全尺寸飞机部件试验载荷配平方法研究

2022-05-31张建锋

工程与试验 2022年1期

李涛，张建锋

(中国飞机强度研究所全尺寸飞机结构静力/疲劳航空科技重点试验室，陕西西安 710065)

1 引言

国内外为验证飞机结构设计是否满足要求，均要求在设计阶段进行全尺寸结构静强度验证试验。我国现行的军、民机强度规范及适航条例均对飞机结构(含结构部件)的静力、耐久性和损伤容限试验作了强制性的规定[1]。欧美、俄罗斯等在前期研发阶段投入的全尺寸部件较多，我国目前在全尺寸飞机结构静强度试验之前的研发阶段投入部件试验数量较少，部件试验考核不充分。因此，国内在全尺寸飞机结构静强度验证试验中经常安排若干个部件静强度试验，以检验各部件及其连接区的静强度是否满足设计要求[2]。

在全尺寸飞机结构静强度验证试验时，部件试验的边界条件更为真实，避免单独设计夹具以模拟考核部件的支持状态。为保证试验支持点的安全性，或兼顾试验考核部位的变形等，部件试验需要施加配平载荷。但对于部件试验的配平载荷选择，目前没有统一的原则和方法。载荷配平方案选择不当，可能导致局部载荷过大、试验规模增加。

本文以全尺寸飞机的部件试验载荷配平方法为研究对象，目的是在保证真实地模拟部件受载的前提下，提出一种载荷配平的原则和方法，这对部件试验的载荷配平方案设计具有指导意义。

2 部件试验载荷配平的一般要求

在全尺寸飞机结构静强度验证试验中，试验件支持是试验实施的基础和前提条件，不仅用于试验准备期间的支持，而且在试验过程中保持试验件姿态稳定，其贯穿于整个试验过程。国军标GJB 67.9A-2008要求，全机试验的约束点是静定的[3]。目前，全尺寸飞机结构静强度试验常用的方法为：3个垂向约束、2个航向约束、1个侧向约束；3个垂向约束、1个航向约束、2个侧向约束。

3个垂向约束是通过3个起落架将飞机悬空支持，将3个起落架通过假轮悬吊于杠杆的一端，杠杆的另一端安装位移控制作动筒，限制试验机的垂向位移。对于航向、侧向约束的设置则有两种不同的方法：约束方法(a)是在主起落架处设2个航向约束和1个侧向约束，如图1所示；约束方法(b)是在前起落架设置1个航向约束，在前起落架、主起落架分别设置1个侧向约束。以上两种航向、侧向约束的约束位置和数量不同，但均可以与起落架垂向支持点共同约束试验件的6个自由度。其中，约束方法(a)和3个起落架将飞机悬空支持已通过多个试验验证，安全可靠，已成为全尺寸飞机静力/疲劳试验通用的约束模式[4〗。

图1 全机悬空支持示意图

本文的坐标系定义如下：原点位于机头，x轴指向航向，向后为正；y轴垂直于飞机对称面，指向右机翼为正；z轴方向由右手坐标系决定。在全尺寸飞机结构试验中，各考核部位载荷、配平载荷和约束点载荷是平衡的，即满足力平衡和矩平衡条件。

全尺寸飞机结构静强度验证试验部件载荷较小，有无配平载荷对考核部位不会产生影响，可以先不施加配平载荷。由于施加在考核部位的主动载荷相对于全机总体坐标系是非平衡的，主动载荷的力和弯矩由试验机的各个约束点平衡。为确保试验件安全和试验机姿态稳定，可以根据加载点位置、载荷方向和载荷值计算各约束点理论载荷，分析此载荷是否会对考核部位产生影响(如使各约束点连接区域产生较大变形或局部损伤等)。如无影响，则可不施加配平载荷。

在全尺寸飞机静强度试验中，操纵系统静强度试验经常不施加配平载荷，仅施加操纵装置的主动载荷。当某个部件试验载荷较大，同时试验机约束点的支反力远小于约束点承载能力，且支持结构也可以承受该方向的支反力，则该部件试验不需要配平载荷。部件试验载荷较大时，如果支反力大于约束点极限承载能力的40%，或支持结构不能承受该方向的支反力，则应在部件试验中给出配平载荷，避免约束点的损伤[5]。

此外，部分部件试验对试验件状态要求较高，如副翼部件试验可能需要机翼在一定变形量下进行，若单纯地依靠试验件支持，可能导致试验加载误差较大。因此，也需要在部件试验时给出配平载荷。

3 部件试验载荷配平基本原则

部件试验的主要目的是在全尺寸结构静强度试验中检验各部件本体结构及其连接区设计是否满足强度要求，因此，对于所有部件试验的配平方案必须满足如下条件：

(1)不影响考核原则。部件试验的配平载荷不能影响考核部件的载荷分布或者支持结构的相对变形。配平载荷最好是受力结构某一载荷状态的部分外载，如：起落架的地面载荷，发动机的推力，机翼的升力等。同时，选择的配平载荷不能超过该部件的限制载荷。若配平载荷接近甚至大于配平部件的限制载荷，在试验过程中会增加试验件意外损伤的可能性。

