C919飛機全機靜力試驗技術(shù)

鄭建軍，唐吉運，王彬文

中國飛機強度研究所 全尺寸飛機結(jié)構(gòu)靜力/疲勞航空科技重點試驗室，西安 710065

C919飛機作為中國自主設計研制的首款大型民用客機，嚴格依照運輸類飛機適航標準(CCAR25-R3)[1]開展設計和驗證，標準中明確規(guī)定必須表明每一臨界受載情況均符合強度和變形的要求。對于一款全新設計的飛機，表明強度和變形符合要求的最佳最直接的方法即進行驗證試驗?，F(xiàn)代飛機研發(fā)通常采用積木式設計驗證體系[2]，作為該驗證體系最頂端的整機結(jié)構(gòu)靜強度試驗是在一架全尺寸飛機結(jié)構(gòu)上開展的，其對于驗證符合性意義重大。

作為飛機研發(fā)過程中設計、制造、試驗、試飛4大環(huán)節(jié)中不可或缺的第3棒，全機靜力試驗即對一架典型飛機在試驗室通過主動施加外載荷的方式測試飛機在實際使用過程中可能受到的各種極限載荷及相應的安全系數(shù)。其主要目的有：按照型號合格審定程序驗證飛機結(jié)構(gòu)強度和變形滿足運輸類飛機適航標準中相關(guān)條款的要求；驗證用于設計和分析的有限元模型及分析結(jié)果的正確性；驗證飛機制造工藝滿足結(jié)構(gòu)強度設計要求；通過最終的極限承載試驗測試飛機的強度裕度[3-4]。

全機靜力試驗技術(shù)即為完成全機靜力試驗項目而采取的試驗方法和技術(shù)措施，其伴隨飛機結(jié)構(gòu)設計和驗證而發(fā)展。早期的全機靜力試驗采用將飛機反吊，通過在機翼上施加重物的方法來測試飛機主結(jié)構(gòu)的強度。隨著飛機結(jié)構(gòu)強度試驗技術(shù)的發(fā)展，逐漸產(chǎn)生了在飛機表面粘貼傳載介質(zhì)作為承載節(jié)點[5-6]，通過杠桿系統(tǒng)[7]將多個節(jié)點按杠桿比例連接形成一個組合加載端點，而在加載端點后端通過液壓加載機構(gòu)實現(xiàn)主動加載的加載方法，使得加載載荷分布更準確，可考核的目標也更豐富。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靜力試驗的精度、速度、可靠性和安全性均得到極大提高[8]。與此同時，試驗測量技術(shù)、分析技術(shù)的進步使得試驗結(jié)果便于后期的分析和優(yōu)化，而不必都開展代價高昂的破壞試驗[9]。目前，全機靜力試驗已發(fā)展成為集數(shù)字設計[10-11]、加載[12]、控制[13]、測量[14]、分析[15]、液壓、無損檢測[16-17]、健康監(jiān)測[18-19]、質(zhì)量管理[20]、虛擬試驗[21]、決策輔助[22]等多種學科的綜合大型工程。

中國的全機靜力試驗技術(shù)師從蘇聯(lián)，從20世紀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)果進行讀數(shù)并下達指令，另一人采用手搖液壓泵推動執(zhí)行機構(gòu)的方法對試驗件進行加載。其后隨著國家自主設計研制型號的需求，靜力試驗技術(shù)也得到迅速發(fā)展，在試驗設計[23-24]、液壓加載[25]、試驗控制[13]、試驗測量[14]、無損檢測[26-27]、健康監(jiān)測[28]、決策支持、虛擬試驗、質(zhì)量管理[20]等多方面的技術(shù)和管理創(chuàng)新，使得目前的全機靜力試驗更準確、更安全、更可靠。通過多年的積累和發(fā)展，中國的全機靜力試驗多項關(guān)鍵技術(shù)上已達到國際先進水平。

以適航標準要求為主線，本試驗團隊解讀了適航條款要求，提出了試驗飛機驗證構(gòu)型，分析了試驗特點及難點。從試驗支持、加載及控制、測量及監(jiān)控、損傷檢測及狀態(tài)監(jiān)測等方面制定了總體技術(shù)實現(xiàn)方案。提出了多項創(chuàng)新技術(shù)，包含試驗綜合加載平臺設計技術(shù)、約束點誤差轉(zhuǎn)移控制技術(shù)、機身雙層地板雙向加載及扣重技術(shù)等。

