艦載機全機落震試驗機翼升力模擬方法研究

豆清波， 劉小川， 奚楊風光， 楊智春， 牟讓科

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

飛機研制過程中一般通過起落架落震試驗進行著陸地面載荷驗證[1-3]。與陸基飛機不同，艦載機著艦時飛機相對艦面下沉速度可達7 m/s甚至更高，是普通陸基飛機的兩倍多，起落架著艦吸收能量是普通飛機的4倍～6倍[4-7]。為了驗證著艦載荷作用下起落架的緩沖性能、飛機結(jié)構(gòu)的動態(tài)響應(yīng)、重要功能部件的可靠性以及駕駛員、乘員、承受的過載等，艦載機一般通過全尺寸飛機全機落震試驗，在實驗室環(huán)境下考核飛機著艦載荷以及由著艦載荷引起的機體及重要設(shè)備的動態(tài)響應(yīng)[8-10]。

艦載機著艦時，由于隨時準備攔阻失敗后復飛，依然保持較大的航向速度，機翼升力一直作用在機體上。實驗室環(huán)境中模擬艦載機著艦載荷，必須通過特定裝置施加機翼升力，在機翼升力作用下評估試驗件著艦載荷和結(jié)構(gòu)響應(yīng)等，而全機落震試驗中機翼升力模擬也是全機落震試驗成功與否的關(guān)鍵技術(shù)。我國艦載機研制處于起步階段，在艦載機著艦動載荷和機體機構(gòu)動響應(yīng)研究方面，由于整機結(jié)構(gòu)的復雜性以及起落架系統(tǒng)非線性，通過理論仿真進行計算和預估往往會出現(xiàn)比較大的誤差。實驗室環(huán)境下模擬艦載機著艦環(huán)境，測試艦載機結(jié)構(gòu)動載荷和動響應(yīng)，可以為飛機設(shè)計定型提供重要參考。

實驗室環(huán)境下機翼升力模擬是艦載機全機落震試驗的關(guān)鍵技術(shù)，掌握適用于全機落震試驗的機翼升力施加方法及準則，設(shè)計和研制適用于該準則的機翼升力模擬裝置，成為艦載機研制的關(guān)鍵一環(huán)。如何在艦載機全機落震試驗中實現(xiàn)機翼升力模擬，國外公開資料鮮有報道。國內(nèi)關(guān)于艦載機著艦載荷多見于理論仿真[11-13]。全機落震試驗方面，姚念奎等[14-15]根據(jù)飛機設(shè)計和試驗規(guī)范提出了艦載機全機落震試驗要求和分析方法，對于試驗細節(jié)未作深入研究。著陸/艦機翼升力模擬多見于起落架落震試驗[16]。起落架落震試驗中機翼升力模擬通常通過高彈性橡皮繩或固定于起落架落震試驗臺的仿升筒實現(xiàn)。橡皮繩由于可輸出載荷小，而且輸出彈性載荷會隨橡皮繩的彈性變形而產(chǎn)生較大變化，在落震試驗中逐漸被淘汰。對于全機落震試驗應(yīng)用，一方面，飛機機翼結(jié)構(gòu)通常不能提供集中載荷點承受模擬的機翼升力；另一方面，固定于落震試驗臺的仿升筒在施加機翼升力時會限制飛機運動，不能滿足全機落震試驗的要求。

本文結(jié)合某型飛機全機落震試驗，介紹了一種適用于全機落震試驗的機翼升力加載方法和加載準則，設(shè)計并驗證了一種基于空氣介質(zhì)的機翼升力模擬裝置，并將該裝置和方法應(yīng)用于某型機的全機落震試驗，結(jié)果表明應(yīng)用該裝置和機翼升力加載方法能有效模擬全機落震試驗中機翼升力。

1 全機落震試驗機翼升力加載方法及準則

1.1 機翼升力加載方法

艦載機全機落震試驗是一種大型動態(tài)試驗，一般在專用試驗平臺上開展。試驗時，在實驗室環(huán)境下模擬飛機著艦姿態(tài)、垂直速度、水平速度以及飛機著艦過程中的機翼升力等環(huán)境條件。通過多通道，多物理量測試系統(tǒng)，記錄試驗過程中機體、起落架等結(jié)構(gòu)件的動態(tài)載荷和響應(yīng)，以及機載設(shè)備的動態(tài)響應(yīng)及可靠性。全機落震試驗現(xiàn)場示意圖見圖1。

