李 濤，張建鋒

(中國(guó)飛機(jī)強(qiáng)度研究所 全尺寸飛機(jī)結(jié)構(gòu)靜力/疲勞航空科技重點(diǎn)試驗(yàn)室，陜西 西安 710065)

1 引 言

國(guó)內(nèi)外為驗(yàn)證飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)是否滿足要求，均要求在設(shè)計(jì)階段進(jìn)行全尺寸結(jié)構(gòu)靜強(qiáng)度驗(yàn)證試驗(yàn)。我國(guó)現(xiàn)行的軍、民機(jī)強(qiáng)度規(guī)范及適航條例均對(duì)飛機(jī)結(jié)構(gòu)(含結(jié)構(gòu)部件)的靜力、耐久性和損傷容限試驗(yàn)作了強(qiáng)制性的規(guī)定[1]。歐美、俄羅斯等在前期研發(fā)階段投入的全尺寸部件較多，我國(guó)目前在全尺寸飛機(jī)結(jié)構(gòu)靜強(qiáng)度試驗(yàn)之前的研發(fā)階段投入部件試驗(yàn)數(shù)量較少，部件試驗(yàn)考核不充分。因此，國(guó)內(nèi)在全尺寸飛機(jī)結(jié)構(gòu)靜強(qiáng)度驗(yàn)證試驗(yàn)中經(jīng)常安排若干個(gè)部件靜強(qiáng)度試驗(yàn)，以檢驗(yàn)各部件及其連接區(qū)的靜強(qiáng)度是否滿足設(shè)計(jì)要求[2]。

在全尺寸飛機(jī)結(jié)構(gòu)靜強(qiáng)度驗(yàn)證試驗(yàn)時(shí)，部件試驗(yàn)的邊界條件更為真實(shí)，避免單獨(dú)設(shè)計(jì)夾具以模擬考核部件的支持狀態(tài)。為保證試驗(yàn)支持點(diǎn)的安全性，或兼顧試驗(yàn)考核部位的變形等，部件試驗(yàn)需要施加配平載荷。但對(duì)于部件試驗(yàn)的配平載荷選擇，目前沒(méi)有統(tǒng)一的原則和方法。載荷配平方案選擇不當(dāng)，可能導(dǎo)致局部載荷過(guò)大、試驗(yàn)規(guī)模增加。

本文以全尺寸飛機(jī)的部件試驗(yàn)載荷配平方法為研究對(duì)象，目的是在保證真實(shí)地模擬部件受載的前提下，提出一種載荷配平的原則和方法，這對(duì)部件試驗(yàn)的載荷配平方案設(shè)計(jì)具有指導(dǎo)意義。

2 部件試驗(yàn)載荷配平的一般要求

在全尺寸飛機(jī)結(jié)構(gòu)靜強(qiáng)度驗(yàn)證試驗(yàn)中，試驗(yàn)件支持是試驗(yàn)實(shí)施的基礎(chǔ)和前提條件，不僅用于試驗(yàn)準(zhǔn)備期間的支持，而且在試驗(yàn)過(guò)程中保持試驗(yàn)件姿態(tài)穩(wěn)定，其貫穿于整個(gè)試驗(yàn)過(guò)程。國(guó)軍標(biāo)GJB 67.9A-2008要求，全機(jī)試驗(yàn)的約束點(diǎn)是靜定的[3]。目前，全尺寸飛機(jī)結(jié)構(gòu)靜強(qiáng)度試驗(yàn)常用的方法為：3個(gè)垂向約束、2個(gè)航向約束、1個(gè)側(cè)向約束；3個(gè)垂向約束、1個(gè)航向約束、2個(gè)側(cè)向約束。

3個(gè)垂向約束是通過(guò)3個(gè)起落架將飛機(jī)懸空支持，將3個(gè)起落架通過(guò)假輪懸吊于杠桿的一端，杠桿的另一端安裝位移控制作動(dòng)筒，限制試驗(yàn)機(jī)的垂向位移。對(duì)于航向、側(cè)向約束的設(shè)置則有兩種不同的方法：約束方法(a)是在主起落架處設(shè)2個(gè)航向約束和1個(gè)側(cè)向約束，如圖1所示；約束方法(b)是在前起落架設(shè)置1個(gè)航向約束，在前起落架、主起落架分別設(shè)置1個(gè)側(cè)向約束。以上兩種航向、側(cè)向約束的約束位置和數(shù)量不同，但均可以與起落架垂向支持點(diǎn)共同約束試驗(yàn)件的6個(gè)自由度。其中，約束方法(a)和3個(gè)起落架將飛機(jī)懸空支持已通過(guò)多個(gè)試驗(yàn)驗(yàn)證，安全可靠，已成為全尺寸飛機(jī)靜力/疲勞試驗(yàn)通用的約束模式[4〗。

