基于带主动矩控制的全机疲劳试验载荷处理技术

朱亚辉，王 彬

（中国飞机强度研究所，陕西 西安 710065）

在全尺寸飞机结构疲劳试验中，准确的载荷施加是模拟飞机真实受载的关键，从而有效地考核飞机关键结构部位的承载能力。在传统全尺寸飞机结构疲劳试验中，往往通过胶布带、拉压垫、卡板等形式对飞机结构施加节点载荷，然后通过杠杆系统来施加相应载荷。疲劳试验中受到加载作动筒数量的限制以及考虑到加载效率只能采用一套加载系统，不能保证所有工况下节点载荷与真实载荷相一致。因此，在全机疲劳试验载荷处理中，会选取一些重点考核的控制剖面，保证加载点载荷对这些剖面弯矩、剪力、扭矩与原始载荷对控制剖面的弯矩、剪力、扭矩误差控制在一定范围内，通过一套加载装置完成所有工况下的载荷施加，保证疲劳试验中加载的效率和精度。

本文在载荷处理理论研究的基础上，推导了带主动矩情况下节点载荷对控制剖面的的弯矩、剪力、扭矩累积计算方法，并结合某型机全机疲劳试验机身载荷处理对载荷处理方法进行了介绍，处理后大部分控制剖面弯矩、剪力误差控制在2%以内，满足试验要求。

1 载荷处理方法

1.1 载荷处理步骤

疲劳试验载荷处理过程，通常分以下步骤。

（1）节点载荷处理；

（2）节点载荷对控制剖面的弯矩、剪力、扭矩计算；

（3）加载点设置；

（4）设置弯、剪、扭剖面控制误差及各剖面弯、剪、扭加权系数；

（5）载荷优化计算，求得各工况下加载点载荷。

载荷处理步骤如图1所示。

图1 载荷处理步骤

1.1.1 节点载荷处理

由于机身胶布带/拉压垫-杠杆系统的限制，某些节点载荷过小时加载过程中无法将杠杆拉起导致加载不准确，或者杠杆力臂比过大导致载荷分配出现误差，同时过密的杠杆布置也增加安装工作量和检查的难度，使各项成本增加而对控制剖面载荷施加的精度微乎其微。因此需对原始节点载荷进行处理，将一些小载荷分配到相邻的胶布带/拉压垫节点，简化胶布带/拉压垫-杠杆数量，并结合现场情况，将飞机上不便于粘贴胶布带/拉压垫或对其他结构或加载有干扰的节点载荷处理到相邻节点。

1.1.2 节点载荷对控制剖面的累积弯矩、剪力和扭矩

通过每个工况下的节点载荷对控制剖面累积弯矩、剪力、扭矩，得到原始节点载荷对控制剖面的弯剪扭，并用于计算优化过程中的约束条件和目标函数。

1.1.3 加载点设置

机翼加载点设置：机翼原始载荷为节点载荷，需对机翼载荷进行区域划分，计算分区压心，根据压心位置选取加载点。

机身加载点设置：机身原始载荷为框载，每框单独设置一个加载点或与相邻框通过杠杆系统组成一个加载点，其设置原则如下。

（1）根据优化算法计算求解原则，每相邻控制剖面间不少于2个加载点（机身载荷关于飞机对称面对称，不需考虑扭矩）；

（2）处理后各框载荷不超过其承载能力；

（3）加载点载荷不超过现场设备的加载能力。

1.1.4 设置弯、剪、扭误差及加权系数

根据弯矩、剪力、扭矩的权重，设置相应的加权系数以计算目标函数。

1.1.5 载荷处理优化计算

读入加载点数量、加载点坐标、控制剖面信息后，对加载点载荷进行达代计算，使得设置的目标函数值最小并保证优化后的加载点载荷对控制剖面的弯、剪、扭误差在设置的误差限以内。

1.2 带主动矩的控制剖面弯、剪、扭计算方法

原始载荷中如果带有主动矩，除了需要计算节点载荷对控制剖面的弯、剪、扭外，还需叠加上各个方向的主动矩对控制剖面弯矩的影响。主动矩的计算受坐标系定义的影响，本文中的推导基于某种坐标系定义，如图2所示。

图2 某机翼控制剖面示意图

图注1：x轴为飞机航向，逆航向为正；y轴为机翼展向，右机翼方向为正；z轴为飞机垂向，向上为正。

图注2：机冀弯矩剖面沿翼肋方向，取翼肋方向两点确定剖面直线，左右机翼点1（x1，y1）、点2（x2，y2）如图2所示扭矩控制剖面为弯矩控制剖面中垂线。

图注3：只有弯矩控制剖面以外的点向剖面累计弯剪扭；扭矩控制部面两侧的点都进行累计。

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本文中以右机翼控制剖面主动矩Ny的处理方式为例进行推导。

