王鑫濤，杜星

1. 中國飛機強度研究所，西安 710065 2. 全尺寸飛機結(jié)構(gòu)靜力/疲勞航空科技重點實驗室，西安 710065

飛機全機結(jié)構(gòu)強度試驗通常在全機懸空垂向支持下進行，可根據(jù)考核部件的不同選取不同的支持點[1-2]。由于試驗過程中各種試驗設備均會對試驗加載造成誤差，因此結(jié)構(gòu)試驗時并非一個平衡力系，必須由約束點的力來平衡。由于以上原因產(chǎn)生的力和力矩，原則上約束是靜定的并裝載荷傳感器，是一個空間6自由度約束。而支持點通常兼顧垂向約束點，約束點位置選取以不影響考核結(jié)構(gòu)受力狀態(tài)為原則，且一般選3個點作為支持點。在全機疲勞試驗時，支持點特別要求飛機在試驗停止時的停機狀態(tài)接近飛機在機場的停機狀態(tài)，便于飛機及加載設備的分解、檢查和裂紋檢測。因此普遍用于全機疲勞試驗的垂向支持方法是采用起落架支持[3-5]。

一般試驗任務書給出的載荷是結(jié)構(gòu)“無重”狀態(tài)，實際上由于試驗件結(jié)構(gòu)本身重量、加載設備、測量設備、試驗件假件都具有相當大的設備，試驗件已經(jīng)處于一定的重力受載狀態(tài)，為了使結(jié)構(gòu)的受力真實，在試驗時應扣除上述設備和結(jié)構(gòu)重量，使飛機處于“無重”狀態(tài)。機身結(jié)構(gòu)和水平加載設備的重量一般采用反配重進行扣除，對于機翼和水平尾翼等結(jié)構(gòu)重量和設備重量則直接在加載點的載荷中進行扣除，如圖1所示。因此一般試驗譜正式進行前，先施加扣重載荷，使飛機處于“無重”狀態(tài)，然后試驗譜才正式開始運行[6-7]。

圖1 試驗件及設備扣重示意圖

多輪多支柱起落架形式的飛機，其結(jié)構(gòu)特點是左右兩邊主起落架數(shù)量均為2個或2個以上，其中代表機型有波音747、空客A340和A380等。本文所研究對象主起落架為單側(cè)三支柱，且各支柱之間相互交錯，層疊布局，每個支柱連接有2個輪子[8-9]。在國內(nèi)以往的研究中，除了本文所研究對象全機靜力試驗中，所有試驗件結(jié)構(gòu)和水平加載設備的重量均采用反配重進行扣除外，基本都是針對單支柱起落架飛機結(jié)構(gòu)強度試驗所進行的研究，而對于多輪多支柱起落架飛機的試驗技術研究無從參考[10-11]。在2005年航空疲勞與結(jié)構(gòu)完整性國際委員會(ICAF)會議上，IABG公司做了“A380全機疲勞試驗中高效的載荷施加方法”的報告，并在其中描述了A380全機疲勞試驗中試驗件的支持、起落架加載等問題，但由于A380主起落架布置分散,且單個支柱上連接有多個輪子(6個和4個)，因此A380全機疲勞試驗所采用的支持系統(tǒng)不適用于本文所研究起落架類型的飛機全機疲勞試驗[12]。本文針對多輪多支柱起落架形式飛機全機疲勞試驗中試驗件支持、起落架加載以及試驗停試等過程中所存在的問題，分析了所造成的后果以及對該問題的解決辦法。

1 問題描述

試驗過程中系統(tǒng)的超差或者超限保護，以及緊急情況下采取的人工應急卸載，均會觸發(fā)加載系統(tǒng)的應急卸載保護功能，此時系統(tǒng)供油壓力為0，所有主動加載點載荷卸載至0，試驗終止。全機疲勞試驗由于運行周期較長，因此應急卸載的次數(shù)相對于靜力試驗較多。

按照全機疲勞試驗懸空支持要求，需要選擇3個起落架作為飛機支持點。以某型飛機全機疲勞試驗為例，針對多輪多支柱起落架形式結(jié)構(gòu)，選擇前起落架以及左右后主起落架為垂向支持點，左右前中主起落架為非支持點用于主動加載，以實現(xiàn)對飛機起落架結(jié)構(gòu)區(qū)域的考核，如圖2所示。