全機落震試驗時，首先將飛機通過起吊裝置提升至預定高度，通過機輪帶轉(zhuǎn)設(shè)備對飛機起落架機輪進行逆航向轉(zhuǎn)動模擬飛機著艦航向速度，到達預定航向速度后突然釋放飛機，飛機進行自由落體運動，在飛機觸及地面測力平臺同時給飛機施加大小等于飛機重量的機翼升力，在飛機接觸測力平臺前觸發(fā)試驗數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)，記錄飛機觸及測力平臺后各傳感器采集信號的時間歷程曲線。

圖1 全機落震試驗機翼升力加載示意圖Fig.1 The wing lift simulation diagram of full scale aircraft drop test

機翼升力模擬系統(tǒng)主要由承載框架、機翼升力模擬裝置、可調(diào)拉桿組成。機翼升力模擬裝置上部采用軟式連接與承力框架固定?？梢杂行П苊怙w機觸及測力平臺后，在航向載荷作用下通過機翼升力模擬裝置產(chǎn)生沿航向附加力矩。機翼升力模擬裝置下部通過可調(diào)拉桿與機翼卡板相連，機翼卡板由上下各三條主承力梁和連接肋組成，有效的將機翼升力分布于機翼對應(yīng)的主承力梁上。通過機翼卡板將輸出的模擬機翼升力傳遞至兩側(cè)機翼，實現(xiàn)實驗室環(huán)境下機翼升力模擬施加，機翼卡板設(shè)計見圖2。

圖2 機翼卡板設(shè)計圖Fig.2 The wing loading device design diagram

1.2 機翼升力加載準則

全機落震試驗需要在實驗室模擬飛機著艦環(huán)境，對于艦載機著艦時機翼升力主要應(yīng)在大小、作用時間和對飛機姿態(tài)影響三方面滿足模擬飛機著艦模擬升力要求：①飛機著艦時起落架壓縮過程中機翼升力大小應(yīng)保持基本恒定；②機翼升力施加應(yīng)不影響飛機接觸測力平臺時瞬時垂向速度；③飛機下落過程中施加機翼升力后不影響飛機著艦姿態(tài)。

2 升力模擬裝置工作原理與結(jié)構(gòu)設(shè)計

2.1 工作原理

針對機翼施加三各方面要求，試驗時擬采用氣動作動缸，分別對飛機左右兩側(cè)機翼施加等于二分之一飛機著陸重力的恒定載荷實現(xiàn)。采用帶有儲氣功能的氣體作動缸作為機翼升力模擬裝置具有兩方面優(yōu)點，首先，由于氣動缸相對于液壓缸等其他加載裝置，具備更快的載荷輸出反應(yīng)時間。飛機著艦起落架壓縮正行程往往小于0.4 s，通過氣動缸加載，在飛機著艦過程中模擬著艦沖擊載荷作用時能迅速施加機翼升力?？刂茩C翼升力施加時間，當起落架下落觸及測力平臺時，突然施加機翼升力，模擬機翼升力的作用不會改變試驗件下沉速度的大小。

氣體作動缸在活塞面積一定的情況下，輸出載荷和缸體內(nèi)部氣體壓力成線性關(guān)系，更有利于輸出載荷控制。理論上，氣動缸活塞作用面積上氣體壓力保持不變，即可保證機翼升力模擬裝置所提供模擬升力保持不變。

機翼升力加載點通過機身重心垂直于機身方向的豎直剖面內(nèi)，并且機翼升力模擬裝置垂直于地面安裝，與機翼連接采用雙鉸接，釋放垂直方向的轉(zhuǎn)動自由度。試驗時，試驗件觸及測力平臺瞬間，模擬機翼升力作用不會影響飛機著艦姿態(tài)。

升力模擬裝置采用帶儲氣功能的氣體作動氣缸形式實現(xiàn)，主要分為儲氣室、內(nèi)部氣缸、活塞桿三部分?；钊麠U外部和機翼連接，內(nèi)部和內(nèi)部活塞連接，通過活塞壓縮氣缸內(nèi)部壓縮空氣提供機翼升力。內(nèi)部氣缸頂端由外部連接管保持和大氣聯(lián)通，保證活塞在受拉力情況下可沿內(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，這樣可以達到儲氣室內(nèi)部壓力由于氣缸內(nèi)部活塞運動而產(chǎn)生的內(nèi)部壓力增大盡可能小，從而保證由活塞桿輸出模擬機翼升力保持基本恒定。

