直升機(jī)全機(jī)靜力試驗發(fā)展綜述

陳慶童，楊廣根，王衛(wèi)衛(wèi)

(中國直升機(jī)設(shè)計研究所，江西 景德鎮(zhèn) 333001)

0 引言

對于一款全新設(shè)計的飛機(jī)，表明強度和剛度符合要求的最佳且最直接的方法即進(jìn)行驗證試驗?，F(xiàn)代飛機(jī)研發(fā)通常采用積木式設(shè)計驗證體系，作為該驗證體系最頂端的全機(jī)靜強度試驗是在一架全尺寸飛機(jī)結(jié)構(gòu)上開展的，對于驗證符合性意義重大。全機(jī)靜力試驗是在試驗室以對全尺寸飛機(jī)主動施加外載荷的方式測試飛機(jī)在實際使用過程中可能受到的各種極限載荷及相應(yīng)的安全系數(shù)。

從國外先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)研制來看，追求等應(yīng)力水平設(shè)計(除特殊滿足剛度要求的結(jié)構(gòu)部件之外)及低富裕強度剩余系數(shù)，是降低結(jié)構(gòu)重量的主要方式之一。例如，蘇27戰(zhàn)斗機(jī)為提高綜合性能而多次消減結(jié)構(gòu)重量，先后進(jìn)行過5架次不同結(jié)構(gòu)設(shè)計的全機(jī)靜力試驗。在研制中，它是以90%的設(shè)計載荷目標(biāo)來設(shè)計飛機(jī)結(jié)構(gòu)，以滿足飛行中最大工況100%設(shè)計載荷的使用要求，先后通過5次全機(jī)靜力試驗的驗證，完成局部強度薄弱結(jié)構(gòu)的設(shè)計改進(jìn)增強。最后，該型號飛機(jī)成為世界上最先進(jìn)且設(shè)計比較經(jīng)典的飛機(jī)，也是后續(xù)型號飛機(jī)研制的優(yōu)秀平臺，由此可見全機(jī)靜力試驗在飛機(jī)研制過程中的重要性。

全機(jī)靜力試驗技術(shù)即為完成全機(jī)靜力試驗項目而采取的試驗方法和技術(shù)措施，是伴隨飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計和驗證而發(fā)展的。中國的全機(jī)靜力試驗技術(shù)師從蘇聯(lián)，從20世紀(jì)60年代開始發(fā)展，經(jīng)歷了多點人工協(xié)同加載控制階段。其典型特征為兩人一組，分布在各個加載點處，一人對加載結(jié)果進(jìn)行讀數(shù)并下達(dá)指令，另一人采用手搖液壓泵推動執(zhí)行機(jī)構(gòu)的方法對試驗件進(jìn)行加載。其后隨著數(shù)字同步協(xié)調(diào)加載系統(tǒng)的誕生，通過閉環(huán)控制系統(tǒng)控制的多點協(xié)調(diào)同步加載方法使得全機(jī)靜力試驗的精度、速度、可靠性和安全性均得到極大提高。與此同時，試驗測量技術(shù)、分析技術(shù)的進(jìn)步使得試驗結(jié)果便于后期的分析和優(yōu)化，而不必開展代價高昂的破壞試驗。

1 全機(jī)靜力試驗技術(shù)現(xiàn)狀

直升機(jī)全機(jī)靜力試驗為單點懸吊試驗。為保證載荷精度，試驗過程中機(jī)身水平基準(zhǔn)線應(yīng)保持水平(俯仰角±1.5°，偏航角±1.5°，橫滾角±1°)。

1.1 全機(jī)載荷的構(gòu)成及載荷處理

直升機(jī)飛行過程中，機(jī)體上承受空氣動力載荷、旋翼載荷、結(jié)構(gòu)及設(shè)備成件質(zhì)量慣性載荷。將全機(jī)氣動載荷和慣性載荷合并處理，然后根據(jù)場地布局，液壓系統(tǒng)，協(xié)調(diào)加載系統(tǒng)，加載執(zhí)行設(shè)備，載荷施加可行性，杠桿組合原則等因素綜合考慮，確認(rèn)載荷合并項目和最終載荷數(shù)目。