C919飛機首飛前全機靜力試驗的順利完成表明結(jié)構(gòu)強度滿足首飛安全要求，給C919飛機結(jié)構(gòu)強度頒發(fā)了首張通行證，為首飛提供了必要條件。同時，C919飛機作為國家大飛機戰(zhàn)略的重點型號，全機靜力試驗也為中國民機事業(yè)的發(fā)展做出了重要貢獻。

1 試驗特點及難點

1.1 適航符合性要求

按照中國民用航空規(guī)章有關(guān)規(guī)定，申請運輸類飛機型號合格證或申請對該合格證進行更改時，必須表明申請項目符合運輸類飛機適航標準(CCAR25-R3)中適用的要求。且必須按照航空器型號合格審定程序(AP-21-AA-2011-01-R4)[29]開展驗證并提供證據(jù)。

全機靜力試驗驗證主要條款如表1所示[1]。

由于全機靜力試驗包含了飛機結(jié)構(gòu)的主要和絕大部分，因此其天然帶有真實的邊界條件可用于其他輔助結(jié)構(gòu)的驗證支持，如全機活動翼面結(jié)構(gòu)(襟翼、縫翼、副翼、擾流板、方向舵)、操縱支持機構(gòu)、艙門、各類整流蒙皮等輔助結(jié)構(gòu)的研發(fā)或驗證試驗也可在全機靜力試驗平臺中實施。在飛機變形過程中，部分可動機構(gòu)可能受到結(jié)構(gòu)變形的影響而不能正常動作，這類工況也可以在全機靜力試驗中得到驗證。

表1 全機靜力試驗驗證條款[1]

1.2 試驗驗證構(gòu)型

試驗飛機是一架按照C919飛機生產(chǎn)技術(shù)要求和檢驗要求生產(chǎn)和檢驗的飛機，主要包含完整的機身、主翼面、垂直安定面、發(fā)動機吊掛等，活動翼面包含襟翼、副翼、縫翼、方向舵，其他如起落架、發(fā)動機、平尾及升降舵、翼梢小翼等采用假件。為了適應靜力試驗的特殊需求，試驗委托方編寫了全機靜力試驗飛機制造技術(shù)附加要求，用于規(guī)范與試驗相關(guān)的零件及假件的制造。在試驗前需提交試驗件制造符合性聲明，通過適航制造檢查代表的制造符合性檢查，取得適航標簽。

1.3 試驗難點分析

全機靜力試驗因其構(gòu)型差異和單一架次的特點，導致每一型號的飛機全機靜力試驗都有其特殊要求，在C919飛機全機靜力試驗中，存在如下幾方面主要技術(shù)難點：

1) 試驗系統(tǒng)的綜合性和可靠性。C919飛機首次在中國飛機強度研究所上海分部試驗室開展靜力試驗，需要不斷監(jiān)控保證各新安裝試驗系統(tǒng)長期穩(wěn)定可靠使用。隨著多系統(tǒng)集成設計思想的發(fā)展，全機試驗的系統(tǒng)綜合性越來越復雜，需要更多的技術(shù)投入研究其可靠性，保障試驗安全可靠進行。試驗室特殊的地理環(huán)境要求對高濕度高鹽度及復雜電磁環(huán)境下試驗系統(tǒng)的可靠性進行深入研究，確保各系統(tǒng)穩(wěn)定可靠運行。

2) 試驗準備及實施的快速性。在型號快速研發(fā)的大背景下，全機靜力試驗的快速、準確、成功完成對型號研發(fā)意義重大。需要從試驗規(guī)劃、系統(tǒng)創(chuàng)新、技術(shù)點攻關(guān)等多角度全方位梳理試驗流程，在關(guān)鍵技術(shù)上重點突破，謀求以最快的速度完成試驗準備及試驗實施。

3) 邊界條件模擬及約束系統(tǒng)設計。邊界條件模擬關(guān)系到試驗飛機加載的準確性，約束系統(tǒng)的設計決定邊界的可控維度及試驗飛機姿態(tài)的可控性和穩(wěn)定性。傳統(tǒng)上采用基于剛體的全機靜力試驗約束設計，一般在飛機的3個起落架上設置位移固定六自由度靜定約束。C919飛機主起落架固定于機翼后梁上，主結(jié)構(gòu)受載后主起落架輪芯中點與飛機重心存在一定的相對位移，需要考慮此位移下試驗飛機姿態(tài)控制及邊界條件準確模擬的技術(shù)方案，消除約束點相對變形對飛機姿態(tài)的影響，同時通過理論分析準確反映全機姿態(tài)誤差及加載誤差累積。

