基于卡滯響應(yīng)的翼面偏轉(zhuǎn)自動(dòng)切換技術(shù)

張 柁，張 園，楊兆林，勾利娜

（1.中國(guó)飛機(jī)強(qiáng)度研究所?全尺寸飛機(jī)結(jié)構(gòu)靜力/疲勞重點(diǎn)試驗(yàn)室，陜西?西安?710065；?2.西安長(zhǎng)慶科技工程有限責(zé)任公司，陜西?西安?710021；3.長(zhǎng)慶油田勘探開發(fā)研究院，?陜西?西安?710021；4.西部機(jī)場(chǎng)集團(tuán)有限公司，陜西?西安?710075）

由于水陸兩棲飛機(jī)承載著森林滅火、海上救援等特殊作業(yè)任務(wù)，需要頻繁地在水上降落，故機(jī)身結(jié)構(gòu)為船體形狀，承受著船體撞擊的壓力和高速滑行時(shí)的水動(dòng)壓力。為了保證其在波浪水面上降落時(shí)機(jī)體結(jié)構(gòu)的安全性，著水載荷的精準(zhǔn)施加至關(guān)重要[1-2]。然而由于機(jī)身船底水載荷作用區(qū)域結(jié)構(gòu)具有水箱口蓋、抑波板、舭彎和龍骨梁等特殊結(jié)構(gòu)，且船體表面為大面積復(fù)雜曲面，對(duì)試驗(yàn)方法和試驗(yàn)技術(shù)提出了極大的挑戰(zhàn)[3-4]。

鑒于此，本文以水陸兩棲飛機(jī)船尾著水試驗(yàn)為研究對(duì)象，從試驗(yàn)的支持方案、試驗(yàn)載荷處理、試驗(yàn)加載方法和試驗(yàn)結(jié)果分析等方面對(duì)船尾著水試驗(yàn)進(jìn)行研究，并提出一套完整的試驗(yàn)方案。

1 總體思路

在全機(jī)工況活動(dòng)翼面操縱功能檢查試驗(yàn)中，當(dāng)全機(jī)加載到限制載荷時(shí)，需要在規(guī)定時(shí)間內(nèi)一次性獲取活動(dòng)翼面的最大正負(fù)偏角。如果活動(dòng)翼面偏轉(zhuǎn)出現(xiàn)卡滯，需要控制活動(dòng)翼面自動(dòng)反向偏轉(zhuǎn)。常規(guī)的控制技術(shù)難以滿足試驗(yàn)需求。因此，提出了基于卡滯響應(yīng)的翼面偏轉(zhuǎn)自動(dòng)切換技術(shù)，通過多參數(shù)操縱力內(nèi)外限設(shè)置方法，實(shí)現(xiàn)在操縱系統(tǒng)卡滯時(shí)，活動(dòng)翼面自動(dòng)反向偏轉(zhuǎn)，確保一次性獲取活動(dòng)翼面最大正負(fù)偏角。

2 技術(shù)方案

通常當(dāng)操縱系統(tǒng)卡滯時(shí)，駕駛艙內(nèi)操縱駕駛桿、駕駛盤和腳蹬的操縱力就會(huì)驟然增大，試驗(yàn)中可以通過設(shè)置操縱力內(nèi)外限來判斷操縱系統(tǒng)是否卡滯。一旦操縱力超過設(shè)定值，判定翼面出現(xiàn)卡滯，則觸發(fā)預(yù)設(shè)指令，實(shí)現(xiàn)活動(dòng)翼面偏轉(zhuǎn)的自動(dòng)切換，控制系統(tǒng)設(shè)限示意圖如圖1所示。

圖1 ??控制系統(tǒng)設(shè)限示意圖

具體試驗(yàn)步驟為：在正常情況下，操縱功能驗(yàn)證試驗(yàn)需按照翼面偏轉(zhuǎn)全過程譜進(jìn)行。在翼面偏轉(zhuǎn)過程中，若實(shí)測(cè)的操縱力大于設(shè)置的操縱力外限，說明操縱系統(tǒng)出現(xiàn)卡滯，觸發(fā)預(yù)設(shè)指令，驅(qū)動(dòng)活動(dòng)翼面回到中立位置，并繼續(xù)執(zhí)行反向半過程譜；若在執(zhí)行反向半過程譜中實(shí)測(cè)的操縱力大于設(shè)置的操縱力內(nèi)限，說明操縱系統(tǒng)出現(xiàn)卡滯，驅(qū)動(dòng)活動(dòng)翼面回到中立位置，試驗(yàn)結(jié)束。在試驗(yàn)過程中，實(shí)時(shí)記錄翼面偏轉(zhuǎn)角度和操縱力。試驗(yàn)控制流程圖見圖2。

