基于擺臂式隨動(dòng)加載技術(shù)的活動(dòng)翼面功能試驗(yàn)及應(yīng)用

張 柁，張 園，任 鵬，王鑫濤

(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，西安 710065；2.西安長(zhǎng)慶科技工程有限責(zé)任公司，西安 710021)

飛機(jī)結(jié)構(gòu)中的活動(dòng)翼面，如襟翼、縫翼、升降舵、方向舵、副翼、擾流板等，在操縱運(yùn)動(dòng)過(guò)程中是否卡滯或干擾，直接影響到飛機(jī)的操縱性能和飛行安全。因此，在飛機(jī)起飛、降落和飛行過(guò)程中起著重要的作用。一直受到飛機(jī)設(shè)計(jì)、制造和試驗(yàn)的高度重視[1-2]。

在飛機(jī)實(shí)際飛行過(guò)程中，活動(dòng)翼面的受力和運(yùn)動(dòng)有著共同的特點(diǎn)，就是活動(dòng)翼面隨著飛機(jī)飛行姿態(tài)的變化繞其轉(zhuǎn)軸偏轉(zhuǎn)一定角度，在偏轉(zhuǎn)過(guò)程中，受到的氣動(dòng)載荷大小和方向不斷變化。

為了模擬活動(dòng)翼面偏轉(zhuǎn)過(guò)程中的真實(shí)受載，活動(dòng)翼面功能試驗(yàn)要求既要保證在各活動(dòng)翼面處于固定位置時(shí)載荷的幅值和方向，同時(shí)也要保證各活動(dòng)翼面在偏轉(zhuǎn)過(guò)程中的載荷幅值及方向。

活動(dòng)翼面功能試驗(yàn)隨動(dòng)加載是檢驗(yàn)和測(cè)試活動(dòng)翼面收放失效模式、安全性和可靠性最為有效的方法，是飛機(jī)定型前需要進(jìn)行的一項(xiàng)重要的地面驗(yàn)證試驗(yàn)。進(jìn)行飛機(jī)活動(dòng)翼面功能試驗(yàn)在新機(jī)研制過(guò)程中具有不可替代的作用，是飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度試驗(yàn)的重要組成部分。

針對(duì)此問(wèn)題，美國(guó)、歐洲、日本和俄羅斯進(jìn)行了一些飛機(jī)活動(dòng)翼面收放隨動(dòng)加載試驗(yàn)研究，但是很少有報(bào)道。在中國(guó)，文獻(xiàn)[3]將活動(dòng)翼面偏轉(zhuǎn)至不同角度，分別對(duì)翼面進(jìn)行靜力試驗(yàn)和疲勞試驗(yàn)，文獻(xiàn)[4]基于氣動(dòng)載荷鉸鏈力矩相等的鐵鳥(niǎo)舵面收放加載試驗(yàn)，都難以真實(shí)模擬活動(dòng)翼面在飛機(jī)飛行過(guò)程中的真實(shí)受載歷程，不能滿(mǎn)足活動(dòng)翼面功能試驗(yàn)的要求。文獻(xiàn)[5]采用延長(zhǎng)活動(dòng)翼面氣動(dòng)載荷加載力線(xiàn)長(zhǎng)度的方法來(lái)減小偏轉(zhuǎn)過(guò)程中載荷受角度的影響，使得變方向問(wèn)題轉(zhuǎn)換為方向不變問(wèn)題，該方法對(duì)于活動(dòng)翼面偏轉(zhuǎn)角度較小且所受載荷為拉向載荷時(shí)，可以有效地降低誤差，保證試驗(yàn)在一定的誤差范圍內(nèi)，然而當(dāng)所受載荷為壓向載荷時(shí)，考慮到加載穩(wěn)定性，加載執(zhí)行機(jī)構(gòu)需直接與載荷施加裝置相連，無(wú)法延長(zhǎng)加載力線(xiàn)，因此該方法就不能滿(mǎn)足試驗(yàn)要求。文獻(xiàn)[6]采用“位控+力控+軌道小車(chē)”的加載方法，設(shè)計(jì)了一套帶軌道的小車(chē)，滑動(dòng)小車(chē)一端與位控作動(dòng)筒相連，一端與力控作動(dòng)筒相連，通過(guò)位控作動(dòng)筒控制滑動(dòng)小車(chē)沿導(dǎo)軌運(yùn)動(dòng)來(lái)改變加載方向，通過(guò)力控作動(dòng)筒控制施加到活動(dòng)翼面上的載荷大小，該方法對(duì)于活動(dòng)翼面的運(yùn)動(dòng)軌跡投影到某平面為直線(xiàn)軌跡且所受載荷為拉向載荷情況，能夠保證氣動(dòng)載荷精準(zhǔn)施加。對(duì)于活動(dòng)翼面運(yùn)動(dòng)軌跡投影為非直線(xiàn)軌跡及所受載荷為壓向載荷，該方法不能滿(mǎn)足試驗(yàn)要求。文獻(xiàn)[7]采用了力的矢量合成加載方案。該方案通過(guò)同時(shí)控制兩個(gè)力控作動(dòng)筒的載荷，使其合力與翼面不同角度時(shí)的載荷一一對(duì)應(yīng)，保證合力方向始終垂直于翼面弦平面。然而對(duì)于活動(dòng)翼面由多個(gè)翼面組成、不同翼面的加載點(diǎn)存在共面的情況，力的矢量合成加載方案會(huì)導(dǎo)致加載作動(dòng)筒空間干涉問(wèn)題，再者翼面后退量大時(shí)，加載機(jī)構(gòu)占用空間龐大，無(wú)法滿(mǎn)足試驗(yàn)需求。

