艦載機全機落震試驗方法

豆清波， 楊智春,*， 劉小川， 牟讓科， 楊海

1.西北工業(yè)大學 航空學院， 西安 710012 2.中航工業(yè)飛機強度研究所， 西安 710065

艦載機全機落震試驗方法

豆清波1， 楊智春1,*， 劉小川2， 牟讓科2， 楊海2

1.西北工業(yè)大學 航空學院， 西安 710012 2.中航工業(yè)飛機強度研究所， 西安 710065

艦載機全機落震試驗是在實驗室環(huán)境下測試艦載機著艦時結(jié)構(gòu)動態(tài)載荷、動態(tài)響應以及機載設(shè)備沖擊環(huán)境下功能可靠性的重要試驗手段。本文提出了艦載機全機落震試驗的試驗方法，并對試驗過程中機翼升力模擬、試驗件下沉速度控制、試驗件航向速度模擬及機體動態(tài)載荷測試等試驗過程中的關(guān)鍵技術(shù)問題提出了解決方案，并通過試驗對技術(shù)方案進行了驗證。最后通過全機落震試驗系統(tǒng)驗證了試驗方法的可行性及有效性，為艦載機著艦動態(tài)載荷及響應的測試提供了可行的試驗方法，并為艦載機研制提供可靠的試驗數(shù)據(jù)。

艦載機； 試驗； 全機； 載荷； 動力學

艦載機在攔阻著艦過程中，著艦下沉速度是陸基飛機的2倍以上，攔阻平均航向過載超過3g[1-4]。并且，艦載機著艦過程中，起落架通過攔阻索和甲板燈蓋等障礙物時，產(chǎn)生的越障載荷和著艦載荷疊加，共同作用于艦載機機體機構(gòu)上[5-8]。在大下沉速度、高航向過載以及艦面越障載荷等因素的聯(lián)合作用下，艦載機著艦載荷相較于相同著陸重量的陸基飛機的正常著陸載荷嚴重得多[9]。為了全面評估并驗證艦載機著艦過程中機體所承受的動態(tài)載荷和響應，在艦載機研制過程中，一般通過全機落震試驗，在實驗室環(huán)境下全面考核艦載機結(jié)構(gòu)及重要機載設(shè)備和成員的動態(tài)載荷及響應[8]。

美軍將全機落震試驗作為艦載機研制過程中必須考核的項目[10-12]。美軍標MIL-A-8867明確規(guī)定艦載機需在實驗室進行全機落震試驗，并在諸多型號如A-7、F-8、S-3A、F35等艦載機研制過程中進行了全機落震試驗。試驗中考慮了重量模擬、著陸姿態(tài)模擬、機翼升力加載及發(fā)動機轉(zhuǎn)動慣量模擬等因素，同時進行了大量機體應變、加速度和起落架系統(tǒng)的測試及考核。然而，由于全機落震試驗作為大型動態(tài)試驗，試驗實施過程技術(shù)難度高，試驗規(guī)模大，目前僅美國成功實施過艦載機全機落震試驗，對于試驗方法的介紹和具體實施鮮有文字資料報道。國內(nèi)在艦載機研究方面起步較晚，在全機著陸載荷和動態(tài)響應預計方面，大多針對艦載機特點進行理論研究[13-15]。在試驗研究方面，對輕型飛機進行過全機水平撞擊試驗研究[16]，針對小型傘降無人機進行過全機著陸試驗[17]。然而在艦載機全機落震試驗驗證方面，由于試驗能力和試驗方法限制，未進行過艦載機全機落震試驗，型號研制中一般僅對起落架系統(tǒng)性能進行試驗驗證和評估[18-21]。

1 全機落震試驗方法

艦載機全機落震試驗是在實驗室環(huán)境下進行的大型動態(tài)全機試驗。試驗時需要模擬真實飛機著艦環(huán)境，模擬飛機著艦的主要控制因素包括著艦姿態(tài)控制、下沉速度模擬、航向速度模擬和機翼升力施加等。在滿足著艦邊界條件下搭建動態(tài)多通道、多物理量測試系統(tǒng)，用于記錄試驗過程中，起落架地面載荷、飛機機體結(jié)構(gòu)動態(tài)載荷及響應以及機載設(shè)備的動態(tài)響應及可靠性。