4) 機身準確加載及扣重系統(tǒng)設計。全機靜力試驗機身加載通常采用膠布帶施加，此種技術(shù)成熟可靠，但也存在局部框載的加載精度不高、頻繁換裝既不經(jīng)濟又浪費時間等問題，此外，大面積粘貼膠布帶也不便于試驗檢查。需研究新型機身加載及扣重技術(shù)，以解決上述問題。

2 總體技術(shù)實現(xiàn)方案

試驗總體技術(shù)方案主要包含試驗飛機支持、試驗加載、試驗控制、液壓動力、試驗測量、試驗監(jiān)控、決策支持、損傷檢測及試驗飛機狀態(tài)監(jiān)測方案等?？傮w方案的制定決定了后期將要采用的所有主要技術(shù)實現(xiàn)途徑，對項目實施起著宏觀規(guī)劃、總體協(xié)調(diào)的作用。

2.1 試驗飛機支持

支持一方面用于保證在停機狀態(tài)下飛機的固定以便于機上作業(yè)，另一方面在試驗過程中用于各類誤差的平衡及飛機姿態(tài)的調(diào)整以保證飛機總體坐標滿足試驗需要。根據(jù)試驗工況及考核目標的多樣性，采用了3種六自由度靜定姿態(tài)可控試驗支持，分別是：全機懸空支持，用于全機除起落架連接試驗以外的所有試驗工況飛機的支持，示意圖見圖1；前起落架連接區(qū)試驗支持，主要用于前起落架連接區(qū)試驗支持；主起落架連接區(qū)試驗支持，主要用于主起落架連接區(qū)試驗的支持。每種支持都提供實時載荷反饋，用于監(jiān)測試驗飛機及其上各類設備的載荷分布。便于及時了解試驗飛機重心位置，做出及時且必要的控制，保證機上作業(yè)安全。

圖1 全機懸空支持示意圖Fig.1 Illustration of full-scale aircraft suspension

2.2 試驗加載及控制

全機性試驗載荷分布復雜，試驗節(jié)點多，各處結(jié)構(gòu)特點及承載能力均不一樣，應根據(jù)結(jié)構(gòu)及載荷特點選用合適的加載方式進行加載，但無論何種連接形式，其后端一般都串聯(lián)液壓作動器以實現(xiàn)閉環(huán)可控協(xié)調(diào)加載。在C919飛機上選用的加載方式有膠布帶-杠桿系統(tǒng)加載、機身雙層地板雙向加載、拉壓墊/卡板加載、撬杠加載、加載接頭加載、專用加載等加載方式。各類加載方式在加載的某一機械環(huán)節(jié)中都串聯(lián)有一液壓作動器和載荷傳感器，液壓作動器通過電液伺服閥控制高壓液壓油的流向?qū)崿F(xiàn)載荷的施加，載荷傳感器在加載中實時反饋載荷施加結(jié)果，二者通過控制系統(tǒng)實現(xiàn)載荷的閉環(huán)精確協(xié)調(diào)加載。為作動器提供能源的高壓液壓油來源于3組600 L/min的液壓泵，通過液壓管道同時為所有液壓作動器提供動力源。全機靜力試驗最多將會采用107個液壓作動器同時加載，而保證這些液壓作動器同步協(xié)調(diào)加載的控制設備是MTS FlexTest 200加載控制系統(tǒng)，其同步協(xié)調(diào)控制達160通道，控制系統(tǒng)誤差小于1%。在控制精度上，可控端點誤差小于1%Pmax(Pmax為該點最大試驗載荷)；同時，試驗控制系統(tǒng)設有靜態(tài)超差限、動態(tài)超差限和限制載荷限等多重保護限，不同的超差對應不同的處理方式，多重保護既可以保證試驗的順利進行，又最大限度地保證了試驗安全。在故障診斷方面，控制系統(tǒng)具有故障數(shù)據(jù)回收功能，可回收故障前后各10 s的數(shù)據(jù)。

