嚴(yán) 沖

（中國(guó)飛機(jī)強(qiáng)度研究所?全尺寸飛機(jī)結(jié)構(gòu)靜力/疲勞航空科技重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，陜西?西安?710065）

水陸兩棲飛機(jī)可用于民用領(lǐng)域，全機(jī)起落架連接靜力試驗(yàn)需考慮結(jié)構(gòu)變形對(duì)載荷分布變化的影響[1]。起落架隨動(dòng)加載裝置用于該型飛機(jī)起落架連接靜力試驗(yàn)，用以解決起落架載荷方向受結(jié)構(gòu)變形影響的問題[2，3]。隨動(dòng)加載裝置為新研試驗(yàn)裝置，應(yīng)用前需進(jìn)行詳細(xì)性能測(cè)試，以保證型號(hào)試驗(yàn)的安全。測(cè)試試驗(yàn)中，需按照水陸兩棲飛機(jī)主起落架連接試驗(yàn)工況載荷及預(yù)估變形進(jìn)行真實(shí)試驗(yàn)?zāi)M，即在測(cè)試試驗(yàn)中模擬真實(shí)試驗(yàn)起落架結(jié)構(gòu)垂向受載及水平變形，其中最大垂向載荷約700 kN，最大水平變形約250 mm。以上試驗(yàn)邊界條件的模擬存在極大難度，700 kN垂向載荷承載能力即具備較大難度，在試驗(yàn)中實(shí)現(xiàn)隨動(dòng)進(jìn)一步提升了測(cè)試難度。通常采用的固定約束邊界，如懸臂梁結(jié)構(gòu)被動(dòng)承載，無論承載能力還是隨動(dòng)的測(cè)試要求，均難以滿足。為解決上述難題，本文提出了主動(dòng)控制邊界載荷、裝置被動(dòng)承載的測(cè)試方法來實(shí)現(xiàn)對(duì)裝置加載能力的測(cè)試，即通過裝置被動(dòng)承受載荷的能力反向驗(yàn)證其加載能力。測(cè)試結(jié)果表明，新的測(cè)試方法可有效完成新研裝置的詳細(xì)性能測(cè)試，保證型號(hào)試驗(yàn)的順利進(jìn)行。

1 隨動(dòng)加載裝置介紹

1.1 隨動(dòng)加載裝置原理簡(jiǎn)介

傳統(tǒng)的起落架連接試驗(yàn)采用立柱-撬杠的加載方式，在起落架結(jié)構(gòu)受水平載荷產(chǎn)生大變形時(shí)，垂向載荷方向會(huì)產(chǎn)生較大誤差[4]，如圖1所示。起落架隨動(dòng)加載裝置用于全機(jī)起落架連接靜力試驗(yàn)，當(dāng)起落架結(jié)構(gòu)在試驗(yàn)載荷作用下發(fā)生變形時(shí)，裝置中的隨動(dòng)部分可隨結(jié)構(gòu)變形移動(dòng)，實(shí)時(shí)保證垂向載荷方向的精準(zhǔn)。如圖2所示，裝置中傳載結(jié)構(gòu)為隨動(dòng)部分；平面滾動(dòng)軸承保證隨動(dòng)時(shí)的低阻力特性；下部加載結(jié)構(gòu)內(nèi)置作動(dòng)筒用來加載，承受隨動(dòng)部分移動(dòng)后產(chǎn)生的偏心矩。

圖1 ??立柱-撬杠加載方式誤差的產(chǎn)生

圖2 ??隨動(dòng)加載裝置原理圖

1.2 隨動(dòng)加載裝置技術(shù)參數(shù)

依據(jù)隨動(dòng)加載裝置的用途，技術(shù)參數(shù)有垂向加載能力、垂向加載行程、水平隨動(dòng)行程；依據(jù)其隨動(dòng)原理及對(duì)加載性能的影響，技術(shù)參數(shù)有隨動(dòng)阻力系數(shù)、偏心矩承載能力。隨動(dòng)加載裝置的技術(shù)參數(shù)見表1。

表1 ??隨動(dòng)加載裝置的技術(shù)參數(shù)