圖1 全機(jī)懸空支持示意圖

本文的坐標(biāo)系定義如下：原點(diǎn)位于機(jī)頭，x軸指向航向，向后為正；y軸垂直于飛機(jī)對(duì)稱面，指向右機(jī)翼為正；z軸方向由右手坐標(biāo)系決定。在全尺寸飛機(jī)結(jié)構(gòu)試驗(yàn)中，各考核部位載荷、配平載荷和約束點(diǎn)載荷是平衡的，即滿足力平衡和矩平衡條件。

全尺寸飛機(jī)結(jié)構(gòu)靜強(qiáng)度驗(yàn)證試驗(yàn)部件載荷較小，有無(wú)配平載荷對(duì)考核部位不會(huì)產(chǎn)生影響，可以先不施加配平載荷。由于施加在考核部位的主動(dòng)載荷相對(duì)于全機(jī)總體坐標(biāo)系是非平衡的，主動(dòng)載荷的力和彎矩由試驗(yàn)機(jī)的各個(gè)約束點(diǎn)平衡。為確保試驗(yàn)件安全和試驗(yàn)機(jī)姿態(tài)穩(wěn)定，可以根據(jù)加載點(diǎn)位置、載荷方向和載荷值計(jì)算各約束點(diǎn)理論載荷，分析此載荷是否會(huì)對(duì)考核部位產(chǎn)生影響(如使各約束點(diǎn)連接區(qū)域產(chǎn)生較大變形或局部損傷等)。如無(wú)影響，則可不施加配平載荷。

在全尺寸飛機(jī)靜強(qiáng)度試驗(yàn)中，操縱系統(tǒng)靜強(qiáng)度試驗(yàn)經(jīng)常不施加配平載荷，僅施加操縱裝置的主動(dòng)載荷。當(dāng)某個(gè)部件試驗(yàn)載荷較大，同時(shí)試驗(yàn)機(jī)約束點(diǎn)的支反力遠(yuǎn)小于約束點(diǎn)承載能力，且支持結(jié)構(gòu)也可以承受該方向的支反力，則該部件試驗(yàn)不需要配平載荷。部件試驗(yàn)載荷較大時(shí)，如果支反力大于約束點(diǎn)極限承載能力的40%，或支持結(jié)構(gòu)不能承受該方向的支反力，則應(yīng)在部件試驗(yàn)中給出配平載荷，避免約束點(diǎn)的損傷[5]。

此外，部分部件試驗(yàn)對(duì)試驗(yàn)件狀態(tài)要求較高，如副翼部件試驗(yàn)可能需要機(jī)翼在一定變形量下進(jìn)行，若單純地依靠試驗(yàn)件支持，可能導(dǎo)致試驗(yàn)加載誤差較大。因此，也需要在部件試驗(yàn)時(shí)給出配平載荷。

3 部件試驗(yàn)載荷配平基本原則

部件試驗(yàn)的主要目的是在全尺寸結(jié)構(gòu)靜強(qiáng)度試驗(yàn)中檢驗(yàn)各部件本體結(jié)構(gòu)及其連接區(qū)設(shè)計(jì)是否滿足強(qiáng)度要求，因此，對(duì)于所有部件試驗(yàn)的配平方案必須滿足如下條件：

(1)不影響考核原則。部件試驗(yàn)的配平載荷不能影響考核部件的載荷分布或者支持結(jié)構(gòu)的相對(duì)變形。配平載荷最好是受力結(jié)構(gòu)某一載荷狀態(tài)的部分外載，如：起落架的地面載荷，發(fā)動(dòng)機(jī)的推力，機(jī)翼的升力等。同時(shí)，選擇的配平載荷不能超過(guò)該部件的限制載荷。若配平載荷接近甚至大于配平部件的限制載荷，在試驗(yàn)過(guò)程中會(huì)增加試驗(yàn)件意外損傷的可能性。

(2)就近原則。一般盡量使配平載荷施加部位靠近試驗(yàn)考核部件，以縮短載荷傳遞路徑，降低附加力矩。由于飛機(jī)的主操縱面(如升降舵、方向舵等)一般位于飛機(jī)的尾部，在進(jìn)行升降舵、方向舵、平尾、垂尾等部件的靜力試驗(yàn)時(shí)應(yīng)就近配平，防止配平載荷過(guò)大和傳遞路徑變遠(yuǎn)。