1.2 全機(jī)靜力試驗著力點設(shè)計

全機(jī)靜力試驗的載荷施加需在直升機(jī)結(jié)構(gòu)上布置著力點。著力點的布置滿足各試驗狀態(tài)載荷大小、方向、加載點位置的要求，并考慮了結(jié)構(gòu)的局部承載能力。加載常用膠布帶(圖1)、加載接頭以及翼型夾具(圖2)等。

1.3 全機(jī)靜力試驗假件

直升機(jī)全機(jī)靜力試驗不裝完整的起飛著陸系統(tǒng)、液壓系統(tǒng)、燃油系統(tǒng)、傳動系統(tǒng)等各成附件來進(jìn)行試驗。原因有兩個：一是系統(tǒng)各成附件費用昂貴，成本太高；二是系統(tǒng)各成附件的慣性載荷無法施加。因此，需設(shè)計某些成附件的試驗假件用于載荷的施加。常用的假件有升力系統(tǒng)假件、尾減假件、發(fā)動機(jī)假件、中減假件、主起機(jī)輪假件以及尾起機(jī)輪假件等。

1.4 試驗安裝設(shè)計

試驗安裝設(shè)計的依據(jù)是載荷合并及著力點設(shè)計報告。安裝圖具有載荷大小、方向、位置，載荷作動筒、加載立柱、加載連接件和其他加載通用或?qū)Ｓ迷O(shè)備，以構(gòu)成全機(jī)靜力試驗加載點的全部信息?，F(xiàn)行的全機(jī)靜力試驗設(shè)立在帶承力地軌和通用龍門架的試驗廠房內(nèi)。其優(yōu)點是：全機(jī)靜力試驗單項投資少；通用設(shè)備利用率高；試驗前準(zhǔn)備時間較短。其缺點是：試驗安裝復(fù)雜；現(xiàn)場整齊度不高；更換下一工況周期長。試驗安裝布置見圖3。

圖3 全機(jī)靜力試驗安裝布置圖

1.5 全機(jī)平衡與姿態(tài)控制

全機(jī)靜力試驗的載荷是模擬在特定工況下的直升機(jī)飛行中的氣動載荷及慣性載荷。所有載荷處于平衡狀態(tài)，而試驗機(jī)為單點懸吊系統(tǒng)，如何施加各種載荷，保證飛機(jī)在試驗過程的姿態(tài)平衡非常重要。通過對全機(jī)理論載荷計算復(fù)核，全機(jī)結(jié)構(gòu)重量修正，全機(jī)結(jié)構(gòu)、假件以及杠桿加載系統(tǒng)扣重處理，小載荷平衡計算處理，全機(jī)姿態(tài)角實時監(jiān)測等方法來實現(xiàn)全機(jī)的姿態(tài)角的平衡。試驗的杠桿系統(tǒng)示意圖見圖4。

圖4 全機(jī)靜力試驗杠桿系統(tǒng)圖

2 全機(jī)靜力試驗創(chuàng)新現(xiàn)狀

近年來，直升機(jī)所在直升機(jī)全機(jī)靜力試驗方面較以往做了不少的創(chuàng)新及嘗試。

2.1 全機(jī)靜力試驗自平衡框架式加載

在某無人直升機(jī)全機(jī)靜力試驗中，首次設(shè)計采用了全機(jī)靜力試驗自平衡框架。該全機(jī)靜力試驗自平衡框架考慮了安裝工作、測試系統(tǒng)、加載系統(tǒng)等多系統(tǒng)的協(xié)調(diào)。其優(yōu)點是：試驗安裝簡單；場地占用?。滑F(xiàn)場整齊；更換下一工況周期短；加載精度高。具體表現(xiàn)為：

1)在主承力框架搭建完畢后，加載作動筒的安裝只需簡單地調(diào)整加載梁的位置。加載梁重量輕，尺寸小，安裝方便，效率較高，周期短。傳統(tǒng)基于承力地軌和通用龍門架方式的全機(jī)靜力試驗每個工況換裝周期為25～30天；而該型號全機(jī)靜力試驗換裝周期僅為12～15天。

