王 靖，王 凱

(中國(guó)飛機(jī)強(qiáng)度研究所，陜西 西安 710065)

1 引 言

在航空領(lǐng)域內(nèi)，飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)的優(yōu)化技術(shù)越來(lái)越重要。民用飛機(jī)如何提高續(xù)航里程、提升燃油經(jīng)濟(jì)性，軍用飛機(jī)如何提高戰(zhàn)術(shù)機(jī)動(dòng)性，都與結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)息息相關(guān)。通過(guò)結(jié)構(gòu)優(yōu)化進(jìn)行減重，可以提高飛機(jī)續(xù)航里程，提升燃油經(jīng)濟(jì)性；通過(guò)結(jié)構(gòu)優(yōu)化加強(qiáng)飛機(jī)的強(qiáng)度和剛度，可以提升飛機(jī)的承載能力，提高機(jī)動(dòng)性。如何檢驗(yàn)飛機(jī)結(jié)構(gòu)的力學(xué)性能，則成為至關(guān)重要的問(wèn)題[1]。

當(dāng)前，檢驗(yàn)結(jié)構(gòu)力學(xué)性能的一般方法有兩種：理論分析法和試驗(yàn)測(cè)試法。理論分析法有傳統(tǒng)的基于理論力學(xué)、結(jié)構(gòu)力學(xué)、材料力學(xué)等理論的一般計(jì)算方法，還有目前比較流行的借助計(jì)算機(jī)實(shí)現(xiàn)的有限單元計(jì)算法；試驗(yàn)測(cè)試法是制造出1∶1的實(shí)物樣機(jī)，然后通過(guò)載荷等效分配的方法模擬飛機(jī)所承受的各種載荷，用相應(yīng)的加載執(zhí)行單元對(duì)飛機(jī)結(jié)構(gòu)進(jìn)行加載[2]。通常，重要的機(jī)械結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)都是先進(jìn)行理論分析，然后再進(jìn)行試驗(yàn)測(cè)試。所以，設(shè)計(jì)相關(guān)的加載設(shè)備便成為實(shí)現(xiàn)試驗(yàn)測(cè)試的重要組成部分。

2 機(jī)翼模擬試驗(yàn)臺(tái)設(shè)計(jì)

2.1 設(shè)計(jì)需求

飛機(jī)機(jī)翼的加載設(shè)備一般通過(guò)液壓作動(dòng)器進(jìn)行加載，沿翼展方向分布多個(gè)加載作動(dòng)器，根據(jù)由氣動(dòng)載荷分配的集中載荷進(jìn)行多點(diǎn)加載[3]。加載過(guò)程中，作動(dòng)器的位移從翼根到翼尖逐漸變大。根據(jù)試驗(yàn)需要，加載作動(dòng)器的輸出力和行程均各有不同。對(duì)于大型飛機(jī)，加載過(guò)程中機(jī)翼翼尖處的變形最大可達(dá)3m，這就需要多個(gè)作動(dòng)器根據(jù)載荷和位置的需要進(jìn)行同步協(xié)調(diào)加載[4]。協(xié)調(diào)加載不只是需要作動(dòng)器本身具有良好的動(dòng)態(tài)響應(yīng)特性，更需要控制系統(tǒng)具有協(xié)調(diào)控制的優(yōu)化算法。同時(shí)具備這兩個(gè)條件，才能實(shí)現(xiàn)對(duì)大型飛機(jī)機(jī)翼的加載。

調(diào)試整個(gè)加載設(shè)備，需要進(jìn)行多個(gè)作動(dòng)器的協(xié)調(diào)加載控制。由于初期調(diào)試存在各種意外情況，不能在真實(shí)試驗(yàn)件上執(zhí)行，故需要模擬機(jī)翼的調(diào)試試驗(yàn)臺(tái)來(lái)進(jìn)行調(diào)試。調(diào)試試驗(yàn)臺(tái)不僅可以滿足機(jī)翼協(xié)調(diào)加載的調(diào)試需求，還以可滿足機(jī)翼可控卸載的調(diào)試需求?？煽匦遁d，即需要應(yīng)對(duì)機(jī)翼大變形應(yīng)急卸載問(wèn)題，使得機(jī)翼在大變形加載情況下應(yīng)急卸載時(shí)，各加載點(diǎn)能夠快速協(xié)調(diào)卸載，避免對(duì)機(jī)翼加載點(diǎn)產(chǎn)生局部過(guò)載情況，最大限度地降低機(jī)翼大變形加載時(shí)應(yīng)急卸載過(guò)程機(jī)翼發(fā)生損壞的風(fēng)險(xiǎn)。

為了具備以上調(diào)試環(huán)境，設(shè)計(jì)了調(diào)試試驗(yàn)臺(tái)。調(diào)試試驗(yàn)臺(tái)的設(shè)計(jì)需求為：

