，，

(中國飛行試驗研究院，陜西 西安 710089)

0 引言

近年來，隨著軍、民用運輸機(jī)、無人機(jī)的迅猛發(fā)展，柔性機(jī)翼的廣泛應(yīng)用給飛機(jī)載荷校準(zhǔn)試驗及飛行載荷測量提出了更高的要求。機(jī)翼高載、大變形等特點是載荷校準(zhǔn)試驗不可回避的問題，如何更充分地研究并解決由于試驗部件變形帶來的加載難題已成為提升載荷校準(zhǔn)技術(shù)、提高試驗安全的必由之路。

國外試飛機(jī)構(gòu)近數(shù)十年對各種結(jié)構(gòu)形式的軍、民用運輸機(jī)機(jī)翼進(jìn)行了載荷測量，形成了成熟的飛機(jī)載荷測量技術(shù)[1-2]，積累了豐富的經(jīng)驗。2002年，NASA也曾專門開展了校準(zhǔn)試驗時變形監(jiān)測及研究，掌握了變形情況下載荷校準(zhǔn)試驗方法。另外，美國MTS公司為研究作動筒自身特性及多個作動筒協(xié)調(diào)性，曾開發(fā)過一套液壓作動筒調(diào)試臺架，針對作動筒特性及控制軟件參數(shù)適配性進(jìn)行過大量的研究，形成了較為成熟的協(xié)調(diào)加載控制技術(shù)，積累了一定的經(jīng)驗。近年來，國內(nèi)也進(jìn)行了大量的協(xié)調(diào)加載控制和試驗安全研究[3-7]，但未能在調(diào)試試驗中實現(xiàn)柔性機(jī)翼大變形的模擬。

1 問題及分析

對于柔性機(jī)翼而言，隨著承受載荷的增加，其變形逐步增加，較大的機(jī)翼變形給載荷校準(zhǔn)試驗帶來以下難題：多通道校準(zhǔn)載荷施加、受載狀態(tài)下作動筒與機(jī)翼變形的匹配性、大變形狀態(tài)下試驗中斷的安全保護(hù)措施等，這些因素對試驗安全有著至關(guān)重要的影響。因此，為了提高試驗安全，需在正式試驗前進(jìn)行調(diào)試試驗，并盡可能模擬高載大變形試驗工況，以達(dá)到實現(xiàn)工況優(yōu)化、降低試驗風(fēng)險的目的。因此在調(diào)試試驗時需要設(shè)計一種專用的試驗臺架，該臺架既要能夠承受較大的試驗載荷，又可模擬機(jī)翼變形量，而在設(shè)計過程中不同變形量的模擬最難實現(xiàn)。為解決該問題，本文提出一種可變剛度的載荷校準(zhǔn)試驗調(diào)試臺架設(shè)計方法，通過改變活動鋼梁的局部剛度來模擬大展弦比機(jī)翼不同區(qū)域的變形量，以滿足調(diào)試試驗的需求。

對于機(jī)翼結(jié)構(gòu)設(shè)計來說，理想狀態(tài)是將其設(shè)計為等強(qiáng)度機(jī)翼，然而在實際中，對于機(jī)翼上有集中載荷作用(翼吊發(fā)動機(jī)、機(jī)翼起落架、增升裝置連接點)的機(jī)翼，局部剛度卻會沿展向發(fā)生變化，甚至出現(xiàn)分段，因此在模擬機(jī)翼剛度時，必須進(jìn)行工程簡化。由于大展弦比雙梁結(jié)構(gòu)機(jī)翼結(jié)構(gòu)，可簡化為一端固支的懸臂梁結(jié)構(gòu)，因此可利用設(shè)計計算及靜力試驗結(jié)果繪制出機(jī)翼展向變形分布圖，再利用數(shù)段斜直線近似的擬合，即可初步獲取機(jī)翼的局部剛度變化，如圖1。

圖1 機(jī)翼剛度變化示意圖 圖2 剛度模擬裝置示意圖

通過簡化后，剛度模擬裝置如圖2所示，在剛架內(nèi)鉸接安裝一模擬機(jī)翼某盒段的剛性梁，通過可控制剛度彈簧來模擬該段機(jī)翼的剛度，梁上依據(jù)機(jī)翼加載點的分布布置加載作動筒，以此來在剛度模擬裝置上進(jìn)行作動筒的調(diào)試。

2 調(diào)試臺架設(shè)計

2.1 變剛度實現(xiàn)原理

為實現(xiàn)剛度模擬，將囊式空氣彈簧組固定在調(diào)試剛梁的上下兩端，可分別模擬壓向及拉向加載時機(jī)翼的剛度，通過改變空氣彈簧的內(nèi)部壓力即實現(xiàn)可變剛度模擬。

調(diào)試臺架所選用囊式空氣彈簧組，其結(jié)構(gòu)如圖3，參數(shù)如圖4。彈簧所受載荷為P，則：

P=Ap

(1)

式中：p空氣彈簧內(nèi)壓力；A有效面積。

那么對于囊式空氣彈簧組而言，剛度即為其導(dǎo)數(shù)P′：

圖3 空氣彈簧結(jié)構(gòu)示意圖 圖4 空氣彈簧幾何參數(shù)

(2)