鑒于此，現(xiàn)提出一種擺臂式隨動(dòng)加載技術(shù)，設(shè)計(jì)驗(yàn)證試驗(yàn)驗(yàn)證該方法的可行性，最后應(yīng)用于型號(hào)試驗(yàn)。

1 活動(dòng)翼面功能試驗(yàn)隨動(dòng)加載技術(shù)

1.1 試驗(yàn)載荷

在飛機(jī)真實(shí)飛行歷程中，活動(dòng)翼面在不同打開(kāi)角度，其結(jié)構(gòu)均承受垂向、航向、側(cè)向三方向載荷，需要對(duì)活動(dòng)翼面載荷按載荷方向分別進(jìn)行處理，處理流程如圖1所示。

P為載荷；∑P為總載

通常情況下，活動(dòng)翼面所受的側(cè)向載荷相對(duì)較小，且對(duì)于考核部位及控制剖面損傷貢獻(xiàn)度很小，因此，在試驗(yàn)載荷處理時(shí)舍棄。基于活動(dòng)翼面所處安裝位置及其自身結(jié)構(gòu)特點(diǎn)，其在飛行過(guò)程中所受載荷的復(fù)雜性，按圖1經(jīng)過(guò)平衡計(jì)算及誤差評(píng)估循環(huán)迭代后，得到滿(mǎn)足剖面誤差控制要求的活動(dòng)翼面載荷處理結(jié)果，活動(dòng)翼面垂向和航向加載力線(xiàn)分布如圖2所示。

圖2 活動(dòng)翼面加載力線(xiàn)分布圖

其中，垂向加載點(diǎn)均為拉向載荷，試驗(yàn)中需要在活動(dòng)翼面蒙皮處加載位置粘貼膠布帶，用連接件(一般用鋼絲繩)連接鋁棒和杠桿，組成膠布帶-杠桿系統(tǒng)[8-9]，其加載示意圖如圖3所示。

圖3 膠布帶-杠桿系統(tǒng)示意圖

圖2中活動(dòng)翼面所受的航向載荷為拉壓雙向載荷，試驗(yàn)中需要在活動(dòng)翼面蒙皮處加載位置粘貼拉壓墊專(zhuān)用膠布帶，用于固定壓載所需木塊。木塊上方放置卡板，卡板兩端通過(guò)通用鋁棒與膠布帶相連組成膠布帶拉壓墊-杠桿系統(tǒng)[10-11]，其加載示意圖如圖4所示。

圖4 膠布帶拉壓墊-杠桿系統(tǒng)示意圖

1.2 擺臂式隨動(dòng)加載技術(shù)

針對(duì)活動(dòng)翼面受載特點(diǎn)，為了保證活動(dòng)翼面偏轉(zhuǎn)過(guò)程中作用于翼面上的垂向和航向載荷的幅值和方向時(shí)時(shí)跟隨翼面變化，提出了擺臂式隨動(dòng)加載技術(shù)，設(shè)計(jì)了一套擺臂框架，該框架轉(zhuǎn)軸與活動(dòng)翼面運(yùn)動(dòng)轉(zhuǎn)軸重合，將作用于活動(dòng)翼面上的垂向和航向載荷執(zhí)行機(jī)構(gòu)固定于該框架上，通過(guò)位移執(zhí)行機(jī)構(gòu)控制擺臂框架沿翼面轉(zhuǎn)軸轉(zhuǎn)動(dòng)，使固定于擺臂框架上的垂向和航向載荷執(zhí)行機(jī)構(gòu)實(shí)時(shí)跟隨活動(dòng)翼面同步運(yùn)動(dòng)，從而保證垂向和航向載荷精準(zhǔn)施加，隨動(dòng)加載原理圖如圖5所示。

