舰载机全机落震试验方法

豆清波， 杨智春,*， 刘小川， 牟让科， 杨海

1.西北工业大学 航空学院， 西安 710012 2.中航工业飞机强度研究所， 西安 710065

舰载机全机落震试验方法

豆清波1， 杨智春1,*， 刘小川2， 牟让科2， 杨海2

1.西北工业大学 航空学院， 西安 710012 2.中航工业飞机强度研究所， 西安 710065

舰载机全机落震试验是在实验室环境下测试舰载机着舰时结构动态载荷、动态响应以及机载设备冲击环境下功能可靠性的重要试验手段。本文提出了舰载机全机落震试验的试验方法，并对试验过程中机翼升力模拟、试验件下沉速度控制、试验件航向速度模拟及机体动态载荷测试等试验过程中的关键技术问题提出了解决方案，并通过试验对技术方案进行了验证。最后通过全机落震试验系统验证了试验方法的可行性及有效性，为舰载机着舰动态载荷及响应的测试提供了可行的试验方法，并为舰载机研制提供可靠的试验数据。

舰载机； 试验； 全机； 载荷； 动力学

舰载机在拦阻着舰过程中，着舰下沉速度是陆基飞机的2倍以上，拦阻平均航向过载超过3g[1-4]。并且，舰载机着舰过程中，起落架通过拦阻索和甲板灯盖等障碍物时，产生的越障载荷和着舰载荷叠加，共同作用于舰载机机体机构上[5-8]。在大下沉速度、高航向过载以及舰面越障载荷等因素的联合作用下，舰载机着舰载荷相较于相同着陆重量的陆基飞机的正常着陆载荷严重得多[9]。为了全面评估并验证舰载机着舰过程中机体所承受的动态载荷和响应，在舰载机研制过程中，一般通过全机落震试验，在实验室环境下全面考核舰载机结构及重要机载设备和成员的动态载荷及响应[8]。

美军将全机落震试验作为舰载机研制过程中必须考核的项目[10-12]。美军标MIL-A-8867明确规定舰载机需在实验室进行全机落震试验，并在诸多型号如A-7、F-8、S-3A、F35等舰载机研制过程中进行了全机落震试验。试验中考虑了重量模拟、着陆姿态模拟、机翼升力加载及发动机转动惯量模拟等因素，同时进行了大量机体应变、加速度和起落架系统的测试及考核。然而，由于全机落震试验作为大型动态试验，试验实施过程技术难度高，试验规模大，目前仅美国成功实施过舰载机全机落震试验，对于试验方法的介绍和具体实施鲜有文字资料报道。国内在舰载机研究方面起步较晚，在全机着陆载荷和动态响应预计方面，大多针对舰载机特点进行理论研究[13-15]。在试验研究方面，对轻型飞机进行过全机水平撞击试验研究[16]，针对小型伞降无人机进行过全机着陆试验[17]。然而在舰载机全机落震试验验证方面，由于试验能力和试验方法限制，未进行过舰载机全机落震试验，型号研制中一般仅对起落架系统性能进行试验验证和评估[18-21]。

1 全机落震试验方法

舰载机全机落震试验是在实验室环境下进行的大型动态全机试验。试验时需要模拟真实飞机着舰环境，模拟飞机着舰的主要控制因素包括着舰姿态控制、下沉速度模拟、航向速度模拟和机翼升力施加等。在满足着舰边界条件下搭建动态多通道、多物理量测试系统，用于记录试验过程中，起落架地面载荷、飞机机体结构动态载荷及响应以及机载设备的动态响应及可靠性。

