大展弦比机翼强度验证技术研究现状与未来发展

张芸倩，段世慧，张国凡，聂小华

(中国飞机强度研究所，陕西 西安 710065)

1 引 言

机翼作为飞机最重要的承载部件之一，其强度直接关系着飞机的飞行质量与安全性能。随着复合材料等新技术在通用航空和民用飞机等领域内的迅速发展，为了提高结构强度，降低结构质量，复合材料在航空结构中的应用急剧扩大，尤其是在某些小型通用航空器上，复合材料用量可达结构整体质量的75%[1]。飞机制造也跨越了基于复合材料机体结构的制造技术，是航空制造技术发展的又一个里程碑。先进复合材料的使用水平已成为现代飞机生产先进性的一项重要标志。

飞机机翼强度验证技术研究，对于发现机翼结构设计中的薄弱环节、指导结构改型和发展均具有重要的现实意义[2]。飞机结构的研制及改进，均须经过试验验证，以确保结构强度满足设计需求，检验设计分析模型的正确性，并为后续开展模型修正提供参考依据。

21世纪初，高空长航时飞机得到了世界各国的普遍重视。由于环境、用途等要求，该类飞机通常采用大展弦比的机翼布局形式，这种形式的突出优点就是诱导阻力小和升力线斜率高，有利于省油和提高航程，但其同时导致飞行过程中机翼变形幅度大。在强度试验中，采用随动加载技术可大幅提升大变形条件下机翼法向载荷加载的准确性。然而，传统的试验主要对飞机进行真实物理加载，导致出现试验周期长、成本高、难度大等问题。

针对上述问题，为适应现代飞机高可靠度、短研发周期的发展需求，近年来，飞机设计逐渐由以物理样机为核心的设计向以数字化为核心的设计转变[3]。在飞机数字化设计过程中，结构强度虚拟试验是设计研制过程中的重要环节，其改变了传统的试验模式，即从传统的物理验证模式转向虚实结合、反馈迭代的模式，其目的是通过构建虚拟加载方式代替真实结构物理试验，既能减少型号验证试验的工作量，又能很好地评估结构的强度及性能，实现快速验证分析飞机设计流程中隐含的风险，从而能够降低研发风险，缩短研制周期，降低试验成本。

本文针对飞机机翼静强度试验，分别从复合材料机翼、机翼随动加载技术和结构虚拟试验三个角度，阐述了国内外在复合材料、静强度试验及加载系统、虚拟试验等方面开展的主要研究工作，总结了机翼承载能力在飞机研制中的重要意义，并对我国飞机机翼强度验证能力的发展提出几点展望。

2 复合材料机翼静力试验

2.1 复合材料机翼

目前，随着复合材料技术的不断成熟，以波音787、空客A380和空客A350等为代表的新型民机在机体结构上大量使用了先进的轻质材料和复合材料，在保证结构强度的同时，显著减轻了客机整体结构重量。自1970年以来，各类典型的大型民机复合材料使用占比情况对比如图1[4]所示。

图1 大型民用飞机复合材料的使用情况对比

机翼是民用飞机的重要结构，其通过产生升力平衡飞机自重，实现在空中长航时飞行，同时具有稳定和控制飞行姿态的功能。因此，在机翼结构中应用复合材料，对于提升民用飞机安全性与飞行质量尤为关键。

近年来，国内外针对复合材料机翼开展了大量的研究工作。在国外，HARRIS等[5]对大型复合材料结构的设计和制造技术水平进行了评估，评估的重点是复合材料在大型商用运输机、通用航空飞机、旋翼机、军用飞机和无人运载火箭上的应用以及材料和工艺方法的突破、下一代设计工具和无损检测方法。PANTELAKIS[6]等研究了复合材料飞机结构中粘接技术的发展和应用，介绍了一种用于实现粘接的复合材料连接型材的数值设计方法，表明环境老化和粘接表面的粘接前污染可能会使粘接界面的断裂严重恶化。KUMARI[7]对机翼碳纤维复合材料丁字接头进行了数值研究，在研究中专门开发了复合材料厚板壳体有限元，将其用于复合材料丁字接头的有限元分析，确定强度并研究了丁字接头的性能。Simpson[8]开发了一种单件共固化复合材料机翼，并研究了一种制造单件共固化机翼的方法。

