大展弦比機翼試驗隨動加載系統(tǒng)研究

李小歡，張蕾

(成都飛機工業(yè)(集團)有限責(zé)任公司 技術(shù)中心，成都 610092)

0 引 言

大展弦比無人機機翼設(shè)計技術(shù)是長航飛機高空高速設(shè)計的關(guān)鍵技術(shù)之一，機翼設(shè)計的核心是提高飛機的航程、航時，并提供安全高效的力矩特性和升阻特性，使機翼的強度、剛度、安全、壽命等滿足設(shè)計要求[1]。在機翼的設(shè)計中，首先進行外形設(shè)計，再通過靜力試驗結(jié)果保證飛行時機翼的彈性變形滿足設(shè)計要求[2]。對于大展弦比復(fù)合材料機翼[3]而言，由于機翼彈性變形大，從而氣動特性對飛行安全影響更為嚴重，在大展弦比機翼設(shè)計時，必須考慮復(fù)合材料機翼在氣動載荷下的彈性變形[4]。

根據(jù)國軍標提出的研發(fā)飛機重要部件必須進行靜力試驗的要求，機翼試驗是獲取機翼的力學(xué)性能最有效、最可靠、最直接的方式。機翼試驗需要將飛機飛行時所受的載荷[5-6](氣動載荷、慣性載荷、集中載荷)簡化為數(shù)量有限的集中載荷，再通過加載系統(tǒng)將加載點進行多級合并來實現(xiàn)各級載荷加載[7-8]。加載系統(tǒng)設(shè)計的合理性是決定大展弦比機翼試驗成敗的關(guān)鍵，尤其是機翼載荷隨試驗件變形而變化，導(dǎo)致加載點與翼面弦平面不垂直，且機翼的變形越大，載荷的角度偏差也越大[9]。因此，加載點隨試驗件變形而移動變化是大展弦比機翼試驗中不可忽視的問題。

本文針對大展弦比機翼試驗任務(wù)和加載技術(shù)，對機翼受載大變形情況進行加載準確性分析，開發(fā)一種適用于無人機大展弦比試驗的隨動加載系統(tǒng)，闡述該隨動加載系統(tǒng)的工作原理，設(shè)計、試驗和運用等關(guān)鍵問題，以期為類似加載系統(tǒng)提供設(shè)計依據(jù)。

1 國內(nèi)外加載系統(tǒng)研究現(xiàn)狀

近幾年，歐美、俄羅斯、日本對飛機機翼試驗的加載方法進行了初步的研究，但公開報道很少，國內(nèi)進行了不同加載方式的研究。某強度試驗室進行了一次該無人機機翼的帶外掛飛行試驗，采用的常規(guī)加載方法，翼尖位移變形的試驗結(jié)果與理論值誤差為-20%。由于加載誤差偏大，通過對加載方法的分析得出這種加載設(shè)備固定的加載方式運用于小展弦比機翼試驗是可行的，但用于大展弦比的機翼試驗時，由于機翼變形量大，會產(chǎn)生試驗加載載荷與實際飛行狀態(tài)載荷誤差大的情況，且機翼變形越大，載荷偏差也越大。加載誤差來源是機翼大變形引起加載方向發(fā)生變化，當(dāng)加載方向與翼面不垂直的時候，加載載荷會向翼面及其垂直平面分解，會造成載荷失真及產(chǎn)生附加力矩，影響試驗準確性。在機翼變形后，對加載載荷進行分析發(fā)現(xiàn)，F(xiàn)分解為兩個力F1和F2，F(xiàn)1為垂直翼面分力，F(xiàn)2為平行翼面分力，如圖1所示。通過分析可得，此時用F對機翼進行加載，加載誤差大，影響試驗的準確性。機翼變形量與加載載荷的關(guān)系如圖1所示。

圖1 機翼變形載荷分析

通過分析固定加載誤差，結(jié)合劉興科等[10]在全尺寸飛機靜力試驗中，采用簡化的特征載荷加載方式，即在100%限制載荷位置保證加載載荷與翼面垂直的預(yù)偏加載方法，再次進行了一次飛行載荷試驗，試驗結(jié)果顯示翼尖位移變形的誤差為14%，加載誤差仍然較大。最大載荷預(yù)偏分析如圖2所示，通過分析受力情況可得，預(yù)偏加載從剛開始會產(chǎn)生F1和F2兩個分力，會對機翼受載產(chǎn)生影響。此種方法對于小變形加載具有一定的作用，但對于此次試驗滿載情況機翼變形量為1 250 mm時，若采用特征載荷預(yù)偏，會導(dǎo)致從初始加載位置起加載誤差大，且加載誤差會不斷持續(xù)和累加，導(dǎo)致加載精度無法保證。

