新一代戰(zhàn)斗機全機地面強度試驗技術(shù)

王育鵬，裴連杰，李秋龍，鄭建軍，馮建民，王凡

1. 西北工業(yè)大學(xué) 航空學(xué)院，西安 710072

2.中國飛機強度研究所，西安 710065

3.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

4. 中國航空工業(yè)成都飛機設(shè)計研究所，成都 610041

飛機結(jié)構(gòu)強度是飛機型號研制的基礎(chǔ)，直接影響飛機的作戰(zhàn)性能、經(jīng)濟成本、安全可靠性等。為檢驗和驗證強度是否滿足設(shè)計指標、符合相關(guān)設(shè)計標準，在研飛機需要開展地面強度驗證試驗，即在試驗室內(nèi)通過相關(guān)試驗手段模擬飛機受載，以此驗證飛機強度是否合格。

根據(jù)國軍標相關(guān)要求[1]，飛機的研制要經(jīng)歷設(shè)計、制造、試驗與試飛等階段，其中以地面強度驗證試驗為代表的試驗環(huán)節(jié)尤為重要，不僅是對前期飛機設(shè)計、制造的檢驗，也是飛行安全的強度保障。全機地面強度試驗又是飛機地面強度驗證試驗中規(guī)模最龐大、考核最直接、驗證最關(guān)鍵的一項試驗內(nèi)容，包括全機靜力、全機疲勞試驗2個階段[2]：

1) 全機靜力試驗主要是驗證飛機結(jié)構(gòu)的承載能力、抵抗變形的能力和載荷作用下的響應(yīng)特性等。通過試驗驗證結(jié)構(gòu)強度設(shè)計的合理性、檢驗制造工藝、確定結(jié)構(gòu)可增潛力、為結(jié)構(gòu)設(shè)計改進提供依據(jù)，飛機只有通過了全機靜力試驗，才能最終確定飛機結(jié)構(gòu)強度是否滿足設(shè)計要求。

2) 全機疲勞試驗即全機耐久性/損傷容限試驗，主要目的是暴露結(jié)構(gòu)的疲勞薄弱部位、確定裂紋擴展壽命、確定結(jié)構(gòu)的使用壽命，驗證結(jié)構(gòu)是否滿足耐久性/損傷容限設(shè)計要求，為結(jié)構(gòu)設(shè)計、工藝改進提供依據(jù)。全機疲勞試驗包括耐久性、損傷容限和剩余強度試驗等幾個階段。

全機地面強度試驗技術(shù)，即為完成全機地面強度試驗等項目而采取的試驗方法和技術(shù)措施，包括全機靜力和疲勞試驗技術(shù)。大部分的疲勞試驗技術(shù)也可用于靜力試驗，兩者互通性較高[3]。早期的飛機通過在飛機結(jié)構(gòu)上施加重物的方式來驗證飛機結(jié)構(gòu)的強度。隨著幾次因結(jié)構(gòu)疲勞而導(dǎo)致災(zāi)難性事故的發(fā)生，科研人員逐步認識到疲勞強度的重要性，開始考慮飛機的疲勞強度問題，并且隨著引入液壓操縱技術(shù)與裝置、集中載荷的分散加載方法(多級杠桿原理)，試驗加載更加真實、精確。在20世紀80年代后隨著計算機技術(shù)的應(yīng)用，實現(xiàn)了強度試驗的多加載點同步協(xié)調(diào)加載，使強度試驗的加載精度、速度與安全性得到大幅提高，也使得飛機能夠加速地進行疲勞試驗，更快地確定使用壽命[4-5]。目前，全機地面強度試驗技術(shù)已從原來的以試驗加載技術(shù)為主向多元化方向發(fā)展，包括試驗規(guī)劃[6]、載荷處理[7-8]、數(shù)字化設(shè)計[9]、飛機支持[10]、試驗承載[11]、試驗加載[12]、試驗測量[13-15]、試驗控制[16]、數(shù)據(jù)分析[17]、損傷檢測、健康監(jiān)測[18-22]等多項內(nèi)容。