試驗在帶機翼升力和機輪航向速度模擬的全機落震試驗系統(tǒng)上進行，試驗系統(tǒng)示意圖如圖1所示。

試驗進行時，首先檢查試驗件狀態(tài)，保證試驗件重量配平，確定試驗件重心位置，檢查起落架充填參數(shù)。通過試驗件姿態(tài)調(diào)整裝置對試驗件姿態(tài)進行調(diào)整，以達到試驗要求的試驗件俯仰和滾轉(zhuǎn)角度。根據(jù)試驗需要考核的下沉速度將試驗件由起吊裝置提升至給定高度。確認試驗件高度后，啟動飛機航向速度模擬裝置，在實驗室環(huán)境下，飛機航向速度采用相對運動原理，通過機輪帶轉(zhuǎn)裝置將起落架輪胎沿飛機逆航向進行帶轉(zhuǎn)，通過航向速度監(jiān)控裝置監(jiān)控飛機機輪轉(zhuǎn)速，待機輪轉(zhuǎn)速達到預定值，由快速釋放鎖釋放，飛機作自由落體運動跌落撞擊地面測力平臺，同時飛機機輪觸臺瞬間產(chǎn)生著艦航向載荷?？焖籴尫沛i釋放飛機的瞬間，試驗測試總控系統(tǒng)同步觸發(fā)各測試子系統(tǒng)和高速攝像機設(shè)備，監(jiān)控試驗件試驗過程狀態(tài)并記錄試驗數(shù)據(jù)。在飛機完全靜止后結(jié)束該次試驗，全機落震試驗流程如圖2所示。

2 試驗關(guān)鍵技術(shù)

2.1 飛機機翼升力模擬

艦載機攔阻著艦時，需準備攔阻失敗后復飛，在著艦過程中機翼具有一定升力，試驗考核時一般取機翼升力等于飛機重力。機翼升力模擬是關(guān)系試驗是否成功的關(guān)鍵因素。實驗室環(huán)境下模擬飛機著艦機翼升力，主要需滿足3方面要求：首先，飛機下落過程中施加機翼升力后不能因為升力施加而影響飛機的著艦姿態(tài)；其次，飛機著艦起落架壓縮過程中，模擬機翼升力大小應保持恒定；最后，機翼升力施加不能降低飛機接觸測力平臺瞬間的垂向速度。

機翼升力施加點在兩側(cè)機翼沿翼展方向?qū)ΨQ，并且作用在沿機身航向重心剖面內(nèi)，且機翼兩側(cè)升力同時作用，保證在施加機翼升力時不改變飛機著艦姿態(tài)。

飛機著艦正反行程一般不超過0.8 s，機翼升力需在很短的時間內(nèi)施加，并且在飛機垂向作用面內(nèi)不阻礙飛機上下往復運動。采用帶儲氣功能的氣動作動缸來實現(xiàn)機翼升力大小模擬，設(shè)計原理如圖3所示。

帶儲氣功能的氣動作動缸主要分為儲氣室、內(nèi)部氣缸和活塞桿3部分?；钊麠U在外部與機翼連接，在內(nèi)部與活塞連接，通過活塞壓縮氣缸內(nèi)部空氣來提供機翼升力。內(nèi)部氣缸頂端由外部連接管保持與大氣聯(lián)通，從而保證內(nèi)部活塞在收拉力情況下可沿內(nèi)部氣缸運動。儲氣室和內(nèi)部氣缸通過內(nèi)部聯(lián)通孔聯(lián)通，使得由于內(nèi)部氣缸活塞的運動而產(chǎn)生的內(nèi)部壓力增大盡可能小，從而保證由活塞桿輸出的模擬機翼升力保持基本恒定。