(2)就近原则。一般尽量使配平载荷施加部位靠近试验考核部件，以缩短载荷传递路径，降低附加力矩。由于飞机的主操纵面(如升降舵、方向舵等)一般位于飞机的尾部，在进行升降舵、方向舵、平尾、垂尾等部件的静力试验时应就近配平，防止配平载荷过大和传递路径变远。

(3)最小规模原则。配平载荷应考虑最小规模原则，若配平载荷数量过多，将导致试验加载规模加大。载荷传递路径复杂时，配平载荷点传感器的选取、平衡载荷点的扣重及控制误差可以放宽，允许对不同的考核结构使用同一个配平载荷点，这样可减少安装配平载荷加载设备的次数，缩短试验周期。

4 部件试验载荷配平顺序

在全机悬空支持或其他支持情况下，部件试验载荷不仅应遵循以上载荷配平的基本原则，还应该兼顾载荷配平的顺序问题。部件试验载荷配平顺序与试验件的支持方式密切相关，如果载荷配平顺序选择不当，可能产生额外的配平载荷，导致试验加载规模增大，增加试验的风险和难度。

载荷配平顺序应从约束点设置数量最小的方向开始。对于约束方法(a)，载荷配平顺序应遵从先侧向载荷、航向载荷、偏航矩；对于约束方法(b)，载荷配平顺序应遵从先航向载荷、侧向载荷、偏航矩；最后，再处理垂向载荷、俯仰矩、滚转矩。本文以约束方法(a)为主分3种情况分别研究了不同方向主动载荷的配平方案。

(1)主动载荷为航向载荷。航向主动载荷主要为发动机的推力、前缘缝翼和后缘襟翼等活动翼面打开状态的气动力等。首先配平航向力Fx和偏航矩Mz，最后平衡俯仰矩My。航向力Fx可以在发动机、机身、机翼等处施加部分航向配平载荷，剩余的配平载荷保留至航向约束上。航向载荷配平过程中必须保证航向力平衡及偏航矩平衡。由于起落架约束高度、机翼等处航向配平载荷的z坐标有差距，在配平完成后会产生俯仰矩不平衡。因此，可以在机身、机翼或起落架约束等处施加垂向载荷配平附加的俯仰矩。配平俯仰矩过程中，尽量保证配平前垂向载荷加载方向一致，避免出现相反方向加载的问题。

(2)主动载荷为侧向载荷。侧向主动载荷主要是垂尾、方向舵等在偏航机动状态的气动力等。该情况载荷配平的主要原则是首先配平侧向力Fy，其次配平偏航矩Mz，最后配平滚转矩Mx和俯仰矩My。由于全尺寸飞机结构静力试验中经常用发动机假件代替真件以检验发动机连接区的结构强度，侧向力Fy可以在机身、发动机假件等处施加配平载荷进行平衡，计算各侧向平衡点的偏航矩差值，该差值可以在机身、机翼或起落架航向约束上进行配平。在偏航矩平衡过程中会产生俯仰矩，此外还有侧向力引起的未平衡的滚转矩，可以在机翼、起落架约束等处施加垂向载荷配平平衡附加的滚转矩和俯仰矩。

(3)主动载荷为垂向载荷。部件试验中，主动载荷为垂向载荷的情况比较多，如副翼、升降舵、扰流板等活动翼面处于中立或0°位置时的考核工况。此情况垂向载荷的配平遵循上文提到的载荷配平基本原则，以保证考核区的受力状态真实以及试验规模最小化。

以上为3种方向载荷配平顺序，根据上述基本原则和方向制定了载荷配平顺序流程，如图2所示。

图2 部件载荷配平顺序

5 部件试验应用

5.1 配平方案

某型飞机全尺寸静强度试验时的支持方式如图1所示，该型飞机右机翼千斤顶连接静强度试验主要考核千斤顶与机翼连接部位的强度，千斤顶施加的载荷包含垂向载荷和航向载荷。原任务书中配平方案为：发动机航向配平载荷为120%Px(Px为发动机静力试验100%限制载荷情况下的航向载荷)，发动机垂向载荷为110%Pz(Pz为发动机静力试验100%限制载荷情况下的垂向载荷)，同时机身配平载荷均超过或接近全机工况的100%限制载荷。如参照原任务书载荷进行加载，将导致发动机处的载荷超过其100%限制载荷，增加试验风险和试验监控部位，试验加载规模也比较大。

因为千斤顶连接静力试验主要考核顶起点的结构及其支持结构，按照本文上述的载荷配平原则、配平顺序和考核目的，对原任务书的配平方案进行了优化：

(1)按照航向载荷优先配平顺序将发动机航向配平载荷限制为90%Px,其余航向载荷不平衡量保留至主起落架航向约束点，计算载荷调整之后的附加俯仰矩；

(2)取消原任务中发动机垂向配平载荷，将发动机垂向配平载荷等效到相应的机身段施加；

(3)为兼顾右机翼千斤顶连接部位的变形，按照就近原则，在右机翼千斤顶连接部位的内侧和外侧增加配平点；

(4)由于机身配平载荷超过或接近全机工况时的100%限制载荷，通过调整各个机身框载荷分布降低配平载荷量值，同时处理(1)过程中产生的附加俯仰矩。

按照上述方法对试验配平载荷优化处理后，该工况试验加载点由原始的20个降至13个，且将所有加载部位的载荷控制到最大为该部位全机工况的90%限制载荷以内。