2)自平衡框架式全機(jī)靜力試驗場地占用僅和該框架的尺寸有關(guān)，其載荷布置方式為并列式，極大縮減了試驗場地；而傳統(tǒng)基于承力地軌和通用龍門架方式的全機(jī)靜力試驗場地與航向和側(cè)向加載點的間距及數(shù)目有關(guān)，由于加載立柱的尺寸限制，其載荷布置方式為串列式，極大增加了試驗場地的占用。

3)由于自平衡框架在設(shè)計時就考慮了各系統(tǒng)的協(xié)調(diào)，設(shè)計并配備了專用的安裝升降平臺，從安裝、測試、加載等各方面均作了應(yīng)有的設(shè)計，測試導(dǎo)線、控制導(dǎo)線、傳感器線、油路等均能很好地布置，整個試驗現(xiàn)場整潔美觀。

4)采用自平衡框架系統(tǒng)(圖5)，安裝基準(zhǔn)面統(tǒng)一，加載精準(zhǔn)度高，扣重施加位置精確；而傳統(tǒng)的全機(jī)靜力試驗通用加載立柱由于變形或安裝面不平，可能導(dǎo)致加載點位置偏差較大，產(chǎn)生較大的加載誤差，另由于安裝位置的限制，其扣重施加位置不精確，這些都會影響全機(jī)試驗平衡。

圖5 全機(jī)靜力試驗自平衡框架

2.2 全機(jī)靜力試驗試驗機(jī)零質(zhì)量處理方式

傳統(tǒng)的全機(jī)靜力試驗一般只有框自重超過該框載荷的30%，才對其進(jìn)行反配重處理。而對小噸位無人直升機(jī)全機(jī)靜力試驗，將其機(jī)身結(jié)構(gòu)重量進(jìn)行修正后，對其進(jìn)行零質(zhì)量處理，實現(xiàn)在試驗過程中飛機(jī)的零質(zhì)量。這樣處理方式的好處有：

1)在低載時飛機(jī)能快速地進(jìn)入姿態(tài)角；

2)試驗加載載荷處理簡單，僅需考慮杠桿加載系統(tǒng)或者加載結(jié)構(gòu)等重量，不需要考慮機(jī)體結(jié)構(gòu)重量的影響，能較快地完成加載載荷譜的計算；

3)低載試驗時測出的應(yīng)變即是任務(wù)書要求的應(yīng)變，而傳統(tǒng)全機(jī)靜力試驗低載測試出的應(yīng)變數(shù)據(jù)并不是任務(wù)書要求的應(yīng)變。

2.3 全機(jī)靜力試驗程序化設(shè)計及載荷自動化處理

由于全機(jī)靜力試驗設(shè)計過程中涉及到大量的計算，比如升力系統(tǒng)假件載荷點的分布計算/杠桿加載系統(tǒng)的設(shè)計計算/杠桿加載系統(tǒng)的扣重和配重計算/小載荷平衡計算。傳統(tǒng)的全機(jī)靜力試驗設(shè)計的所有計算均是人工計算，計算工作量大，效率低，重復(fù)性工作多，設(shè)計周期長。針對此種情況，對相關(guān)設(shè)計工作進(jìn)行了模塊化處理，讓其實現(xiàn)自動化設(shè)計及計算，減輕設(shè)計人員的工作量，提高工作效率，縮短設(shè)計周期。相關(guān)自動化模塊包括：升力系統(tǒng)假件輔助設(shè)計、杠桿加載系統(tǒng)自動化設(shè)計以及小載荷平衡計算自動處理等。

2.4 在局部位置首次嘗試光纖應(yīng)變測量

為了豐富試驗測試技術(shù)手段，促進(jìn)試驗技術(shù)發(fā)展，首次將光纖應(yīng)變測量技術(shù)應(yīng)用在直升機(jī)全機(jī)靜力試驗中，探索其對直升機(jī)復(fù)合材料應(yīng)變測試的適用性及測試精準(zhǔn)度。