圖2 最大載荷預(yù)偏分析

陳建國[11]設(shè)計了一種高位擺梁隨動加載機構(gòu)(如圖3所示)，該機構(gòu)通過位移作動筒推動擺梁擺動實現(xiàn)載荷動態(tài)加載，運用于飛機襟縫翼收放功能試驗具有很好的效果。并提出這種方法可推廣運用于飛機升降舵、方向舵、副翼等操縱面收放功能試驗的隨動加載系統(tǒng)研究。

圖3 高位擺梁隨動加載機構(gòu)

周棟等[12]設(shè)計了一種基于杠桿原理的起落架試驗隨動加載裝置，該裝置利用杠桿平衡，將正確載荷施加在杠桿的一端，從而消除加載中心移動產(chǎn)生的附加彎矩，該裝置特別適合運用于某型飛機主起落架的試驗。并指出此機構(gòu)基于杠桿原理的加載裝置解決了隨著加載點變化施加垂直載荷引起的附加彎矩問題，已經(jīng)應(yīng)用于某型飛機起落架試驗中，具有重大的現(xiàn)實意義。

龐寶才等[13]研究了一種可動翼面的隨動加載方法(如圖4所示)，基于力的等效原則，采用單點雙作動筒從兩個方向?qū)攣韺崿F(xiàn)載荷的動態(tài)變化，且該裝置應(yīng)用于一種民用飛機剛度試驗，取得了良好效果。并指出單點雙作動筒布置于機翼加載翼面下部，作動筒底部通過底座鉸鏈連接，通過雙作動筒收放控制調(diào)節(jié)保證合力載荷的大小和方向，從而實現(xiàn)載荷實時垂直于翼面加載。

圖4 對頂?shù)刃щS動加載機構(gòu)

2 加載要求及模擬分析

在機翼試驗的加載過程中，為了消除加載誤差，最準確的方法是加載方向和載荷大小隨機翼變形而實時變化，加載方向要始終垂直于翼面，如圖5所示。

圖5 加載載荷與翼面動態(tài)垂直

本文應(yīng)用Patran對試驗機翼進行有限元模擬分析，建立包括試驗件和邊界條件的有限元分析模型，對機翼結(jié)構(gòu)受載過程的變形情況進行分析，更直觀地呈現(xiàn)機翼結(jié)構(gòu)的彎曲變形，可作為機翼結(jié)構(gòu)強度剛度性能設(shè)計的依據(jù)，同時可為試驗總體設(shè)計提供理論支撐，從而避免試驗過程中由于機翼變形可能造成的機翼與設(shè)備干涉、碰撞、損壞等問題。分析時，將機翼內(nèi)段與機身連接結(jié)構(gòu)進行約束，用于模擬機身對機翼的支持，在機翼表面施加等值Force用于模擬飛機所受的飛行載荷，通過有限元分析可見，機翼變形示意圖如圖6所示，機翼滿載變形量如圖7所示。

圖6 機翼模擬變形

圖7 滿載情況機翼變形

從圖6～圖7可以看出：機翼整體變形從內(nèi)段到外端逐漸增大，變形幅度與機翼展向位置呈正相關(guān)，機翼翼尖變形量最大，翼尖變形數(shù)值為1 250 mm，機翼各肋截面的變形量如表1所示。將飛行載荷下機翼變形量與機翼展向關(guān)系近似看作二次曲線，如圖8所示。

表1 機翼各肋截面的變形與展向站位關(guān)系

圖8 機翼變形與展向站位關(guān)系

假設(shè)機翼變形與展向關(guān)系近似看作二次曲線時，由二次曲線z=Ax2+Bx+C，得

(1)

二次曲線任一點切線

K=2Axn+B

(2)

二次曲線上任一點切線和法線斜率K′關(guān)系：K·K′=-1，所以

(3)

式中：n為試驗加載的級數(shù)(n取1,2,3,…,n)；z為機翼變形后機翼翼尖M點對應(yīng)的垂直位移；x為M點的展向站位；A、B、C為曲線未知常數(shù)；K為二次曲線在M點處的切線；K′為K的垂線，與x相交與N點。

