張 柁，張 園，任 鵬，王鑫濤

(1.中國飛機強度研究所全尺寸飛機結(jié)構(gòu)靜力/疲勞重點試驗室，西安 710065；2.西安長慶科技工程有限責任公司，西安 710021)

飛機結(jié)構(gòu)中的活動翼面，如襟翼、縫翼、升降舵、方向舵、副翼、擾流板等，在操縱運動過程中是否卡滯或干擾，直接影響到飛機的操縱性能和飛行安全。因此，在飛機起飛、降落和飛行過程中起著重要的作用。一直受到飛機設(shè)計、制造和試驗的高度重視[1-2]。

在飛機實際飛行過程中，活動翼面的受力和運動有著共同的特點，就是活動翼面隨著飛機飛行姿態(tài)的變化繞其轉(zhuǎn)軸偏轉(zhuǎn)一定角度，在偏轉(zhuǎn)過程中，受到的氣動載荷大小和方向不斷變化。

為了模擬活動翼面偏轉(zhuǎn)過程中的真實受載，活動翼面功能試驗要求既要保證在各活動翼面處于固定位置時載荷的幅值和方向，同時也要保證各活動翼面在偏轉(zhuǎn)過程中的載荷幅值及方向。

活動翼面功能試驗隨動加載是檢驗和測試活動翼面收放失效模式、安全性和可靠性最為有效的方法，是飛機定型前需要進行的一項重要的地面驗證試驗。進行飛機活動翼面功能試驗在新機研制過程中具有不可替代的作用，是飛機結(jié)構(gòu)強度試驗的重要組成部分。

針對此問題，美國、歐洲、日本和俄羅斯進行了一些飛機活動翼面收放隨動加載試驗研究，但是很少有報道。在中國，文獻[3]將活動翼面偏轉(zhuǎn)至不同角度，分別對翼面進行靜力試驗和疲勞試驗，文獻[4]基于氣動載荷鉸鏈力矩相等的鐵鳥舵面收放加載試驗，都難以真實模擬活動翼面在飛機飛行過程中的真實受載歷程，不能滿足活動翼面功能試驗的要求。文獻[5]采用延長活動翼面氣動載荷加載力線長度的方法來減小偏轉(zhuǎn)過程中載荷受角度的影響，使得變方向問題轉(zhuǎn)換為方向不變問題，該方法對于活動翼面偏轉(zhuǎn)角度較小且所受載荷為拉向載荷時，可以有效地降低誤差，保證試驗在一定的誤差范圍內(nèi)，然而當所受載荷為壓向載荷時，考慮到加載穩(wěn)定性，加載執(zhí)行機構(gòu)需直接與載荷施加裝置相連，無法延長加載力線，因此該方法就不能滿足試驗要求。文獻[6]采用“位控+力控+軌道小車”的加載方法，設(shè)計了一套帶軌道的小車，滑動小車一端與位控作動筒相連，一端與力控作動筒相連，通過位控作動筒控制滑動小車沿導(dǎo)軌運動來改變加載方向，通過力控作動筒控制施加到活動翼面上的載荷大小，該方法對于活動翼面的運動軌跡投影到某平面為直線軌跡且所受載荷為拉向載荷情況，能夠保證氣動載荷精準施加。對于活動翼面運動軌跡投影為非直線軌跡及所受載荷為壓向載荷，該方法不能滿足試驗要求。文獻[7]采用了力的矢量合成加載方案。該方案通過同時控制兩個力控作動筒的載荷，使其合力與翼面不同角度時的載荷一一對應(yīng)，保證合力方向始終垂直于翼面弦平面。然而對于活動翼面由多個翼面組成、不同翼面的加載點存在共面的情況，力的矢量合成加載方案會導(dǎo)致加載作動筒空間干涉問題，再者翼面后退量大時，加載機構(gòu)占用空間龐大，無法滿足試驗需求。

鑒于此，現(xiàn)提出一種擺臂式隨動加載技術(shù)，設(shè)計驗證試驗驗證該方法的可行性，最后應(yīng)用于型號試驗。

1 活動翼面功能試驗隨動加載技術(shù)