试验在带机翼升力和机轮航向速度模拟的全机落震试验系统上进行，试验系统示意图如图1所示。

试验进行时，首先检查试验件状态，保证试验件重量配平，确定试验件重心位置，检查起落架充填参数。通过试验件姿态调整装置对试验件姿态进行调整，以达到试验要求的试验件俯仰和滚转角度。根据试验需要考核的下沉速度将试验件由起吊装置提升至给定高度。确认试验件高度后，启动飞机航向速度模拟装置，在实验室环境下，飞机航向速度采用相对运动原理，通过机轮带转装置将起落架轮胎沿飞机逆航向进行带转，通过航向速度监控装置监控飞机机轮转速，待机轮转速达到预定值，由快速释放锁释放，飞机作自由落体运动跌落撞击地面测力平台，同时飞机机轮触台瞬间产生着舰航向载荷。快速释放锁释放飞机的瞬间，试验测试总控系统同步触发各测试子系统和高速摄像机设备，监控试验件试验过程状态并记录试验数据。在飞机完全静止后结束该次试验，全机落震试验流程如图2所示。

2 试验关键技术

2.1 飞机机翼升力模拟

舰载机拦阻着舰时，需准备拦阻失败后复飞，在着舰过程中机翼具有一定升力，试验考核时一般取机翼升力等于飞机重力。机翼升力模拟是关系试验是否成功的关键因素。实验室环境下模拟飞机着舰机翼升力，主要需满足3方面要求：首先，飞机下落过程中施加机翼升力后不能因为升力施加而影响飞机的着舰姿态；其次，飞机着舰起落架压缩过程中，模拟机翼升力大小应保持恒定；最后，机翼升力施加不能降低飞机接触测力平台瞬间的垂向速度。

机翼升力施加点在两侧机翼沿翼展方向对称，并且作用在沿机身航向重心剖面内，且机翼两侧升力同时作用，保证在施加机翼升力时不改变飞机着舰姿态。

飞机着舰正反行程一般不超过0.8 s，机翼升力需在很短的时间内施加，并且在飞机垂向作用面内不阻碍飞机上下往复运动。采用带储气功能的气动作动缸来实现机翼升力大小模拟，设计原理如图3所示。

带储气功能的气动作动缸主要分为储气室、内部气缸和活塞杆3部分。活塞杆在外部与机翼连接，在内部与活塞连接，通过活塞压缩气缸内部空气来提供机翼升力。内部气缸顶端由外部连接管保持与大气联通，从而保证内部活塞在收拉力情况下可沿内部气缸运动。储气室和内部气缸通过内部联通孔联通，使得由于内部气缸活塞的运动而产生的内部压力增大尽可能小，从而保证由活塞杆输出的模拟机翼升力保持基本恒定。

输出机翼升力大小由缸内气体压力和内部活塞与压缩空气接触面积共同决定。任意时刻通过机翼升力模拟装置输出的机翼升力为

(1)

式中：T为任意时刻输出的机翼升力；p为储气室压力；R1为气缸活塞内径；R2为活塞连杆外径。

假设系统的初始压力为p0，初始容积为V0(由储气室容积和活塞下部容积组成)，在活塞运动过程中，系统的可用容积会减小，假设行程结束系统容积损失为ΔV，此时系统的压力为p1，行程末端内部气体容积为V0-ΔV，在活塞面积一定的情况下，忽略内部活塞和气缸壁产生的摩擦力以及活塞杆和内部活塞由于运动而产生的惯性力，则系统输出升力仅与储气室内部压力有关，即

(2)

(3)

式中：γ为气体多变指数；ΔV与活塞面积A和行程L有关，输出的模拟机翼升力为气缸内部压力和活塞与气体接触面积的乘积。试验过程中要保持输出模拟机翼升力基本恒定(如最大变化量不超过5%)，则需保证储气室内部压力最大相对变化量不超过5%，从式(3)可知，只需满足容积相对变化不超过4.3%即可(γ=1.1)，通过合理设计气缸的活塞面积以及储气室的容积，即可满足输出升力基本恒定的设计要求。

