襟縫翼耐久性試驗(yàn)電液伺服協(xié)同加載技術(shù)研究

任鵬,高建,王鑫濤

(中國(guó)飛機(jī)強(qiáng)度研究所全尺寸飛機(jī)結(jié)構(gòu)靜力/疲勞航空科技重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，陜西西安 710065)

0 前言

襟縫翼結(jié)構(gòu)作為飛機(jī)的主要增升裝置，為活動(dòng)翼面結(jié)構(gòu)，在飛機(jī)起飛、降落和飛行過(guò)程中起著重要作用[1-3]。這些活動(dòng)翼面隨著飛機(jī)飛行姿態(tài)的變化，繞各自滑軌運(yùn)動(dòng)一定角度，在運(yùn)動(dòng)過(guò)程中，翼面受到持續(xù)氣動(dòng)載荷作用，受力極其復(fù)雜。襟縫翼翼面及其操縱機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)復(fù)雜，其耐久性關(guān)系飛機(jī)使用安全。

飛機(jī)結(jié)構(gòu)耐久性試驗(yàn)是測(cè)定飛機(jī)在規(guī)定使用和維修條件下的使用壽命，預(yù)測(cè)和驗(yàn)證結(jié)構(gòu)薄弱環(huán)節(jié)和危險(xiǎn)部位，確定結(jié)構(gòu)檢修維護(hù)周期，并為制定檢修大綱提供依據(jù)而進(jìn)行的試驗(yàn)項(xiàng)目[4-5]。

目前，襟縫翼結(jié)構(gòu)靜力/疲勞試驗(yàn)大多以固定作動(dòng)筒的加載方式施加載荷，在試驗(yàn)過(guò)程中襟縫翼打開(kāi)角度變化時(shí)，作動(dòng)筒固定安裝形式使加載方向無(wú)法跟隨打開(kāi)角度變化，試驗(yàn)無(wú)法真實(shí)模擬襟縫翼受載情況，對(duì)襟縫翼翼面及其運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)的考核無(wú)法達(dá)到預(yù)期目標(biāo)。文獻(xiàn)[6]中研究了一種襟翼試驗(yàn)精確隨動(dòng)加載系統(tǒng)，文獻(xiàn)[7]中對(duì)某飛機(jī)襟縫翼疲勞試驗(yàn)系統(tǒng)隨動(dòng)加載技術(shù)進(jìn)行了研究，文獻(xiàn)[8]中對(duì)襟縫翼可動(dòng)翼面的隨動(dòng)加載方法進(jìn)行了研究。

上述加載方法適用于運(yùn)動(dòng)模式簡(jiǎn)單的單一翼面的隨動(dòng)加載，且加載作動(dòng)筒位置調(diào)節(jié)通過(guò)力控或位控作動(dòng)筒實(shí)現(xiàn)[9]，位置控制精度低，控制邏輯單一。試驗(yàn)加載作動(dòng)筒與隨動(dòng)位置控制作動(dòng)筒采用同一套控制系統(tǒng)控制，試驗(yàn)過(guò)程中，某一作動(dòng)筒出現(xiàn)超差或踏步現(xiàn)象，所有作動(dòng)筒會(huì)踏步等待，導(dǎo)致位置控制與翼面運(yùn)動(dòng)無(wú)法同步進(jìn)行，帶來(lái)極大的試驗(yàn)風(fēng)險(xiǎn)。同時(shí)，當(dāng)試驗(yàn)發(fā)生意外保護(hù)時(shí)，無(wú)法保持當(dāng)前加載位置，可能給試驗(yàn)件帶來(lái)意外損傷。

針對(duì)不同運(yùn)動(dòng)模式的翼面結(jié)構(gòu)，提出一種電液伺服協(xié)同加載技術(shù)，除通過(guò)加載系統(tǒng)控制作動(dòng)筒施加載荷外，同時(shí)電動(dòng)伺服加載系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)對(duì)加載作動(dòng)筒加載位置的精確控制，實(shí)現(xiàn)作動(dòng)筒載荷、位置及翼面角度同步協(xié)同加載與控制，提高了運(yùn)動(dòng)翼面疲勞試驗(yàn)載荷施加精度及準(zhǔn)確性，降低了試驗(yàn)風(fēng)險(xiǎn)，為同類運(yùn)動(dòng)翼面隨動(dòng)加載提供借鑒意義。