圖6 某測點電阻應(yīng)變片與光纖應(yīng)變片對比曲線

光纖應(yīng)變片基于布拉格光柵(FBG)原理。布拉格光柵 (FBG) 是只有幾毫米長度的微結(jié)構(gòu)，許多光纖布拉格光柵可以刻錄在一根長的光纖中，每個光柵作為單個應(yīng)變傳感器工作。當(dāng)光纖被拉伸或壓縮時，光纖的變形會導(dǎo)致布拉格波長的微觀結(jié)構(gòu)周期地變化，根據(jù)該變化，光纖光柵能夠測量應(yīng)變。

3 未來發(fā)展方向

針對后期可能進(jìn)行的大型直升機(jī)全機(jī)靜力試驗，由于其試驗載荷大、機(jī)體結(jié)構(gòu)尺寸大以及機(jī)體結(jié)構(gòu)自重大等因素，現(xiàn)有的試驗技術(shù)或設(shè)備可能滿足不了試驗要求。為了彌補傳統(tǒng)全機(jī)靜力試驗的不足，提高試驗精度及試驗質(zhì)量，降低試驗安全風(fēng)險，后期的直升機(jī)全機(jī)靜力試驗可以向集數(shù)字設(shè)計、加載、控制、測量、分析、液壓、無損檢測、裂紋監(jiān)測、質(zhì)量管理、虛擬試驗、決策輔助等多種學(xué)科的綜合大型工程發(fā)展。

3.1 著力點設(shè)計優(yōu)化及改進(jìn)

國內(nèi)外開展結(jié)構(gòu)試驗加載技術(shù)研究已有數(shù)十年的歷史。歐美國家發(fā)展了以硬式連接為特點的加載方法，拉壓墊、剪力塊、硬式連接杠桿系統(tǒng)技術(shù)逐步成熟。蘇聯(lián)/俄羅斯則發(fā)展以膠布帶-杠桿系統(tǒng)為特點的軟式連接加載方法。國內(nèi)全機(jī)靜力試驗同樣以膠布帶-杠桿系統(tǒng)為主要加載形式。對于直升機(jī)全機(jī)靜力試驗，我們一般的做法是在機(jī)身框梁處鉚接加載接頭并局部打角盒加強或者是在機(jī)身框蒙皮表面粘貼膠布帶。前者由于在框梁與加載接頭處安裝了角盒，框梁剛度與實際剛度有差別，后者則是忽視了對機(jī)身地板梁相關(guān)結(jié)構(gòu)的考核，兩者均不能真實地模擬機(jī)身主要載荷(客載和貨載)的傳遞路徑。因此，有必要系統(tǒng)地分析現(xiàn)有的著力點設(shè)計加載方法，評估其對試驗結(jié)果的影響，對其進(jìn)行優(yōu)化及改進(jìn)，或者嘗試新的加載技術(shù)等。

3.2 全機(jī)靜力試驗扣重處理改進(jìn)

目前，直升機(jī)全機(jī)靜力試驗均是采用鋼索-滑輪系統(tǒng)進(jìn)行扣重處理。而鋼索-滑輪系統(tǒng)在承受高載荷后存在一定的靜摩擦力，為減小摩擦力對試驗姿態(tài)的影響，可以采用實測摩擦系數(shù)補償法：針對每一組扣重結(jié)構(gòu)，在扣重系統(tǒng)連接機(jī)身結(jié)構(gòu)端增加力傳感器，按正常試驗程序進(jìn)行預(yù)試，使試驗飛機(jī)產(chǎn)生與正式試驗相同的變化趨勢，在加載和卸載過程中測量傳感器實測載荷與理論載荷的差值并計算扣重系統(tǒng)整體摩擦系數(shù)。試驗中按每組扣重系統(tǒng)的實際摩擦系數(shù)和變形趨勢補償或扣除相應(yīng)重量，直至實扣載荷與理論值相等(或通過地面試驗測量鋼索-滑輪系統(tǒng)的摩擦力系數(shù)，來對反配重進(jìn)行補償)。

3.3 自平衡框架式綜合加載平臺

針對重型機(jī)大尺寸、大噸位的情況，現(xiàn)有的各類承載立柱或龍門架結(jié)構(gòu)，很難滿足重型機(jī)全機(jī)靜力試驗的對臺架的剛度要求。因此，有必要優(yōu)化加載臺架，研發(fā)大跨度、大載荷的全機(jī)靜力試驗自平衡框架式綜合加載平臺(見圖7)。