式中：pa大氣壓力；R有效半徑；V空氣彈簧有效容積；a形狀系數(shù)；n空氣彈簧曲數(shù)；m多變指數(shù)。

通過上面的公式可知：改變空氣彈簧的內(nèi)部壓力即可改變其剛度特性。通過試驗控制系統(tǒng)控制充氣閥對空氣彈簧的充氣壓力，不同壓力對應(yīng)不同的剛度特性，即可實現(xiàn)變剛度模擬。

2.2 臺架設(shè)計

圖5 調(diào)試臺架結(jié)構(gòu)示意圖

調(diào)試臺架整體結(jié)構(gòu)如圖5。主要由活動剛梁、調(diào)試剛梁支座、空氣彈簧組、彈簧支撐架等組成。

調(diào)試剛梁支座通過地腳螺栓固定在承力地軌上，頂端通過單雙耳與剛梁鉸接，其主要作用是支撐活動剛梁。單臺調(diào)試臺架由兩根剛梁組成，用來模擬機(jī)翼盒段的受載面。單根剛梁上分布有多個調(diào)試加載點，用于模擬機(jī)翼載荷校準(zhǔn)試驗加載點。彈簧支撐架固定在承力地軌上，主要作用是在工作過程中與空氣彈簧組產(chǎn)生相互擠壓作用。通過多臺臺架同時使用，可模擬機(jī)翼不同區(qū)域在受載情況下的不同變形量。

3 試驗應(yīng)用

針對某機(jī)翼載荷校準(zhǔn)試驗，利用調(diào)試臺架配合液壓作動筒進(jìn)行工況模擬試驗，從而完成作動筒調(diào)試、控制系統(tǒng)參數(shù)配置、以及調(diào)試臺架技術(shù)指標(biāo)驗證、大載荷大變形工況模擬等試驗。

3.1 定剛度試驗

圖6 調(diào)試臺架承受總載荷

圖7 作動筒加載載荷

圖8 高載大變形試驗

在利用調(diào)試臺架完成作動筒性能調(diào)試和控制系統(tǒng)參數(shù)設(shè)置后，進(jìn)行了定剛度調(diào)試試驗，其目的是驗證作動筒的加載載荷、驗證調(diào)試臺架的承載設(shè)計指標(biāo)。進(jìn)行該試驗時，將彈簧組壓力加至最大與活動鋼梁連接，在活動鋼梁與支座連接處進(jìn)行限位連接，從而實現(xiàn)定剛度。圖6所示的是多個作動筒同時加載時的臺架總載荷，圖7所示的是各作動筒的施加載荷，圖8所示的是定剛度試驗現(xiàn)場。試驗結(jié)果表明，所設(shè)計的臺架其功能和承載能力指標(biāo)滿足調(diào)試試驗的需求。

3.2 高載大變形試驗

在調(diào)試臺架承載能力驗證之后，進(jìn)行了高載大變形調(diào)試試驗，試驗時將彈簧組與活動鋼梁連接，活動鋼梁與支座之間采用鉸接連接，通過改變彈簧組的氣壓實現(xiàn)不同剛度的模擬。圖8所示的是高載荷大變形試驗現(xiàn)場，圖9所示的是不同彈簧壓力下活動鋼梁位移自由端隨施加載荷的變化。試驗結(jié)果表明，調(diào)試臺架能夠模擬柔性機(jī)翼變形，能夠滿足調(diào)試試驗需求。

圖9 活動鋼梁自由端變形量

4 結(jié)論

1)為解決柔性機(jī)翼載荷校準(zhǔn)調(diào)試試驗中的變形模擬問題，本文提出了一種可變剛度的載荷校準(zhǔn)試驗調(diào)試臺架設(shè)計方法。利用調(diào)試臺架進(jìn)行了柔性機(jī)翼變形模擬試驗研究。

2)試驗結(jié)果表明，所設(shè)計的調(diào)試臺架其功能和承載能力能夠滿足調(diào)試試驗的需求，能實現(xiàn)柔性機(jī)翼的大變形模擬。

[1] HOVELL P B，WEBBER D A，ROBERTS T A. The interpretation of strain measurements for flight load determination [R].London：Her Majesty's Stationery Office，1966.

[2] WILLAIN A L，CANDIDA D O，TONY C.Strain-gage loads calibration testing of the active aeroelastic wing F/A-18 airplane 2926[R].California：NASA Dryden Flight Research Center，2002.

[3] 何發(fā)東，范華飛.全動平尾帶偏度載荷校準(zhǔn)試驗技術(shù)研究[J].機(jī)械強(qiáng)度，2014，36( 3)：374-377.

[4] 楊全偉，舒成輝，趙華.大型飛機(jī)翼面載荷測量技術(shù)淺析[J].航空制造技術(shù)，2009(8)：48-50.

[5] 賈天嬌，李志蕊.載荷校準(zhǔn)試驗安全監(jiān)控關(guān)鍵環(huán)節(jié)研究[J].航空科學(xué)技術(shù)，2017(10)：56-59.

[6 ] 何發(fā)東.基于多點協(xié)調(diào)加載試驗的機(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.

[7] 曹景濤，高尚.液壓多點協(xié)調(diào)加載技術(shù)在機(jī)翼載荷校準(zhǔn)試驗中的應(yīng)用[J].航空科學(xué)技術(shù)，2015，26(05)：71-75.