1 協(xié)同加載方案

襟縫翼耐久性試驗(yàn)過(guò)程中要實(shí)現(xiàn)作動(dòng)筒加載方向始終垂直于襟縫翼弦平面方向，在襟縫翼翼面偏轉(zhuǎn)過(guò)程中，加載方向跟隨同步、協(xié)同加載，且作動(dòng)筒加載載荷隨運(yùn)動(dòng)過(guò)程同步變化。

1.1 襟翼加載方案

某型飛機(jī)機(jī)內(nèi)襟翼結(jié)構(gòu)分為前襟翼、主襟翼、后襟翼三段，為大后退量非定軸轉(zhuǎn)動(dòng)式運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)，打開(kāi)角度為0°→27°→41°，在收起和放下不同角度時(shí)，3段襟翼相對(duì)位置發(fā)生變化，不同打開(kāi)角度內(nèi)襟翼結(jié)構(gòu)相對(duì)位置如圖1所示。在收起0°狀態(tài)時(shí)，前襟翼完全覆蓋于主襟翼上方，后襟翼藏于主襟翼下方，導(dǎo)致在0°狀態(tài)主襟翼上翼面中梁結(jié)構(gòu)之前及后襟翼上翼面無(wú)法加載。在放下41°狀態(tài)時(shí)，3段襟翼分開(kāi)，此狀態(tài)下主襟翼、后襟翼完全放出，上下翼面均可實(shí)現(xiàn)載荷施加。

圖1 襟翼結(jié)構(gòu)不同角度相對(duì)位置示意

針對(duì)襟翼自身結(jié)構(gòu)及受載特點(diǎn)，疲勞試驗(yàn)時(shí)，襟翼加載點(diǎn)分布如圖2所示。

圖2 襟翼結(jié)構(gòu)加載點(diǎn)分布示意

為保證作動(dòng)筒加載力線始終垂直于襟翼翼面弦平面，需保證作動(dòng)筒固定端跟隨翼面同步運(yùn)動(dòng)。針對(duì)襟翼大后退量非定軸轉(zhuǎn)動(dòng)的特點(diǎn)，在運(yùn)動(dòng)過(guò)程中作動(dòng)筒加載力線所掃略曲面上，選取一直線軌道作為作動(dòng)筒固定端運(yùn)動(dòng)軌跡，如圖3所示。利用最小二乘法優(yōu)化該直線軌道，保證該直線與各力線距離平方和最小，從而得到作動(dòng)筒固定端在該軌道運(yùn)動(dòng)時(shí)，加載角度誤差最小。

圖3 襟翼作動(dòng)筒固定端運(yùn)動(dòng)軌道示意

襟翼協(xié)同加載方案中，作動(dòng)筒固定端需在直線軌道上運(yùn)動(dòng)。將滾珠絲杠、滑塊固定于直線軌道，組成滑動(dòng)模組，如圖4所示，利用伺服電機(jī)驅(qū)動(dòng)滾珠絲杠，帶動(dòng)滑塊沿絲杠運(yùn)動(dòng)。

圖4 滑動(dòng)模組結(jié)構(gòu)示意

由于襟翼大后退量運(yùn)動(dòng)特點(diǎn)，對(duì)于襟翼上翼面加載點(diǎn)，作動(dòng)筒固定端運(yùn)動(dòng)距離相對(duì)較長(zhǎng)，考慮到作動(dòng)筒重力扣除及試驗(yàn)安全因素，上翼面加載點(diǎn)采用導(dǎo)向加載的形式。導(dǎo)向滑輪固定于滑動(dòng)模組滑塊上，將襟翼翼面偏轉(zhuǎn)角度與導(dǎo)向滑輪沿滑軌的直線運(yùn)動(dòng)位移同步，滑塊與翼面二者同步運(yùn)動(dòng)，保證二者連線方向始終垂直于翼面弦平面，以實(shí)現(xiàn)滑輪與翼面之間加載方向始終垂直于翼面弦平面。協(xié)同加載運(yùn)動(dòng)方案如圖5所示。

圖5 襟翼上翼面協(xié)同加載方案示意

對(duì)于襟翼下翼面加載點(diǎn)，由于需施加向上載荷，因此采用硬式連接加載形式，由滑動(dòng)模組帶動(dòng)加載點(diǎn)作動(dòng)筒固定端與翼面同步運(yùn)動(dòng)，保證運(yùn)動(dòng)過(guò)程中作動(dòng)筒加載方向始終垂直于翼面弦平面，如圖6所示。

