王 彬，鄭建軍，劉 冰

(中國飛機強度研究所，全尺寸飛機結(jié)構(gòu)靜力/疲勞航空科技重點實驗室，上海 200120)

1 引 言

全尺寸飛機靜力試驗是驗證飛機結(jié)構(gòu)設(shè)計靜強度及強度、剛度計算方法的重要手段[1]。準確的載荷施加是模擬飛機真實受載情況的關(guān)鍵[2]。全尺寸飛機靜力試驗中，載荷施加有很多種方式[3,4]，比較傳統(tǒng)的載荷施加方式有膠布帶杠桿系統(tǒng)施加單向拉載，拉壓墊杠桿系統(tǒng)施加拉壓雙向載荷以及結(jié)構(gòu)假件接頭直接施加載荷、機身地板梁雙層雙向加載等。膠布帶、拉壓墊杠桿系統(tǒng)加載方式較為成熟[5]，已在國內(nèi)外靜力、疲勞試驗中廣泛應(yīng)用。通過在飛機承力結(jié)構(gòu)表面粘貼膠布帶、拉壓墊，然后組合杠桿系統(tǒng)進行加載，能夠保證各節(jié)點載荷施加的準確性，但存在膠布帶扒除困難、針對每個工況需要組合不同的杠桿，膠布帶/拉壓墊存在拉脫風險等問題。假件接頭直接加載形式簡單[6]，但通常只應(yīng)用于一些結(jié)構(gòu)假件上。對于大規(guī)模地在真實結(jié)構(gòu)中增加接頭來加載，還需要更多的分析工作來評估增加的接頭對飛機結(jié)構(gòu)傳力的影響。

杜星等[7]為提高試驗中起落架的加載精度，提出了一種全機狀態(tài)的隨動加載方法。機身地板梁雙層雙向加載方式[8]為型號試驗機機身垂向加載及扣重提供了解決方案，能夠更準確地模擬機身受載，已成功應(yīng)用于型號試驗中。滕青[9]通過有限元分析計算對比分析了民用飛機全機靜力試驗中3種機身加載方案，從機身內(nèi)力分布的角度為全機靜力試驗加載方案設(shè)計提供支持。

機身側(cè)向載荷一般通過膠布帶/拉壓墊方式施加。全機靜力試驗中，機身側(cè)向載荷一般較小，通常作為配平載荷來使用。因此，大規(guī)模粘貼膠布帶/拉壓墊性價比較低。本文提出了一種新的加載形式，對于機身段等圓筒結(jié)構(gòu)部位，使用長綁帶繞過機身，將綁帶一端固定，在另一端用作動器施加載荷，從而將載荷施加到機身框上，為施加較大的機身側(cè)向配平載荷、減小機身局部應(yīng)力集中提供了解決方案。該加載方案在某飛機垂尾試驗中進行了應(yīng)用，對其加載精度及可行性與穩(wěn)定性進行了研究。

2 綁帶加載方式研究

將綁帶繞過機身，其一端固定，另一端通過液壓作動器施加側(cè)向載荷，綁帶加載示意見圖1。由于綁帶的伸縮性及機身剛體變形，加載過程中綁帶會在機身上滑動，機身與綁帶接觸區(qū)域存在摩擦力的影響。因此，綁帶加載端載荷大于固定端載荷，兩者之和為作用在機身框上的總載，兩者之差為綁帶與機身間摩擦力的總和。

圖1 綁帶加載受力示意圖

綁帶與機身的摩擦力還會帶來額外的扭矩(滾轉(zhuǎn)矩)，即綁帶加載點對機身框施加側(cè)向載荷的同時，還附帶有一個滾轉(zhuǎn)矩。當該框作為配平點使用時(非考核部位)，通過調(diào)整加載端和固定端的位置來調(diào)整滾轉(zhuǎn)矩的方向，起到卸除考核段傳遞過來載荷的作用，使得非考核部位受力變小。

為研究摩擦力及滾轉(zhuǎn)矩對機身加載的影響，對機身框受力進行分析。假設(shè)單位面積摩擦力為f，綁帶寬度為w，則總摩擦力：

(1)

摩擦力引起的扭矩為：

(2)

摩擦力引起的側(cè)向力分量為：

(3)

機身框所受合力方向為側(cè)向，因此綁帶對機身框作用的摩擦力及正壓力的垂向分量之和為0，側(cè)向分量之和為機身框所受側(cè)向總載，即F1+F2，由此可得：

