雷道紅，郭曉冬

(中國飛機(jī)強(qiáng)度研究所 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

全機(jī)靜力試驗(yàn)是在試驗(yàn)室中，通過對真實(shí)飛機(jī)結(jié)構(gòu)施加外載的方式，模擬飛機(jī)在使用中遇到的受載情況(如飛行載荷、地面載荷/水載荷等)。通過測量飛機(jī)結(jié)構(gòu)的響應(yīng)(如應(yīng)力、變形等)，驗(yàn)證強(qiáng)度和剛度計(jì)算方法的合理性，檢驗(yàn)制造工藝，確定結(jié)構(gòu)的可增潛力(提高承載能力或減輕結(jié)構(gòu)重量)，減輕和預(yù)防結(jié)構(gòu)可能發(fā)生的維修問題，為結(jié)構(gòu)改型、改進(jìn)提供試驗(yàn)數(shù)據(jù)。

通常，全機(jī)靜力試驗(yàn)主要考核主承力結(jié)構(gòu)及部件之間的連接強(qiáng)度，如機(jī)身、機(jī)翼、起落架和發(fā)動機(jī)與機(jī)體的連接等[1]。全機(jī)疲勞試驗(yàn)是在實(shí)驗(yàn)室中對飛機(jī)結(jié)構(gòu)按照“飛-續(xù)-飛”循環(huán)施加飛機(jī)在飛行使用過程中的載荷歷程，驗(yàn)證飛機(jī)結(jié)構(gòu)的使用壽命，暴露結(jié)構(gòu)的疲勞薄弱部位，驗(yàn)證疲勞分析方法，確定裂紋擴(kuò)展特性，為制定檢查維修大綱提供試驗(yàn)依據(jù)[2, 3]。

全機(jī)試驗(yàn)中，結(jié)構(gòu)應(yīng)變是獲取結(jié)構(gòu)響應(yīng)的關(guān)鍵測量參量。隨著對飛機(jī)性能測試研究的不斷深入，飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度試驗(yàn)的測量規(guī)模迅速擴(kuò)展。戰(zhàn)斗機(jī)測量規(guī)模為測量點(diǎn)約2.5萬，單次最大約0.6萬[4, 5]；中型機(jī)的測量規(guī)模為測量點(diǎn)約3.5萬，單次最大約0.8萬；大型機(jī)的測量規(guī)模為測量點(diǎn)約5萬，單次最大約1.5萬[6, 7]。

國內(nèi)的大型客機(jī)試驗(yàn)的測量規(guī)模甚至更大，這對測量效率和應(yīng)變片管理提出了較大的挑戰(zhàn)。為此，本文以某大型民機(jī)全機(jī)靜力試驗(yàn)為應(yīng)用背景，研究應(yīng)變片分區(qū)、分組、接線方法，提升應(yīng)變測量效率和試驗(yàn)效率，在某大型民機(jī)全機(jī)靜力試驗(yàn)中對本方法進(jìn)行驗(yàn)證和應(yīng)用，并推廣到其他大型全機(jī)試驗(yàn)中去。

2 方案設(shè)計(jì)

大型客機(jī)試驗(yàn)機(jī)主要由機(jī)身和翼面結(jié)構(gòu)等組成。機(jī)身包括機(jī)頭、前機(jī)身、中機(jī)身、中后機(jī)身和后機(jī)身、艙門等部位；翼面結(jié)構(gòu)包括中央翼、外翼翼盒、垂直安定面、方向舵、襟副翼、縫翼等部件。應(yīng)變數(shù)據(jù)由應(yīng)變片連接至數(shù)據(jù)采集設(shè)備測量得出，其連接路徑為：應(yīng)變片-引線-電纜-數(shù)據(jù)采集設(shè)備。通過對應(yīng)變片分區(qū)、分組，將同一區(qū)域、同一組的應(yīng)變片與扁平線對接，建立應(yīng)變片號-扁平線號的對應(yīng)關(guān)系。應(yīng)變片按照飛機(jī)部位分區(qū)、按照分區(qū)分組、按照組內(nèi)接線的原則接線，如圖1所示。

圖1 應(yīng)變片測量及管理方法總體思路

2.1 應(yīng)變片分區(qū)

為了對應(yīng)變測量的各個環(huán)節(jié)實(shí)現(xiàn)樹形管理，實(shí)現(xiàn)對壞片、重片、錯片的快速查找和定位，及時(shí)排故，要確保應(yīng)變測量接線工作簡明、高效，對應(yīng)變片進(jìn)行有效分區(qū)。應(yīng)變測量區(qū)是由飛機(jī)一些相鄰零部件組成的整體，分區(qū)就是將全機(jī)應(yīng)變測量按部位分為不同的區(qū)域。每個區(qū)的扁平線鋪設(shè)在線盒內(nèi)，一端放置在飛機(jī)同一區(qū)域，與飛機(jī)上的應(yīng)變片引線對接，另一端連接電纜，通過插座與采集柜連接。