2.3 試驗測量及監(jiān)控

試驗加載時需要同步采集各傳感器試驗數(shù)據(jù)，全機靜力試驗的試驗測量主要是應變測量和位移測量，全機已粘貼應變片15 636片，根據(jù)同步測量需求配置HBM數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)，同步測量通道可達12 000通道，位移傳感器布置點超過200個，采用ST18數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)，同步位移測量點最大80通道。具體各工況測量數(shù)根據(jù)該工況考核目標及分析結(jié)果綜合制定。特殊工況可增加紅外激光位移傳感器、壓力傳感器和聲源識別傳感器等特殊傳感器，用于輔助決策。為了全方位記錄試驗信息，除基本的測量數(shù)據(jù)外還有直觀的音視頻數(shù)據(jù)，全機共布置22路常開攝像頭，覆蓋飛機內(nèi)外主要部位，可為事后回查提供重要的音視頻資料，同時，在某些試驗工況中還可單獨增加攝像頭，用于關(guān)鍵部位的視頻錄制。為了快速響應試驗中出現(xiàn)的各種現(xiàn)象，采用一套多信息源決策支持系統(tǒng)，最大可將16路數(shù)字信號融合并通過中央顯示大屏同時顯示多達8路關(guān)鍵信息，在試驗過程中，試驗指揮及其他決策者可通過該決策中心觀察到各類試驗信息而無需移步各崗位或通過其他的通訊方式獲得該類信息，從而可大大提高決策效率，降低試驗風險。根據(jù)試驗室地理位置和環(huán)境的特殊性，采用了一套防潮防鹽霧腐蝕設備保護裝置，保證所有電子設備在復雜自然環(huán)境下長期安全可靠運行。采用全機及全部電子設備分別接地的方法降低電磁干擾，提高試驗和測量可靠性。

2.4 損傷檢測及狀態(tài)監(jiān)測

為保證試驗件滿足試驗要求，需對試驗件進行損傷檢測，損傷檢測分2個階段，試驗飛機移交時的全面無損檢測和每項試驗前考核部位的無損檢測，主要目的是確認試驗件持續(xù)滿足試驗要求的狀態(tài)。針對不同的材料需要采用不同的無損檢測方法，對于金屬結(jié)構(gòu)，采用目視、滲透、著色等檢測方法，對于復合材料結(jié)構(gòu)，采用多種類型的超聲檢測方法。在試驗中和試驗后也需要開展無損檢測，以驗證試驗件在試驗過程中和試驗后狀態(tài)是否一致。同時，在試驗過程中還將借助應變/位移數(shù)據(jù)、力傳感器數(shù)據(jù)等各類數(shù)據(jù)為試驗飛機狀態(tài)提供決策支持。

3 試驗新技術(shù)

3.1 試驗綜合加載平臺設計技術(shù)

綜合加載平臺集成加載、液壓、扣重、測量、檢查、照明等多個試驗分系統(tǒng)，是在一體化承載框架基礎上發(fā)展起來的綜合性試驗平臺。平臺在考慮飛機進場便捷性的同時，將試驗基礎系統(tǒng)統(tǒng)一規(guī)劃，統(tǒng)籌協(xié)調(diào)，在試驗設計時即體現(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用于試驗全過程。

3.1.1 試驗系統(tǒng)快速準備設計技術(shù)

一體化承載框架作為全機靜力試驗中最重要的承載基礎，其面積廣、重量大，需要考慮各種承載形式和位置，往往需要耗費大量的精力。傳統(tǒng)框架都是在飛機進場后再開始安裝，這樣的設計理念存在諸多不足：一方面飛機進場就位后在飛機四周開展大規(guī)模多工種基礎設施安裝存在巨大的安全風險；另一方面，試驗基礎設施的準備周期很長，這樣的作業(yè)安排將會耗費大量的時間，甚至嚴重影響首飛。

如在飛機進場前即完成大量的基礎設施安裝工作，無疑對于解決上述兩個問題有很大的幫助。但如此一來就需要解決飛機整機如何進場就位及系統(tǒng)安裝分隔界面等問題。為此提出了試驗系統(tǒng)快速準備設計技術(shù)，研發(fā)了相應結(jié)構(gòu)，形成了作業(yè)流程。

1) 快速進場功能設計及進場方案制定。結(jié)合試驗廠房空間布局及試驗飛機擺放位置，確認飛機進場路線。根據(jù)飛機進場時的高度和姿態(tài)，確認加載框架與飛機結(jié)構(gòu)可能干涉的部位，在框架干涉部位上設置便于操作的折疊機構(gòu)，使得干涉區(qū)域內(nèi)的框架結(jié)構(gòu)可短時間內(nèi)收起，以釋放進場空間，待飛機通過后再恢復安裝框架支柱。飛機進場狀態(tài)下僅影響小部分框架架構(gòu)及系統(tǒng)的安裝，其余大部分結(jié)構(gòu)都可在之前準備就緒。根據(jù)進場順序設計進場路線、折疊順序、恢復安裝步驟等工序，形成進場方案。試驗飛機快速進場方案示意圖見圖2。