氣動缸活塞面積和儲氣室容積一定的情況下，通過改變儲氣室壓力調(diào)節(jié)模擬升力大小，可滿足不同大小升力模擬需求，具有較好的通用性。升力模擬裝置結(jié)構(gòu)原理圖見圖3。

圖3 機翼升力模擬裝置原理圖Fig.3 Wing lift simulation device structure diagram

2.2 升力模擬裝置結(jié)構(gòu)參數(shù)設(shè)計

假設(shè)升力模擬裝置初始壓力為P0，初容積為V0(由儲氣室容積和活塞下部容積組成)，隨著活塞向下運動，系統(tǒng)有效容積會減小，假設(shè)活塞壓縮行程結(jié)束時系統(tǒng)有效容積損失ΔV，此時系統(tǒng)壓力為P1，有效儲氣容積為V0-ΔV。根據(jù)熱力學第二定律，在活塞面積一定并忽略系統(tǒng)摩擦力和活塞及活塞桿動態(tài)慣性力的情況下，由式(1)可以看出，系統(tǒng)輸出載荷即模擬的機翼升力僅與系統(tǒng)壓力有關(guān)。

(1)

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)，ΔV=A×L。

輸出模擬機翼升力L=P×A，如果試驗要求輸出模擬機翼升力基本恒定(如最大變化量不超過5%)，根據(jù)式(1)，只需有效存儲氣體壓力最大相對變化量不超過5%，系統(tǒng)容積相對變化不超過4.3%(γ=1.1)。合理設(shè)計氣缸活塞面積以及儲氣室容積，可滿足輸出升力在允許范圍內(nèi)恒定的設(shè)計要求。模擬機翼升力大小通過式(2)得，

(2)

式中：P為機翼升力模擬裝置壓力；R1為機翼升力模擬裝置活塞內(nèi)徑；R2為活塞桿外徑。以最大有效載荷160 kN為例，依據(jù)設(shè)計準則，假設(shè)活塞行程為1 m，確定主要參考設(shè)計參數(shù)見表1。

表1 主要設(shè)計參數(shù)表

2.3 機翼升力模擬裝置力學性能測試

對單個機翼升力模擬裝置進行靜態(tài)充壓試驗，驗證在靜態(tài)情況下機翼升力模擬裝置的壓力和輸出載荷之間對應(yīng)關(guān)系。機翼升力模擬裝置靜態(tài)驗證試驗試驗現(xiàn)場見圖4，將機翼升力模擬裝置上端安裝在承載龍門架上，活塞桿下端連接載荷傳感器，通過載荷傳感器連接加載配重，配重重量12 000 kg。通過壓縮空氣配氣臺向機翼升力模擬裝置內(nèi)部緩慢充氣，逐步增加機翼升力模擬裝置內(nèi)部氣體壓力，增大升力模擬裝置輸出載荷。通過安裝在升力模擬裝置上的壓力傳感器和活塞桿下端的載荷傳感器，記錄裝置內(nèi)部氣體壓力和輸出載荷時間歷程?？己嗽陟o態(tài)情況下，系統(tǒng)輸入壓力和輸出載荷之間對應(yīng)關(guān)系。機翼升力模擬裝置靜態(tài)驗證試驗過程中，典型數(shù)據(jù)點設(shè)計壓力-載荷數(shù)據(jù)和試驗實測數(shù)據(jù)對比表見表2。

圖4 機翼升力模擬裝置靜態(tài)調(diào)試現(xiàn)場Fig.4 Wing lift simulation device static debugging image

表2 典型點載荷實測值與理論值對比

由表2可以看出，機翼升力模擬裝置實測輸出載荷在氣腔壓力較小時與設(shè)計理論計算值對應(yīng)誤差隨著氣腔內(nèi)部壓力逐步增大而逐步減小。分析該結(jié)果產(chǎn)生的原因，主要有兩點：①機翼升力模擬裝置活塞在氣壓較小時需逐步克服活塞密封圈與氣缸壁之間的靜摩擦力，此摩擦力與活塞運動方向相反。②配重起吊點與活塞桿提升方向不在嚴格的垂直線上，提升過程受力方向逐步協(xié)調(diào)，趨于垂直方向。