全機(jī)試驗(yàn)應(yīng)變測量按部位進(jìn)行分區(qū)，共分為A、B、C、D、E、F、G、H、I、J、K、L、M、N、O、P、Q、R等18個區(qū)。其中，機(jī)翼一側(cè)分為兩個區(qū)，以某肋肋線為分界線(視具體情況而定)。艙門分區(qū)與其所安裝部位的區(qū)號相同，應(yīng)變測量分區(qū)示意圖見圖2。全機(jī)試驗(yàn)應(yīng)變片按用途分為研究片和驗(yàn)證片，因此，在各應(yīng)變測量區(qū)內(nèi)又分兩小區(qū)，便于區(qū)分兩種應(yīng)變片。

圖2 應(yīng)變測量分區(qū)示意圖

2.2 應(yīng)變片分組

應(yīng)變片分組是通過優(yōu)化設(shè)計(jì)，為高效利用采集通道提供前期規(guī)劃，在保證完成測量任務(wù)的前提下，使采集通道使用數(shù)量最少。對同組測量電纜集束、標(biāo)識、整齊擺放，實(shí)現(xiàn)對電纜的快速查找，便于不同試驗(yàn)情況測量電纜的插拔，進(jìn)一步減少電纜插拔和采集柜移動的次數(shù)，有利于提高應(yīng)變片測量效率和高效管理。

應(yīng)變片按分區(qū)進(jìn)行分組，同時(shí)區(qū)分驗(yàn)證片與研究片，按照分區(qū)情況對應(yīng)變片進(jìn)行分組管理，如表1所示。

表1 應(yīng)變測量分區(qū)情況

2.3 應(yīng)變片-扁平線接線

由于應(yīng)變片采用3線制連接于采集設(shè)備上，且1根扁平線由9根線組成，因此，1根扁平線連接1個應(yīng)變花或3個應(yīng)變單片。圖3為1個應(yīng)變花與扁平線的連接圖。接線時(shí)要求花片按順序依次接滿各扁平線，單片同樣按片號大小依次接滿各扁平線。如最后剩余應(yīng)變單片不能接滿1根扁平線，則最后1根扁平線剩余通道留空。

圖3 應(yīng)變花片與扁平線的連接

應(yīng)變片-扁平線接線在同一區(qū)域內(nèi)進(jìn)行，不跨區(qū)域接線。根據(jù)應(yīng)變分組情況，盡量將相同區(qū)域內(nèi)同一組的應(yīng)變片連接到對應(yīng)同一根電纜的扁平線上。應(yīng)變片連接引線至對接區(qū)，引線過程中，應(yīng)將相同組的3個單片按片號大小依次連接到同一根扁平線上，最后若不足3個單片，則該扁平線留空，對接區(qū)應(yīng)變片引線上粘貼二維碼片號標(biāo)簽。

3 試驗(yàn)驗(yàn)證

為了驗(yàn)證本文應(yīng)變片測量及管理方法，以某大型民機(jī)全機(jī)靜力試驗(yàn)為背景，設(shè)計(jì)了應(yīng)變片測量平臺，并依據(jù)平臺對應(yīng)變片進(jìn)行了分區(qū)、分組和接線。某大型民機(jī)全機(jī)靜力試驗(yàn)采用一體化承載框架，測量平臺分布在前機(jī)身、中后機(jī)身左、右兩側(cè)的框架上，共4個測量平臺，見圖4和圖5。

圖4 測量平臺分布示意圖

圖5 測量平臺平面分布示意圖

某大型民機(jī)全機(jī)應(yīng)變測量共分為18個區(qū)，各應(yīng)變分區(qū)對應(yīng)的測量平臺見表2?？紤]到機(jī)身氣密段統(tǒng)一有4個密封堵頭引出和驗(yàn)證片等情況，將驗(yàn)證片適當(dāng)合并，各應(yīng)變分區(qū)對應(yīng)的測量平臺見表2。機(jī)身應(yīng)變片原則上按軸向?qū)ΨQ線平均引至左右兩側(cè)的出線孔。

表2 測量平臺與各分區(qū)應(yīng)變對應(yīng)關(guān)系

接線以機(jī)身為例說明本方法的驗(yàn)證情況。機(jī)頭、前機(jī)身共計(jì)768根扁平線，中機(jī)身、中后機(jī)身共計(jì)832根扁平線，后機(jī)身共計(jì)256根扁平線，其走線示意圖見圖6。

圖6 機(jī)身走線示意圖

4 結(jié) 論

通過對某大型全機(jī)結(jié)構(gòu)試驗(yàn)應(yīng)變片進(jìn)行分區(qū)、分組和接線，得到以下結(jié)論：

(1)與傳統(tǒng)方法相比，應(yīng)變片測量效率提升了65%；

(2)本方法應(yīng)用于某大型民機(jī)靜力試驗(yàn)，與同類型飛機(jī)試驗(yàn)相比，試驗(yàn)效率提升了30%；

(3)為大型全機(jī)試驗(yàn)應(yīng)變片測量及管理提供了參考，該方法已在多個民機(jī)結(jié)構(gòu)試驗(yàn)中進(jìn)行了應(yīng)用。