(3)最小規(guī)模原則。配平載荷應(yīng)考慮最小規(guī)模原則，若配平載荷數(shù)量過(guò)多，將導(dǎo)致試驗(yàn)加載規(guī)模加大。載荷傳遞路徑復(fù)雜時(shí)，配平載荷點(diǎn)傳感器的選取、平衡載荷點(diǎn)的扣重及控制誤差可以放寬，允許對(duì)不同的考核結(jié)構(gòu)使用同一個(gè)配平載荷點(diǎn)，這樣可減少安裝配平載荷加載設(shè)備的次數(shù)，縮短試驗(yàn)周期。

4 部件試驗(yàn)載荷配平順序

在全機(jī)懸空支持或其他支持情況下，部件試驗(yàn)載荷不僅應(yīng)遵循以上載荷配平的基本原則，還應(yīng)該兼顧載荷配平的順序問(wèn)題。部件試驗(yàn)載荷配平順序與試驗(yàn)件的支持方式密切相關(guān)，如果載荷配平順序選擇不當(dāng)，可能產(chǎn)生額外的配平載荷，導(dǎo)致試驗(yàn)加載規(guī)模增大，增加試驗(yàn)的風(fēng)險(xiǎn)和難度。

載荷配平順序應(yīng)從約束點(diǎn)設(shè)置數(shù)量最小的方向開(kāi)始。對(duì)于約束方法(a)，載荷配平順序應(yīng)遵從先側(cè)向載荷、航向載荷、偏航矩；對(duì)于約束方法(b)，載荷配平順序應(yīng)遵從先航向載荷、側(cè)向載荷、偏航矩；最后，再處理垂向載荷、俯仰矩、滾轉(zhuǎn)矩。本文以約束方法(a)為主分3種情況分別研究了不同方向主動(dòng)載荷的配平方案。

(1)主動(dòng)載荷為航向載荷。航向主動(dòng)載荷主要為發(fā)動(dòng)機(jī)的推力、前緣縫翼和后緣襟翼等活動(dòng)翼面打開(kāi)狀態(tài)的氣動(dòng)力等。首先配平航向力Fx和偏航矩Mz，最后平衡俯仰矩My。航向力Fx可以在發(fā)動(dòng)機(jī)、機(jī)身、機(jī)翼等處施加部分航向配平載荷，剩余的配平載荷保留至航向約束上。航向載荷配平過(guò)程中必須保證航向力平衡及偏航矩平衡。由于起落架約束高度、機(jī)翼等處航向配平載荷的z坐標(biāo)有差距，在配平完成后會(huì)產(chǎn)生俯仰矩不平衡。因此，可以在機(jī)身、機(jī)翼或起落架約束等處施加垂向載荷配平附加的俯仰矩。配平俯仰矩過(guò)程中，盡量保證配平前垂向載荷加載方向一致，避免出現(xiàn)相反方向加載的問(wèn)題。

(2)主動(dòng)載荷為側(cè)向載荷。側(cè)向主動(dòng)載荷主要是垂尾、方向舵等在偏航機(jī)動(dòng)狀態(tài)的氣動(dòng)力等。該情況載荷配平的主要原則是首先配平側(cè)向力Fy，其次配平偏航矩Mz，最后配平滾轉(zhuǎn)矩Mx和俯仰矩My。由于全尺寸飛機(jī)結(jié)構(gòu)靜力試驗(yàn)中經(jīng)常用發(fā)動(dòng)機(jī)假件代替真件以檢驗(yàn)發(fā)動(dòng)機(jī)連接區(qū)的結(jié)構(gòu)強(qiáng)度，側(cè)向力Fy可以在機(jī)身、發(fā)動(dòng)機(jī)假件等處施加配平載荷進(jìn)行平衡，計(jì)算各側(cè)向平衡點(diǎn)的偏航矩差值，該差值可以在機(jī)身、機(jī)翼或起落架航向約束上進(jìn)行配平。在偏航矩平衡過(guò)程中會(huì)產(chǎn)生俯仰矩，此外還有側(cè)向力引起的未平衡的滾轉(zhuǎn)矩，可以在機(jī)翼、起落架約束等處施加垂向載荷配平平衡附加的滾轉(zhuǎn)矩和俯仰矩。

(3)主動(dòng)載荷為垂向載荷。部件試驗(yàn)中，主動(dòng)載荷為垂向載荷的情況比較多，如副翼、升降舵、擾流板等活動(dòng)翼面處于中立或0°位置時(shí)的考核工況。此情況垂向載荷的配平遵循上文提到的載荷配平基本原則，以保證考核區(qū)的受力狀態(tài)真實(shí)以及試驗(yàn)規(guī)模最小化。

