牧 彬，朱亞輝

(1.中國飛機(jī)強(qiáng)度研究所 十六室，陜西 西安 710065；2.全尺寸飛機(jī)結(jié)構(gòu)靜力/疲勞實(shí)驗(yàn)室，陜西 西安 710065)

1 引 言

民航局要求包括商業(yè)飛機(jī)和通用飛機(jī)在內(nèi)的民用飛機(jī)在投入使用前必須取得適航批準(zhǔn)[1]。因此，飛機(jī)研制過程中需要嚴(yán)格遵循適航條例。適航條例中規(guī)定，新研制的飛機(jī)必須進(jìn)行全尺寸地面結(jié)構(gòu)強(qiáng)度試驗(yàn)，其中包含了一項(xiàng)特殊試驗(yàn)，即燃油箱試驗(yàn)，其要求燃油箱必須承受相應(yīng)壓力而不發(fā)生損壞或漏油。因此，全尺寸飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度靜力試驗(yàn)過程中需要對燃油箱進(jìn)行充壓，考核“全機(jī)工況限制載荷情況下燃油箱充壓，檢查是否漏氣”。

試驗(yàn)過程中利用協(xié)調(diào)加載控制系統(tǒng)在進(jìn)行力載荷施加的同時(shí)，對燃油箱進(jìn)行氣壓載荷施加，考核燃油箱結(jié)構(gòu)的承載能力。利用充氣加載試驗(yàn)臺作為執(zhí)行機(jī)構(gòu)，通過控制充氣加載試驗(yàn)臺內(nèi)部充氣比例閥、開關(guān)閥，放氣比例閥、開關(guān)閥等閥門動作，控制高壓氣體進(jìn)入或排出飛機(jī)燃油箱[2]，完成氣密試驗(yàn)壓力控制。

近年來，國內(nèi)對于飛機(jī)及其附屬機(jī)構(gòu)充放氣過程開展了大量研究。吝繼鋒等對氣密艙充放氣時(shí)間進(jìn)行了建模仿真[3]，馬敏劍等對大型客機(jī)機(jī)艙壓力及氣密檢測設(shè)備進(jìn)行了研究[4]，杜峰對飛機(jī)座艙氣密試驗(yàn)中應(yīng)急卸載保護(hù)裝置進(jìn)行了研究[5]，牧彬等對氣密艙放氣最小載荷對疲勞試驗(yàn)運(yùn)行時(shí)間的影響進(jìn)行了理論分析[6]。

本文針對小型飛機(jī)設(shè)計(jì)了兩種氣路安裝及壓力控制方案，通過限制載荷靜力試驗(yàn)60%預(yù)試對方案進(jìn)行驗(yàn)證，選擇壓力波動范圍較小的控制方案進(jìn)行110%限制載荷靜力試驗(yàn)[7]，驗(yàn)證不同氣路及壓力傳感器安裝對試驗(yàn)控制結(jié)果的影響。本研究為其他飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度試驗(yàn)壓力精密控制提供了參考。

2 試驗(yàn)簡介

小型飛機(jī)通常是指座位設(shè)置(不包括駕駛員)為9座或以下，最大審定起飛重量為5700kg(12500lb)或以下，用于非特技飛行的飛機(jī)，典型構(gòu)型如圖1所示。受機(jī)體大小限制，飛機(jī)燃油箱容積通常為200L以下；受飛行高度限制，飛機(jī)燃油箱氣密試驗(yàn)時(shí)內(nèi)部壓力通常為0.02MPa以下。在全尺寸飛機(jī)結(jié)構(gòu)靜力試驗(yàn)中，該類型飛機(jī)與大型運(yùn)輸類飛機(jī)、戰(zhàn)斗類飛機(jī)相比，屬于小載荷精密壓力控制。

圖1 試驗(yàn)機(jī)構(gòu)型

試驗(yàn)采用空壓機(jī)作為高壓氣源，安裝高壓氣罐作為存儲介質(zhì)。空壓機(jī)控制系統(tǒng)中設(shè)置自動啟停壓力，當(dāng)氣罐壓力變化后，空壓機(jī)自動工作，保證氣罐內(nèi)氣體壓力。飛機(jī)燃油箱開孔，搭建氣體管路，一個(gè)接口分時(shí)完成充氣及放氣動作[8]。采用比例閥或開關(guān)閥作為執(zhí)行機(jī)構(gòu)，控制高壓氣體進(jìn)入或者排出燃油箱內(nèi)部。采用MTS協(xié)調(diào)加載控制系統(tǒng)作為控制器，根據(jù)當(dāng)前加載指令與反饋實(shí)時(shí)計(jì)算伺服閥動作信號，同時(shí)根據(jù)各加載點(diǎn)誤差情況調(diào)節(jié)試驗(yàn)加載速率，保證多個(gè)加載點(diǎn)間協(xié)調(diào)一致。

