朱亞輝，王 彬

（中國飛機(jī)強(qiáng)度研究所，陜西 西安 710065）

在全尺寸飛機(jī)結(jié)構(gòu)疲勞試驗(yàn)中，準(zhǔn)確的載荷施加是模擬飛機(jī)真實(shí)受載的關(guān)鍵，從而有效地考核飛機(jī)關(guān)鍵結(jié)構(gòu)部位的承載能力。在傳統(tǒng)全尺寸飛機(jī)結(jié)構(gòu)疲勞試驗(yàn)中，往往通過膠布帶、拉壓墊、卡板等形式對飛機(jī)結(jié)構(gòu)施加節(jié)點(diǎn)載荷，然后通過杠桿系統(tǒng)來施加相應(yīng)載荷。疲勞試驗(yàn)中受到加載作動(dòng)筒數(shù)量的限制以及考慮到加載效率只能采用一套加載系統(tǒng)，不能保證所有工況下節(jié)點(diǎn)載荷與真實(shí)載荷相一致。因此，在全機(jī)疲勞試驗(yàn)載荷處理中，會選取一些重點(diǎn)考核的控制剖面，保證加載點(diǎn)載荷對這些剖面彎矩、剪力、扭矩與原始載荷對控制剖面的彎矩、剪力、扭矩誤差控制在一定范圍內(nèi)，通過一套加載裝置完成所有工況下的載荷施加，保證疲勞試驗(yàn)中加載的效率和精度。

本文在載荷處理理論研究的基礎(chǔ)上，推導(dǎo)了帶主動(dòng)矩情況下節(jié)點(diǎn)載荷對控制剖面的的彎矩、剪力、扭矩累積計(jì)算方法，并結(jié)合某型機(jī)全機(jī)疲勞試驗(yàn)機(jī)身載荷處理對載荷處理方法進(jìn)行了介紹，處理后大部分控制剖面彎矩、剪力誤差控制在2%以內(nèi)，滿足試驗(yàn)要求。

1 載荷處理方法

1.1 載荷處理步驟

疲勞試驗(yàn)載荷處理過程，通常分以下步驟。

（1）節(jié)點(diǎn)載荷處理；

（2）節(jié)點(diǎn)載荷對控制剖面的彎矩、剪力、扭矩計(jì)算；

（3）加載點(diǎn)設(shè)置；

（4）設(shè)置彎、剪、扭剖面控制誤差及各剖面彎、剪、扭加權(quán)系數(shù)；

（5）載荷優(yōu)化計(jì)算，求得各工況下加載點(diǎn)載荷。

載荷處理步驟如圖1所示。

圖1 載荷處理步驟

1.1.1 節(jié)點(diǎn)載荷處理

由于機(jī)身膠布帶/拉壓墊-杠桿系統(tǒng)的限制，某些節(jié)點(diǎn)載荷過小時(shí)加載過程中無法將杠桿拉起導(dǎo)致加載不準(zhǔn)確，或者杠桿力臂比過大導(dǎo)致載荷分配出現(xiàn)誤差，同時(shí)過密的杠桿布置也增加安裝工作量和檢查的難度，使各項(xiàng)成本增加而對控制剖面載荷施加的精度微乎其微。因此需對原始節(jié)點(diǎn)載荷進(jìn)行處理，將一些小載荷分配到相鄰的膠布帶/拉壓墊節(jié)點(diǎn)，簡化膠布帶/拉壓墊-杠桿數(shù)量，并結(jié)合現(xiàn)場情況，將飛機(jī)上不便于粘貼膠布帶/拉壓墊或?qū)ζ渌Y(jié)構(gòu)或加載有干擾的節(jié)點(diǎn)載荷處理到相鄰節(jié)點(diǎn)。