全機地面強度試驗技術(shù)有歐美和蘇聯(lián)兩大技術(shù)體系[6]，區(qū)別在于：蘇聯(lián)采用集中承載柱/梁、膠布帶-杠桿系統(tǒng)的軟式加載方式，而歐美采用整體加載框架、拉壓墊-杠桿系統(tǒng)的硬式加載方式。中國師承蘇聯(lián)并不斷創(chuàng)新發(fā)展，形成了自己的一套試驗技術(shù)體系。但隨著戰(zhàn)斗機的更新?lián)Q代，新一代戰(zhàn)斗機對全機地面強度試驗提出了更高的要求。

以滿足新一代戰(zhàn)斗機全機地面強度試驗新要求為目標，試驗團隊解讀相關(guān)試驗標準，分析了新一代戰(zhàn)斗機結(jié)構(gòu)特點、技術(shù)難點和新的要求，制定了試驗技術(shù)研究計劃，從試驗的規(guī)劃、設(shè)計、支持、加載、測/控、檢測與監(jiān)測等多方面制定了總體技術(shù)方案、進行了技術(shù)研究，形成了多項技術(shù)成果，包括全硬式單側(cè)雙向加載技術(shù)、試驗綜合平臺設(shè)計技術(shù)、試驗邊界條件模擬技術(shù)、動力系統(tǒng)設(shè)計技術(shù)等。

在新一代戰(zhàn)斗機多架次全機地面強度試驗(下文稱：全機靜力/疲勞試驗)中，這些新技術(shù)得到全面應(yīng)用和驗證，并不斷發(fā)展、完善，逐步形成了新一代戰(zhàn)斗機全機地面強度試驗技術(shù)，確保了新一代戰(zhàn)斗機的按期首飛、持續(xù)試飛和正式服役，并支持飛機的設(shè)計改進與定型，確保了按期裝備部隊和飛行安全。

1 試驗方案

1.1 試驗要求

依據(jù)GJB67.6A—2008《軍用飛機強度和剛度規(guī)范—重復(fù)、耐久性和損傷容限》、GJB67.9A—2008《軍用飛機強度和剛度規(guī)范—地面試驗》等[1]標準的相關(guān)試驗驗證要求，需規(guī)劃進行新一代戰(zhàn)斗機全機靜力/疲勞試驗。標準中關(guān)于全機靜力/疲勞試驗主要試驗驗證內(nèi)容詳見表1。

表1 全機靜力/疲勞試驗驗證內(nèi)容

根據(jù)相關(guān)標準要求，新一代戰(zhàn)斗機先后共規(guī)劃了多架次的全機靜力/疲勞試驗。

1.2 試驗機特點

新一代戰(zhàn)斗機全機靜力/疲勞試驗飛機是嚴格按照國軍標相關(guān)設(shè)計與制造的要求進行生產(chǎn)和檢驗，主要結(jié)構(gòu)包括：完整的機身主結(jié)構(gòu)，含武器艙、起落架艙、油箱、座艙、發(fā)動機艙、進氣道等；完整的機翼，含前襟、副翼、油箱等；其他翼面，含全動垂尾、固定腹鰭、全動鴨翼；起落架、發(fā)動機、作動器、掛點等結(jié)構(gòu)采用假件。新一代戰(zhàn)斗機特殊的結(jié)構(gòu)形式和載荷分布，給全機靜力/疲勞試驗帶來了諸多技術(shù)難題。

1.3 試驗難點

新一代戰(zhàn)斗機起飛重量大、機動過載大，導(dǎo)致了試驗的規(guī)模大、載荷大，并且飛機的使用壽命長、損傷檢測的要求高，對試驗的加載精度與速度、可靠性與安全性、檢查/維護便捷性、損傷檢測與監(jiān)測等方面提出了更高的要求。試驗的主要技術(shù)難點有：