1.1 試驗載荷

在飛機真實飛行歷程中，活動翼面在不同打開角度，其結(jié)構(gòu)均承受垂向、航向、側(cè)向三方向載荷，需要對活動翼面載荷按載荷方向分別進行處理，處理流程如圖1所示。

P為載荷；∑P為總載

通常情況下，活動翼面所受的側(cè)向載荷相對較小，且對于考核部位及控制剖面損傷貢獻度很小，因此，在試驗載荷處理時舍棄?；诨顒右砻嫠幇惭b位置及其自身結(jié)構(gòu)特點，其在飛行過程中所受載荷的復(fù)雜性，按圖1經(jīng)過平衡計算及誤差評估循環(huán)迭代后，得到滿足剖面誤差控制要求的活動翼面載荷處理結(jié)果，活動翼面垂向和航向加載力線分布如圖2所示。

圖2 活動翼面加載力線分布圖

其中，垂向加載點均為拉向載荷，試驗中需要在活動翼面蒙皮處加載位置粘貼膠布帶，用連接件(一般用鋼絲繩)連接鋁棒和杠桿，組成膠布帶-杠桿系統(tǒng)[8-9]，其加載示意圖如圖3所示。

圖3 膠布帶-杠桿系統(tǒng)示意圖

圖2中活動翼面所受的航向載荷為拉壓雙向載荷，試驗中需要在活動翼面蒙皮處加載位置粘貼拉壓墊專用膠布帶，用于固定壓載所需木塊。木塊上方放置卡板，卡板兩端通過通用鋁棒與膠布帶相連組成膠布帶拉壓墊-杠桿系統(tǒng)[10-11]，其加載示意圖如圖4所示。

圖4 膠布帶拉壓墊-杠桿系統(tǒng)示意圖

1.2 擺臂式隨動加載技術(shù)

針對活動翼面受載特點，為了保證活動翼面偏轉(zhuǎn)過程中作用于翼面上的垂向和航向載荷的幅值和方向時時跟隨翼面變化，提出了擺臂式隨動加載技術(shù)，設(shè)計了一套擺臂框架，該框架轉(zhuǎn)軸與活動翼面運動轉(zhuǎn)軸重合，將作用于活動翼面上的垂向和航向載荷執(zhí)行機構(gòu)固定于該框架上，通過位移執(zhí)行機構(gòu)控制擺臂框架沿翼面轉(zhuǎn)軸轉(zhuǎn)動，使固定于擺臂框架上的垂向和航向載荷執(zhí)行機構(gòu)實時跟隨活動翼面同步運動，從而保證垂向和航向載荷精準施加，隨動加載原理圖如圖5所示。

圖5 隨動加載原理圖

考慮到電動缸的精準位移控制特性，采用電動缸作為位移執(zhí)行機構(gòu)，同時為了消除擺臂框架重量對隨動運動的影響，采用反配重方式在擺臂框架重心處進行扣重。

擺臂式隨動加載裝置由兩個“C”形搖臂、斜支臂、加載橫梁、絞支橫梁等部分形成整體。該裝置可以繞兩個搖臂的單耳接頭的轉(zhuǎn)軸轉(zhuǎn)動，同時兼顧強度及自身質(zhì)量問題。為了避免卡死，轉(zhuǎn)軸單耳接頭及絞支橫梁上與電動缸相連的單耳內(nèi)均鑲嵌關(guān)節(jié)軸承?？p翼隨動加載機構(gòu)如圖6所示，運動幾何關(guān)系圖如圖7所示。

圖6 擺臂式隨動加載方案示意圖

α為活動翼面偏轉(zhuǎn)角度；L1為電動缸初始長度；L′1為電動缸偏轉(zhuǎn)角度后的長度；L2為電動缸安裝位置到轉(zhuǎn)軸的長度；ΔL為電動缸運動的距離

由圖7中幾何關(guān)系可得到框架帶動加載作動筒偏轉(zhuǎn)角度與電動缸伸縮量之間的關(guān)系為

(1)