针对复合材料机翼，国内学术界也开展了大量的研究工作。张驰等[9]对两种机翼剖面构型的机翼应力分布分别进行了计算，在三点弯曲试验条件下提供了一个符合强度要求且结构效率较高的全复合材料轻型机翼结构设计方案。郑晓玲[4]对波音787和空客A350复合材料机翼的制造工艺进行了对比分析，发现自动化铺层和成型技术是影响复合材料机翼制造质量的重要因素。针对复合材料大展弦比机翼结构的稳定性问题，夏盛来等[10]在考虑几何非线性的前提下对大展弦比机翼的屈曲和后屈曲进行了有限元分析，得出了结构中的失稳路径。刘峰等[11]对某型无人机复合材料机翼大梁进行了强度设计与优化，实现了对机翼梁的分段铺层设计优化和结构稳定性校核。

2.2 机翼结构静力试验

机翼静强度试验在飞机研制流程中扮演着不可或缺的角色，用于检验不同试验工况载荷下飞机结构强度是否满足设计要求。

国内针对机翼静力试验，同样开展了一定的研究工作。毛一青等[14]进行了M2“风翎号”轻型水陆两栖飞机机翼各项载荷工况静力试验的验证，结果表明，该飞机复合材料机翼结构符合设计要求。刘嘉等[1]通过商用软件，构建了某通用飞机全复合材料机翼结构的有限元壳体模型，并对该机翼进行了极限载荷作用下有限元模拟，评估其静强度，设计生产了机翼的测试部件和试验装置，并进行了试验验证。试验结果与理论计算值基本吻合，证明了机翼有限元建模和分析方法是合理有效的，为结构的进一步优化与改进提供了依据。

3 大展弦比机翼的试验加载技术

3.1 机翼随动加载技术

近年来，高空长航时飞行器在长时间侦察监控、通信中继等军民用方面都有着广阔的发展前景[15]，这类飞机机翼通常采用大展弦比布局形式。试验中，加载方向会随着机翼的变形而发生变化，造成试验加载方向的偏差[16]，导致试验结果不准确。因此，加载系统设计的科学性及合理性决定了大展弦比机翼试验的成败。

近几年，国外对飞机机翼试验的加载方式开展了初步的研究，但公开研究资料很少。国内也开展了相关的综合研究。覃湘桂等[17]从大变形机翼受力的实际情况考虑，设计了一种新型的试验加载方式，即随动加载系统(如图2所示[17])。机翼负载变形后，通过调整作动筒位置控制加载方向，提高了对机翼在大变形情况下法向载荷施加的准确度。通过试验，验证了随动加载系统的效能。陈建国[18]对飞机襟缝翼随动加载关键技术进行了研究攻关，设计了一个高位摆梁随动加载机构(如图3所示[18])。该机构利用位移式作动筒推动摆梁摆动，实现随动跟踪及载荷动态加载，保障飞机襟缝翼收放功能，试验成功进行且结果真实可靠，表明该机构可推广于其他活动翼面试验中的随动加载控制系统研究。

图2 随动加载系统

图3 高位摆梁随动加载系统

针对大展弦比机翼试验任务，李小欢等[19]开发了一套双作动筒随动加载控制系统，如图4所示[19]。该系统将机翼变形分割为N个特征飞行点来确定各加载点与翼面的垂直度，实现垂直跟随加载。试验结果表明，使用该加载系统可以顺利完成大展弦比无人机机翼的试验工作。刘冰等[20]针对大展弦比机翼试验载荷的处理技术，提供了一套全新的试验载荷处理方法流程。以某大型客机大展弦比机翼为研究对象，对其负荷进行分区及调整，该技术能够有效准确地进行试验加载。庞宝才等[21]为保证试验满足可动翼面真实受载情况，提出了一种单点双作动筒随动加载方法(如图5所示[21])，从两个方向对顶来实现运动舵面载荷的动态变化，保证其合力方向始终垂直于舵面，能够有效实现可动翼面加载。