圖5 隨動(dòng)加載原理圖

考慮到電動(dòng)缸的精準(zhǔn)位移控制特性，采用電動(dòng)缸作為位移執(zhí)行機(jī)構(gòu)，同時(shí)為了消除擺臂框架重量對(duì)隨動(dòng)運(yùn)動(dòng)的影響，采用反配重方式在擺臂框架重心處進(jìn)行扣重。

擺臂式隨動(dòng)加載裝置由兩個(gè)“C”形搖臂、斜支臂、加載橫梁、絞支橫梁等部分形成整體。該裝置可以繞兩個(gè)搖臂的單耳接頭的轉(zhuǎn)軸轉(zhuǎn)動(dòng)，同時(shí)兼顧強(qiáng)度及自身質(zhì)量問(wèn)題。為了避免卡死，轉(zhuǎn)軸單耳接頭及絞支橫梁上與電動(dòng)缸相連的單耳內(nèi)均鑲嵌關(guān)節(jié)軸承?？p翼隨動(dòng)加載機(jī)構(gòu)如圖6所示，運(yùn)動(dòng)幾何關(guān)系圖如圖7所示。

圖6 擺臂式隨動(dòng)加載方案示意圖

α為活動(dòng)翼面偏轉(zhuǎn)角度；L1為電動(dòng)缸初始長(zhǎng)度；L′1為電動(dòng)缸偏轉(zhuǎn)角度后的長(zhǎng)度；L2為電動(dòng)缸安裝位置到轉(zhuǎn)軸的長(zhǎng)度；ΔL為電動(dòng)缸運(yùn)動(dòng)的距離

由圖7中幾何關(guān)系可得到框架帶動(dòng)加載作動(dòng)筒偏轉(zhuǎn)角度與電動(dòng)缸伸縮量之間的關(guān)系為

(1)

1.3 控制策略

通過(guò)式(1)可將活動(dòng)翼面運(yùn)動(dòng)過(guò)程中角度變化量轉(zhuǎn)換為電動(dòng)缸所在位置位移變化量，試驗(yàn)時(shí)，活動(dòng)翼面運(yùn)動(dòng)、擺臂隨動(dòng)框架偏轉(zhuǎn)、活動(dòng)翼面載荷施加三者同步協(xié)調(diào)加載。

試驗(yàn)中通過(guò)地面控制臺(tái)控制活動(dòng)翼面運(yùn)動(dòng)和擺臂框架偏轉(zhuǎn)，保證擺臂式框架與翼面始終保持同步，協(xié)調(diào)控制系統(tǒng)控制作動(dòng)筒施加試驗(yàn)工況對(duì)應(yīng)載荷。地面控制臺(tái)與協(xié)調(diào)控制系統(tǒng)間通過(guò)Input/Output信號(hào)進(jìn)行交互。隨動(dòng)加載邏輯示意圖如圖8所示。

圖8 隨動(dòng)加載邏輯示意圖

試驗(yàn)控制策略如下：試驗(yàn)運(yùn)行過(guò)程中，當(dāng)兩套系統(tǒng)準(zhǔn)備就緒后，協(xié)調(diào)控制系統(tǒng)按照載荷譜中的設(shè)置，給控制臺(tái)發(fā)送偏轉(zhuǎn)驅(qū)動(dòng)信號(hào)Output，控制臺(tái)接收到信號(hào)后返回偏轉(zhuǎn)應(yīng)答信號(hào)Response，隨后控制臺(tái)控制活動(dòng)翼面及擺臂框架偏轉(zhuǎn)，同時(shí)協(xié)調(diào)控制系統(tǒng)控制作動(dòng)筒開(kāi)始加載，待活動(dòng)翼面及擺臂框架運(yùn)動(dòng)到位后，控制臺(tái)給控制系統(tǒng)到位信號(hào)Input，控制系統(tǒng)收到到位信號(hào)，同時(shí)加載點(diǎn)載荷完成加載后，活動(dòng)翼面偏轉(zhuǎn)加載過(guò)程完成，以此類(lèi)推完成所有狀態(tài)偏轉(zhuǎn)過(guò)程載荷隨動(dòng)施加。試驗(yàn)控制策略如圖9所示。