2) 框架結(jié)構(gòu)優(yōu)化設計。在原有的單柱鋼框架體系基礎上優(yōu)化設計研發(fā)了大跨度、大載荷框支桁架柱結(jié)構(gòu)體系，確保了大跨度下框架結(jié)構(gòu)的整體性和穩(wěn)定性。優(yōu)化了發(fā)動機部位框架主支柱的結(jié)構(gòu)形式，使得結(jié)構(gòu)更簡單，功能更實用。在進場干涉區(qū)域框架上部設計輔助斜撐和橫梁，增加飛機進場時框架的強度和穩(wěn)定性。增加人機工程學設計，在三維實景中體現(xiàn)作業(yè)場景，優(yōu)化作業(yè)環(huán)境，提高作業(yè)安全性和便利性。

圖2 試驗飛機快速進場示意圖Fig.2 Image of aircraft rapid approach positioning

3) 多狀態(tài)結(jié)構(gòu)強度分析。采用多種強度校核工具同時對框架在不同狀態(tài)下的結(jié)構(gòu)強度、剛度及穩(wěn)定性進行分析，主要包括各種工況下最大承載狀態(tài)和飛機進場時框架折疊狀態(tài)。每種計算工況均疊加框架自重及設備重量，確保各狀態(tài)下的強度、剛度和穩(wěn)定性滿足要求。

3.1.2 多系統(tǒng)集成設計技術(shù)

大型飛機結(jié)構(gòu)全機靜力試驗是一套包含數(shù)個子系統(tǒng)的復雜系統(tǒng)，傳統(tǒng)的試驗方式僅將各子系統(tǒng)簡單疊加，試驗現(xiàn)場各子系統(tǒng)各司其職，系統(tǒng)間的交互協(xié)調(diào)較少，這樣的方法雖能完成試驗，但往往導致現(xiàn)場混亂，各類設備管線交叉壓疊，各工種作業(yè)相互干擾，現(xiàn)場進度常常無法保證，同時也容易出現(xiàn)質(zhì)量問題，為規(guī)范現(xiàn)場管理，提高試驗規(guī)范性，采用了多系統(tǒng)集成設計思想。具體步驟如下：

1) 權(quán)值分配，系統(tǒng)排序。將所有試驗中參與的分系統(tǒng)列表，從安全性、使用頻率、操作便捷性、干涉影響度等方面賦予各系統(tǒng)權(quán)值，根據(jù)權(quán)值加權(quán)結(jié)果分析各系統(tǒng)設計的先后順序，逐一匯入試驗系統(tǒng)。

2) 方案統(tǒng)籌，迭代推進。首先進行方案集成，各系統(tǒng)都使用點、線、面等形式代替實體模型，在同一個三維場景中實現(xiàn)各系統(tǒng)的整合，在疊加過程中往往后續(xù)系統(tǒng)不可避免地與前系統(tǒng)發(fā)生干涉，此時則調(diào)整受影響系統(tǒng)的方案設計，迭代優(yōu)化，直至所有系統(tǒng)均達到設計指標。

3) 細節(jié)優(yōu)化，便捷安全。細節(jié)設計階段，除滿足各子系統(tǒng)需求的設計指標外，還特別注重各子系統(tǒng)操作的便捷性和全系統(tǒng)的安全性，各關(guān)鍵位置均增加了人體工程學設計，將虛擬作業(yè)人員在三維實體中進行空間和作業(yè)姿態(tài)協(xié)調(diào)，使得試驗實施更加快捷高效。

試驗綜合加載平臺效果圖如圖3所示。

圖3 試驗綜合加載平臺設計效果圖Fig.3 Comprehensive test loading platform design rendering

多系統(tǒng)集成設計技術(shù)集成了承載系統(tǒng)、液壓系統(tǒng)、扣重系統(tǒng)、測量系統(tǒng)、照明系統(tǒng)、監(jiān)控系統(tǒng)、檢查系統(tǒng)、電源系統(tǒng)等八大子系統(tǒng)，形成了以承載系統(tǒng)為基礎的綜合試驗平臺。各子系統(tǒng)的提前介入使得各子系統(tǒng)的可靠性得到提升，同時也大大降低了試驗風險，試驗調(diào)試一次成功率達到95%。

3.2 約束點誤差轉(zhuǎn)移控制技術(shù)

在最大垂直力著陸狀態(tài)下，起落架將會承受巨大的著陸載荷，因此該試驗工況需要在起落架處施加很大的試驗載荷，而該工況同時也是一個全機工況，為保證安全，將全機約束也設置在起落架處，由此帶來一個矛盾，一方面起落架連接區(qū)作為重要考核部位，起落架需要施加盡可能準確的載荷以得到準確的試驗數(shù)據(jù)，另一方面全機約束的設置使得全機所有加載點的累積誤差都將在起落架處平衡，因此起落架除承受理論載荷外還將疊加全機不平衡載荷，從而無法保證載荷的準確施加。因此，提出了約束點誤差轉(zhuǎn)移控制技術(shù)。