原始节点0坐标（x0，y0，z0）含有主动矩Ny，根据弯矩公式Ny=-Fz×x，假设新的一个节点1的坐标为（x0+δ，y0，z0），则原始节点0的载荷为Fz0，原始节点1的载荷为Fz1，根据定义满足：

2 某型飞机全机疲劳试验机身载荷处理应用及分析

机身载荷处理方法：将各载荷情况的载荷处理成一种载荷分布下的载荷，处理后的总载荷值及压心与处理前的载荷及压心相同，处理后对若干要求的控制剖面的弯矩、剪力、扭矩误差尽量最小。

2.1 机身原始载荷

机身原始载荷分为向上载荷和向下载荷，载荷处理中将向上载荷和向下载荷分开处理，避免上下载荷使控制剖面的弯矩、剪力相抵，造成处理后的局部载荷误差较大。机身原始载荷共有30个框的载荷，其中4个框为向上载荷，26个框为向下载荷。

机身框原始载荷计算：不同过载下平尾载荷有向上和向下两种情况，根据两种不同过载下机身框平衡载荷，插值计算出各种过载下的机身框载荷和机翼平尾载荷，插值完后进行平衡计算，发现合力平衡，而力矩不平衡，选择机身后端2个承载能力较强的框调整载荷使得力矩平衡。计算得到各个工况下的机身载荷，计算后的机身载荷与机翼、平尾载荷能够保证全机平衡。

2.2 加载点设置

为了减小设备需求及试验现场安装工作量、使现场更整洁，将相邻框组合为加载点，加载点设置原则如下。

（1）相邻框通过杠杆系统组合为一个加载点；

（2）杠杆级数不宜过多，造成长杠杆自重大且影响传力；

（3）每个加点载荷不宜过大，考虑现场设备加载能力；

（4）保证相邻控制剖面上有2个以上的加载点。

由于本例载荷谱中CASE1工况占了90%以上，因此加载点设置根据CASE1工况设置，保证CASE1工况下受力与原始载荷一致，其他工况下载荷根据设置的加载点进行处理。

2.3 向下载荷处理

对向下加载点载荷进行处理时，从前往后选取5个控制剖面，剪力、弯矩从前往后累计到前、中机身较强的3个机身框，从后往前累计到后机身较强的2个机身框。计算原始载荷对各控制剖面弯矩、剪力和扭矩，根据非线性等式/不等式优化算法，计算得到机身向下加载点载荷。

2.4 向上载荷处理

对向上加载点进行载荷处理时，由于机身框段向上点载荷数量少，在各载荷情况下有向上载荷的机身框上设置向上加载点，CASE1工况外的向上小载荷可忽略。对前机身载荷累计剪力和弯矩，根据载荷压心位置将载荷分配到CASE1工况向上载荷的加载点上，使载荷合力和压心位置不变。对后机身载荷累计剪力和弯矩，根据载荷压心位置将载荷分配到CASE1工况向下载荷的加载点上，使载荷合力和压心位置不变。

组合向上加载点载荷和向下加载点载荷，得到机身加载点载荷。

2.5 载荷调整

对加载点载荷进行检查，优化后某些工况下出现个别加载点载荷过大的情况，需要将过大加载点载荷往其他相邻加能点进行调整，保证不影响总体的平衡与对各控制剖面的弯矩、剪力和扭矩。

将优化后的加载点载荷，计算各个机身框载荷，并与原始框载作对比，如与原始框载相差较大需作调整，尽量保证处理后框载与原始框载的分布一致。

优化得到的机身加载点载荷，与机翼、平尾载荷组合后进行全机平衡验算，确保合力与弯矩平衡。

2.6 载荷处理结果与平衡验算

由于工况数较多，从每种载荷状态下挑选出一个典型工况查看载荷处理后的结果，见表1和表2。

表1 典型工况下各控制剖面误差 单位：%

表2 典型工况下优化后平衡计算

3 结论

试验载荷的处理是疲劳试验的关键过程之一，特别是将试验原始载荷谱转化为试验实施载荷谱，科学合理的载荷处理可以降低试验规模，提高试验效率。针对某型飞机全机疲劳试验提出了基于带主动矩控制的疲劳试验载荷处理技术，合理简化了整个载荷处理流程，处理后大部分控制剖面弯矩、剪力误差控制在2%以内，载荷分布合理。

本文推导了带主动矩的控制剖面弯矩、剪力、扭矩计算方法，为某型飞机坐标系下剖面累积计算方法提供了标准规范。带主动矩控制的全机疲劳试验载荷处理方法处理得到的载荷结果满足试验要求，已成功应用于某型机全机疲劳试验并完成了4倍疲劳寿命试验，具有较高的应用价值，对同类型飞机全机疲劳试验载荷处理具有一定指导意义。