表4可以看出，在下沉速度1.55 m/s時(shí)，全機(jī)落震試驗(yàn)中總功量分別轉(zhuǎn)化為模擬機(jī)翼升力吸收的功量和飛機(jī)緩沖系統(tǒng)吸收的功量，兩部分計(jì)算功量之和與總投放功量誤差為1.33%。

起落架落震試驗(yàn)和艦載機(jī)全機(jī)落震試驗(yàn)，首先需保證起落架和飛機(jī)著陸時(shí)刻垂向速度滿足設(shè)計(jì)要求。對(duì)于起落架落震試驗(yàn)，在不模擬機(jī)翼升力的條件下，往往在試驗(yàn)時(shí)通過減小試驗(yàn)裝置上部質(zhì)量的方法保證試驗(yàn)考核的起落架吸收總能量符合設(shè)計(jì)值，這種試驗(yàn)方法稱為減縮質(zhì)量法。而全機(jī)落震試驗(yàn)試驗(yàn)時(shí)，緩沖系統(tǒng)上部質(zhì)量為飛機(jī)機(jī)體結(jié)構(gòu)，機(jī)體結(jié)構(gòu)往往無法進(jìn)行減重，以下沉速度1.55 m/s為例，如果不進(jìn)行機(jī)翼升力模擬，則在保證飛機(jī)下沉速度的前提下，緩沖系統(tǒng)需吸收的能量約為47.44 kJ，投放的總能量約為緩沖系統(tǒng)正常應(yīng)吸收能量的3.59倍，遠(yuǎn)遠(yuǎn)高于緩沖系統(tǒng)所應(yīng)吸收的能量，不但不能模擬飛機(jī)正常著陸狀態(tài)，而且極易造成起落架和機(jī)體結(jié)構(gòu)損壞。所以適用于全機(jī)落震試驗(yàn)機(jī)翼升力模擬，是關(guān)系全機(jī)落震試驗(yàn)成功與否的關(guān)鍵。

4 結(jié) 論

本文提出了適用于艦載機(jī)全機(jī)落震試驗(yàn)的模擬機(jī)翼升力加載方法，該方法通過兩個(gè)空氣介質(zhì)氣缸分別作用于飛機(jī)兩側(cè)機(jī)翼的方法實(shí)現(xiàn)，通過調(diào)節(jié)氣缸儲(chǔ)氣罐壓力大小調(diào)節(jié)輸出機(jī)翼升力大小。升力作用點(diǎn)位于飛機(jī)重心垂直于機(jī)身剖面上。升力作用于起落架觸及測(cè)力平臺(tái)之前，避免沖擊載荷對(duì)全機(jī)著陸載荷的影響。

設(shè)計(jì)了空氣介質(zhì)氣缸和儲(chǔ)氣罐一體化的機(jī)翼升力模擬裝置，分析了設(shè)計(jì)參數(shù)對(duì)輸出升力的影響，并對(duì)機(jī)翼升力模擬裝置力學(xué)性能進(jìn)行驗(yàn)證，通過驗(yàn)證，分析了產(chǎn)生誤差的原因和解決方案。

通過某型機(jī)全機(jī)落震試驗(yàn)，從模擬機(jī)翼升力大小、模擬升力作用對(duì)飛機(jī)著陸姿態(tài)和下沉速度的影響以及系統(tǒng)吸收投放功量，四個(gè)方面系統(tǒng)驗(yàn)證了機(jī)翼升力加載方法和升力模擬裝置對(duì)于艦載機(jī)全機(jī)落震試驗(yàn)的適用性。試驗(yàn)結(jié)果表明，該裝置和機(jī)翼升力施加方法滿足全機(jī)落震試驗(yàn)機(jī)翼升力加載要求，可用于艦載機(jī)全機(jī)落震試驗(yàn)。

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