3.2.1 技術(shù)原理

閉環(huán)控制由控制系統(tǒng)、信號采集器和執(zhí)行機構(gòu)三大要件組成?？刂葡到y(tǒng)實時采集傳感器的信號，對比命令值后對執(zhí)行機構(gòu)發(fā)出執(zhí)行指令，執(zhí)行機構(gòu)執(zhí)行后改變傳感器反饋，以此往復從而組成一個控制回路。全機靜力試驗的加載系統(tǒng)大多采用液壓作動器作為執(zhí)行機構(gòu)，力傳感器或位移傳感器作為信號采集器，多點協(xié)調(diào)加載控制系統(tǒng)作為控制系統(tǒng)。一般每個液壓作動器的執(zhí)行端都直接串連一個傳感器作為信號采集器而組成一個控制回路，但約束系統(tǒng)存在位移控制載荷監(jiān)視或載荷控制位移監(jiān)視兩種模式時常相互切換的情形，為便于操作，設計上同時串聯(lián)了位移傳感器和載荷傳感器兩種信號采集器。在本文問題中，需要同時實現(xiàn)約束點位移的精確調(diào)整和載荷的準確施加，而約束點該方向只有一個執(zhí)行機構(gòu)，每一個執(zhí)行機構(gòu)只能與一個傳感器組成控制回路，如果要同時控制這兩個傳感器的參數(shù)，可以從其他控制回路中借用一個執(zhí)行機構(gòu)，與約束點另一個傳感器組成控制回路，而將被借用回路的傳感器作為監(jiān)視傳感器。理論上，當精確控制約束點的位移和載荷后，約束點的累積載荷誤差將轉(zhuǎn)移至被借用回路的傳感器端，從而在不進行大規(guī)模改變試驗安裝的情況下實現(xiàn)約束點處位移和載荷的精確控制。以主起落架航向約束為例，傳統(tǒng)邏輯連接方法(下文稱舊方法)和約束點誤差轉(zhuǎn)移邏輯連接方法(下文稱新方法)對比如圖4所示。

3.2.2 試驗對比驗證

對兩種邏輯連接方法進行試驗對比。舊方法按圖4(a)控制邏輯連接，新方法按圖4(b)控制邏輯連接，主起落架航向約束點作為技術(shù)試驗部位，發(fā)動機航向加載點為誤差轉(zhuǎn)移點。

舊方法中起落架航向作動器與航向位移傳感器組成控制回路，起落架航向載荷傳感器不接入任何回路，僅被動監(jiān)視載荷反饋，發(fā)動機航向作動器與發(fā)動機航向載荷傳感器組成控制回路，施加發(fā)動機航向載荷。

新方法中起落架航向作動器與位移傳感器控制起落架位移不變，將起落架航向載荷傳感器的信號接入發(fā)動機航向作動器組成新的控制回路，在載荷譜中將發(fā)動機航向加載點的載荷更改為起落架航向理論載荷，此時發(fā)動機航向傳感器未接入任何控制回路，試驗中僅顯示載荷反饋值。

按照相同的試驗程序進行60%限制載荷的對比試驗。兩種方法試驗加載過程平穩(wěn)，起落架約束點的位移跟隨性良好，位移誤差持續(xù)保持在0.04%以內(nèi)，說明兩種方法對主起落架航向位移控制無影響，滿足約束點位移控制精度要求。試驗工況為對稱結(jié)構(gòu)對稱載荷，兩種方法60%限制載荷以內(nèi)左右側(cè)載荷誤差的絕對值最大分別為268 N和404 N，說明兩種方法中左右側(cè)起落架載荷對稱性良好，均滿足對稱性要求。

兩種方法下左右主起落架航向約束點載荷誤差曲線如圖5所示。加載點誤差值曲線如圖6所示。

舊方法中，左右主起落架航向約束點載荷誤差絕對值從0%限制載荷的275 N和19 N逐漸增加到60%限制載荷時的7 161 N和6 893 N，此時按照該點最大載荷計算的誤差分別為22.0%Pmax和20.5%Pmax。雖然從誤差的絕對值來看相較于全機總載荷和飛機結(jié)構(gòu)的變形屬于可接受量值，但根據(jù)1%考核點載荷施加精度要求，這種加載方式顯然無法滿足。