圖2 ??試驗(yàn)控制流程圖

3 試驗(yàn)應(yīng)用

試驗(yàn)按以下程序進(jìn)行：

（1）在試驗(yàn)前，按照試驗(yàn)前的檢查要求對(duì)試驗(yàn)件進(jìn)行全面檢查；

（2）打開各加載點(diǎn)油路，油泵壓力正常；

（3）通過駕駛盤操作副翼操縱系統(tǒng)在極限位置往返1次，同步記錄操縱力和副翼偏轉(zhuǎn)角度，并進(jìn)行應(yīng)變采集；

（4）副翼卡滯檢查操作完畢后控制系統(tǒng)保持；

（5）穩(wěn)定俯仰2.5 g工況加壓加載至扣重波段，保載；

（6）測(cè)量系統(tǒng)調(diào)零；

（7）以5%極限載荷為一級(jí)，逐級(jí)加載至20%極限載荷，保載；

（8）檢查設(shè)備；

（9）以5%極限載荷為一級(jí)，逐級(jí)加載至40%極限載荷，保載；

（10）檢查設(shè)備，確認(rèn)數(shù)據(jù)是否正常；

（11）以5%極限載荷為一級(jí)，逐級(jí)加載至65%極限載荷；

（12）以2%極限載荷為一級(jí)，繼續(xù)加載至67%極限載荷，保載 30 s；

（13）保載過程中再次通過左駕駛盤操作副翼操縱系統(tǒng)在極限位置往返1次，同步記錄操作力和副翼偏轉(zhuǎn)角度，并進(jìn)行應(yīng)變采集；

（14）以7%為一級(jí)，卸載至60%極限載荷；

（15）以10%極限載荷為一級(jí)，逐級(jí)卸載至初始波段，保載3 min再次測(cè)量后卸壓；

（16）在試驗(yàn)過程中，逐級(jí)測(cè)量應(yīng)變、位移，并全程錄像；

（17）完成試驗(yàn)后對(duì)試驗(yàn)件重點(diǎn)考核部位進(jìn)行全面目視檢查，填寫試驗(yàn)變形檢查記錄表和艙門開啟檢查記錄表。

（18）在試驗(yàn)結(jié)束后，將加載反饋數(shù)據(jù)、測(cè)量數(shù)據(jù)存盤，并及時(shí)歸檔。

試驗(yàn)現(xiàn)場(chǎng)照片見圖3。

4 試驗(yàn)結(jié)果

TA600飛機(jī)穩(wěn)定俯仰2.5 g工況限制載荷靜力試驗(yàn)前進(jìn)行了副翼操縱系統(tǒng)操作檢查，未發(fā)現(xiàn)異常，試驗(yàn)加載至67%極限載荷保載過程中再次進(jìn)行了副翼操縱系統(tǒng)操作檢查，同步進(jìn)行了駕駛盤旋轉(zhuǎn)操縱力和副翼偏度測(cè)量，保證了駕駛盤旋轉(zhuǎn)角度與操縱力、副翼偏度試驗(yàn)數(shù)據(jù)的一致性，試驗(yàn)測(cè)量數(shù)據(jù)有效。加載至67%極限載荷時(shí)，駕駛盤旋轉(zhuǎn)角度-操縱力曲線見圖4。

圖 3??試驗(yàn)現(xiàn)場(chǎng)照片

圖4 ??駕駛盤旋轉(zhuǎn)角度-操縱力曲線圖

由圖4可知，當(dāng)加載到67%極限載荷，進(jìn)行副翼操作檢查時(shí)，駕駛盤旋轉(zhuǎn)過程中駕駛盤操縱力曲線和舵面偏轉(zhuǎn)曲線平滑連續(xù)，無驟然變化，舵面及操縱系統(tǒng)無卡滯。

5 結(jié)????論

以大型滅火/水上救援水陸兩棲飛機(jī)穩(wěn)定俯仰2.5 g工況限制載荷靜力試驗(yàn)為研究對(duì)象，提出了基于卡滯響應(yīng)的翼面偏轉(zhuǎn)自動(dòng)切換技術(shù)，并順利完成了強(qiáng)度試驗(yàn)。試驗(yàn)結(jié)果表明：載荷施加準(zhǔn)確且試驗(yàn)數(shù)據(jù)有效、可靠。當(dāng)加載到67%極限載荷時(shí)，在操作副翼操縱系統(tǒng)中，舵面及操縱系統(tǒng)無卡滯。試驗(yàn)的順利完成，表明試驗(yàn)加載方法合理、科學(xué)，試驗(yàn)加載系統(tǒng)可靠，為其他結(jié)構(gòu)強(qiáng)度試驗(yàn)提供參考。