大容积飞机结构并接充压试验技术

高利娃，李晓宁，张 伟，张 宁

(1.中国飞机强度研究所，陕西 西安 710065；2.全尺寸飞机结构静力/疲劳实验室，陕西 西安 710089)



大容积飞机结构并接充压试验技术

高利娃1,2，李晓宁1,2，张 伟1,2，张 宁1,2

(1.中国飞机强度研究所，陕西 西安 710065；2.全尺寸飞机结构静力/疲劳实验室，陕西 西安 710089)

飞机机身气密舱充压试验中，一般采用单通道控制单充气台的方式进行充压。但对于大容积，这种充压方式难以满足试验控制精度。为此，提出一种在原有充压控制的基础上，并接一个充气台进行充压的方法，同时设计了一套新的放气装置。本文对原有充压方法和新方法进行了试验对比。试验结果说明，原充气方式由于充压流量较小难以满足试验要求，而新方法满足了试验的流量需求，试验精度得到了有效控制。该方法充分地利用了现有充压设备，降低了试验成本和风险。

大容积；气密舱；充压试验；充气台

1 问题描述

飞机结构试验是新机研制的主要环节之一[1]。机舱充压试验是飞机结构试验的重要组成部分。现阶段飞机结构气密试验，一般采用单通道单充气台进行试验[2-3]。小部件充压加载试验中，一般情况下选用的是25型充气台或50型充气台。由于部件容积较小，载荷也较小，通过这种充气方式是完全可以满足试验要求的。但是某型飞机机身气密舱充压试验中，其充压部件容积大，充压载荷大(某型飞机机身气密舱充压容积为141.3m3,最大充压载荷为121.4kPa，而以往的充压容积最大为80m3，载荷最大为70kPa)。考虑到这种大容积飞机结构，25/50型充气台可能难以满足充压需求，所以换成较大的充气台，比如MTS261充气台，但是将其应用到大容积结构充压试验时，也难以满足充压需求。这是因为，单充气台流量较小，加之试验件密封性不好，造成充气及放气速度较慢，误差较大[4-7]。所以，单通道单充气台方法，不经技术改造，直接应用于某型飞机机身气密舱充压试验是无法满足试验要求的。

基于此，考虑一种在单控制通道中增加充气台的方式来增大充气流量的方法解决大容积试验件充气问题，另外由于充气台增加了，充气量增大，必然放气量增大，又需要设计一套放气装置及放气阀电路。可见，为了解决大容积飞机结构充气，本文需要解决以上难点，所以大容积飞机结构并接充气技术研究是一个系统工程。

2 改进技术研究

单通道单充气台充气方法是一个控制器控制一个充气台，如图1所示。图1中的试验件一般是小部件，容积较小，一个充气台提供的流量完全可以达到试验要求。而对于大容积试验件，这种充气方式的能力是有限的，所以必须进行技术改造，解决大容积试验件充气问题。需解决的问题有两方面：一是增大充气流量，二是增大放气流量。解决方法是：在单通道单充气台基础上，增加一个充气台同时充气来增大充气流量。因为充气台都带有放气管路，所以增加充气台增大充气流量的同时，也增大了放气流量，且两个充气台由一个试验控制通道来控制。但是，充气时的压力差远大于放气时压力差，所以还要解决放气的问题，这就必须再增大放气流量，由此再增加一路放气。

图1 单通道单充气台示意图

为解决某型飞机机身气密舱充压试验充气、放气的控制精度和速度问题，提出的解决方案是：单通道双充气台充压再增加一个放气控制阀。

单通道双充气台的充气方式，其原理如图2所示，在MTS充气台[8](261结构压力试验控制器，大型充气台)上接一个50型充气台(自制充气台，小型充气台)。在充气时，两个充气台同时给试验件充气，加大了充气流量，使充气跟随性比较好。同时，在放气管路上增加一路放气，加大放气流量。这路放气由一个放气控制阀来控制，解决放气速度比较慢的问题，使放气跟随性提高。

图2 单通道双充气台示意图

具体实施方案为：将两个充气台内部电路进行并联，在充气时，通过同一路伺服阀电流来控制对飞机机身充气，两台充气台保持同时同指令进行充气。在放气时，通过放气阀控制盒将MTS充气台及50型充气台串接在一路上进行同时放气，加快放气速度。放气控制盒内部电路如图3所示，其伺服信号从D通过光耦合器，经过限流电阻及二极管到达A，在经过光耦合器时，内部的发光二极管起作用，这时24V信号通过三极管到放气阀上的电磁阀，使放气阀工作，进行放气，以保证放气速度。在充气时，该放气阀控制电路不起作用，伺服阀信号从A不能通过单向二极管，以至于光耦合器不能工作，导致24V信号不能通过三极管，使放气阀的电磁阀处于停止状态。