圖2 多輪多支柱起落架飛機試驗支持

由于多輪多支柱起落架形式的飛機其本身重量較大，使得全機疲勞試驗規(guī)模大、設備繁多。應急卸載時，采用加載點扣重的試驗件和設備重量，以及加載過程中試驗件變形所聚集能量快速釋放的不協(xié)調(diào)性易對支持點結(jié)構(gòu)產(chǎn)生較大沖擊載荷，且該載荷不可控，影響試驗的考核，存在安全隱患，因此僅靠支持點承擔試驗件重量及沖擊載荷存在較大風險。介于該類飛機全機疲勞試驗的特殊性，造成在強度試驗3種狀態(tài)時存在以下問題。

1) 試驗停試過程中，一般情況下，試驗件以及設備重量均靠3個垂向支持點承擔，但對于多輪多支柱起落架結(jié)構(gòu)的飛機，其試驗件本身結(jié)構(gòu)重量過大，僅靠3個支持點支撐飛機及設備重量容易造成支持點起落架超載，且無法真實模擬飛機在機場的停機狀態(tài)。

2) 試驗加載過程中，試驗件以及設備重量通過配重以及扣重作動筒預先扣除，飛機處于“無重”懸空狀態(tài)，非支持點起落架需要依靠加載作動筒主動施加載荷，以滿足對起落架的真實考核。

3) 應急卸載時，所有加載作動筒不再施加載荷(包括扣重載荷)，導致試驗件和設備重量、試驗件結(jié)構(gòu)回彈力以及卸載造成的不平衡量等載荷靠垂向3個支持點承擔，容易造成支持點起落架超載，無法保證試驗件的安全。

因此，針對多輪多支柱起落架結(jié)構(gòu)，既要停試時模擬飛機機場停機狀態(tài)，保證試驗過程中飛機起落架載荷的正常施加，又要在試驗應急卸載和停試狀態(tài)下，試驗件和設備重量、試驗件結(jié)構(gòu)回彈力以及卸載造成的不平衡量等載荷合理分配到所有起落架上，防止支持點起落架超載，以免造成試驗件的額外損傷。

2 方案設計

針對以上問題，需要在非支持點起落架處設計一種系統(tǒng)，該系統(tǒng)既要擁有試驗停試和應急卸載時的支持功能，同時需要能夠?qū)Ψ侵С贮c起落架(即主要考核起落架)施加主動載荷，且2種狀態(tài)能夠順利快速切換。

為此設計了一種載荷限定系統(tǒng)，其主要分為2部分，即加載部分和油氣彈簧部分，主要設計思路如下：

1) 試驗停試過程中，試驗件和設備重量除了3個支持點起落架承擔外，該系統(tǒng)在油氣彈簧的作用下，在非支持起落架處提供一定垂向載荷，實現(xiàn)所有起落架對飛機的支持。

2) 試驗加載過程中，由支持起落架實現(xiàn)飛機的垂向3點支持，起落架加載工況時，系統(tǒng)加載部分和油氣彈簧部分共同作用實現(xiàn)對非支持起落架的載荷施加。

3) 應急卸載過程中，液壓系統(tǒng)油壓為0，該系統(tǒng)中的加載部分瞬間停止工作，僅剩油氣彈簧部分工作，油氣彈簧在氣體壓力的作用下對非支持起落架輸出設定載荷，保證試驗件和設備重量、試驗件結(jié)構(gòu)回彈力以及卸載造成的不平衡量等載荷按要求分配到所有起落架上，并吸收該過程中起落架處的載荷沖擊，如圖3所示。