圖7 自平衡框架式綜合加載平臺示意圖

綜合加載平臺應(yīng)該集成安裝、加載、液壓、扣重、測量、檢查、監(jiān)測等多個試驗分系統(tǒng)。平臺應(yīng)考慮飛機(jī)進(jìn)場便捷性，同時將試驗基礎(chǔ)系統(tǒng)統(tǒng)一規(guī)劃，統(tǒng)籌協(xié)調(diào)。在試驗設(shè)計時就應(yīng)體現(xiàn)所有試驗系統(tǒng)的相互關(guān)系并彼此迭代協(xié)調(diào)，現(xiàn)場實施時隨主框架同步一次安裝就位并應(yīng)用于試驗全過程。

3.4 虛擬試驗

虛擬試驗方法是指在計算機(jī)系統(tǒng)中采用軟件代替部分硬件或全部硬件來實現(xiàn)各種虛擬試驗環(huán)境，使試驗者可以如同在真實的試驗環(huán)境中一樣完成各種預(yù)定的試驗項目，使其試驗效果接近或等價于真實物理試驗的效果。虛擬試驗流程如圖8所示。

圖8 虛擬試驗流程示意圖

虛擬試驗可于物理試驗前，對零部件模型的性能預(yù)先進(jìn)行仿真分析，為零部件結(jié)構(gòu)優(yōu)化提供參考；也可用于對物理試驗方案進(jìn)行預(yù)先試驗，驗證試驗方案的可行性，提前發(fā)現(xiàn)試驗方案中存在的問題,避免在設(shè)計后期出現(xiàn)反復(fù)甚至顛覆性錯誤；可用于模擬物理試驗因條件受限(高溫、高腐蝕、高難度等)無法完成的試驗工況；可用于取代大部分現(xiàn)行物理試驗，降低試驗成本，縮短試驗周期。圖9為某尾艙門的虛擬試驗。

圖9 某尾艙門虛擬試驗

3.5 應(yīng)變測量

直升機(jī)現(xiàn)有的應(yīng)變測量方式均為電阻式應(yīng)變片測量，其粘貼、走線布線以及連接均需耗費大量人力物力和時間。以某全機(jī)靜力試驗為例，總共700多個應(yīng)變測試通道，應(yīng)變測量點的位置遠(yuǎn)離數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)，因此700多根長導(dǎo)線的重量對飛機(jī)的試驗姿態(tài)或多或少存在影響。因此，不管從哪方面，都有必要研究新的測試方法和手段。與傳統(tǒng)電阻應(yīng)變測試方法相比：

1)基于光纖光柵傳感技術(shù)，其優(yōu)點在于：①抗電磁干擾，傳輸距離遠(yuǎn)；②多個不同類型的傳感器可以在一條光纖上串接復(fù)用，增加了系統(tǒng)容量；③更少的連接線，因此會對測試物體產(chǎn)生更少的干擾；④光纖集傳感和傳輸于一身，光纖上任意一段既是敏感單元又是其他敏感單元的信息傳輸通道，可進(jìn)行空間上的連續(xù)檢測，一次測量就可以獲取整個光纖區(qū)域內(nèi)被測量的一維分布圖，如果將光纖布設(shè)成網(wǎng)狀，就可以得到被測量的二維和三維分布情況(如圖10)。

圖10 光纖測試原理示意圖

2)基于無線傳感器網(wǎng)絡(luò)技術(shù)，有望解決傳統(tǒng)電阻式應(yīng)變片需要大量測試導(dǎo)線的局限性，無線傳感器網(wǎng)絡(luò)用于收集、處理和傳輸應(yīng)變儀信號，并開放存取不同的靜態(tài)測試載荷(如圖11)。