由于該機翼試驗時左右機翼為對稱載荷，以BL=0處為對稱軸線，該二次曲線的對稱軸為x=0，所以式中B=0，而該曲線過原點，所以式中C=0，由翼尖M點在各級載荷下展向站位x與z可求得曲線常數(shù)A，也可求得直線ON距離。同理通過控制ON距離，實現(xiàn)K′與K實時垂直，從而保證加載過程中翼尖位置加載方向與翼尖弦平面的垂直狀態(tài)。

3 隨動加載方法

針對該機翼試驗的翼面載荷加載要求和理論模擬分析結(jié)果，結(jié)合隨動加載系統(tǒng)研究現(xiàn)狀，本文開發(fā)出一種新的雙作動筒推動隨動加載系統(tǒng)。該隨動加載主要包含兩部分內(nèi)容：一是位置跟蹤，二是動態(tài)加載?；谟嬎銠C輔助設(shè)計建立機翼試驗數(shù)模，從翼面結(jié)構(gòu)和滿載典型工況分析其運動范圍，結(jié)合該試驗5%限制載荷級數(shù)加載要求，將整個加載分為20個典型的飛行狀態(tài)點，再建立其隨動加載載荷函數(shù)，根據(jù)每一級采集實測的翼尖變形量計算出隨動系統(tǒng)應(yīng)該調(diào)整的位移和角度，保證每一級加載載荷垂直于翼面，從而進行載荷的隨動加載控制。該隨動加載系統(tǒng)初始位置如圖9所示，此時載荷為0，機翼無變彎曲變形。當(dāng)試驗開始進行，隨著載荷值級數(shù)增加，機翼開始彎曲變形如圖10所示。

圖9 隨動加載初始位置

圖10 隨動加載彎曲變形

由幾何關(guān)系計算，此時有函數(shù)：

(4)

由式(4)可得

(5)

所以

(6)

式中：β為機翼彎曲變形偏轉(zhuǎn)角度(變量)；H為地面位移傳感器測量位移值(變量)；i為逐級加載級數(shù)，為5、10、15～90、95、100共20個數(shù)值；L為左側(cè)機翼長度值(常量)；x為移動滾輪位移量，即隨動作動筒伸縮量(變量)；C為機翼安裝高度距5 m壓梁的距離(常量)。

通過式(6)，根據(jù)機翼翼尖彎曲變形量在加載載荷下向上彎曲變形實測數(shù)據(jù)H可逐級計算得移動滾輪移動量x，再通過井架上方隨動作動筒伸縮量控制移動滾輪滑動，整個加載系統(tǒng)包括加載作動筒實現(xiàn)了x向的實時位置變化，從而實現(xiàn)載荷方向的傾斜變化，使加載方向?qū)崟r垂直與翼面，從而實現(xiàn)機翼載荷的隨動加載。

4 工程試驗

4.1 試驗現(xiàn)場

試驗現(xiàn)場如圖11設(shè)計并搭建，試驗支持夾具模擬機身對機翼的支持，上部通過六個翼身連接交點與試驗件相連，試驗支持夾具下部固定在地軌上，在試驗件上方搭建井架用于試驗加載、機翼扣重平衡，作動器、載荷傳感器、杠桿扣重等。試驗載荷按要求以5%一級，根據(jù)隨動加載載荷函數(shù)，逐級加載至100%載荷。機翼的扣重采用 “三點式”分布，即將左右機翼重心重量分別分布至三點，共六點進行聯(lián)合扣重。作動器、載荷傳感器、杠桿等加載設(shè)備的扣重采用隨動扣重，即加載設(shè)備的稱重量通過每級載荷方向與豎直方向夾角β(機翼彎曲變形偏轉(zhuǎn)角度)的幾何關(guān)系求得。

圖11 試驗井架安裝

4.2 試驗組成及情況

試驗系統(tǒng)分為五大系統(tǒng)，包括隨動系統(tǒng)、支持系統(tǒng)、控制系統(tǒng)、采集系統(tǒng)、油壓系統(tǒng)等。隨動加載系統(tǒng)組成為翼面帆布袋、多級杠桿系統(tǒng)、力傳感器、加載作動筒、移動滾輪、隨動作動筒、隨動作動筒固定座等結(jié)構(gòu)。該試驗以100%限制載荷為試驗載荷，具體加載為按5%限制載荷為一級分20次逐級加載至100%限制載荷，而隨動加載系統(tǒng)在隨動作動筒控制下根據(jù)每一級翼尖變形量計算出的滑動量實時調(diào)節(jié)加載系統(tǒng)的載荷位置和加載方向，使加載方向始終垂直與翼面，從而實現(xiàn)機翼載荷的隨動加載，加載與卸載均逐級測量。