图4 飞行点随动加载系统

图5 对顶等效随动加载机构

3.2 试验实时监测系统

除设计合理的机翼加载系统外，需同时配备试验监测系统，从而实时获取加载情况以及机翼变形情况。韩涛等[22]通过研究某翼型结构随动加载技术的运动及边界保护机制，实现在试验过程中对随动加载设备工作状态的实时监测。该系统可实时监测加载装置的工作状态，其具体功能如图6所示[22]。设备数据终端利用上位机实现人机交互，便于试验人员对试验结果进行实时监测。通过机械保护、红外保护两种监测手段结合，大幅度提高该试验的操作安全性和试验可靠性。范海涛等[23]对国产新型支线客机ARJ21-700全机静力试验数字采集实时监测系统进行了研究。该系统以应力、应变、位移等特征为监控对象，通过数据库存储有限元及试验测量数据，将两者互为参照，完成了对ARJ21-700型飞机全机静力试验的高效实时监测。

图6 监测系统功能示意图

4 机翼强度验证的虚拟试验技术

大型飞机机翼结构通常具有巨大的设计参数组合，因此物理试验通常仅能通过对极其局限的典型设计参数开展研究以验证飞行载荷的安全性，试验成本高昂，且通常并不做到最终破坏。然而在进行虚拟试验的过程中，只需一个分析模型就可以进行多个试验任务。以全尺寸飞机静强度试验为例，建立一个全机有限元模型，给定相应的载荷及约束条件即可完成各种载荷工况下的静力试验，试验不受场地、时间和次数的限制，设计者可尽早发现并解决试验过程中存在的潜在问题。虚拟试验要求能够准确模拟试验对象的结构强度和变形，精确判断结构真实的失效模式，锁定结构中最薄弱的部位，并且虚拟仿真结果具备工程上可以接受的精度[24]。实时、精确、快速地收集并分析试验数据，对于试验结果具有重要的意义。

在当今国际航空领域，结构虚拟试验因其在降低设计成本、缩短设计周期方面的巨大优势而受到了广泛的关注。近年来，在欧美一些发达国家，无论是军方还是各航空公司，都投入了大量的人力和经费进行虚拟试验技术的研究，并取得了丰富的研究成果。美国波音公司建立了多层次、多尺度虚拟试验分析验证平台GENOA[25]。该软件将微观力学和整体分析相结合，基于渐进失效分析方法，对微型空间飞机X-37的性能及设计寿命进行了评估[26]。美国Collier公司和波音公司、NASA兰利研发中心开发了一个基于高保真破坏分析方法的软件HyperSizer[27]。该软件将局部损伤分析与全尺寸有限元结构分析相结合，从而确定结构可能出现的破坏模式。欧洲空客公司根据前期试验经验，对A340、A380、A300等机体部件作了相应的分析验证，并提出了虚拟试验的目标及未来发展路线。OSTERGAARD等[28]研究了空客飞机结构在静载荷条件下的虚拟试验技术，采用多尺度分析描述了在不同尺度和保真度水平下顺序耦合不同分析模型的过程，特别关注材料和紧固件的详细失效预测方法。