1.1.2 節(jié)點(diǎn)載荷對控制剖面的累積彎矩、剪力和扭矩

通過每個(gè)工況下的節(jié)點(diǎn)載荷對控制剖面累積彎矩、剪力、扭矩，得到原始節(jié)點(diǎn)載荷對控制剖面的彎剪扭，并用于計(jì)算優(yōu)化過程中的約束條件和目標(biāo)函數(shù)。

1.1.3 加載點(diǎn)設(shè)置

機(jī)翼加載點(diǎn)設(shè)置：機(jī)翼原始載荷為節(jié)點(diǎn)載荷，需對機(jī)翼載荷進(jìn)行區(qū)域劃分，計(jì)算分區(qū)壓心，根據(jù)壓心位置選取加載點(diǎn)。

機(jī)身加載點(diǎn)設(shè)置：機(jī)身原始載荷為框載，每框單獨(dú)設(shè)置一個(gè)加載點(diǎn)或與相鄰框通過杠桿系統(tǒng)組成一個(gè)加載點(diǎn)，其設(shè)置原則如下。

（1）根據(jù)優(yōu)化算法計(jì)算求解原則，每相鄰控制剖面間不少于2個(gè)加載點(diǎn)（機(jī)身載荷關(guān)于飛機(jī)對稱面對稱，不需考慮扭矩）；

（2）處理后各框載荷不超過其承載能力；

（3）加載點(diǎn)載荷不超過現(xiàn)場設(shè)備的加載能力。

1.1.4 設(shè)置彎、剪、扭誤差及加權(quán)系數(shù)

根據(jù)彎矩、剪力、扭矩的權(quán)重，設(shè)置相應(yīng)的加權(quán)系數(shù)以計(jì)算目標(biāo)函數(shù)。

1.1.5 載荷處理優(yōu)化計(jì)算

讀入加載點(diǎn)數(shù)量、加載點(diǎn)坐標(biāo)、控制剖面信息后，對加載點(diǎn)載荷進(jìn)行達(dá)代計(jì)算，使得設(shè)置的目標(biāo)函數(shù)值最小并保證優(yōu)化后的加載點(diǎn)載荷對控制剖面的彎、剪、扭誤差在設(shè)置的誤差限以內(nèi)。

1.2 帶主動(dòng)矩的控制剖面彎、剪、扭計(jì)算方法

原始載荷中如果帶有主動(dòng)矩，除了需要計(jì)算節(jié)點(diǎn)載荷對控制剖面的彎、剪、扭外，還需疊加上各個(gè)方向的主動(dòng)矩對控制剖面彎矩的影響。主動(dòng)矩的計(jì)算受坐標(biāo)系定義的影響，本文中的推導(dǎo)基于某種坐標(biāo)系定義，如圖2所示。

圖2 某機(jī)翼控制剖面示意圖

圖注1：x軸為飛機(jī)航向，逆航向?yàn)檎?；y軸為機(jī)翼展向，右機(jī)翼方向?yàn)檎?；z軸為飛機(jī)垂向，向上為正。

圖注2：機(jī)冀彎矩剖面沿翼肋方向，取翼肋方向兩點(diǎn)確定剖面直線，左右機(jī)翼點(diǎn)1（x1，y1）、點(diǎn)2（x2，y2）如圖2所示扭矩控制剖面為彎矩控制剖面中垂線。

圖注3：只有彎矩控制剖面以外的點(diǎn)向剖面累計(jì)彎剪扭；扭矩控制部面兩側(cè)的點(diǎn)都進(jìn)行累計(jì)。

與歐美高校相比較，我國藥學(xué)生宣誓儀式尚未普及。國內(nèi)較早舉行的高校有西安醫(yī)科大學(xué)(現(xiàn)為西安交通大學(xué)醫(yī)學(xué)部)。1993年該校藥學(xué)專業(yè)畢業(yè)生舉行宣誓儀式,校長為畢業(yè)生授予學(xué)士帽并頒發(fā)學(xué)位證書后，系主任帶領(lǐng)畢業(yè)生莊嚴(yán)宣誓，誓言強(qiáng)調(diào)為了祖國藥學(xué)事業(yè)發(fā)展與人類健康而奮斗的決心。學(xué)生普遍反映畢業(yè)生宣誓是畢業(yè)教育的極佳方式，給他們留下了終生難忘的深刻記憶，鞭策他們在藥學(xué)生涯中執(zhí)著追求，不斷進(jìn)取[10]。