圖3 載荷限定系統(tǒng)設置

3 實現(xiàn)原理

依據(jù)方案設計相關內(nèi)容，設計出2種載荷限定系統(tǒng)，即單桿雙活塞和單桿單活塞結(jié)構(gòu)，其原理圖如圖4所示，由于兩者實現(xiàn)原理基本相同，因此僅針對單桿雙活塞結(jié)構(gòu)進行分析。載荷限定系統(tǒng)主要包括加載部分(需要保護模塊和力傳感器輔助)油氣彈簧部分。其中加載部分為同軸設計的單桿雙活塞四腔體結(jié)構(gòu)，A腔和B腔為油腔，通過伺服閥控制活塞Ⅰ兩邊A、B腔壓力實現(xiàn)對加載的主動控制；C腔為空氣腔，與大氣接通，防止憋壓；D腔為油腔，用于傳遞油氣彈簧壓力，通過對活塞Ⅱ施加設定載荷來實現(xiàn)試驗停試和停機狀態(tài)下對非支持起落架的支持。油氣彈簧部分分為兩個腔，E腔與加載部分D腔相連進行傳載，F(xiàn)腔為氮氣，通過預充壓力保證應急及停機時的載荷輸出。加載過程中油氣彈簧壓力一直存在，非支持點起落架加載功能通過A、B和D腔共同作用實現(xiàn)。

圖4 單桿雙活塞和單桿單活塞結(jié)構(gòu)原理圖

4 具體實現(xiàn)方式

載荷限定系統(tǒng)若要順利實現(xiàn)起落架載荷施加，以及加載與支持狀態(tài)的轉(zhuǎn)換，必須依靠如圖5所示液壓模塊系統(tǒng)完成，其具體實現(xiàn)方式如下。

圖5 保護模塊原理圖

1) 在試驗停試過程中，圖4(a)所示載荷限定系統(tǒng)中的加載部分不參與工作，油氣彈簧部分中的F腔(即氮氣腔，其預沖壓力根據(jù)停試過程中對起落架載荷的要求進行設定)由于存在預沖壓力，借助活塞并通過E腔將壓力傳遞至加載部分中的D腔，繼而對加載部分活塞Ⅱ產(chǎn)生設定的作用力，通過活塞桿將載荷傳遞至非支持起落架假件，聯(lián)合支持起落架實現(xiàn)試驗停試狀態(tài)下的飛機支持。

2) 試驗加載過程中，圖4(a)所示加載部分與油氣彈簧部分均工作，加載部分通過圖5所示保護模塊進行控制。試驗時電磁換向閥7得電，高壓油進入4個液控單向閥3～6，在壓力作用下，4個液控單向閥換向，液控單向閥4和5保證高低壓油與加載部分當中的A、B腔接通，液控單向閥3和6與之斷開。非支持起落架載荷通過加載部分中的A、B、D這3個腔的聯(lián)合作用下，通過力傳感器反饋形成閉環(huán)，實現(xiàn)對非支持起落架的主動加載，支持起落架承受被動載荷。

圖4(a)中A、B、D這3腔油液壓力以及作用面積分別為pA、SA，pB、SB，pD、SD，則施加載荷F實現(xiàn)方式為

壓載情況下：F=pASA+pDSD-pBSB

拉載情況下：F=pBSB-pASA-pDSD

3) 在應急卸載過程中，電磁換向閥7斷電，液控換向閥在彈簧力的作用下回到初始位置，液控換向閥4和5隨即與加載部分A、B兩腔斷開，液控換向閥3和6與之聯(lián)通，使得A、B同時接回油，此時A、B腔均無壓力，僅剩油氣彈簧部分引起的D腔壓力存在。在D腔壓力的作用下對活塞Ⅱ產(chǎn)生設定的作用力，通過活塞桿將載荷傳遞至非支持起落架假件，聯(lián)合支持起落架實現(xiàn)應急卸載狀態(tài)下飛機的支持。

5 模擬試驗驗證

建立該系統(tǒng)仿真模型，如圖6所示。試驗過程中，一般最開始階段為扣重狀態(tài)，即扣除試驗件以及試驗設備等重量，目的是保證飛機處于零重懸空狀態(tài)；隨后根據(jù)指令對試驗件施加相應載荷，通過力傳感器形成閉環(huán)控制，以保證載荷施加的準確；整個試驗系統(tǒng)任一環(huán)節(jié)出現(xiàn)異常，均會致使控制系統(tǒng)超限保護，隨即所有加載系統(tǒng)實現(xiàn)應急卸載，此時油氣彈簧開始工作，為非支持點起落架施加預設載荷，以保護試驗件以及試驗設備安全。圖6為整個載荷限定系統(tǒng)實現(xiàn)原理仿真模型[13-22]。仿真模型時間參數(shù)設置狀態(tài)如表1所示，其中施加拉載為正，壓載為負，圖7為仿真結(jié)果。