2 測(cè)試試驗(yàn)方案

2.1 試驗(yàn)項(xiàng)目

測(cè)試試驗(yàn)的項(xiàng)目設(shè)置依據(jù)為隨動(dòng)加載裝置的技術(shù)參數(shù)測(cè)試和對(duì)水陸兩棲飛機(jī)起落架連接試驗(yàn)的模擬。測(cè)試試驗(yàn)項(xiàng)目的實(shí)施順序遵循先易后難的原則進(jìn)行，詳見表2。

表 2??測(cè)試試驗(yàn)項(xiàng)目

2.2 試驗(yàn)方案

2.2.1 傳統(tǒng)測(cè)試方法

試驗(yàn)加載裝置的能力測(cè)試通常采用懸臂梁形式，見圖3；加載作動(dòng)筒的性能測(cè)試，則通常采用自平衡框架形式，見圖4。當(dāng)測(cè)試載荷達(dá)到700 kN時(shí)，懸臂梁根部會(huì)產(chǎn)生極大彎矩，結(jié)構(gòu)強(qiáng)度難以滿足要求；自平衡框架形式下測(cè)試載荷普遍較小，其結(jié)構(gòu)較弱，無法滿足強(qiáng)度要求。兩種測(cè)試方法邊界條件均是固定被動(dòng)承載，無法實(shí)現(xiàn)對(duì)起落架結(jié)構(gòu)變形的模擬。

圖3 ??懸臂梁測(cè)試方法

2.2.2 邊界模擬測(cè)試方法

邊界模擬測(cè)試方法是通過主動(dòng)控制邊界載荷、加載裝置被動(dòng)承載的方法實(shí)現(xiàn)對(duì)裝置加載能力的測(cè)試，即通過裝置被動(dòng)承受載荷的能力反向驗(yàn)證其加載能力，測(cè)試方法總體效果見圖5。具體實(shí)現(xiàn)方法如下。

圖4 ??自平衡框架測(cè)試方法

（1）垂向加載能力測(cè)試。如圖6所示，內(nèi)置作動(dòng)筒采用位移控制模式，活塞桿外伸進(jìn)行加載；垂向作動(dòng)筒1、2則采用載荷控制模式進(jìn)行加載，在傳感器1、2載荷值達(dá)到裝置加載能力時(shí)（考慮結(jié)構(gòu)重量），即說明裝置加載能力滿足技術(shù)要求。

（2）起落架連接試驗(yàn)工況模擬。內(nèi)置作動(dòng)筒按照起落架連接試驗(yàn)工況垂向預(yù)估變形進(jìn)行位控加載，模擬起落架垂向變形；垂向作動(dòng)筒1、2按照試驗(yàn)工況真實(shí)載荷進(jìn)行加載，模擬起落架垂向受載；水平作動(dòng)筒3按照試驗(yàn)工況水平預(yù)估變形進(jìn)行位控加載，模擬起落架水平變形，見圖7；水平作動(dòng)筒1、2按照試驗(yàn)工況水平預(yù)估變形進(jìn)行位控加載，保證垂向作動(dòng)筒1、2的載荷方向垂直，見圖8。

（3）其他測(cè)試試驗(yàn)項(xiàng)目可通過選擇不同作動(dòng)筒及控制模式實(shí)現(xiàn)，例如，垂向作動(dòng)筒1、2施加垂向載荷，水平作動(dòng)筒施加水平牽引力，即可測(cè)試隨動(dòng)阻力。

圖5 ??測(cè)試方法總體效果圖

圖6 ??垂向加載示意圖

2.2.3 試驗(yàn)加載與測(cè)量

在測(cè)試中，試驗(yàn)位移及載荷采用逐級(jí)加載的方式，并逐級(jí)對(duì)主承力結(jié)構(gòu)進(jìn)行應(yīng)變及位移測(cè)量，見表3，以驗(yàn)證裝置結(jié)構(gòu)強(qiáng)度、剛度是否滿足技術(shù)要求。加載控制設(shè)備使用MTS FlexTest 200加載控制系統(tǒng)，控制系統(tǒng)誤差小于1%，試驗(yàn)數(shù)據(jù)采集使用HBM數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)，測(cè)量誤差小于1%。