(4)

(5)

由于滑動摩擦力與正壓力成正比，則：

f=μ*FN

(6)

固定端及加載端端頭處綁帶位置水平(θ=0，θ=π)，因此理論上正壓力FN及摩擦力f均為0。

假設(shè)從固定端(θ=0)到正壓力最大處(θ=θ′)，正壓力線性增加，同時摩擦力也線性增加；從加載端(θ=π)到正壓力最大處(θ=θ′)，正壓力線性增加，同時摩擦力也線性增加，則正壓力可表示為：

(7)

k1*(π-θ′)=k2*θ′

(8)

將式(7)代入式(4)、式(5)可得：

(9)

由式(8)、式(9)可求得 :

π-2θ′=-π(-cosθ′-μsinθ′)

(10)

(11)

則機身所受最大摩擦應(yīng)力為：

fmax=k1*θ′

(12)

3 綁帶加載應(yīng)用研究

在某飛機垂直尾翼靜力試驗中，中機身處設(shè)置4處綁帶加載點作為配平載荷使用(如圖2所示)。試驗加載過程中，以5%限制載荷為一級逐級加載到60%限制載荷。飛機采用6自由度靜定約束，在前起落架約束垂向位移，左、右主起落架約束垂向位移和航向位移，左起落架約束側(cè)向位移。加載過程中，可對約束反力進行理論計算[10]，同時各約束點均裝有載荷傳感器，可對約束反力實時監(jiān)控。通過約束反力的理論與實際反饋對比，可以觀察綁帶加載精度以及摩擦力對全尺寸飛機靜力試驗加載的影響。

圖2 綁帶加載在全機靜力試驗中的應(yīng)用

3.1 綁帶摩擦力分散性研究

比較多次試驗中同一綁帶加載點固支端、加載端測力傳感器反饋及其差值(摩擦力)，加載過程中傳感器反饋變化曲線如圖3-圖5所示。相同試驗中，3處綁帶加載點摩擦力隨加載級數(shù)變化如圖6所示(數(shù)據(jù)均從20%載荷開始，20%載荷前存在綁帶未拉緊，杠桿未拉直等問題，因此所有試驗數(shù)據(jù)中剔除20%載荷之前的數(shù)據(jù))。

圖3 相同兩遍試驗中綁帶加載端反饋隨加載級數(shù)變化

圖4 相同兩遍試驗中綁帶固支端反饋隨加載級數(shù)變化

圖5 相同兩遍試驗中綁帶加載端與固支端反饋差值(摩擦力)隨加載級數(shù)變化

圖6 一次試驗中3根綁帶加載端與固支端反饋差值(摩擦力)隨加載級數(shù)變化

由以上分析可得，相同情況下多次試驗中，綁帶加載端、固支端測力傳感器反饋及其差值(摩擦力)重復性良好。不同綁帶位置(機身段半徑相同，材料相同)，綁帶加載端、固支端測力傳感器反饋及其差值(摩擦力)一致性良好，摩擦力分散度較小，對綁帶的摩擦力研究具有普適性。

3.2 摩擦力線性分析

由圖3-圖6可知，加載過程中(20%～60%)綁帶加載端、固支端測力傳感器反饋及摩擦力隨加載級數(shù)呈線性增加，退載過程中(60%～20%)線性度在40%載荷后較差。由于退載過程中，加載端反饋下降較快，固支端反饋下降較慢，45%載荷后摩擦力反向，40%載荷后加載端反饋下降速率放緩，同時綁帶對機身壓力變小，摩擦力逐漸變小。

3.3 摩擦力及其附加滾轉(zhuǎn)矩分析

加載過程中，實時記錄綁帶加載點加載端及固定端反饋。綁帶與機身動摩擦系數(shù)μ取0.2，由式(10)可得最大摩擦力處θ=121.1°，再由式(12)可得綁帶加載點單位面積最大摩擦力(摩擦應(yīng)力)為0.49MPa。由以上分析可得，綁帶摩擦力在安全范圍內(nèi)，不會對機身框表面蒙皮結(jié)構(gòu)造成損傷。試驗結(jié)束后，對綁帶加載點附近蒙皮結(jié)構(gòu)進行詳細目視檢查，未發(fā)現(xiàn)任何損傷。