由仿真結(jié)果可以看出：

1) 載荷限定系統(tǒng)加載性能良好，能夠滿足試驗正常加載要求。

2) 載荷限定系統(tǒng)應急卸載性能良好，卸載過程無沖擊，應急后狀態(tài)與停機狀態(tài)基本一致。

圖6 載荷限定系統(tǒng)原理仿真模型

表1 命令參數(shù)設置

圖7 載荷限定系統(tǒng)仿真結(jié)果

6 系統(tǒng)設計

依據(jù)載荷限定系統(tǒng)原理，結(jié)合實際試驗相關數(shù)據(jù)以及驗證試驗結(jié)果，設計載荷限定系統(tǒng)，以滿足試驗相關要求。其中加載部分主要依據(jù)作動筒要求進行設計，油氣彈簧部分依據(jù)蓄能器設計要求進行設計。

載荷限定系統(tǒng)主要應用于疲勞試驗，試驗周期長，因此蓄能器采用活塞式蓄能器，但同時由于其活塞慣性大，且存在摩擦阻力，反應靈敏性差，因此其預沖壓力相應增大[23-25]。

根據(jù)試驗要求，起落架僅施加垂向向上載荷，因此在停試狀態(tài)下，作動筒處于最低位置，蓄能器壓力最大；加載狀態(tài)下，作動筒處于最高位置，蓄能器壓力最小。設蓄能器預沖壓力后，其原始狀態(tài)下作動筒位置為x0，蓄能器氣腔體積為V0，壓力為p0(系統(tǒng)預沖壓力)；停試狀態(tài)下作動筒位置為x1，蓄能器氣腔體積為V1，壓力為p1(系統(tǒng)最大工作壓力)；扣重狀態(tài)下作動筒位置為x2，蓄能器氣腔體積為V2，壓力為p2；加載狀態(tài)下作動筒位置為x3，蓄能器氣腔體積為V3，壓力為p3(系統(tǒng)最小工作壓力)；其工作示意圖如圖8所示。

根據(jù)氣體體積與壓力變化關系，則整個過程應該滿足[26-27]：

p0V0=p1V1=p2V2=p3V3

p0V0=p1V1=p2[V1+A2(x2-x1)]=

p3[V1+A2(x3-x1)]

式中：A2為壓腔面積，預沖壓力p0在理論上可與p3相等，但為保證在壓力p3時蓄能器仍有能力為加載部分D腔補充油液，應使p0

p1≈(1.25～1.18)p3

針對活塞式蓄能器：

p0≈(0.8～0.9)p3

根據(jù)油源壓力和起落架承受最大載荷，結(jié)合作動筒使用要求，設計作動筒規(guī)格。設計加載部分作動筒活塞桿桿徑為d1，活塞直徑為d2，其拉腔面積為A1。

蓄能器壓力腔變形必須保證在試驗過程中，作動筒向上伸出至最大時，蓄能器內(nèi)仍能夠正常往D腔補充油液，不至于使D腔出現(xiàn)真空。即作動筒由停試狀態(tài)運行至加載狀態(tài)時，蓄能器最大變形為活塞至少剛好完全釋放，即達到蓄能器預沖壓力，此時V0=V3。

若停機狀態(tài)下，單個起落架上的載荷為W，則停機時蓄能器氮氣所要提供的壓力(即p1)為

參考經(jīng)驗公式，同時考慮使用工況以及起落架垂向安裝空間，最終確定蓄能器容積V0=4 L，加載部分作動筒行程為100 mm。

依據(jù)原理圖以及設計參數(shù)設計加工載荷限定系統(tǒng)，其結(jié)構(gòu)簡圖以及實物圖見圖9。

圖8 載荷限定系統(tǒng)工作狀態(tài)