依据以上原理设计机翼升力模拟装置，并进行静态验证。输出模拟升力与储气室内部压力的对应曲线，如图4所示。典型测点压力-载荷实测值与理论值误差对比如表1所示。

由曲线及实测数据可以看出，机翼升力模拟装置实测压力对应的模拟机翼升力，在储气室压力较小时与理论计算值对应误差较大，随着储气室内部压力逐步增大，二者误差逐步减小，全程误差均小于3%。出现此结果的原因主要基于两点：① 机翼升力模拟装置活塞在储气室气压较小时，需逐步克服密封圈与活塞杆之间的摩擦力；② 在静态实测试验时，配重起吊点与活塞提升方向不在同一垂直线上，提升过程受力方向逐步协调，逐步趋于在同一垂直线上，测试值与理论值逐步趋于一致，误差减小。

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2.2 飞机下沉速度模拟

舰载机着舰时刻下沉速度大小直接影响飞机所承受垂向冲击能量大小，是全机落震试验中最重要的控制参数[16]。实验室环境中，飞机试验下沉速度由试验件投放高度决定，根据自由落体原理，试验投放高度由式(4)确定。

(4)

式中：H为试验投放高度；v为飞机下沉速度。

在试验实施过程中，为了避开升力模拟装置活塞杆撞击瞬间产生的冲击尖峰升力，通常提前作用机翼升力，避开由于初始冲击产生的载荷尖峰。假设仿升力提前作用的高度为ΔYc, 则机翼升力由于提前作用而附加吸收的功量为

(5)

式中：Ti为单侧机翼升力，由于机翼升力提前作用，机轮触地时落体系统下沉速度将减小，造成对起落架的考核不足。因此，为了保证落体系统下沉速度不变，则必须增加落体投放的高度，其值为

(6)

式中：G为飞机所受重力。

以试验中下沉速度为1.55 m/s的试验工况为例，投放高度理论值为122.5 mm，试验中为了避免载荷尖峰，机翼升力提前作用量为8 mm，由于附加冲击实测载荷远远大于理论升力，对其在提前作用行程内积分，再根据试验件重力计算出增加落体高度值为17.5 mm，可满足试验下沉速度要求。对于不同下沉速度，由于附加尖峰载荷不同，在提前作用量不变的情况下，附加的投放高度随下沉速度增加呈递增趋势。在正式试验前须修正投放高度进行预试，根据试验结果进行迭代，确定合适的投放高度以满足试验下沉速度要求。

2.3 飞机航向速度模拟

舰载机着舰航向速度是试验中的重要输入参数，在实验室环境中模拟飞机着陆航向速度，模拟通过相对运动原理实现。利用机轮带转装置，对起落架轮胎实现预转动，转动方向与飞机航向相反，调整转动速度控制着陆航向速度。全机落震试验中，飞机前、主起落架轮胎需同时模拟着舰航向速度，且速度一致才能模拟舰载机着舰真实航向运动。航向速度模拟方案采用附着于起落架舱的电机拖动带转方式，起落架机轮带转系统原理如图5所示。将变频电机固定于飞机机体上，电机带动主动轮转动，通过传动皮带拖动机轮上的从动轮实现飞机机轮转动，通过调节电机转速调整飞机着陆速度。

带转电机通过底座与安装支架连接，主起落架带转支架直接固定在发动机短舱承力框架上，前起落架带转装置安装支架固定在前起落架舱主框架上，主起落架带转装置设计效果如图6所示。

带转装置转速控制采用上、下位机控制方案。带转装置控制方案原理如图7所示，上位机与总控计算机合二为一，下位机采用可编程控制器，变频器采用矢量控制变频器改变电机速度。

电动机采用异步变频电机，电机转速采用光电编码器监测。机轮带转装置传动机轮切线速度在0～290 km/h范围内调整，三通道独立控制转速，转速控制误差小于0.5%。

2.4 机体载荷标定

机体载荷标定是测试机体重点剖面动态载荷的基础。确定测载应变电桥时应尽量提高电桥对感受对象的灵敏度且尽量各自独立以减小耦合。对于每个剖面处所有参与回归的样本，在满足超静定回归的前提下，如发现残差较大者，应予以剔除，并以剩余数据作为样本重新回归计算。通过试验得到载荷方程(见式(7))，形式为二元一次。