1.3 控制策略

通過式(1)可將活動翼面運動過程中角度變化量轉(zhuǎn)換為電動缸所在位置位移變化量，試驗時，活動翼面運動、擺臂隨動框架偏轉(zhuǎn)、活動翼面載荷施加三者同步協(xié)調(diào)加載。

試驗中通過地面控制臺控制活動翼面運動和擺臂框架偏轉(zhuǎn)，保證擺臂式框架與翼面始終保持同步，協(xié)調(diào)控制系統(tǒng)控制作動筒施加試驗工況對應(yīng)載荷。地面控制臺與協(xié)調(diào)控制系統(tǒng)間通過Input/Output信號進行交互。隨動加載邏輯示意圖如圖8所示。

圖8 隨動加載邏輯示意圖

試驗控制策略如下：試驗運行過程中，當兩套系統(tǒng)準備就緒后，協(xié)調(diào)控制系統(tǒng)按照載荷譜中的設(shè)置，給控制臺發(fā)送偏轉(zhuǎn)驅(qū)動信號Output，控制臺接收到信號后返回偏轉(zhuǎn)應(yīng)答信號Response，隨后控制臺控制活動翼面及擺臂框架偏轉(zhuǎn)，同時協(xié)調(diào)控制系統(tǒng)控制作動筒開始加載，待活動翼面及擺臂框架運動到位后，控制臺給控制系統(tǒng)到位信號Input，控制系統(tǒng)收到到位信號，同時加載點載荷完成加載后，活動翼面偏轉(zhuǎn)加載過程完成，以此類推完成所有狀態(tài)偏轉(zhuǎn)過程載荷隨動施加。試驗控制策略如圖9所示。

圖9 試驗控制策略圖

2 試驗應(yīng)用

2.1 試驗方式

為了驗證該方法的正確性，開展了驗證試驗研究。選取了某型飛機縫翼結(jié)構(gòu)，該型飛機縫翼由4段組成，因此設(shè)計的擺臂隨動加載裝置由4段組成，擺臂隨動加載裝置模型如圖10所示，對隨動加載裝置進行現(xiàn)場安裝，現(xiàn)場安裝圖如圖11所示。

圖10 擺臂隨動加載裝置模型

圖11 現(xiàn)場安裝圖

為了驗證擺臂框架偏轉(zhuǎn)與縫翼偏轉(zhuǎn)同步性，分別在縫翼翼面和擺臂框架上粘貼60°量程的傾角傳感器，分別為傾角傳感器1和傾角傳感器2，用來實時獲取縫翼和擺臂的偏轉(zhuǎn)角度，如圖12所示，該傾角傳感器可以對縫翼偏轉(zhuǎn)角度進行自動、同步采集。

圖12 傾角傳感器示意圖

試驗中安裝垂向作動筒10個，均為3 t 1 m力控作動筒，用于施加縫翼垂向載荷，施加方式如圖3所示；航向作動筒6個，均為3 t 1 m的力控作動筒，用于施加縫翼航向載荷，施加方式如圖4所示；電動缸選用5 t 1 m的電動缸，用于控制擺臂框架偏轉(zhuǎn)。

試驗加載控制設(shè)備使用FlexTest 200協(xié)調(diào)加載控制系統(tǒng)，控制系統(tǒng)誤差不大于1%FS(FS為滿量程)[12-13]。相對每一級載荷值，均滿足：①各加載點協(xié)調(diào)加載；②加載點動態(tài)誤差≤3%Pmax(Pmax為該點最大載荷值)；③加載點靜態(tài)誤差≤1%Pmax；④試驗系統(tǒng)具有能夠自動保存加載系統(tǒng)保護前后各10 s載荷數(shù)據(jù)的能力。

試驗應(yīng)變數(shù)據(jù)采集使用ST18-2數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)，該采集系統(tǒng)能對應(yīng)變數(shù)據(jù)進行實時自動采集，且滿足：①應(yīng)變片采用BE系列A級應(yīng)變片；②ST18-2數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)的測量誤差不大于1%FS。