图3 放气阀控制盒内部电路图

3 试验验证

试验研究中，试验件选择某型飞机机身气密舱，该试验件充压试验要求在机身容积为141.3m3的状态下充压到121.4kPa。

3.1 单通道单充气台充压试验

在该型飞机机身气密舱充压试验时，首先采用单通道单充气台充压方法，选用了MTS充气台(261结构压力试验控制器)进行充压。

试验过程按照载荷谱逐级施加载荷进行试验调试，因为只有通过调试才能确认试验方法是否合适。载荷最大为80kPa，加载端值数据曲线如图4所示。试验调试结果显示，充、放气速度均较慢，控制误差也很大，且充、放气时间较长。

图4 命令和反馈试验调试曲线

由于试验前对机身气密舱未进行气密性测试，可能气密舱存在漏气情况。鉴于此，对气密舱进行堵漏后，开始第二次试验调试，堵漏后加载端值数据曲线如图5所示。对气密舱进行了堵漏后，试验结果有所改善，但是误差仍较大，难以满足试验要求。

图5 堵漏后命令和反馈试验调试曲线

影响试验曲线的直接原因是单通道单充气台充压方法的能力有限，难以满足气密舱对流量的需求。单通道单充气台方法适用于部件容积和载荷较小的试验，对某型飞机机身气密舱充压试验，试验件密封性不好，也是造成充气速度慢的原因之一，但是该问题解决后，问题依然存在。

可见，单通道单充气台方法，不经技术改造，直接应用于某型飞机机身气密舱充压试验是无法满足试验要求的。所以本文利用单通道双充气台方法进行气密舱的充压试验。

3.2 单通道双充气台充压试验

试验过程按照调试载荷逐级施加载荷进行试验调试，调试载荷最大设为80kPa ，加载端值数据如图6所示。两个充气台充、放气较平稳，跟随性较好，误差在1%以内，满足调试要求。可见，该方法可以在大容积充压试验中应用。

图6 改进后命令和反馈试验调试曲线

将本方法应用于某型飞机机身气密舱极限载荷试验中。充压容积141.3m3，充压载荷121.4kPa，如图7所示。从试验数据可以看出，控制精度比较理想，控制误差小于1%，命令反馈跟随性良好。

图7 改进后命令和反馈试验曲线

4 结 论

通过对以往充压加载技术局限性的改进，实现了单通道对大容积、大载荷充压试验进行加载的控制。该方案成功应用于某型飞机机身气密舱极限载荷试验，同时，在实施过程中，充分地利用了现有充压设备，节约了经费。该方案的放气技术也已成功地应用于某型飞机疲劳试验中。

[1]刘金甫.飞机结构疲劳试验系统的研制及其发展动向[J].测控技术,1992,18(4):8-9.

[2]达道安.真空设计手册[M].北京:国防工业出版社,2004.

[3]杨刚,徐小伟,高隆隆,等.高压气体定容积充放气的特性[J].兰州理工大学学报,2010,36(3):42-46.

[4]Jelali, M., and Kroll, A. Hydraulic servo-systems: modeling, identification, and control[M].British: Springer, 2003.

[5]李超,粱浩,王飞,等.容器放气性能研究[J].机械科学与技术,2011,30(1):163-165.

[6]吴振顺.气压传动与控制[M].哈尔滨:哈尔滨工业大学出版社,1995.

[7]SMC(中国)有限公司.现代实用气动技术[M].北京:机械工业出版社，2004.

[8]MTS System Corporation. Aerospace Testing Solutions[Z].2012.

Experimental Study on Pressurized Technology for Large Volume Aircraft Structure

Gao Liwa1,2, Li Xiaoning1,2, Zhang Wei1,2, Zhang Ning1,2

(1.Aircraft Strength Research Institute of China, Xi′an 710065, Shaanxi, China;2.Full Scale Aircraft Structural Static/Fatigue Laboratory of China, Xi′an 710089, Shaanxi, China)

A charge method of single channel and single inflator is widely used in air pressure test for airtight cabin of fuselage. But it is difficult to control accuracy for large volume aircraft structure. To solve the problem, a charge method of single channel and double inflators is developed, and the defilation setup is designed. The paper contains experimental study on two methods. The results of the study show that the new method is effective. The new method uses current charge device to decrease test cost and risk.

large volume; airtight cabin; pressurized test; inflator

2016-08-11

高利娃(1974—)，女，陕西临潼人，本科，高级工程师，研究方向：飞机结构强度试验控制。

V216.1+4

B

10.3969/j.issn.1674-3407.2016.03.021