試驗加載過程平穩(wěn)，雙作動筒跟隨性良好，未出現(xiàn)超差、報警、卡滯現(xiàn)象等，機翼彎曲變形情況正常，無異常響聲。限制載荷試驗卸載后，試驗件無可視永久變形。

4.3 試驗數(shù)據(jù)分析

該試驗主要目的在于考核該隨動加載系統(tǒng)加載過程是否可行、可靠；機翼上下壁板應(yīng)變變化是否平穩(wěn)；機翼翼尖變形是否正常；左右機翼變形是否對稱等問題，所以數(shù)據(jù)分析重點集中在機翼壁板應(yīng)變數(shù)值的線性度，機翼變形對稱性及機翼變形隨加載級數(shù)增加是否平穩(wěn)，以及機翼變形與理論分析的吻合性。

為了分析機翼壁板應(yīng)變線性度，選取機翼任意部分位置應(yīng)變數(shù)據(jù)進行分析(如圖12所示)。機翼向上彎曲變形，所以上壁板壓縮變形，應(yīng)變?yōu)樨?；下壁板拉伸變形，?yīng)變?yōu)檎?/p>

圖12 應(yīng)變數(shù)據(jù)線性度

圖12中分別為機翼上、下蒙皮應(yīng)變，該結(jié)果與試驗前期估計一致。根據(jù)應(yīng)變的線性度R2值為0.998和0.999，所以測試點應(yīng)變位測試數(shù)據(jù)線性相關(guān)系數(shù)優(yōu)于0.9，線性度良好，試驗過程中應(yīng)變數(shù)據(jù)變化平穩(wěn)。

為了分析機翼變形對稱性，對左右機翼選取任意對稱位置的位移測試數(shù)據(jù)進行對稱性分析，并給出對稱曲線，如圖13所示，其中左側(cè)1代表左機翼外段位移數(shù)值，左側(cè)2代表左機翼內(nèi)段位移數(shù)值，右側(cè)1代表右機翼外段位移數(shù)值，右側(cè)2代表右機翼內(nèi)段位移數(shù)值?？梢钥闯觯鹤笥易畲蟛钪郸ax=3 mm，左右機翼對稱測試點位移數(shù)據(jù)對稱性良好。

圖13 位移數(shù)據(jù)對稱性

為了分析機翼翼尖隨加載級數(shù)增加的變形情況，在加載過程中，從10%～100%逐級選取測量數(shù)據(jù)，將左右機翼翼尖處位移測試數(shù)據(jù)與理論計算數(shù)據(jù)進行對比，如圖14所示，可以看出：Δmax=15 mm，與理論計算最大變形量1 250 mm相比，差1.2%，該試驗位移曲線與理論位移曲線重合度高，試驗結(jié)果理想。

圖14 翼尖位移與理論位移對比

為了驗證飛行載荷情況下，機翼各肋變形量與展向站位的關(guān)系符合二次曲線規(guī)律，從而驗證理論分析結(jié)果的正確性，選取左側(cè)機翼實測變形位移量與理論曲線進行對比，如圖15所示，可以看出：機翼實測變形與理論計算吻合度高，數(shù)據(jù)變形趨勢一致，誤差小，試驗數(shù)據(jù)理想。

圖15 滿載情況機翼變形量與展向站位關(guān)系

5 結(jié) 論

(1) 本文對大展弦比機翼試驗隨動加載系統(tǒng)進行開發(fā)和試驗應(yīng)用，該隨動加載系統(tǒng)實現(xiàn)了載荷方向與翼面弦平面的動態(tài)垂直，試驗加載過程平穩(wěn)，雙作動筒跟隨性良好，未出現(xiàn)超差、報警、卡滯等現(xiàn)象，機翼變形均勻、無抖動，應(yīng)變曲線符合要求。該隨動加載系統(tǒng)的應(yīng)用可以為類似隨動加載系統(tǒng)提供設(shè)計依據(jù)，具有較大的現(xiàn)實意義和應(yīng)用價值。

(2) 通過翼尖變形試驗實測數(shù)據(jù)與理論研究進行對比，實測數(shù)據(jù)和理論數(shù)據(jù)對比曲線吻合度高，數(shù)據(jù)變形趨勢一致，翼尖處位移誤差小。試驗結(jié)果證明了模擬分析計算的準確性，同時驗證了該試驗方案的合理性，可以為類似飛機機翼設(shè)計提供參考意義。