輸出機翼升力大小由缸內(nèi)氣體壓力和內(nèi)部活塞與壓縮空氣接觸面積共同決定。任意時刻通過機翼升力模擬裝置輸出的機翼升力為

(1)

式中：T為任意時刻輸出的機翼升力；p為儲氣室壓力；R1為氣缸活塞內(nèi)徑；R2為活塞連桿外徑。

假設(shè)系統(tǒng)的初始壓力為p0，初始容積為V0(由儲氣室容積和活塞下部容積組成)，在活塞運動過程中，系統(tǒng)的可用容積會減小，假設(shè)行程結(jié)束系統(tǒng)容積損失為ΔV，此時系統(tǒng)的壓力為p1，行程末端內(nèi)部氣體容積為V0-ΔV，在活塞面積一定的情況下，忽略內(nèi)部活塞和氣缸壁產(chǎn)生的摩擦力以及活塞桿和內(nèi)部活塞由于運動而產(chǎn)生的慣性力，則系統(tǒng)輸出升力僅與儲氣室內(nèi)部壓力有關(guān)，即

(2)

(3)

式中：γ為氣體多變指數(shù)；ΔV與活塞面積A和行程L有關(guān)，輸出的模擬機翼升力為氣缸內(nèi)部壓力和活塞與氣體接觸面積的乘積。試驗過程中要保持輸出模擬機翼升力基本恒定(如最大變化量不超過5%)，則需保證儲氣室內(nèi)部壓力最大相對變化量不超過5%，從式(3)可知，只需滿足容積相對變化不超過4.3%即可(γ=1.1)，通過合理設(shè)計氣缸的活塞面積以及儲氣室的容積，即可滿足輸出升力基本恒定的設(shè)計要求。

依據(jù)以上原理設(shè)計機翼升力模擬裝置，并進行靜態(tài)驗證。輸出模擬升力與儲氣室內(nèi)部壓力的對應曲線，如圖4所示。典型測點壓力-載荷實測值與理論值誤差對比如表1所示。

由曲線及實測數(shù)據(jù)可以看出，機翼升力模擬裝置實測壓力對應的模擬機翼升力，在儲氣室壓力較小時與理論計算值對應誤差較大，隨著儲氣室內(nèi)部壓力逐步增大，二者誤差逐步減小，全程誤差均小于3%。出現(xiàn)此結(jié)果的原因主要基于兩點：① 機翼升力模擬裝置活塞在儲氣室氣壓較小時，需逐步克服密封圈與活塞桿之間的摩擦力；② 在靜態(tài)實測試驗時，配重起吊點與活塞提升方向不在同一垂直線上，提升過程受力方向逐步協(xié)調(diào)，逐步趨于在同一垂直線上，測試值與理論值逐步趨于一致，誤差減小。

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2.2 飛機下沉速度模擬

艦載機著艦時刻下沉速度大小直接影響飛機所承受垂向沖擊能量大小，是全機落震試驗中最重要的控制參數(shù)[16]。實驗室環(huán)境中，飛機試驗下沉速度由試驗件投放高度決定，根據(jù)自由落體原理，試驗投放高度由式(4)確定。

(4)

式中：H為試驗投放高度；v為飛機下沉速度。

在試驗實施過程中，為了避開升力模擬裝置活塞桿撞擊瞬間產(chǎn)生的沖擊尖峰升力，通常提前作用機翼升力，避開由于初始沖擊產(chǎn)生的載荷尖峰。假設(shè)仿升力提前作用的高度為ΔYc, 則機翼升力由于提前作用而附加吸收的功量為

(5)

式中：Ti為單側(cè)機翼升力，由于機翼升力提前作用，機輪觸地時落體系統(tǒng)下沉速度將減小，造成對起落架的考核不足。因此，為了保證落體系統(tǒng)下沉速度不變，則必須增加落體投放的高度，其值為

(6)