(1)可滿足多個(gè)作動(dòng)器同時(shí)加載，并且加載位移沿一個(gè)方向從小變大。

(2)試驗(yàn)臺(tái)機(jī)翼模擬件的剛度可以根據(jù)需求在一定范圍內(nèi)調(diào)節(jié)[5]。

2.2 試驗(yàn)臺(tái)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)

根據(jù)以上設(shè)計(jì)需求，設(shè)計(jì)機(jī)翼模擬調(diào)試試驗(yàn)臺(tái)，其結(jié)構(gòu)如圖1所示。

圖1 機(jī)翼模擬調(diào)試試驗(yàn)臺(tái)

整個(gè)試驗(yàn)臺(tái)采用自平衡框架，整體呈長(zhǎng)方體形狀。對(duì)兩個(gè)設(shè)計(jì)需求的響應(yīng)分別為：

(1)可滿足4個(gè)作動(dòng)器同時(shí)加載，并且由于試驗(yàn)臺(tái)上部機(jī)翼模擬加載梁左端鉸接，右端可在空氣彈簧作用的范圍內(nèi)自由運(yùn)動(dòng)，故從左到右加載位移從小變大。

(2)不同結(jié)構(gòu)的機(jī)翼彎曲剛度是不同的，采用空氣彈簧可以根據(jù)充氣壓力來(lái)調(diào)節(jié)空氣彈簧的剛度，從而改變機(jī)翼模擬件的彎曲剛度。

試驗(yàn)臺(tái)主體框架采用空心方鋼焊接而成。下部有作動(dòng)器安裝梁，通過(guò)螺栓連接于框架主體上，安裝梁上布有連接作動(dòng)器的螺栓孔。作動(dòng)器上端和機(jī)翼模擬梁連接。為了在大范圍內(nèi)滿足各種行程的作動(dòng)器安裝需要，作動(dòng)器安裝梁可以安裝在上下相差550mm高度的支撐梁上[6]。試驗(yàn)臺(tái)上端連接有雙耳組件，雙耳組件與機(jī)翼模擬梁左端通過(guò)銷軸連接，機(jī)翼模擬梁右端與框架通過(guò)空氣彈簧連接。為了調(diào)試作動(dòng)器拉壓雙向力，上下兩端均布置空氣彈簧。

3 試驗(yàn)臺(tái)強(qiáng)度分析

為驗(yàn)證設(shè)計(jì)的試驗(yàn)臺(tái)是否滿足調(diào)試試驗(yàn)的載荷需求，進(jìn)行有限元計(jì)算和分析。對(duì)于試驗(yàn)臺(tái)整體進(jìn)行分析，每個(gè)作動(dòng)器施加10t的載荷，4個(gè)作動(dòng)器同時(shí)加載，作動(dòng)器通過(guò)加載線替代，完成載荷施加。試驗(yàn)臺(tái)整體應(yīng)力云圖見(jiàn)圖2，整體應(yīng)力均在150MPa以下，承力大的部位是作動(dòng)器安裝梁和與其連接的支撐梁。

圖2 試驗(yàn)臺(tái)整體應(yīng)力云圖

為了更清晰地觀察不同部件的受力情況，分別對(duì)每個(gè)部件的應(yīng)力圖進(jìn)行查看。框架應(yīng)力云圖如圖3所示，最大應(yīng)力位于與作動(dòng)器安裝梁相連接的支撐梁上，應(yīng)力約130MPa。

圖3 框架應(yīng)力云圖(不含上下承載梁)

作動(dòng)器安裝梁的應(yīng)力如圖4所示，最大應(yīng)力位于作動(dòng)器安裝底座附近，應(yīng)力約為150MPa。

圖4 作動(dòng)器安裝梁應(yīng)力云圖

綜上所述，最大應(yīng)力約為150MPa，故主要承力部分均采

用Q345鋼材進(jìn)行焊接，安全系數(shù)大于2.3。機(jī)翼加載調(diào)試試驗(yàn)為靜態(tài)試驗(yàn)，該安全系數(shù)滿足試驗(yàn)需求。

4 結(jié) 論

通過(guò)對(duì)飛機(jī)機(jī)翼加載試驗(yàn)的描述，為保證加載設(shè)備能夠正常工作，提出了對(duì)加載設(shè)備進(jìn)行調(diào)試的需求。設(shè)計(jì)了機(jī)翼模擬調(diào)試試驗(yàn)臺(tái)來(lái)對(duì)加載作動(dòng)器、加載協(xié)調(diào)控制器等進(jìn)行調(diào)試。調(diào)試試驗(yàn)臺(tái)不僅滿足多個(gè)作動(dòng)器同時(shí)加載的需求、加載位移沿翼展方向從小變大的需求，還可滿足機(jī)翼模擬件剛度可調(diào)節(jié)的需求。通過(guò)有限元計(jì)算試驗(yàn)臺(tái)的強(qiáng)度，驗(yàn)證了試驗(yàn)臺(tái)的結(jié)構(gòu)滿足試驗(yàn)要求。