試驗(yàn)油箱共設(shè)置3個(gè)開孔，每個(gè)開孔各安裝1個(gè)接頭，分別用于充氣/放氣接頭連接、氣壓傳感器連接以及精密壓力表/電接點(diǎn)壓力表連接，如圖2所示。其中，充氣/放氣接頭與氣路控制管路連接；氣壓傳感器與協(xié)調(diào)加載控制系統(tǒng)連接，提供油箱內(nèi)部壓力反饋電信號；精密壓力表安裝在試驗(yàn)現(xiàn)場指揮臺，提供直觀壓力信息；電接點(diǎn)壓力表設(shè)置壓力安全保護(hù)限，與協(xié)調(diào)加載控制系統(tǒng)安全保護(hù)模塊相連，提供壓力保護(hù)功能。

圖2 試驗(yàn)油箱開孔

本次試驗(yàn)面臨兩個(gè)問題：

一是由于全尺寸飛機(jī)結(jié)構(gòu)靜力/疲勞實(shí)驗(yàn)室型號任務(wù)眾多，小型飛機(jī)氣密試驗(yàn)與某型試驗(yàn)分別使用雙路充氣加載試驗(yàn)臺中的一路，雙路充氣加載試驗(yàn)臺[9]如圖3所示。氣密試驗(yàn)風(fēng)險(xiǎn)高、危害性大，兩項(xiàng)試驗(yàn)分別位于實(shí)驗(yàn)室兩側(cè)，因此充氣加載試驗(yàn)臺放置在兩項(xiàng)試驗(yàn)的中間位置，直接導(dǎo)致試驗(yàn)管路過長，試驗(yàn)控制面臨滯后影響。

圖3 雙路充氣加載試驗(yàn)臺

二是根據(jù)試驗(yàn)任務(wù)書要求，油箱內(nèi)部壓力在試驗(yàn)開始、試驗(yàn)加載、試驗(yàn)保載、試驗(yàn)卸載等全部階段，必須高于0.0058MPa；同時(shí)，隨著試驗(yàn)過程中力控加載點(diǎn)載荷變化，試驗(yàn)機(jī)及燃油箱會產(chǎn)生變形，導(dǎo)致油箱內(nèi)部氣體泄漏，控制系統(tǒng)動態(tài)給出壓力控制指令，試驗(yàn)全部階段，調(diào)節(jié)過沖值不能超過0.001MPa。

綜上所述，小型飛機(jī)氣密試驗(yàn)壓力控制屬于典型的大滯后精密控制過程，既面臨試驗(yàn)載荷達(dá)不到考核要求的問題，又存在試驗(yàn)載荷過沖破壞試驗(yàn)機(jī)的風(fēng)險(xiǎn)。

3 控制方案對比

針對上述試驗(yàn)需求及試驗(yàn)特點(diǎn)，設(shè)計(jì)了兩種試驗(yàn)控制方案，方案架構(gòu)如圖4所示，其核心問題是控制儲氣罐與油箱連接管路長度及傳感器信號選擇[10]，見圖中“A-管路長度”、“B-壓力傳感器信號選擇”。

圖4 控制方案架構(gòu)

“A-管路長度”在試驗(yàn)設(shè)計(jì)過程中受到試驗(yàn)內(nèi)部預(yù)埋氣路管網(wǎng)的限制，試驗(yàn)實(shí)施過程中受到試驗(yàn)框架、人員檢查通道、作業(yè)機(jī)械設(shè)備通道、試驗(yàn)指揮席位等因素影響。“B-壓力傳感器信號選擇”存在兩種可能：一種以儲氣罐接口安裝傳感器，作為控制系統(tǒng)反饋信號，由控制系統(tǒng)控制儲氣罐壓力，油箱接口安裝傳感器，作為控制系統(tǒng)壓力控制的監(jiān)視通道；另一種以油箱接口安裝傳感器，由控制系統(tǒng)控制油箱壓力，儲氣罐壓力作為控制系統(tǒng)壓力控制的監(jiān)視通道。

通過分析研討，設(shè)計(jì)了兩種控制方案(見表1)。方案1“A-管路長度”為5m，選取油箱傳感器信號作為控制，儲氣罐傳感器信號作為監(jiān)視，其主要優(yōu)點(diǎn)是儲氣罐距離油箱較近，壓力能夠快速傳遞到油箱內(nèi)[11]，同時(shí)油箱傳感器能夠及時(shí)采集內(nèi)部壓力，其缺點(diǎn)是影響試驗(yàn)現(xiàn)場工作及試驗(yàn)過程檢查，可能存在壓力波動。方案2“A-管路長度”為15m，選取儲氣罐傳感器信號作為控制，油箱傳感器信號作為監(jiān)視，其主要優(yōu)點(diǎn)是儲氣罐距離油箱較遠(yuǎn)，壓力波動能夠由儲氣罐緩沖后再傳遞到油箱，其缺點(diǎn)是油箱內(nèi)壓力存在滯后。