本文中以右機(jī)翼控制剖面主動(dòng)矩Ny的處理方式為例進(jìn)行推導(dǎo)。

原始節(jié)點(diǎn)0坐標(biāo)（x0，y0，z0）含有主動(dòng)矩Ny，根據(jù)彎矩公式Ny=-Fz×x，假設(shè)新的一個(gè)節(jié)點(diǎn)1的坐標(biāo)為（x0+δ，y0，z0），則原始節(jié)點(diǎn)0的載荷為Fz0，原始節(jié)點(diǎn)1的載荷為Fz1，根據(jù)定義滿足：

2 某型飛機(jī)全機(jī)疲勞試驗(yàn)機(jī)身載荷處理應(yīng)用及分析

機(jī)身載荷處理方法：將各載荷情況的載荷處理成一種載荷分布下的載荷，處理后的總載荷值及壓心與處理前的載荷及壓心相同，處理后對若干要求的控制剖面的彎矩、剪力、扭矩誤差盡量最小。

2.1 機(jī)身原始載荷

機(jī)身原始載荷分為向上載荷和向下載荷，載荷處理中將向上載荷和向下載荷分開處理，避免上下載荷使控制剖面的彎矩、剪力相抵，造成處理后的局部載荷誤差較大。機(jī)身原始載荷共有30個(gè)框的載荷，其中4個(gè)框?yàn)橄蛏陷d荷，26個(gè)框?yàn)橄蛳螺d荷。

機(jī)身框原始載荷計(jì)算：不同過載下平尾載荷有向上和向下兩種情況，根據(jù)兩種不同過載下機(jī)身框平衡載荷，插值計(jì)算出各種過載下的機(jī)身框載荷和機(jī)翼平尾載荷，插值完后進(jìn)行平衡計(jì)算，發(fā)現(xiàn)合力平衡，而力矩不平衡，選擇機(jī)身后端2個(gè)承載能力較強(qiáng)的框調(diào)整載荷使得力矩平衡。計(jì)算得到各個(gè)工況下的機(jī)身載荷，計(jì)算后的機(jī)身載荷與機(jī)翼、平尾載荷能夠保證全機(jī)平衡。

2.2 加載點(diǎn)設(shè)置

為了減小設(shè)備需求及試驗(yàn)現(xiàn)場安裝工作量、使現(xiàn)場更整潔，將相鄰框組合為加載點(diǎn)，加載點(diǎn)設(shè)置原則如下。

（1）相鄰框通過杠桿系統(tǒng)組合為一個(gè)加載點(diǎn)；

（2）杠桿級數(shù)不宜過多，造成長杠桿自重大且影響傳力；

（3）每個(gè)加點(diǎn)載荷不宜過大，考慮現(xiàn)場設(shè)備加載能力；

（4）保證相鄰控制剖面上有2個(gè)以上的加載點(diǎn)。

由于本例載荷譜中CASE1工況占了90%以上，因此加載點(diǎn)設(shè)置根據(jù)CASE1工況設(shè)置，保證CASE1工況下受力與原始載荷一致，其他工況下載荷根據(jù)設(shè)置的加載點(diǎn)進(jìn)行處理。

2.3 向下載荷處理

對向下加載點(diǎn)載荷進(jìn)行處理時(shí)，從前往后選取5個(gè)控制剖面，剪力、彎矩從前往后累計(jì)到前、中機(jī)身較強(qiáng)的3個(gè)機(jī)身框，從后往前累計(jì)到后機(jī)身較強(qiáng)的2個(gè)機(jī)身框。計(jì)算原始載荷對各控制剖面彎矩、剪力和扭矩，根據(jù)非線性等式/不等式優(yōu)化算法，計(jì)算得到機(jī)身向下加載點(diǎn)載荷。