對機翼升力模擬裝置進行動態(tài)沖擊條件下性能試驗，考核指標特性是否滿足機翼升力加載要求。動態(tài)驗證試驗過程如下，在試驗龍門架上安裝兩個機翼升力模擬裝置，機翼升力模擬裝置下端連接一定重量質(zhì)量塊，同時質(zhì)量塊與電磁釋放鎖連接，對機翼升力模擬裝置系統(tǒng)內(nèi)部充壓，系統(tǒng)壓力達到指定值后，活塞位于內(nèi)部氣缸頂部，電磁釋放鎖突然釋放質(zhì)量塊，質(zhì)量塊在重力作用下產(chǎn)生一定初速度，在質(zhì)量塊向下運動過程中，突然拉緊機翼升力模擬裝置活塞桿，產(chǎn)生沖擊載荷并帶動活塞向下運動。試驗測試系統(tǒng)記錄載荷傳感器和壓力傳感器時間歷程數(shù)據(jù)，根據(jù)記錄數(shù)據(jù)分析機翼升力模擬裝置動態(tài)特性。機翼升力模擬裝置輸出模擬升力測試曲線和理論載荷曲線對比見圖5。

圖5 輸出升力測試值和理論值對比曲線Fig 5 Test and theoretical values contrast curve of output lift

從試驗數(shù)據(jù)可以看出，動態(tài)投放試驗過程中機翼升力模擬裝置內(nèi)部氣體壓力與初始壓力變化在2%以內(nèi)。質(zhì)量塊下降階段實測輸出載荷略大于理論輸出載荷值，這是由于在動態(tài)下落過程中，活塞和氣缸筒壁存在動態(tài)摩擦力，同時由于在沖擊載荷作用下，活塞和活塞桿存在慣性載荷，在摩擦力和慣性載荷共同影響下實測載荷值略大于理論值。在反行程由于仿升氣缸活塞和密封圈摩擦引起反向摩擦力，實測仿升力出現(xiàn)階躍減小。在投放高度一定的情況下，階躍值約為2 kN。

3 全機落震試驗驗證

3.1 機翼模擬升力載荷尖峰消除方法

試驗中機翼升力在起落架輪胎觸臺時刻突然施加，由于載荷突加，一方面會在沖擊作用下會產(chǎn)生突增的尖峰載荷，見圖6，尖峰載荷存在的情況下，會對機翼升力吸收沖擊能量計算造成影響。另一方面，在飛機向下運動過程中，模擬的機翼升力會產(chǎn)生振動現(xiàn)象，影響機翼升力控制精度。為了消除這兩方面的影響，以飛機為研究對象，應(yīng)用動量定理

(T-Mg)Δt=MV-0

(3)

(4)

式中：T為機翼升力；M為投放重量；V為升力加載時刻投放重量的速度；Δt為升力突然加載的作用時間，根據(jù)式(4)，減小沖擊載荷尖峰，只需增大升力突然加載時作用時間即可，使用橡膠緩沖墊增加機翼升力突然作用時間，改變前后對比圖見圖6，載荷尖峰降低20.2%，同時飛機壓縮正行程載荷波動降低明顯。

圖6 輸出升力增加緩沖墊前后對比曲線Fig 6 Contrast curve of output lift by install cushion

3.2 機翼升力加載對飛機姿態(tài)的影響

以某工況水平姿態(tài)，下沉速度1.55 m/s進行試驗驗證，監(jiān)控試驗中試驗件下沉速度，模擬機翼升力大小及作用時間。

將前文所述機翼升力施加裝置及升力施加方法，應(yīng)用于全機落震試驗，對試驗實測數(shù)據(jù)進行歸一化處理，試驗中測得的模擬機翼升力和起落架地面載荷如圖7所示。

圖7 典型工況試驗曲線Fig.7 The typical working condition test curve

圖7中，TL和TR分別為左側(cè)和右側(cè)機翼升力，F(xiàn)F為前起落架著艦載荷，F(xiàn)L為左側(cè)起落架著艦載荷，F(xiàn)R為右側(cè)起落架著艦載荷。從試驗曲線可以看出，模擬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得機翼升力值略大于理論仿升力值，在起落架反行程由于仿升氣缸活塞筒和密封圈摩擦引起摩擦力反向，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，與理論誤差2.67%。由載荷曲線圖7可以看出，初始狀態(tài)為水平姿態(tài)下飛機前起落架，左、右主起落架地面測試載荷同時作用，即在模擬機翼升力施加以后，起落架觸及測力平臺時仍保持水平姿態(tài)，模擬機翼升力的作用并沒有改變飛機原有的飛機著艦姿態(tài)。