式中：G為飛機所受重力。

以試驗中下沉速度為1.55 m/s的試驗工況為例，投放高度理論值為122.5 mm，試驗中為了避免載荷尖峰，機翼升力提前作用量為8 mm，由于附加沖擊實測載荷遠遠大于理論升力，對其在提前作用行程內(nèi)積分，再根據(jù)試驗件重力計算出增加落體高度值為17.5 mm，可滿足試驗下沉速度要求。對于不同下沉速度，由于附加尖峰載荷不同，在提前作用量不變的情況下，附加的投放高度隨下沉速度增加呈遞增趨勢。在正式試驗前須修正投放高度進行預試，根據(jù)試驗結(jié)果進行迭代，確定合適的投放高度以滿足試驗下沉速度要求。

2.3 飛機航向速度模擬

艦載機著艦航向速度是試驗中的重要輸入?yún)?shù)，在實驗室環(huán)境中模擬飛機著陸航向速度，模擬通過相對運動原理實現(xiàn)。利用機輪帶轉(zhuǎn)裝置，對起落架輪胎實現(xiàn)預轉(zhuǎn)動，轉(zhuǎn)動方向與飛機航向相反，調(diào)整轉(zhuǎn)動速度控制著陸航向速度。全機落震試驗中，飛機前、主起落架輪胎需同時模擬著艦航向速度，且速度一致才能模擬艦載機著艦真實航向運動。航向速度模擬方案采用附著于起落架艙的電機拖動帶轉(zhuǎn)方式，起落架機輪帶轉(zhuǎn)系統(tǒng)原理如圖5所示。將變頻電機固定于飛機機體上，電機帶動主動輪轉(zhuǎn)動，通過傳動皮帶拖動機輪上的從動輪實現(xiàn)飛機機輪轉(zhuǎn)動，通過調(diào)節(jié)電機轉(zhuǎn)速調(diào)整飛機著陸速度。

帶轉(zhuǎn)電機通過底座與安裝支架連接，主起落架帶轉(zhuǎn)支架直接固定在發(fā)動機短艙承力框架上，前起落架帶轉(zhuǎn)裝置安裝支架固定在前起落架艙主框架上，主起落架帶轉(zhuǎn)裝置設(shè)計效果如圖6所示。

帶轉(zhuǎn)裝置轉(zhuǎn)速控制采用上、下位機控制方案。帶轉(zhuǎn)裝置控制方案原理如圖7所示，上位機與總控計算機合二為一，下位機采用可編程控制器，變頻器采用矢量控制變頻器改變電機速度。

電動機采用異步變頻電機，電機轉(zhuǎn)速采用光電編碼器監(jiān)測。機輪帶轉(zhuǎn)裝置傳動機輪切線速度在0～290 km/h范圍內(nèi)調(diào)整，三通道獨立控制轉(zhuǎn)速，轉(zhuǎn)速控制誤差小于0.5%。

2.4 機體載荷標定

機體載荷標定是測試機體重點剖面動態(tài)載荷的基礎(chǔ)。確定測載應變電橋時應盡量提高電橋?qū)Ω惺軐ο蟮撵`敏度且盡量各自獨立以減小耦合。對于每個剖面處所有參與回歸的樣本，在滿足超靜定回歸的前提下，如發(fā)現(xiàn)殘差較大者，應予以剔除，并以剩余數(shù)據(jù)作為樣本重新回歸計算。通過試驗得到載荷方程(見式(7))，形式為二元一次。

M=ε1E1+ε2E2+ε0

(7)

式中：M為彎矩(單位為N·mm)或剪力(單位為N)；ε1為對應彎矩電橋的系數(shù)；ε2為對應剪力電橋的系數(shù)；ε0為常數(shù)項(一般設(shè)置為0)；E1為彎矩電橋信號(電壓)輸出；E2為剪力電橋信號(電壓)輸出，典型載荷方程系數(shù)如表2所示。