国内研究起步较晚，但目前在航空领域，虚拟试验技术在多个科研项目中得到积极尝试，并取得了一定成果。孙侠生等[29]综述了国外在该领域进行的科学研究工作，并提出了积木式的试验与分析相结合的认证策略(如图7所示[29])，即以大量结构与材料试验数据分析为基础，通过多层次建模方法，进行精确的渐进式破坏模拟。但因为目前分析模型并不能充分模拟构件细节的不确定影响，且部分构件损伤机制还未进行完全证实，因此，虚拟试验无法彻底摆脱常规结构试验。赵谋周等[30]以大型飞机物理试验为基础，开发了以机翼壁板和翼梁为基础的虚拟结构强度技术。该技术通过建立层次化应力分析模型系统，考虑翼梁弯曲失稳的影响及翼肋刚度，为机翼结构强度分析及优化提供了参考。杨全等[31]采用渐进式分析策略，首先判断整体结构应力分布及变形，筛选出危险部位，建立局部细化子模型，获取总体分析边界条件，形成子模型的连续约束。该子模型可对破坏形态及损伤演化进行模拟，该策略合理、有效且可将结构失效模式可视化。

图7 “积木块”结构认证过程

从现实意义上讲，虚拟试验与物理试验可进行相互印证，在虚拟试验技术逐步完善成熟的前提下，完全可以由其取代组件部件一级的部分物理试验，在降低试验成本、缩短试验周期方面具有重要意义。虚拟试验主要是建立准确的数学模型，结构化管理试验过程中的仿真数据和物理数据。金士兵等[32]根据虚拟试验的特点，依据飞行器试验技术研究的发展要求，通过虚拟仿真、虚实对比等手段，进行试验模型的验证和校核，最终得到一个型号可信的虚拟样机，为后续的研发与试验提供依据。其原理图如图8所示[32]。

图8 虚拟试验原理图

在结构分析与数据库方面，有较好的基础和条件，国内研发了若干大型结构分析软件。中国飞机强度研究所具备10年以上的虚拟试验技术经验，建立了积木式静力虚拟试验流程，打通了数据传递的瓶颈，实现了以数据库支持的积木式虚拟试验技术，成功完成了对ARJ21-700、AG600、C919等国产飞机的全机结构静强度虚拟试验，实现虚拟测试与物理试验并行开展，如图9所示[33]。王海燕等[33]结合国内开展的静强度虚拟试验经验，对虚拟试验模型构建、虚拟装配、模型评估及修正等关键技术开展了深入研究，形成了一套航空结构静强度虚拟试验通用要求，显著提升了飞机结构试验能力。

图9 与物理试验并行的静强度虚拟试验

5 总结与展望

从目前飞机机翼结构静力试验技术的研究现状来看，其未来发展的趋势主要包括以下几部分内容：

(1)复合材料技术。在材料科学领域，可能会出现由发展金属材料、高分子聚合物、陶瓷和复合材料的传统单一角色转变为发展纳米结构、功能化、自组装和自修复材料的革命性转变，因此未来民机结构中复合材料的应用将进一步深入。然而，在将复合材料大规模应用于新型民机研制之前，应对复合材料关键特性进行全面深入的前期调研与论证。对复合材料结构的应用必须以积木式验证试验为框架，由材料组分级的集成复合材料分析方法确定复合材料结构纤维和基体的力学性能，最终，将材料组分性能拓宽至复合材料元件、结构件及全尺寸结构的破坏分析，为复合材料全尺寸结构的验证试验提供思路。

(2)结构优化设计技术。结构优化设计是保证民机强度、降低结构重量的关键途径。随着机器学习、有限元分析等先进理论体系的逐步完善，传统的经验设计方法将被可靠、先进的数据驱动分析方法替代。利用高精度有限元模型与神经网络实现数据深度融合，从而为高效精确预测损伤起始和增长、结构失效模式和损伤结构剩余强度提供技术支撑。

(3)结构虚拟试验技术。在虚拟试验建模中，一些难以确定的参数可通过物理试验确定，并将这些试验测量数据作为虚拟试验模型的输入条件，提升虚拟试验模型的可信度。同时，在已有型号研制中积累的大量结构试验数据能够通过知识迁移等方式应用于新型民机虚拟试验中，从而形成一种新型飞机设计高效的验证范式。