3.3 機翼升力加載對飛機下沉速度的影響

載荷實測曲線可以看出，由于機翼升力模擬裝置突然輸出模擬升力，在沖擊作用下模擬升力加載瞬間出現(xiàn)尖峰載荷，為了避免將尖峰載荷引入試驗數(shù)據(jù)處理中。相對于起落架著陸載荷，將沖擊尖峰載荷前移，通過模擬機翼升力在起落架輪胎觸及測力平臺臺面前提前作用方式實現(xiàn)。由于模擬機翼升力提前作用，必然會降低試驗時試驗件觸及測力平臺瞬間初速度，試驗中，可適當提高試驗件投放高度，利用增加重力勢能抵消由于模擬機翼升力提前作用做功而消耗的能量。在艦載機全機落震試驗時，具體工況投放高度需根據(jù)機翼升力提前作用量和實測試驗件下沉速度迭代，以獲得試驗要求的試驗件考核下沉速度。

試驗件下沉速度理論值和實測值見表3，典型工況下沉速度時間歷程曲線見圖8，從試驗結(jié)果可以看出，試驗件下沉速度測試和理論要求值誤差小于3%，試驗件下沉速度控制方法可行，滿足試驗要求。

表3 飛機下沉速度實測值表

圖8 飛機下沉速度曲線Fig.8 The aircraft sinking velocity curve

3.4 機翼升力加載對全機投放能量的影響

對飛機投放功量積分計算，理論投放功量47.44 kJ，對模擬機翼升力吸收的功量和緩沖系統(tǒng)吸收功量和分別按式(5)～式(6)進行積分處理

(5)

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；T為載荷傳感器測得的機翼升力。

(6)

式中：AF為緩沖系統(tǒng)吸收的功量；Ycmax為重心位移最大值；F為每個起落架所承受的著陸載荷。飛機緩沖系統(tǒng)吸收功量和機翼模擬升力吸收功量見表3。

表4 全機落震試驗功量

從表4可以看出，在下沉速度1.55 m/s時，全機落震試驗中總功量分別轉(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誤差為1.33%。

起落架落震試驗和艦載機全機落震試驗，首先需保證起落架和飛機著陸時刻垂向速度滿足設(shè)計要求。對于起落架落震試驗，在不模擬機翼升力的條件下，往往在試驗時通過減小試驗裝置上部質(zhì)量的方法保證試驗考核的起落架吸收總能量符合設(shè)計值，這種試驗方法稱為減縮質(zhì)量法。而全機落震試驗試驗時，緩沖系統(tǒng)上部質(zhì)量為飛機機體結(jié)構(gòu)，機體結(jié)構(gòu)往往無法進行減重，以下沉速度1.55 m/s為例，如果不進行機翼升力模擬，則在保證飛機下沉速度的前提下，緩沖系統(tǒng)需吸收的能量約為47.44 kJ，投放的總能量約為緩沖系統(tǒng)正常應(yīng)吸收能量的3.59倍，遠遠高于緩沖系統(tǒng)所應(yīng)吸收的能量，不但不能模擬飛機正常著陸狀態(tài)，而且極易造成起落架和機體結(jié)構(gòu)損壞。所以適用于全機落震試驗機翼升力模擬，是關(guān)系全機落震試驗成功與否的關(guān)鍵。

4 結(jié) 論

本文提出了適用于艦載機全機落震試驗的模擬機翼升力加載方法，該方法通過兩個空氣介質(zhì)氣缸分別作用于飛機兩側(cè)機翼的方法實現(xiàn)，通過調(diào)節(jié)氣缸儲氣罐壓力大小調(diào)節(jié)輸出機翼升力大小。升力作用點位于飛機重心垂直于機身剖面上。升力作用于起落架觸及測力平臺之前，避免沖擊載荷對全機著陸載荷的影響。

設(shè)計了空氣介質(zhì)氣缸和儲氣罐一體化的機翼升力模擬裝置，分析了設(shè)計參數(shù)對輸出升力的影響，并對機翼升力模擬裝置力學性能進行驗證，通過驗證，分析了產(chǎn)生誤差的原因和解決方案。

通過某型機全機落震試驗，從模擬機翼升力大小、模擬升力作用對飛機著陸姿態(tài)和下沉速度的影響以及系統(tǒng)吸收投放功量，四個方面系統(tǒng)驗證了機翼升力加載方法和升力模擬裝置對于艦載機全機落震試驗的適用性。試驗結(jié)果表明，該裝置和機翼升力施加方法滿足全機落震試驗機翼升力加載要求，可用于艦載機全機落震試驗。

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