表1 控制方案對比

4 60%預(yù)試結(jié)果及分析

依據(jù)兩種控制方案，開展60%載荷試驗(yàn)[12]，試驗(yàn)從初始波段開始，以5%為一級，逐級加載至60%，再以5%為一級，逐級退載至初始波段，試驗(yàn)數(shù)據(jù)回收共25個(gè)端點(diǎn)。

試驗(yàn)過程中設(shè)備實(shí)施、加載過程完全一致?？諌簷C(jī)提供0.6MPa壓力源，其外接儲氣罐體積遠(yuǎn)大于飛機(jī)油箱，氣源壓力波動可以忽略。充氣加載試驗(yàn)臺充氣采用25型比例閥，放氣采用25型比例閥及25型開關(guān)閥。25型放氣開關(guān)閥開啟門限統(tǒng)一設(shè)置為輸入指令信號的80%。儲氣罐體積1m3；機(jī)翼油箱體積80L；氣路連接管徑統(tǒng)一為25mm；油箱指令壓力0.0058MPa；氣壓傳感器量程為0.05MPa，精度等級為0.5；協(xié)調(diào)加載控制系統(tǒng)伺服閥輸出±10V。

試驗(yàn)結(jié)果如圖5所示?？梢钥闯觯桨?的壓力波動明顯大于方案2。由于試驗(yàn)要求油箱壓力必須大于5.8kPa指令值，試驗(yàn)協(xié)調(diào)加載控制系統(tǒng)給出伺服閥指令應(yīng)始終為負(fù)向，控制充氣加載試驗(yàn)臺輕微放氣。同時(shí)，由于油箱及氣路管網(wǎng)中存在輕微泄漏，導(dǎo)致油箱內(nèi)部壓力應(yīng)處于持續(xù)輕微降低并隨時(shí)補(bǔ)充的過程。方案1由于儲氣罐距離油箱較近，且壓力傳感器取自油箱，在雙重泄漏的情況下出現(xiàn)壓力低于指令值的情況，不滿足考核要求；方案2由于儲氣罐距離油箱較遠(yuǎn)，距離充氣加載試驗(yàn)臺較近，導(dǎo)致儲氣罐內(nèi)壓力控制較為穩(wěn)定，且油箱內(nèi)壓力滯后于儲氣罐內(nèi)壓力變化，故方案2能夠在試驗(yàn)全過程中將油箱內(nèi)壓力穩(wěn)定在指令值之上。

圖5 60%預(yù)試數(shù)據(jù)對比

5 110%試驗(yàn)結(jié)果

依據(jù)試驗(yàn)控制方案2，開展110%載荷試驗(yàn)。試驗(yàn)從初始波段開始，以5%為一級，逐級加載至80%；以2%為一級，逐級加載至100%，保載30s；以2%為一級，逐級加載至110%，保載15min；再以5%為一級，逐級退載到初始波段，保載3min；加載過程中每級需要進(jìn)行測量，保載過程進(jìn)行兩次測量。試驗(yàn)數(shù)據(jù)回收共114個(gè)端點(diǎn)。

試驗(yàn)結(jié)果如圖6所示，可以看出，試驗(yàn)全過程中油箱內(nèi)壓力穩(wěn)定在指令值之上，且過沖滿足考核要求。需要說明的是，試驗(yàn)過程中左右機(jī)翼向上變形，油箱受到擠壓體積縮小，內(nèi)部氣體壓力相應(yīng)增加， 整個(gè)受到壓縮導(dǎo)致的壓力增加過程與控制系統(tǒng)控制過程相互耦合， 導(dǎo)致試驗(yàn)壓力控制出隨載荷增加而增加的整體趨勢，同時(shí)伴隨個(gè)別采樣點(diǎn)壓力下降的現(xiàn)象。

圖6 110%試驗(yàn)數(shù)據(jù)

6 結(jié) 論

本文通過分析小型飛機(jī)氣密試驗(yàn)特殊考核要求，設(shè)計(jì)了兩種試驗(yàn)控制方案，并利用60%載荷試驗(yàn)進(jìn)行對比驗(yàn)證，再進(jìn)行110%限制載荷靜力試驗(yàn)。試驗(yàn)及正式試驗(yàn)結(jié)果對比表明，試驗(yàn)控制方案2能夠滿足考核要求，可推廣應(yīng)用于其他型號靜力試驗(yàn)。