圖6 襟翼下翼面協(xié)同加載方案示意

襟翼耐久性試驗(yàn)時(shí)，翼面運(yùn)動(dòng)過(guò)程中，通過(guò)協(xié)同加載控制系統(tǒng)與伺服電機(jī)位置控制系統(tǒng)協(xié)同加載與控制，翼面和導(dǎo)軌滑塊按照位置關(guān)系以時(shí)間軸同步運(yùn)動(dòng)，保證作動(dòng)筒加載方向與翼面弦平面始終保持垂直，同時(shí)協(xié)同加載控制系統(tǒng)控制作動(dòng)筒施加試驗(yàn)工況對(duì)應(yīng)載荷。

1.2 縫翼加載方案

縫翼結(jié)構(gòu)位于機(jī)翼盒段前緣，通過(guò)4段滑軌及運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)支撐形成多支點(diǎn)梁結(jié)構(gòu)，具有展弦比大、結(jié)構(gòu)狹長(zhǎng)的特點(diǎn)。針對(duì)縫翼結(jié)構(gòu)及受載特點(diǎn)，縫翼加載點(diǎn)分布如圖7所示。疲勞試驗(yàn)時(shí)，縫翼結(jié)構(gòu)需施加垂向、航向雙方向載荷，并保證載荷方向與翼面相對(duì)之間始終不變。

圖7 縫翼結(jié)構(gòu)及加載點(diǎn)分布示意

縫翼為定軸轉(zhuǎn)動(dòng)式運(yùn)動(dòng)方式，打開(kāi)角度為0°→18°→26°?；诳p翼運(yùn)動(dòng)方式特點(diǎn)，設(shè)計(jì)擺臂式加載框架，并將兩個(gè)加載方向作動(dòng)筒均安裝在框架擺臂結(jié)構(gòu)上，框架轉(zhuǎn)軸與縫翼運(yùn)動(dòng)轉(zhuǎn)軸重合。通過(guò)電動(dòng)缸控制框架繞轉(zhuǎn)軸運(yùn)動(dòng)，實(shí)現(xiàn)作動(dòng)筒固定端跟隨框架擺臂與縫翼翼面同步轉(zhuǎn)動(dòng)，并施加載荷?？p翼加載機(jī)構(gòu)如圖8所示。

圖8 縫翼協(xié)同加載方案示意

縫翼翼面隨時(shí)間軸運(yùn)動(dòng)過(guò)程中，位置控制系統(tǒng)控制電動(dòng)缸跟隨翼面協(xié)同運(yùn)動(dòng)，并將縫翼翼面運(yùn)動(dòng)過(guò)程角度變化量轉(zhuǎn)換為電動(dòng)缸所在位置位移變化量，如圖9所示。

圖9 縫翼協(xié)同框架運(yùn)動(dòng)幾何關(guān)系

由圖9中幾何關(guān)系計(jì)算得到縫翼框架帶動(dòng)加載作動(dòng)筒偏轉(zhuǎn)角度與電動(dòng)缸伸縮量之間關(guān)系如式(1)所示

(1)

式中:L1為運(yùn)動(dòng)前電動(dòng)缸長(zhǎng)度;L′1為運(yùn)動(dòng)后電動(dòng)缸長(zhǎng)度;L2為電動(dòng)缸支持點(diǎn)與框架轉(zhuǎn)軸間距離;α為框架旋轉(zhuǎn)角度。

縫翼耐久性試驗(yàn)時(shí)，襟縫翼位置控制系統(tǒng)利用式(1)中電動(dòng)缸伸出量與框架角度關(guān)系控制電動(dòng)缸行程，從而保證縫翼擺臂式框架與縫翼翼面始終保持同步偏轉(zhuǎn)，同時(shí)協(xié)調(diào)加載控制系統(tǒng)控制作動(dòng)筒施加試驗(yàn)工況對(duì)應(yīng)載荷，保證翼面、加載方向、加載載荷協(xié)調(diào)同步變化。

2 試驗(yàn)驗(yàn)證

為了驗(yàn)證上述襟翼、縫翼系統(tǒng)加載方案的可行性，設(shè)計(jì)了試驗(yàn)進(jìn)行驗(yàn)證。

針對(duì)襟翼協(xié)同加載方案，分別對(duì)上翼面和下翼面加載點(diǎn)設(shè)計(jì)試驗(yàn)驗(yàn)證。上翼面加載點(diǎn)加載方案驗(yàn)證試驗(yàn)采用4組滑動(dòng)模組，其中兩組控制橫梁模擬翼面運(yùn)動(dòng)，另外兩組控制導(dǎo)向鏈輪同步運(yùn)動(dòng)，保證鏈輪與橫梁連線方向與翼面弦平面垂線方向始終保持一致，如圖10(a)所示。下翼面加載點(diǎn)加載方案驗(yàn)證試驗(yàn)采用兩組滑動(dòng)模組，加載作動(dòng)筒采用硬式連接形式，作動(dòng)筒固定座端固定在一側(cè)滑動(dòng)模組上，測(cè)力傳感器端固定在另一側(cè)滑動(dòng)模組上，模擬翼面運(yùn)動(dòng)，保證作動(dòng)筒加載方向與翼面弦平面方向始終保持垂直，如圖10(b)所示。