圖9 載荷限定系統(tǒng)結(jié)構(gòu)簡圖和實物圖

7 原理驗證

依據(jù)試驗相關要求，實際載荷限定系統(tǒng)投入使用前必須進行應用驗證，以保證系統(tǒng)設計以及加工等滿足試驗需要。

7.1 驗證方案

對載荷限定系統(tǒng)主要進行加載功能和載荷限定功能兩方面的驗證。加載功能主要驗證該系統(tǒng)載荷施加的跟隨性以及準確性等，其驗證試驗安裝圖如圖10(a)所示。載荷限定功能主要驗證系統(tǒng)在應急卸載情況下，其是否能夠輸出預設載荷，其驗證試驗安裝圖如圖10(b)所示，其中加載作動筒用于模擬試驗加載狀態(tài)，配重用于模擬應急后支持點所承受的各種載荷。

圖10 加載功能和載荷限定功能驗證安裝圖

7.2 驗證結(jié)果

采用以上驗證方案對載荷限定系統(tǒng)分別從加載功能和載荷限定功能兩方面進行了測試。加載功能驗證測試結(jié)果如圖11所示，曲線中橫坐標為試驗控制系統(tǒng)采集點，其與控制系統(tǒng)采集頻率有關，即每個采集點間隔時間恒定。

圖11 加載功能驗證曲線

為更加準確模擬實際試驗過程中的載荷限定系統(tǒng)功能，依據(jù)試驗中起落架的理論變形與載荷，采用載荷限定系統(tǒng)位控功能控制活塞桿位移量(其停機狀態(tài)下活塞桿位移量為67.20 mm)，加載作動筒施加該變形量下的對應載荷。分別測試了其施加壓載250 kN和280 kN情況下的載荷限定功能，驗證試驗現(xiàn)場照片如圖12所示，測試結(jié)果分別見圖13和表2。

圖12 驗證試驗照片

由驗證數(shù)據(jù)可知：

1) 載荷限定系統(tǒng)加載過程跟隨性及準確性良好，加載平穩(wěn)，過程無沖擊振動。

2) 載荷限定系統(tǒng)加載狀態(tài)到支持狀態(tài)轉(zhuǎn)換過程載荷輸出穩(wěn)定，均能夠達到預設載荷以及位移。

圖13 加載250 kN和280 kN載荷限定功能曲線

表2 兩種載荷下應急卸載前后位移對比

8 應用效果

載荷限定系統(tǒng)已經(jīng)在某型號全機疲勞試驗中成功得到了應用，安裝圖如圖14所示。

圖14 載荷限定系統(tǒng)應用效果

圖15 地面工況載荷限定系統(tǒng)調(diào)試曲線

試驗中后主起落架采用載荷限定系統(tǒng)，在停機狀態(tài)，根據(jù)試驗機重量和重心，通過蓄能器充壓進行壓力值調(diào)節(jié)，使后主起承受停機狀態(tài)下的載荷。根據(jù)要求后主起扣重載荷為18 kN，以此作為后主起測力傳感器的零點。在多種載荷情況應急卸載過程中，后主起載荷卸載過程中至停機預設值，如圖15所示。后主起載荷短時間內(nèi)均能夠到達預設載荷值為110 kN。左右后主起落架卸載過程基本對稱，載荷限定系統(tǒng)調(diào)試證明該系統(tǒng)達到了后主起載荷限定的目的，實現(xiàn)了后主起加載和支持的快速轉(zhuǎn)換功能。

9 結(jié) 論

多輪多支柱起落架結(jié)構(gòu)飛機其支持以及起落架加載空間狹小，載荷限定系統(tǒng)能夠保證在試驗不換裝的情況下，順利實現(xiàn)加載與支持之間的轉(zhuǎn)換，且在試驗應急瞬間，對試驗件以及加載設備實現(xiàn)了實時保護，提高了試驗安全性，降低了試驗周期。通過對系統(tǒng)的模擬試驗驗證和原理驗證，表明其工作狀態(tài)的可行性。該系統(tǒng)在某型號中的成功應用，進一步表明該系統(tǒng)完全能夠滿足試驗實際需求，且為今后類似形式起落架結(jié)構(gòu)的飛機結(jié)構(gòu)強度試驗提供有力的參考依據(jù)。