圖11 無線傳感器測試示意圖

3)基于DIC技術(shù)，非接觸式三維光學(xué)應(yīng)變測量系統(tǒng)是采用主體拍攝技術(shù)使物體表面每個點被聚焦在兩個 CCD 相機(jī)成像面的像素上。已知每只相機(jī)的成像參數(shù) ( 內(nèi)部參數(shù)) 和相機(jī)間的相互位置 ( 外部參數(shù)) ，則可計算出物體表面每個點的三維坐標(biāo)。采用物體表面灰度分布的隨機(jī)圖案及相關(guān)算法可以識別出每個點在兩個相機(jī)圖像中的位置(如圖12所示)。

圖12 光學(xué)應(yīng)變測量原理示意圖

非接觸式光學(xué)應(yīng)變測量技術(shù)的優(yōu)點如下：① 非接觸式與傳統(tǒng)測量方式相比，可以不損傷被測件，有效測出材料的應(yīng)變；② 光學(xué)測量直觀準(zhǔn)確，可對整個應(yīng)力場進(jìn)行全面測量，傳統(tǒng)測量僅能對材料力學(xué)性質(zhì)進(jìn)行測試；③在線檢測、實時分析，可以對材料的變化過程進(jìn)行在線測量，并可進(jìn)行三維力場分析。缺點是：① 光學(xué)測量對測試環(huán)境要求較高，不適合煙霧、粉塵及嘈雜環(huán)境，測試現(xiàn)場平靜穩(wěn)定，不可出現(xiàn)晃動、震動情況；②光學(xué)測量不適合大尺寸應(yīng)變，易于超出測量范圍。圖13位某型機(jī)的光學(xué)應(yīng)變測量試驗。

圖13 某型機(jī)非接觸式光學(xué)應(yīng)變測量

3.6 全機(jī)靜力試驗輔助決策技術(shù)

當(dāng)前直升機(jī)均大范圍地采用復(fù)合材料，其在全機(jī)靜力試驗時會不時地出現(xiàn)各種聲響。我們往往只能判斷這些聲響出現(xiàn)的大致問題，不能精確定位。同時，試驗過程中的應(yīng)變測量點是離散的，不能完全反應(yīng)全機(jī)結(jié)構(gòu)的應(yīng)力分布，不能實時為試驗過程提供輔助決策。因此，有必要在全機(jī)靜力試驗過程中對飛機(jī)結(jié)構(gòu)進(jìn)行全面監(jiān)測及預(yù)警，精確定位直升機(jī)試驗過程的異響部位，并將實測值與理論計算值實時進(jìn)行對比分析并進(jìn)行直觀的顯示，為全機(jī)靜力試驗高載時提供輔助決策。

輔助決策技術(shù)可以從光纖傳感器應(yīng)變監(jiān)測技術(shù)、壓電傳感器損傷監(jiān)測技術(shù)、智能涂層裂紋監(jiān)測技術(shù)以及基于聲發(fā)射損傷監(jiān)測技術(shù)等著手進(jìn)行研究?；趥鞲衅骶仃嚥贾玫妮o助決策示意見圖14。

圖14 基于傳感器矩陣布置的輔助決策

圖15為基于聲發(fā)射技術(shù)的輔助決策的示意圖。圖16所示為某飛機(jī)的基于聲發(fā)射監(jiān)測。

圖15 基于聲發(fā)射技術(shù)的輔助決策

圖16 某飛機(jī)的基于聲發(fā)射監(jiān)測

3.7 大變形的隨動加載技術(shù)

大型直升機(jī)的全機(jī)靜力試驗，可能會存在某些加載部件跨度長(如平尾、短翼及槳葉等)，在其表面施加的載荷大，存在大變形的情況。按照傳統(tǒng)固定的加載方式，對大變形部位的載荷施加會隨著變形的增大而誤差逐漸增大。所以，研究全機(jī)靜力試驗過程中的大變形的隨動加載技術(shù)勢在必行。

3.8 質(zhì)量管理

目前，對直升機(jī)全機(jī)靜力試驗結(jié)果進(jìn)行誤差分析時，只是單純地將安裝誤差、測量誤差、加載誤差進(jìn)行簡單的加權(quán)求平均值。這種計算方法并不能滿足對這種多系統(tǒng)的復(fù)雜試驗的誤差評定要求。因此，對直升機(jī)全機(jī)靜力試驗測量不確定度進(jìn)行系統(tǒng)的分析也顯得越來越重要。