新方法左右主起落架航向約束點載荷誤差均在±1%內(nèi)波動，最大誤差值為258.5 N，最大誤差百分比為0.94%Pmax，滿足加載精度要求。左右側(cè)發(fā)動機航向反饋值與理論值比較誤差絕對值從-166 N和-174 N逐漸增加至60%限制載荷時的6 941 N和7 345 N，按照發(fā)動機航向該工況最大載荷的誤差計算分別為18.23%Pmax和18.91%Pmax，雖然誤差值較大，但該工況下發(fā)動機及其連接結(jié)構(gòu)為非重點考核部位，誤差在本試驗工況下仍可接受，另一方面發(fā)動機航向承載能力較大，該誤差值不會對結(jié)構(gòu)造成安全風險。

圖4 兩種控制方法邏輯連接圖Fig.4 Logic connection diagrams of two control methods

圖5 起落架航向載荷誤差曲線Fig.5 Error curves of landing gear heading load

圖6 加載點誤差值曲線Fig.6 Error value curves of load point

3.2.3 結(jié)論及討論

對比試驗結(jié)果表明約束點誤差轉(zhuǎn)移控制技術(shù)在不改變原有約束點機械連接形式的情況下同步實現(xiàn)了約束點位移精確控制和載荷準確施加，在保證試驗安全的情況下提高了重點考核部位的加載精度，大大提高了關(guān)鍵考核區(qū)域試驗考核的準確性。

新方法并不會降低試驗誤差，而是將誤差累積點從傳統(tǒng)的約束點轉(zhuǎn)移至承載能力較強且對試驗結(jié)果影響較小的非重點考核部位。

新方法約束點載荷誤差幅度雖滿足小于1%的試驗精度要求，但較其余加載點偏大，這是因為新的連接方式中作動器與載荷傳感器之間串接了機體結(jié)構(gòu)，對于閉環(huán)控制來說相當于在執(zhí)行機構(gòu)中間串聯(lián)了一個彈性元件，降低了執(zhí)行機構(gòu)的靈敏度，從而導致該點控制性能下降。在其中的一次試驗中試驗飛機整體出現(xiàn)低頻大幅振蕩的情況，其原因是控制頻率與系統(tǒng)固有頻率重疊，導致共振現(xiàn)象，這一物理連接問題可通過調(diào)整控制參數(shù)加以解決。

3.3 機身雙層地板雙向加載及扣重技術(shù)

機身主要用于裝載乘客和貨物，主要載荷為客/貨慣性載荷。真實受力情況下，客載和貨載首先作用在客艙和貨艙地板結(jié)構(gòu)上，通過地板結(jié)構(gòu)再傳遞到機身殼體結(jié)構(gòu)。傳統(tǒng)的加載方法通過膠布帶直接將客/貨載荷施加到機身兩側(cè)的殼體結(jié)構(gòu)上，沒有遵循載荷的真實傳遞路徑，對客/貨艙地板及其連接結(jié)構(gòu)局部驗證不真實，可能存在考核不充分的風險。試驗飛機機身較大的自重和試驗設備重量要求試驗飛機采用常載扣重方法，傳統(tǒng)上采用單獨粘貼膠布帶通過杠桿系統(tǒng)反配重的方法扣重，同樣存在扣重傳力不真實，局部過考核的風險。因此提出了機身雙層地板雙向加載及扣重技術(shù)，解決局部結(jié)構(gòu)試驗驗證不真實的問題。

3.3.1 機身加載及扣重方案選取

在全機有限元計算時，載荷均按結(jié)構(gòu)實際可能受載情況施加，計算結(jié)果反映的結(jié)構(gòu)內(nèi)力分布也更接近實際情況。但全機地面試驗由于試驗方法的限制，無法做到全機有限元計算的加載密度，必須進行簡化。

機身主動載荷遠大于扣重載荷，以機身加載為主要考慮因素。選擇3種可實施的垂向加載方案，方案1為僅機身兩側(cè)蒙皮加載，方案2為單獨機身客艙加載，方案3為客艙和貨艙雙層地板加載，以典型試驗工況為基礎進行有限元對比分析，并以全機有限元計算結(jié)果為基準，與3種機身試驗加載方案有限元計算結(jié)果對比，選擇與全機有限元結(jié)果最接近的加載方案。根據(jù)分析結(jié)果，方案3與全機結(jié)構(gòu)考核更接近。其中機身49框彎矩計算結(jié)果對比如圖7所示。