1) 如何降低試驗規(guī)模、加快試驗速度。試驗規(guī)模大、載荷大，需要設(shè)置更多的加載點才能滿足試驗要求，從而導(dǎo)致試驗系統(tǒng)整體可靠性降低、靜力試驗工況間試驗換裝時間加長、疲勞試驗的運行速度降低。需通過研究、應(yīng)用新的加載技術(shù)以替代傳統(tǒng)的“膠布帶-杠桿系統(tǒng)”加載方法，以節(jié)約加載點數(shù)量、提高加載點響應(yīng)速度。

2) 如何實現(xiàn)支持、加載與扣重等邊界條件的精確模擬。在以往的試驗中：飛機支持約束多采用“撬杠-立柱”形式，結(jié)構(gòu)變形會導(dǎo)致約束系統(tǒng)給飛機附多余約束力，影響試驗精度。加載點設(shè)計時不能充分考慮自由度，結(jié)構(gòu)變形會導(dǎo)致加載點處附加其他方向分力。在以往試驗中未能實現(xiàn)飛機結(jié)構(gòu)、加載設(shè)備等重量的完全扣除，導(dǎo)致加載不準確。需通過研究新的支持、加載與扣重技術(shù)，解決飛機邊界條件難以準確模擬的問題。

3) 如何滿足試驗可靠性與安全性、檢查/維護便捷性的要求。試驗系統(tǒng)、設(shè)備多而復(fù)雜，包括整體承載框架、檢查維護平臺、線纜線槽、測控設(shè)備、照明與監(jiān)控設(shè)備、液壓與充氣設(shè)備等，如何將這些系統(tǒng)和設(shè)備進行集成設(shè)計、統(tǒng)一管理并且有機結(jié)合、互不干擾，是一大難題。需通過規(guī)劃、設(shè)計試驗綜合平臺系統(tǒng)，以實現(xiàn)試驗各復(fù)雜系統(tǒng)的高度融合，滿足試驗的加載點承載、檢查/維護、各類設(shè)備布置、照明與監(jiān)控等需求。

4) 如何滿足試驗動力的穩(wěn)定供給，提高動力裝置的使用、維護的便捷性與抗干擾能力。試驗的動力是指液壓作動筒使用的高壓油、充氣臺使用的高壓氣及各類設(shè)備使用的電源等。液壓作動筒、加載充氣臺等設(shè)備多而復(fù)雜，相對分散，不易檢查、維護。液壓管路、充氣管路連接復(fù)雜、易出錯，安全可靠性需提高。用電設(shè)備多，存在電磁干擾、漏電等問題，影響試驗的安全、穩(wěn)定。需通合理的規(guī)劃、設(shè)計，使各類動力設(shè)備合理布置、便于使用與維護，采用新技術(shù)、新設(shè)備提高動力系統(tǒng)可靠性和抗干擾能力。

2 總體技術(shù)方案

全機靜力/疲勞試驗總體技術(shù)方案內(nèi)容包括載荷處理與譜編制、試驗邊界條件模擬、試驗綜合平臺、試驗動力系統(tǒng)、試驗控制與測量、試驗損傷檢測與監(jiān)測等方面。通過制定總體技術(shù)方案，明確了當前的技術(shù)瓶頸、確定了后續(xù)技術(shù)研究與改進的主要方向和目標，對試驗項目起著總體宏觀規(guī)劃與總體協(xié)調(diào)的作用。

2.1 載荷處理與譜編制

在全機靜力/疲勞試驗中，從氣動載荷的氣壓分布場至試驗加載的有限個作動器加載點，需多步驟對載荷進行處理，關(guān)鍵步驟包含有限元離散化、包線工況分析、載荷集中、加載節(jié)點選取、節(jié)點載荷確定、杠桿系統(tǒng)與加載執(zhí)行系統(tǒng)設(shè)計，最終通過控制系統(tǒng)實現(xiàn)載荷的協(xié)調(diào)同步施加。