圖10 襟翼加載方案試驗(yàn)驗(yàn)證

驗(yàn)證試驗(yàn)加載載荷曲線及協(xié)同機(jī)構(gòu)運(yùn)動(dòng)曲線如圖11—圖12所示，可以看出：(1)通過(guò)作動(dòng)筒加載載荷曲線可以看出，運(yùn)動(dòng)過(guò)程中，載荷反饋曲線跟隨性良好，載荷誤差小于3%，滿足試驗(yàn)加載要求；(2)通過(guò)協(xié)同機(jī)構(gòu)運(yùn)動(dòng)曲線可以看出，滑動(dòng)模組勻速運(yùn)動(dòng)時(shí)，位移呈完全線性狀態(tài)，襟翼上翼面加載點(diǎn)加載方案驗(yàn)證試驗(yàn)滑動(dòng)模組位置控制加載結(jié)果如表1所示，可以看出位移控制誤差小于1%，滿足誤差要求。

表1 滑動(dòng)模組位置控制加載結(jié)果

圖11 作動(dòng)筒加載載荷曲線

圖12 協(xié)同機(jī)構(gòu)運(yùn)動(dòng)曲線

通過(guò)襟翼加載方案驗(yàn)證試驗(yàn)可以看出，襟翼上、下翼面加載點(diǎn)加載方案應(yīng)用過(guò)程中，加載點(diǎn)方向、載荷誤差均滿足試驗(yàn)要求，保證了試驗(yàn)載荷施加精度和準(zhǔn)確性。

針對(duì)縫翼協(xié)同加載方案，由于加載作動(dòng)筒均固定于擺臂框架上，因此只需驗(yàn)證擺臂框架角度控制精度，設(shè)計(jì)試驗(yàn)驗(yàn)證，如圖13所示。將杠桿一端用螺栓固定于單耳底座，杠桿可繞固定點(diǎn)旋轉(zhuǎn)，用于模擬擺臂框架。液壓作動(dòng)筒用于施加恒定載荷，模擬擺臂框架重力，電動(dòng)缸用于控制杠桿運(yùn)動(dòng)，同時(shí)杠桿上布置有角度傳感器，用于讀取杠桿旋轉(zhuǎn)角度。驗(yàn)證試驗(yàn)翼面角度控制加載結(jié)果如表2所示，可以看出:電動(dòng)缸位置控制轉(zhuǎn)化為翼面角度反饋值誤差均在1%以內(nèi)，滿足試驗(yàn)要求，確保了縫翼加載方案可行。

圖13 縫翼加載方案試驗(yàn)驗(yàn)證

表2 驗(yàn)證試驗(yàn)翼面角度控制加載結(jié)果

3 結(jié)論

通過(guò)對(duì)襟縫翼耐久性試驗(yàn)電液伺服協(xié)同加載技術(shù)的研究及試驗(yàn)驗(yàn)證，得到以下結(jié)論：

(1)針對(duì)襟翼大后退量、非定軸轉(zhuǎn)動(dòng)式運(yùn)動(dòng)特點(diǎn)，提出了“電動(dòng)直線軌道式”協(xié)同加載方案；針對(duì)縫翼定軸轉(zhuǎn)動(dòng)式運(yùn)動(dòng)特點(diǎn)，提出了“搖臂式”協(xié)同加載方案。

(2)提出了針對(duì)運(yùn)動(dòng)翼面隨動(dòng)加載的電動(dòng)、液壓伺服協(xié)同加載技術(shù)，既滿足了翼面運(yùn)動(dòng)過(guò)程中液壓作動(dòng)筒加載誤差要求，又提高了加載位置控制精度，降低了試驗(yàn)風(fēng)險(xiǎn)。

(3)通過(guò)試驗(yàn)驗(yàn)證了襟縫翼電液伺服協(xié)同加載方案的可行性，形成了一套完整的針對(duì)不同運(yùn)動(dòng)形式的翼面協(xié)同加載試驗(yàn)技術(shù)。