2.4 向上載荷處理

對向上加載點(diǎn)進(jìn)行載荷處理時(shí)，由于機(jī)身框段向上點(diǎn)載荷數(shù)量少，在各載荷情況下有向上載荷的機(jī)身框上設(shè)置向上加載點(diǎn)，CASE1工況外的向上小載荷可忽略。對前機(jī)身載荷累計(jì)剪力和彎矩，根據(jù)載荷壓心位置將載荷分配到CASE1工況向上載荷的加載點(diǎn)上，使載荷合力和壓心位置不變。對后機(jī)身載荷累計(jì)剪力和彎矩，根據(jù)載荷壓心位置將載荷分配到CASE1工況向下載荷的加載點(diǎn)上，使載荷合力和壓心位置不變。

組合向上加載點(diǎn)載荷和向下加載點(diǎn)載荷，得到機(jī)身加載點(diǎn)載荷。

2.5 載荷調(diào)整

對加載點(diǎn)載荷進(jìn)行檢查，優(yōu)化后某些工況下出現(xiàn)個(gè)別加載點(diǎn)載荷過大的情況，需要將過大加載點(diǎn)載荷往其他相鄰加能點(diǎn)進(jìn)行調(diào)整，保證不影響總體的平衡與對各控制剖面的彎矩、剪力和扭矩。

將優(yōu)化后的加載點(diǎn)載荷，計(jì)算各個(gè)機(jī)身框載荷，并與原始框載作對比，如與原始框載相差較大需作調(diào)整，盡量保證處理后框載與原始框載的分布一致。

優(yōu)化得到的機(jī)身加載點(diǎn)載荷，與機(jī)翼、平尾載荷組合后進(jìn)行全機(jī)平衡驗(yàn)算，確保合力與彎矩平衡。

2.6 載荷處理結(jié)果與平衡驗(yàn)算

由于工況數(shù)較多，從每種載荷狀態(tài)下挑選出一個(gè)典型工況查看載荷處理后的結(jié)果，見表1和表2。

表1 典型工況下各控制剖面誤差 單位：%

表2 典型工況下優(yōu)化后平衡計(jì)算

3 結(jié)論

試驗(yàn)載荷的處理是疲勞試驗(yàn)的關(guān)鍵過程之一，特別是將試驗(yàn)原始載荷譜轉(zhuǎn)化為試驗(yàn)實(shí)施載荷譜，科學(xué)合理的載荷處理可以降低試驗(yàn)規(guī)模，提高試驗(yàn)效率。針對某型飛機(jī)全機(jī)疲勞試驗(yàn)提出了基于帶主動(dòng)矩控制的疲勞試驗(yàn)載荷處理技術(shù)，合理簡化了整個(gè)載荷處理流程，處理后大部分控制剖面彎矩、剪力誤差控制在2%以內(nèi)，載荷分布合理。

本文推導(dǎo)了帶主動(dòng)矩的控制剖面彎矩、剪力、扭矩計(jì)算方法，為某型飛機(jī)坐標(biāo)系下剖面累積計(jì)算方法提供了標(biāo)準(zhǔn)規(guī)范。帶主動(dòng)矩控制的全機(jī)疲勞試驗(yàn)載荷處理方法處理得到的載荷結(jié)果滿足試驗(yàn)要求，已成功應(yīng)用于某型機(jī)全機(jī)疲勞試驗(yàn)并完成了4倍疲勞壽命試驗(yàn)，具有較高的應(yīng)用價(jià)值，對同類型飛機(jī)全機(jī)疲勞試驗(yàn)載荷處理具有一定指導(dǎo)意義。