在扣重方案選取上，機身存在試驗飛機結(jié)構(gòu)重量和加載設備重量，根據(jù)方案3的機身加載方案，采用在機身加載設備垂向向上的加載方向上設計機身扣重結(jié)構(gòu)的方案。這樣,一方面不需要單獨設計扣重系統(tǒng)與機身結(jié)構(gòu)的連接節(jié)點，使得試驗設備更簡單；另一方面從傳力路徑上看，扣重載荷首先傳遞到加載設備上，加載設備重量扣除后，再傳遞并扣除飛機結(jié)構(gòu)重量，對于載荷傳遞和試驗考核更合理。

圖7 機身49框彎矩對比[24]Fig.7 Comparison of bending moments of the 49th fuselage frame[24]

3.3.2 加載及扣重系統(tǒng)設計

根據(jù)機身各部位載荷特點，選取機身各部位考核最嚴重的工況作為該部位加載系統(tǒng)設計的載荷基準。對于機身連接節(jié)點，設置專用杠桿加載裝置，將機身各框站位的垂向載荷施加在客艙和貨艙地板結(jié)構(gòu)上。每4個框設置一套加載裝置，采用樹形杠桿結(jié)構(gòu)，包括加載拉桿、聯(lián)合杠桿、客艙加載組件、貨艙加載組件等部分。加載裝置共設置5級杠桿，依據(jù)典型載荷分布各框客/貨艙載荷各級杠桿力臂比。對加載裝置各部件自由度進行分析，各級杠桿間合理選用球軸鉸接、螺栓鉸接、螺栓固接等連接方式，避免加載裝置對試驗件產(chǎn)生附加剛度影響，確保加載裝置能跟隨試驗件變形并保持載荷分配準確。

在機身蒙皮上設置開孔，加載系統(tǒng)通過拉桿穿出機身外加載。在機身向上加載結(jié)構(gòu)穿出機身蒙皮的拉桿后端設置載荷轉(zhuǎn)換杠桿，杠桿上開3個連接孔，中間孔連接試驗主動加載設備，兩端接口連接滑輪扣重設備?？壑夭捎娩撍魍ㄟ^大直徑滑輪導向后連接到可調(diào)重量的配重托盤上，通過施加配重實現(xiàn)扣重。加載及扣重結(jié)構(gòu)設計效果如圖8所示。

圖8 加載及扣重系統(tǒng)設計效果圖Fig.8 Loading and deduction system design rendering

3.3.3 扣重系統(tǒng)摩檫力補償

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加載精度的影響，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)連接機身結(jié)構(gòu)端增加力傳感器，按正常試驗程序進行預試，使試驗飛機產(chǎn)生與正式試驗相同的變形趨勢，在加載和退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)，計算結(jié)果中各組扣重系統(tǒng)摩擦系數(shù)介于3%～5%之間。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重量，直至實扣載荷與理論值相等。

4 結(jié) 論

以適航標準要求為主線，分析了相關(guān)適航條款相關(guān)要求，提出了試驗飛機驗證構(gòu)型及狀態(tài)要求。分析了C919飛機結(jié)構(gòu)特點及難點，從試驗飛機支持、試驗加載及控制、試驗測量及監(jiān)控、損傷檢測及狀態(tài)監(jiān)測等方面制定了總體技術(shù)實現(xiàn)方案，試驗結(jié)果表明采用的技術(shù)方案可行，試驗過程可靠，試驗結(jié)果可信，試驗數(shù)據(jù)完整，達到了預期目標。其中新技術(shù)的應用在多方面為試驗順利高效完成做出了積極貢獻。

通過集成創(chuàng)新形成了試驗綜合加載平臺設計技術(shù)，優(yōu)化了試驗子系統(tǒng)的統(tǒng)一協(xié)調(diào)問題，使得試驗現(xiàn)場整潔有序、安全便捷。通過應用創(chuàng)新形成了約束點誤差轉(zhuǎn)移控制技術(shù)，提高了重點考核區(qū)的試驗精度。通過原始創(chuàng)新形成了機身雙層地板雙向加載及扣重技術(shù)，一次解決了所有試驗工況在機身處的加載和扣重問題，并改善了局部框載的加載精度。

致 謝

全機靜力試驗是耗時費力的大型工程，本文的研究內(nèi)容是中國飛機強度所試驗團隊、中國商飛上海飛機設計研究院強度試驗團隊、適航監(jiān)管團隊以及其他相關(guān)各方共同努力的結(jié)果，在此感謝團隊成員為全機靜力試驗做出的貢獻。此外，也感謝英國諾丁漢大學孫偉、李曙光兩位教授在本文寫作上的悉心指導和幫助。