以上為3種方向載荷配平順序，根據(jù)上述基本原則和方向制定了載荷配平順序流程，如圖2所示。

圖2 部件載荷配平順序

5 部件試驗(yàn)應(yīng)用

5.1 配平方案

某型飛機(jī)全尺寸靜強(qiáng)度試驗(yàn)時(shí)的支持方式如圖1所示，該型飛機(jī)右機(jī)翼千斤頂連接靜強(qiáng)度試驗(yàn)主要考核千斤頂與機(jī)翼連接部位的強(qiáng)度，千斤頂施加的載荷包含垂向載荷和航向載荷。原任務(wù)書中配平方案為：發(fā)動(dòng)機(jī)航向配平載荷為120%Px(Px為發(fā)動(dòng)機(jī)靜力試驗(yàn)100%限制載荷情況下的航向載荷)，發(fā)動(dòng)機(jī)垂向載荷為110%Pz(Pz為發(fā)動(dòng)機(jī)靜力試驗(yàn)100%限制載荷情況下的垂向載荷)，同時(shí)機(jī)身配平載荷均超過(guò)或接近全機(jī)工況的100%限制載荷。如參照原任務(wù)書載荷進(jìn)行加載，將導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)處的載荷超過(guò)其100%限制載荷，增加試驗(yàn)風(fēng)險(xiǎn)和試驗(yàn)監(jiān)控部位，試驗(yàn)加載規(guī)模也比較大。

因?yàn)榍Ы镯斶B接靜力試驗(yàn)主要考核頂起點(diǎn)的結(jié)構(gòu)及其支持結(jié)構(gòu)，按照本文上述的載荷配平原則、配平順序和考核目的，對(duì)原任務(wù)書的配平方案進(jìn)行了優(yōu)化：

(1)按照航向載荷優(yōu)先配平順序?qū)l(fā)動(dòng)機(jī)航向配平載荷限制為90%Px,其余航向載荷不平衡量保留至主起落架航向約束點(diǎn)，計(jì)算載荷調(diào)整之后的附加俯仰矩；

(2)取消原任務(wù)中發(fā)動(dòng)機(jī)垂向配平載荷，將發(fā)動(dòng)機(jī)垂向配平載荷等效到相應(yīng)的機(jī)身段施加；

(3)為兼顧右機(jī)翼千斤頂連接部位的變形，按照就近原則，在右機(jī)翼千斤頂連接部位的內(nèi)側(cè)和外側(cè)增加配平點(diǎn)；

(4)由于機(jī)身配平載荷超過(guò)或接近全機(jī)工況時(shí)的100%限制載荷，通過(guò)調(diào)整各個(gè)機(jī)身框載荷分布降低配平載荷量值，同時(shí)處理(1)過(guò)程中產(chǎn)生的附加俯仰矩。

按照上述方法對(duì)試驗(yàn)配平載荷優(yōu)化處理后，該工況試驗(yàn)加載點(diǎn)由原始的20個(gè)降至13個(gè)，且將所有加載部位的載荷控制到最大為該部位全機(jī)工況的90%限制載荷以內(nèi)。

5.2 試驗(yàn)結(jié)果

試驗(yàn)利用協(xié)調(diào)加載系統(tǒng)進(jìn)行加載控制及數(shù)據(jù)采集，加載精度為1%。在加載和卸載過(guò)程中，采用數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)逐級(jí)對(duì)應(yīng)變片和位移傳感器進(jìn)行應(yīng)變和位移數(shù)據(jù)的測(cè)量，其中應(yīng)變測(cè)量精度1%，位移測(cè)量精度0.5%。通過(guò)數(shù)據(jù)處理軟件實(shí)時(shí)顯示任意級(jí)數(shù)各測(cè)量點(diǎn)的曲線圖形，便于試驗(yàn)監(jiān)測(cè)人員及時(shí)了解各監(jiān)測(cè)部位的應(yīng)變和位移。

該重點(diǎn)關(guān)注部位的各級(jí)應(yīng)變-載荷曲線如圖3所示，試驗(yàn)加載至150%限制載荷時(shí)，該部位最大正應(yīng)變?yōu)?000με，應(yīng)變與載荷具有很好的線性關(guān)系。

圖3 考核部位部分應(yīng)變-載荷曲線

6 結(jié) 論

本文針對(duì)全尺寸飛機(jī)靜力試驗(yàn)中進(jìn)行部件試驗(yàn)的載荷配平原則和配平順序進(jìn)行了研究，所得結(jié)果可以有效地減少試驗(yàn)規(guī)模和降低試驗(yàn)風(fēng)險(xiǎn)，對(duì)全尺寸飛機(jī)的部件試驗(yàn)載荷配平方案設(shè)計(jì)具有借鑒意義。