試驗各加載點安裝完成后，先進行加載點作動筒收放、調(diào)零、連點和單點調(diào)，確認各加載點安裝無誤，各加載點油路、控制系統(tǒng)線路連接正常，同時，單點調(diào)試解決了控制系統(tǒng)文件配置和參數(shù)合理性問題，調(diào)試后各加載點滿足加載跟隨性的需要。隨后進行縫翼功能試驗。

按照圖9所示的控制方案完成襟縫翼功能試驗?？p翼功能試驗按如下步驟進行。

步驟一各崗位完成所負責的設(shè)備、儀器、儀表的檢查和維護并報告指揮。

步驟二加壓并檢查加載設(shè)備油路、MTS協(xié)調(diào)加載控制系統(tǒng)、控制臺及加載設(shè)備是否正常。

步驟三MTS協(xié)調(diào)控制系統(tǒng)給控制臺發(fā)送偏轉(zhuǎn)至3°的驅(qū)動信號。

步驟四控制臺控制活動翼面及擺臂框架開始偏轉(zhuǎn)至3°，同時MTS協(xié)調(diào)控制系統(tǒng)控制作動筒開始對活動翼面進行隨動加載。

步驟五待活動翼面及擺臂框架偏轉(zhuǎn)至3°后，控制臺給MTS控制系統(tǒng)發(fā)到位信號。

步驟六MTS控制系統(tǒng)收到到位信號，同時加載點載荷完成加載后，活動翼面隨動加載過程完成。

步驟七按照步驟三～步驟六完成偏轉(zhuǎn)至5°、8°、10°、13°、15°、18°、20°、23°及27°的隨動加載過程。

步驟八MTS協(xié)調(diào)加載控制系統(tǒng)及控制臺卸壓、卸載，關(guān)閉設(shè)備。

2.2 試驗結(jié)果分析

試驗過程中加載穩(wěn)定，載荷協(xié)調(diào)，力控作動筒、電動缸控制正常，擺臂框架運動協(xié)調(diào)，未出現(xiàn)卡滯、超差、報警等異常情況，試驗順利完成。

試驗結(jié)束后，對試驗數(shù)據(jù)進行回收，加載點的加載過程曲線如圖13所示。圖中CMD為控制曲線，F(xiàn)BK為反饋曲線，加載點反饋與命令跟隨性良好，誤差滿足加載誤差要求。

圖13 加載過程曲線

應(yīng)急卸載后，對應(yīng)急卸載數(shù)據(jù)進行回收。加載點的應(yīng)急卸載曲線如圖14所示，從圖14可以看出，加載點載荷卸載迅速、數(shù)據(jù)回收功能正常，應(yīng)急卸載功能滿足試驗要求。

圖14 加載點應(yīng)急卸載曲線

試驗過程中記錄的縫翼偏轉(zhuǎn)角度(傾角傳感器1)和擺臂偏轉(zhuǎn)角度(傾角傳感器2)的反饋值，加載結(jié)果如表1所示，可以看出，擺臂框架偏轉(zhuǎn)角度與翼面偏轉(zhuǎn)角度誤差在1%以內(nèi)，滿足試驗要求。

表1 傾角傳感器1和傾角傳感器2的加載結(jié)果

圖15所示為試驗過程中縫翼考核部位應(yīng)變-載荷曲線圖，可以看出，應(yīng)變與載荷具有很好的線性關(guān)系，試驗過程平穩(wěn)，隨動加載裝置穩(wěn)定，試驗結(jié)果滿足試驗要求。

圖15 考核部位應(yīng)變-載荷曲線圖

3 結(jié)論

(1)設(shè)計的擺臂式裝置隨動施加載荷，試驗過程平穩(wěn)，載荷協(xié)調(diào)，各個作動筒跟隨良好，未出現(xiàn)卡滯、超載、報警等異常現(xiàn)象，證明了活動翼面隨動加載方案的可行性。

(2)經(jīng)試驗表明，擺臂框架與活動翼面偏轉(zhuǎn)角度誤差小于1%，實現(xiàn)了活動翼面的隨動加載，真實模擬了翼面偏轉(zhuǎn)過程中所受的氣動載荷，方法科學(xué)有效。