在全機疲勞試驗中，還需要編制載荷實施譜，通過試驗控制系統(tǒng)來實施加載，分2個步驟：首先列出所有工況的全部加載點載荷；然后根據(jù)載荷譜中飛-續(xù)-飛譜的試驗加載順序調(diào)用加載點載荷。載荷實施譜可以模擬飛機地面-空中-地面的飛行狀態(tài)。

2.2 試驗邊界條件模擬

全機靜力/疲勞試驗中，需要準確模擬飛機的邊界條件，包括試驗的支持約束、加載與扣重等，使飛機的邊界條件與真實情況相近，從而保證試驗數(shù)據(jù)的準確性、真實性。

試驗支持約束主要用于固定飛機，約束飛機的6個自由度使飛機處于靜定狀態(tài)，在試驗過程中承受加載誤差并可調(diào)節(jié)飛機的姿態(tài)。飛機約束位置一般為結(jié)構(gòu)較強、剛度較大的部位。全機靜力試驗可根據(jù)不同工況設(shè)置多種支持形式，全機疲勞試驗僅采用一種支持形式來滿足所有工況的試驗支持。典型的飛機支持形式如圖1所示。

圖1 全機浮空靜定支持示意圖

試驗加載采用拉壓墊/膠布帶-杠桿等系統(tǒng)，將液壓作動筒集中載荷分散為拉壓墊/膠布帶處的節(jié)點載荷，使氣動載荷的模擬更加精確。拉壓墊/膠布帶-杠桿系統(tǒng)效果圖見圖2。

試驗機一般在0g(靜止)狀態(tài)下開展全機靜力/疲勞試驗，需要對飛機結(jié)構(gòu)重量、加載設(shè)備重量等進行扣除，以保證試驗的準確性。一般采用撬杠、滑輪等扣重方式將重量扣除，扣重系統(tǒng)如圖3所示。

圖2 拉壓墊/膠布帶-杠桿系統(tǒng)示意圖

圖3 扣重系統(tǒng)示意圖

2.3 試驗綜合平臺

試驗綜合平臺的設(shè)計與規(guī)劃，需要集成承載系統(tǒng)、檢查/維護平臺、監(jiān)控與照明等系統(tǒng)、測控設(shè)備等，進行多因素耦合設(shè)計，使其融合為一套綜合試驗系統(tǒng)且可實現(xiàn)各分系統(tǒng)的多種功能。

1) 承載系統(tǒng)，用于承受作動筒的集中載荷，滿足試驗機的加載需要。有集中承載柱/梁、整體框架等2種典型承載系統(tǒng)，如圖4所示。

圖4 承載系統(tǒng)效果圖

2) 檢查/維護平臺，用于檢查飛機、加載設(shè)備等，維護試驗加載、測控等設(shè)備。

3) 監(jiān)控與照明，包括監(jiān)控系統(tǒng)線路、終端、主機與顯示，照明系統(tǒng)線路、光源與電源。

4) 測控設(shè)備，包括控制、測量系統(tǒng)的線纜、機柜及其附屬設(shè)備、測量的應(yīng)變片、位移傳感器等。

2.4 試驗動力系統(tǒng)

試驗動力系統(tǒng)是指驅(qū)動試驗運行的動力設(shè)備、動力源等。包括油(液壓作動器及管路)、氣(充氣臺及管路)、電(電源及電路)等：

1) 針對力控加載點，高壓液壓油通過管路輸送到作動筒，通過控制系統(tǒng)與作動筒模塊，使作動筒輸出力載荷，來實現(xiàn)試驗力載荷施加。

2) 針對充氣加載點，高壓氣體通過管路輸送到充氣臺，通過控制系統(tǒng)和充氣閥，使充氣臺輸出充氣載荷，來實現(xiàn)試驗氣壓載荷施加。

3) 電源主要用于給照明與監(jiān)控設(shè)備、測控設(shè)備、液壓作動筒、充氣臺等設(shè)備和系統(tǒng)供電，使各試驗設(shè)備正常、穩(wěn)定運行。