M=ε1E1+ε2E2+ε0

(7)

式中：M为弯矩(单位为N·mm)或剪力(单位为N)；ε1为对应弯矩电桥的系数；ε2为对应剪力电桥的系数；ε0为常数项(一般设置为0)；E1为弯矩电桥信号(电压)输出；E2为剪力电桥信号(电压)输出，典型载荷方程系数如表2所示。

根据载荷方程和全机落震试验动态测得的应变数据计算得到某特定剖面的弯矩和剪力。为了计算规范，设置测量桥路，当载荷向下时，弯矩电桥输出为正，同时剪力电桥输出为负。当载荷向上时，弯矩电桥输出为负，同时剪力电桥输出为正，即同一个剖面处，弯矩电桥与剪力电桥的输出信号总是相反。上述结论是在静态或准静态情况下得到的。在动态情况下，得到的数据近似于振荡衰减波，信号有正有负，在桥路输出值较大区间上基本与上述结论相符，在信号较小区间上有时会出现同向，则认为公式在此处失效。因此，在计算载荷时，首先要判断每个通道信号的正负，进而决定使用向下或是向上载荷方程。对计算所得载荷数据进行归一化处理，典型剖面某次试验所得弯矩时间历程曲线如图8所示，剪力时间历程曲线如图9所示。

表2 典型情况载荷方程系数Table 2 Coefficients of typical load equation

3 试验验证

对提出的试验方法进行试验验证。试验测试系统主要采集试验件试验过程中的下沉速度、机体重要部位的动态载荷、加速度响应、起落架地面载荷、缓冲器行程等重要数据。检验试验方法有效性主要关注两方面是否符合试验要求，即机翼升力模拟是否有效和试验件下沉速度是否满足要求。以1.55 m/s水平姿态下沉速度试验为例，对试验实测数据进行归一化处理，典型试验曲线如图10所示，图中：TL和TR分别为左侧和右侧机翼升力；FF为前起落架着舰载荷；FL为左侧起落架着舰载荷；FR为右侧起落架着舰载荷。从试验曲线可以看出，文中提出的机翼升力在起落架触及测力平台前提前作用于飞机机翼，有效避开了由于机翼升力突然作用而产生的冲击载荷突增段，使得起落架接触测力平台压缩全过程中机翼升力基本恒定，动态投放试验中起落架压缩阶段实测的机翼升力值略大于理论仿升力值，起落架反行程阶段，由于升力模拟装置气缸壁和活塞密封圈之间的摩擦力与正行程阶段反向，导致实测仿升力出现阶跃减小。在投放高度一致的情况下，阶跃值约为2 kN，与理论值的误差为2.67%，满足试验对机翼升力模拟的要求。

对飞机投放功量进行积分计算，理论投放功量为47.44 kJ，对模拟机翼升力吸收的功量和缓冲系统吸收的功量分别按式(8)和式(9)进行积分处理。

(8)

式中：AT为机翼升力模拟装置吸收的功量；Ycs为

升力作用时机体重心位移；Ycmax为重心位移最大值；Ti为载荷传感器测得的机翼升力。

(9)

式中：AF为缓冲系统吸收的功量；Fi为每个起落架所承受的着陆载荷。飞机缓冲系统吸收的功量和机翼模拟升力吸收的功量如表3所示。

从表3可以看出，机翼升力作用下分别取试验件下沉速度为1.55、2.05、2.55 m/s为典型试验工况，试验件着陆过程投放的总功量分别转化为模拟机翼升力吸收的功量和飞机缓冲系统吸收的功量，两部分计算功量之和与总投放功量的误差均小于3%，证明了试验功量控制的有效性。

试验件下沉速度的理论值和实测值如表4所示，典型工况下沉速度的时间历程曲线如图11所示，从试验结果可以看出，作为试验成功与否的重要控制指标之一，试验件下沉速度的测试值和理论要求值的误差在3%以内，试验件下沉速度的控制方法可行，满足试验要求。