試驗加載過程中，實時記錄6個約束點的反饋變化。靜定系統(tǒng)中約束反力是唯一的，通過約束反力的變化趨勢來研究綁帶加載中附加的滾轉(zhuǎn)矩。60%載荷時，4處綁帶加載點命令及傳感器反饋值如表1所示，約束點反饋值及理論計算值見表2。

表1 綁帶加載點命令及反饋值

表2 約束點理論及反饋值

以20%載荷為基準，機身半徑為2m，根據(jù)式(2)，可得4根綁帶摩擦力引起的附加滾轉(zhuǎn)矩分別為5444000N·mm、5416000N·mm、5114000N·mm、5612000N·mm，總滾轉(zhuǎn)矩T總為21586000N·mm。滾轉(zhuǎn)矩反映到約束點上，由左、右主起垂向約束承受。左右主起垂向約束點距離d為7620mm，則左、右主起垂向載荷變化為：

即理論上左起落架反饋應(yīng)增加2833N，右主起落架反饋減小2833N。根據(jù)摩擦力帶來的滾轉(zhuǎn)矩對左右主起的理論值進行修正，結(jié)果見表3。

表3 修正后約束點理論及反饋值

由于約束反力理論值計算時假設(shè)飛機為剛體結(jié)構(gòu)，而實際飛機為彈性結(jié)構(gòu)，且加載過程中試驗件結(jié)構(gòu)變形、加載點安裝位置誤差都會給支反力計算帶來一定的誤差，修正后3個垂向點反力誤差均值在2000N以內(nèi)，因此認為摩擦力滾轉(zhuǎn)矩計算準確，綁帶加載精度可靠，滿足試驗加載精度要求。

3.4 綁帶加載技術(shù)問題分析

(1)綁帶加載點控制：綁帶加載點實際加載到機身上的載荷為加載端與固支端反饋之和，本文采用加載端與固支端反饋之和除以2作為控制指令，因此在載荷譜中應(yīng)將綁帶加載點載荷除以2作為控制指令。

(2)由于摩擦力的影響，綁帶加載端與固支端載荷相差較大。為保證試驗安全，在加載點載荷設(shè)限時，需注意兩端載荷限制不一致，試驗前根據(jù)預(yù)試結(jié)果計算出加載端與固支端載荷并分別設(shè)限。

(3)綁帶安全系數(shù)確定：綁帶在加載過程中受到的最大拉載為加載端載荷，為保證試驗安全，需保證綁帶實際承載能力大于4倍加載端載荷值。

(4)試驗加載過程中由于結(jié)構(gòu)變形，綁帶可能會存在側(cè)向滑移風險，需采取一定的側(cè)向防滑措施。本文通過在機身上粘貼膠布帶，將綁帶穿過膠布帶防滑，如圖2所示。

(5)綁帶選取時，應(yīng)盡量保證表面積大，減小表面壓應(yīng)力；光滑度高，減小摩擦阻力。

采用綁帶加載方式，綁帶與機身的接觸面積大，這使得飛機結(jié)構(gòu)表面載荷施加更加均勻，避免了膠布帶等方式在加載過程中局部載荷過于集中的問題。綁帶加載形式不需要在結(jié)構(gòu)表面進行粘貼作業(yè)，拆裝方便，能夠縮短試驗周期，減小試驗成本，很好地解決機身較大側(cè)向載荷施加的問題。綁帶作為配平載荷使用時可起到一定卸除考核部位傳遞過來載荷的作用，使非考核部位受載減小。

4 總 結(jié)

本文研究了一種全新的綁帶加載方法，并在某飛機垂尾試驗中進行了應(yīng)用研究，驗證了綁帶加載形式的可靠性與穩(wěn)定性。通過飛機支反力計算，驗證了綁帶摩擦力對試驗加載的影響，并結(jié)合其優(yōu)缺點對綁帶加載的適用性及其實施過程中的技術(shù)問題進行了分析研究，可以得出結(jié)論：綁帶加載方式安全可靠，加載過程可控，加載精度較高，能夠便捷施加機身側(cè)向大載荷，可以在全尺寸試驗中進行推廣使用。后續(xù)仍需對綁帶加載技術(shù)進行深入探索，優(yōu)化解決其摩擦力、防滑等方面的問題，例如將綁帶一端固定、一端加載改為兩端同時加載，或者在綁帶兩端進行杠桿組合，在合力點位置處加載。這些不同的形式可能會帶來其他方面的問題，需要通過后續(xù)研究進一步論證其可行性。