根據(jù)載荷方程和全機落震試驗動態(tài)測得的應變數(shù)據(jù)計算得到某特定剖面的彎矩和剪力。為了計算規(guī)范，設(shè)置測量橋路，當載荷向下時，彎矩電橋輸出為正，同時剪力電橋輸出為負。當載荷向上時，彎矩電橋輸出為負，同時剪力電橋輸出為正，即同一個剖面處，彎矩電橋與剪力電橋的輸出信號總是相反。上述結(jié)論是在靜態(tài)或準靜態(tài)情況下得到的。在動態(tài)情況下，得到的數(shù)據(jù)近似于振蕩衰減波，信號有正有負，在橋路輸出值較大區(qū)間上基本與上述結(jié)論相符，在信號較小區(qū)間上有時會出現(xiàn)同向，則認為公式在此處失效。因此，在計算載荷時，首先要判斷每個通道信號的正負，進而決定使用向下或是向上載荷方程。對計算所得載荷數(shù)據(jù)進行歸一化處理，典型剖面某次試驗所得彎矩時間歷程曲線如圖8所示，剪力時間歷程曲線如圖9所示。

表2 典型情況載荷方程系數(shù)Table 2 Coefficients of typical load equation

3 試驗驗證

對提出的試驗方法進行試驗驗證。試驗測試系統(tǒng)主要采集試驗件試驗過程中的下沉速度、機體重要部位的動態(tài)載荷、加速度響應、起落架地面載荷、緩沖器行程等重要數(shù)據(jù)。檢驗試驗方法有效性主要關(guān)注兩方面是否符合試驗要求，即機翼升力模擬是否有效和試驗件下沉速度是否滿足要求。以1.55 m/s水平姿態(tài)下沉速度試驗為例，對試驗實測數(shù)據(jù)進行歸一化處理，典型試驗曲線如圖10所示，圖中：TL和TR分別為左側(cè)和右側(cè)機翼升力；FF為前起落架著艦載荷；FL為左側(cè)起落架著艦載荷；FR為右側(cè)起落架著艦載荷。從試驗曲線可以看出，文中提出的機翼升力在起落架觸及測力平臺前提前作用于飛機機翼，有效避開了由于機翼升力突然作用而產(chǎn)生的沖擊載荷突增段，使得起落架接觸測力平臺壓縮全過程中機翼升力基本恒定，動態(tài)投放試驗中起落架壓縮階段實測的機翼升力值略大于理論仿升力值，起落架反行程階段，由于升力模擬裝置氣缸壁和活塞密封圈之間的摩擦力與正行程階段反向，導致實測仿升力出現(xiàn)階躍減小。在投放高度一致的情況下，階躍值約為2 kN，與理論值的誤差為2.67%，滿足試驗對機翼升力模擬的要求。

對飛機投放功量進行積分計算，理論投放功量為47.44 kJ，對模擬機翼升力吸收的功量和緩沖系統(tǒng)吸收的功量分別按式(8)和式(9)進行積分處理。

(8)

式中：AT為機翼升力模擬裝置吸收的功量；Ycs為

升力作用時機體重心位移；Ycmax為重心位移最大值；Ti為載荷傳感器測得的機翼升力。

(9)

式中：AF為緩沖系統(tǒng)吸收的功量；Fi為每個起落架所承受的著陸載荷。飛機緩沖系統(tǒng)吸收的功量和機翼模擬升力吸收的功量如表3所示。

從表3可以看出，機翼升力作用下分別取試驗件下沉速度為1.55、2.05、2.55 m/s為典型試驗工況，試驗件著陸過程投放的總功量分別轉(zhuǎn)化為模擬機翼升力吸收的功量和飛機緩沖系統(tǒng)吸收的功量，兩部分計算功量之和與總投放功量的誤差均小于3%，證明了試驗功量控制的有效性。

試驗件下沉速度的理論值和實測值如表4所示，典型工況下沉速度的時間歷程曲線如圖11所示，從試驗結(jié)果可以看出，作為試驗成功與否的重要控制指標之一，試驗件下沉速度的測試值和理論要求值的誤差在3%以內(nèi)，試驗件下沉速度的控制方法可行，滿足試驗要求。