圖7 ??水平變形模擬示意圖

圖8 ??垂向載荷隨動(dòng)示意圖

表3 ??主承力結(jié)構(gòu)的應(yīng)變及位移測(cè)量

3 測(cè)試結(jié)果

3.1 隨動(dòng)阻力系數(shù)測(cè)定

隨動(dòng)阻力系數(shù)通過固定垂向載荷數(shù)值，逐級(jí)降低水平牽引力來逼近阻力真實(shí)值，進(jìn)而計(jì)算得到。試驗(yàn)中垂向作動(dòng)筒1、2各施加200 kN載荷，垂向總載荷為400 kN，水平牽引力初始為±1600 N，隨動(dòng)結(jié)構(gòu)部分可雙向移動(dòng)，逐級(jí)降低（100 N）水平牽引力，最低至1200 N時(shí)，裝置隨動(dòng)結(jié)構(gòu)部分仍可雙向移動(dòng)，則隨動(dòng)阻力系數(shù)小于0.3%，見圖9。

在中立位置時(shí)，隨動(dòng)結(jié)構(gòu)部分處于平衡狀態(tài)，假設(shè)垂向作動(dòng)筒1、2所施加垂向力未完全垂直，產(chǎn)生水平分量ΔFN，與初始靜摩擦力為Ff0平衡。

假設(shè)ΔFN向左，則：

1200 N水平力下，左向可移動(dòng)，則1200 N≥Ff+ΔFN，

1200 N水平力下，右向可移動(dòng)，則1200 N≥Ff-ΔFN，

兩式相加可得摩擦力Ff≤1200 N，同理，ΔFN向右時(shí)，也可得Ff≤1200 N，則摩擦系數(shù)小于0.3%。

3.2 最大垂向載荷

垂向作動(dòng)筒1、2分別加載至360 kN，垂向總載荷達(dá)到720 kN，裝置受力最嚴(yán)重部位為內(nèi)置作動(dòng)筒鉸接頭部位，最大應(yīng)變?yōu)?1750 με，可得應(yīng)力為-367 MPa。鉸接頭材料為30CrMnSiA，屈服極限σb為1078 MPa，且變形較小、垂向加載過程中流暢無卡滯，因此，裝置垂向加載能力滿足要求。鉸接頭應(yīng)變曲線見圖10。

圖9 ??隨動(dòng)阻力系數(shù)測(cè)定的載荷加載過程及位移反饋

圖10 ??鉸接頭應(yīng)變曲線

3.3 起落架模擬工況

起落架模擬工況分別模擬真實(shí)起落架右轉(zhuǎn)彎及尾沉著陸工況，在垂向載荷、水平位移、偏心矩及垂向位移方面對(duì)真實(shí)工況實(shí)現(xiàn)了全包絡(luò)，見圖11（a）、11（b）。在兩個(gè)模擬工況加載過程中，各受力構(gòu)件應(yīng)變較小，均低于1800 με，且結(jié)構(gòu)變形較小，裝置結(jié)構(gòu)強(qiáng)度、剛度滿足要求。裝置加載過程流暢無卡滯，較好地模擬了真實(shí)工況中起落架垂向受載及水平變形情況。

圖11 ??模擬工況與真實(shí)工況加載數(shù)據(jù)對(duì)比

3.4 測(cè)試結(jié)果總結(jié)

隨動(dòng)加載裝置垂向加載行程及水平隨動(dòng)行程滿足技術(shù)參數(shù)要求。最大偏心矩狀態(tài)下，各構(gòu)件強(qiáng)度、剛度滿足要求。對(duì)照隨動(dòng)加載裝置技術(shù)參數(shù)表，測(cè)試結(jié)果表明，裝置各項(xiàng)性能達(dá)標(biāo)，詳見表4。測(cè)試試驗(yàn)見圖12。

表 4??測(cè)試結(jié)果匯總

圖 12??測(cè)試試驗(yàn)照片

4 結(jié)????論

本文所述的邊界模擬測(cè)試方法解決了新型起落架隨動(dòng)加載裝置的測(cè)試難題，基于該方法的測(cè)試試驗(yàn)測(cè)試了裝置的各項(xiàng)技術(shù)參數(shù)，并通過真實(shí)模擬起落架試驗(yàn)工況，驗(yàn)證了裝置應(yīng)用于水陸兩棲飛機(jī)全機(jī)靜力試驗(yàn)的能力。該方法具有較高的工程應(yīng)用價(jià)值，適用于其他大型試驗(yàn)加載裝置的測(cè)試試驗(yàn)。