表3 全机落震试验的功量Table 3 Energy of full scale aircraft drop test

表4 飞机下沉速度实测值Table 4 Aircraft sinking speed test value

4 结 论

1) 提出了一种适用于舰载机全机落震试验的试验方法，并对试验方法进行了实验室验证，试验结果表明，文中所述试验方法可行，取得的测试数据可靠，可满足舰载机全机落震试验要求。为舰载机全机着舰动态载荷和响应测试提供了重要的试验方法和验证手段。

2) 提出了飞机着舰机翼升力模拟方法，阐述了一种采用具有储气功能的气动缸来实现机翼升力模拟的升力模拟装置设计原理，对此装置进行了静态、动态测试，并将其应用于全机落震试验。试验结果表明机翼升力施加方法可行，实际施加升力与理论值的误差小于3%，满足全机落震试验对于机翼升力模拟的要求。

3) 对由于模拟机翼升力提前作用而对飞机下沉速度的影响进行了理论分析，提出了投放高度修正理论方法，并在全机落震试验中进行验证，对于不同下沉速度，由于附加尖峰载荷不同，在提前作用量不变的情况下，附加的投放高度随下沉速度增加呈递增趋势。

4) 对飞机着舰航向速度模拟采用电机驱动、多通道同步对机轮进行逆航向带转的方式实现。其同步误差和转速控制误差与要求值比较均小于0.5%，满足了实验室环境下模拟飞机整机着陆航向速度模拟要求。

5) 本文试验方法仅针对舰载机正常着陆的实验室验证，在舰载机研究过程中可能还存在的其他特例影响(例如涡桨类飞机在着舰过程中由于发动机产生的陀螺力矩对着舰载荷的影响，以及着舰自由飞勾住情况下的起落架载荷分配及机体响应等)未进行详细深入研究，后续可对此类问题进行深入研究。

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(责任编辑：徐晓)

＊Corresponding author. E-mail: yangzc@nwpu.edu.cn

Test method for full scale drop of carrier-based aircraft

DOU Qingbo1， YANG Zhichun1，*， LIU Xiaochuan2， MU Rangke2， YANG Hai2

1.SchoolofAeronautics,NorthwesternPolytechnicalUniversity,Xi’an710012,China2.AVICAircraftStrengthResearchInstitute,Xi’an710065,China

Full scale aircraft drop test provides an important tool for testing the dynamic load and dynamic response of the aircraft structure and studying the function reliability under impact situation in a laboratory environment. An approach for full scale aircraft drop test is proposed in this paper. Solutions to critical technique issues arising in the testing process such as wing lift simulation, aircraft sinking speed control, aircraft horizontal velocity simulation and aircraft dynamic load testing are also derived. The feasibility and effectiveness of the test method is verified by the full scale aircraft drop test system. The test method proposed can be used for testing the dynamic load and response of carrier-based aircraft landing vibration, providing reliable test data for the design of carrier-based aircraft.

carrier-based aircraft; test; full scale aircraft; loads; dynamics

2016-05-10； Revised：2016-08-26； Accepted：2016-11-09； Published online：2016-11-30 15:18

URL：www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20161130.1518.006.html

National Level Project

http://hkxb.buaa.edu.cn hkxb@buaa.edu.cn

10.7527/S1000-6893.2016.0294

2016-05-10； 退修日期：2016-08-26； 录用日期：2016-11-09； 网络出版时间：2016-11-30 15:18

www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20161130.1518.006.html

国家级项目

＊通讯作者.E-mail: yangzc@nwpu.edu.cn

豆清波， 杨智春， 刘小川， 等． 舰载机全机落震试验方法[J]． 航空学报, 2017, 38(3): 220421. DOU Q B, YANG Z C, LIU X C, et al. Test method for full scale drop of carrier-based aircraft[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2017, 38(3): 220421.

V216.2

A

1000-6893(2017)03-220421-09