表3 全機落震試驗的功量Table 3 Energy of full scale aircraft drop test

表4 飛機下沉速度實測值Table 4 Aircraft sinking speed test value

4 結(jié) 論

1) 提出了一種適用于艦載機全機落震試驗的試驗方法，并對試驗方法進行了實驗室驗證，試驗結(jié)果表明，文中所述試驗方法可行，取得的測試數(shù)據(jù)可靠，可滿足艦載機全機落震試驗要求。為艦載機全機著艦動態(tài)載荷和響應測試提供了重要的試驗方法和驗證手段。

2) 提出了飛機著艦機翼升力模擬方法，闡述了一種采用具有儲氣功能的氣動缸來實現(xiàn)機翼升力模擬的升力模擬裝置設(shè)計原理，對此裝置進行了靜態(tài)、動態(tài)測試，并將其應用于全機落震試驗。試驗結(jié)果表明機翼升力施加方法可行，實際施加升力與理論值的誤差小于3%，滿足全機落震試驗對于機翼升力模擬的要求。

3) 對由于模擬機翼升力提前作用而對飛機下沉速度的影響進行了理論分析，提出了投放高度修正理論方法，并在全機落震試驗中進行驗證，對于不同下沉速度，由于附加尖峰載荷不同，在提前作用量不變的情況下，附加的投放高度隨下沉速度增加呈遞增趨勢。

4) 對飛機著艦航向速度模擬采用電機驅(qū)動、多通道同步對機輪進行逆航向帶轉(zhuǎn)的方式實現(xiàn)。其同步誤差和轉(zhuǎn)速控制誤差與要求值比較均小于0.5%，滿足了實驗室環(huán)境下模擬飛機整機著陸航向速度模擬要求。

5) 本文試驗方法僅針對艦載機正常著陸的實驗室驗證，在艦載機研究過程中可能還存在的其他特例影響(例如渦槳類飛機在著艦過程中由于發(fā)動機產(chǎn)生的陀螺力矩對著艦載荷的影響，以及著艦自由飛勾住情況下的起落架載荷分配及機體響應等)未進行詳細深入研究，后續(xù)可對此類問題進行深入研究。

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(責任編輯：徐曉)

＊Corresponding author. E-mail: yangzc@nwpu.edu.cn

Test method for full scale drop of carrier-based aircraft

DOU Qingbo1， YANG Zhichun1，*， LIU Xiaochuan2， MU Rangke2， YANG Hai2

1.SchoolofAeronautics,NorthwesternPolytechnicalUniversity,Xi’an710012,China2.AVICAircraftStrengthResearchInstitute,Xi’an710065,China

Full scale aircraft drop test provides an important tool for testing the dynamic load and dynamic response of the aircraft structure and studying the function reliability under impact situation in a laboratory environment. An approach for full scale aircraft drop test is proposed in this paper. Solutions to critical technique issues arising in the testing process such as wing lift simulation, aircraft sinking speed control, aircraft horizontal velocity simulation and aircraft dynamic load testing are also derived. The feasibility and effectiveness of the test method is verified by the full scale aircraft drop test system. The test method proposed can be used for testing the dynamic load and response of carrier-based aircraft landing vibration, providing reliable test data for the design of carrier-based aircraft.

carrier-based aircraft; test; full scale aircraft; loads; dynamics

2016-05-10； Revised：2016-08-26； Accepted：2016-11-09； Published online：2016-11-30 15:18

URL：www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20161130.1518.006.html

National Level Project

http://hkxb.buaa.edu.cn hkxb@buaa.edu.cn

10.7527/S1000-6893.2016.0294

2016-05-10； 退修日期：2016-08-26； 錄用日期：2016-11-09； 網(wǎng)絡(luò)出版時間：2016-11-30 15:18

www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20161130.1518.006.html

國家級項目

＊通訊作者.E-mail: yangzc@nwpu.edu.cn

豆清波， 楊智春， 劉小川， 等． 艦載機全機落震試驗方法[J]． 航空學報, 2017, 38(3): 220421. DOU Q B, YANG Z C, LIU X C, et al. Test method for full scale drop of carrier-based aircraft[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2017, 38(3): 220421.

V216.2

A

1000-6893(2017)03-220421-09