圖9 試驗(yàn)控制策略圖

2 試驗(yàn)應(yīng)用

2.1 試驗(yàn)方式

為了驗(yàn)證該方法的正確性，開(kāi)展了驗(yàn)證試驗(yàn)研究。選取了某型飛機(jī)縫翼結(jié)構(gòu)，該型飛機(jī)縫翼由4段組成，因此設(shè)計(jì)的擺臂隨動(dòng)加載裝置由4段組成，擺臂隨動(dòng)加載裝置模型如圖10所示，對(duì)隨動(dòng)加載裝置進(jìn)行現(xiàn)場(chǎng)安裝，現(xiàn)場(chǎng)安裝圖如圖11所示。

圖10 擺臂隨動(dòng)加載裝置模型

圖11 現(xiàn)場(chǎng)安裝圖

為了驗(yàn)證擺臂框架偏轉(zhuǎn)與縫翼偏轉(zhuǎn)同步性，分別在縫翼翼面和擺臂框架上粘貼60°量程的傾角傳感器，分別為傾角傳感器1和傾角傳感器2，用來(lái)實(shí)時(shí)獲取縫翼和擺臂的偏轉(zhuǎn)角度，如圖12所示，該傾角傳感器可以對(duì)縫翼偏轉(zhuǎn)角度進(jìn)行自動(dòng)、同步采集。

圖12 傾角傳感器示意圖

試驗(yàn)中安裝垂向作動(dòng)筒10個(gè)，均為3 t 1 m力控作動(dòng)筒，用于施加縫翼垂向載荷，施加方式如圖3所示；航向作動(dòng)筒6個(gè)，均為3 t 1 m的力控作動(dòng)筒，用于施加縫翼航向載荷，施加方式如圖4所示；電動(dòng)缸選用5 t 1 m的電動(dòng)缸，用于控制擺臂框架偏轉(zhuǎn)。

試驗(yàn)加載控制設(shè)備使用FlexTest 200協(xié)調(diào)加載控制系統(tǒng)，控制系統(tǒng)誤差不大于1%FS(FS為滿(mǎn)量程)[12-13]。相對(duì)每一級(jí)載荷值，均滿(mǎn)足：①各加載點(diǎn)協(xié)調(diào)加載；②加載點(diǎn)動(dòng)態(tài)誤差≤3%Pmax(Pmax為該點(diǎn)最大載荷值)；③加載點(diǎn)靜態(tài)誤差≤1%Pmax；④試驗(yàn)系統(tǒng)具有能夠自動(dòng)保存加載系統(tǒng)保護(hù)前后各10 s載荷數(shù)據(jù)的能力。

試驗(yàn)應(yīng)變數(shù)據(jù)采集使用ST18-2數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)，該采集系統(tǒng)能對(duì)應(yīng)變數(shù)據(jù)進(jìn)行實(shí)時(shí)自動(dòng)采集，且滿(mǎn)足：①應(yīng)變片采用BE系列A級(jí)應(yīng)變片；②ST18-2數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)的測(cè)量誤差不大于1%FS。

試驗(yàn)各加載點(diǎn)安裝完成后，先進(jìn)行加載點(diǎn)作動(dòng)筒收放、調(diào)零、連點(diǎn)和單點(diǎn)調(diào)，確認(rèn)各加載點(diǎn)安裝無(wú)誤，各加載點(diǎn)油路、控制系統(tǒng)線(xiàn)路連接正常，同時(shí)，單點(diǎn)調(diào)試解決了控制系統(tǒng)文件配置和參數(shù)合理性問(wèn)題，調(diào)試后各加載點(diǎn)滿(mǎn)足加載跟隨性的需要。隨后進(jìn)行縫翼功能試驗(yàn)。

按照?qǐng)D9所示的控制方案完成襟縫翼功能試驗(yàn)?？p翼功能試驗(yàn)按如下步驟進(jìn)行。

步驟一各崗位完成所負(fù)責(zé)的設(shè)備、儀器、儀表的檢查和維護(hù)并報(bào)告指揮。

步驟二加壓并檢查加載設(shè)備油路、MTS協(xié)調(diào)加載控制系統(tǒng)、控制臺(tái)及加載設(shè)備是否正常。

步驟三MTS協(xié)調(diào)控制系統(tǒng)給控制臺(tái)發(fā)送偏轉(zhuǎn)至3°的驅(qū)動(dòng)信號(hào)。

步驟四控制臺(tái)控制活動(dòng)翼面及擺臂框架開(kāi)始偏轉(zhuǎn)至3°，同時(shí)MTS協(xié)調(diào)控制系統(tǒng)控制作動(dòng)筒開(kāi)始對(duì)活動(dòng)翼面進(jìn)行隨動(dòng)加載。

步驟五待活動(dòng)翼面及擺臂框架偏轉(zhuǎn)至3°后，控制臺(tái)給MTS控制系統(tǒng)發(fā)到位信號(hào)。

步驟六MTS控制系統(tǒng)收到到位信號(hào)，同時(shí)加載點(diǎn)載荷完成加載后，活動(dòng)翼面隨動(dòng)加載過(guò)程完成。

步驟七按照步驟三～步驟六完成偏轉(zhuǎn)至5°、8°、10°、13°、15°、18°、20°、23°及27°的隨動(dòng)加載過(guò)程。

步驟八MTS協(xié)調(diào)加載控制系統(tǒng)及控制臺(tái)卸壓、卸載，關(guān)閉設(shè)備。

2.2 試驗(yàn)結(jié)果分析

試驗(yàn)過(guò)程中加載穩(wěn)定，載荷協(xié)調(diào)，力控作動(dòng)筒、電動(dòng)缸控制正常，擺臂框架運(yùn)動(dòng)協(xié)調(diào)，未出現(xiàn)卡滯、超差、報(bào)警等異常情況，試驗(yàn)順利完成。

試驗(yàn)結(jié)束后，對(duì)試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行回收，加載點(diǎn)的加載過(guò)程曲線(xiàn)如圖13所示。圖中CMD為控制曲線(xiàn)，F(xiàn)BK為反饋曲線(xiàn)，加載點(diǎn)反饋與命令跟隨性良好，誤差滿(mǎn)足加載誤差要求。

圖13 加載過(guò)程曲線(xiàn)

應(yīng)急卸載后，對(duì)應(yīng)急卸載數(shù)據(jù)進(jìn)行回收。加載點(diǎn)的應(yīng)急卸載曲線(xiàn)如圖14所示，從圖14可以看出，加載點(diǎn)載荷卸載迅速、數(shù)據(jù)回收功能正常，應(yīng)急卸載功能滿(mǎn)足試驗(yàn)要求。

圖14 加載點(diǎn)應(yīng)急卸載曲線(xiàn)

試驗(yàn)過(guò)程中記錄的縫翼偏轉(zhuǎn)角度(傾角傳感器1)和擺臂偏轉(zhuǎn)角度(傾角傳感器2)的反饋值，加載結(jié)果如表1所示，可以看出，擺臂框架偏轉(zhuǎn)角度與翼面偏轉(zhuǎn)角度誤差在1%以?xún)?nèi)，滿(mǎn)足試驗(yàn)要求。

表1 傾角傳感器1和傾角傳感器2的加載結(jié)果

圖15所示為試驗(yàn)過(guò)程中縫翼考核部位應(yīng)變-載荷曲線(xiàn)圖，可以看出，應(yīng)變與載荷具有很好的線(xiàn)性關(guān)系，試驗(yàn)過(guò)程平穩(wěn)，隨動(dòng)加載裝置穩(wěn)定，試驗(yàn)結(jié)果滿(mǎn)足試驗(yàn)要求。

圖15 考核部位應(yīng)變-載荷曲線(xiàn)圖

3 結(jié)論

(1)設(shè)計(jì)的擺臂式裝置隨動(dòng)施加載荷，試驗(yàn)過(guò)程平穩(wěn)，載荷協(xié)調(diào)，各個(gè)作動(dòng)筒跟隨良好，未出現(xiàn)卡滯、超載、報(bào)警等異常現(xiàn)象，證明了活動(dòng)翼面隨動(dòng)加載方案的可行性。

(2)經(jīng)試驗(yàn)表明，擺臂框架與活動(dòng)翼面偏轉(zhuǎn)角度誤差小于1%，實(shí)現(xiàn)了活動(dòng)翼面的隨動(dòng)加載，真實(shí)模擬了翼面偏轉(zhuǎn)過(guò)程中所受的氣動(dòng)載荷，方法科學(xué)有效。