2.5 試驗控制與測量

采用多通道同步協(xié)調(diào)加載控制系統(tǒng)實現(xiàn)試驗的加載控制，控制系統(tǒng)、液壓作動筒/充氣臺、測力/氣壓傳感器組成一個控制閉環(huán)，實現(xiàn)載荷的精確加載，通過設(shè)置動/靜踏步保證加載精度、控制保護限保證加載安全可靠、應(yīng)急回收功能實現(xiàn)故障后的數(shù)據(jù)回收。

試驗采用多通道同步采集系統(tǒng)實現(xiàn)測量數(shù)據(jù)采集與回收，根據(jù)需要配置足夠通道的數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)、應(yīng)變片和位移傳感器等，同步采集和回收試驗應(yīng)變、位移等測量數(shù)據(jù)。

2.6 試驗損傷檢測與監(jiān)測

在飛機交付前，對飛機進行全面的無損檢測，以確認飛機交付狀態(tài)。在靜力試驗加載、疲勞試驗運行過程中，對飛機狀態(tài)進行實時損傷檢測和健康監(jiān)測，能快速檢測并判斷試驗損傷。在試驗結(jié)束后，開展無損檢測以確定飛機是否產(chǎn)生損傷和有害變形，確認試驗前、試驗中與試驗后等階段的飛機狀態(tài)是否一致。

3 試驗技術(shù)

3.1 全硬式單側(cè)雙向加載技術(shù)

全硬式單側(cè)雙向加載技術(shù)是一種先進的載荷施加技術(shù)，能模擬施加飛機氣動、慣性等載荷并實現(xiàn)飛機單側(cè)雙向加載，優(yōu)點有：載荷傳遞路徑短、響應(yīng)快，大幅提高加載速度和效率；節(jié)約加載點數(shù)量，降低安裝工作量，提高試驗穩(wěn)定性，利于實時檢查、監(jiān)測和無損檢測。在國內(nèi)外全機靜力/疲勞試驗中的應(yīng)用情況如圖5和圖6所示。

圖5 國外單側(cè)雙向加載技術(shù)應(yīng)用

圖6 國內(nèi)單側(cè)雙向加載技術(shù)應(yīng)用

全硬式單側(cè)雙向加載主要是通過拉壓墊-杠桿系統(tǒng)等裝置來實現(xiàn)，該裝置包括拉壓墊、雙向加載杠桿2部分。主要創(chuàng)新點包括拉壓墊設(shè)計與粘貼技術(shù)、雙向加載杠桿設(shè)計技術(shù)等[23-24]。

3.1.1 拉壓墊設(shè)計與粘貼技術(shù)

拉壓墊技術(shù)研究主要分為拉壓墊設(shè)計研究與拉壓墊粘貼研究2方面。

拉壓墊設(shè)計技術(shù)研究經(jīng)歷了4個階段。初代拉壓墊由膠布帶、橡膠、夾具和鋁棒組成，解決了施加雙向載荷的問題，但由于結(jié)構(gòu)設(shè)計形式的局限性導(dǎo)致拉壓墊會產(chǎn)生間隙、出現(xiàn)松弛，傳載不均勻。第二/三代拉壓墊的設(shè)計形式簡化為“鋁板+橡膠塊”形式，在鋁板上預(yù)留連接接口，第三代較第二代在形式上未改進、在粘貼穩(wěn)定性上有所提高，但都未充分考慮疲勞性能，較為笨重、粘貼面較多、連接強度較低，且不適用于飛機曲面結(jié)構(gòu)。第四代拉壓墊采用新的設(shè)計理念與制作方法：首次研發(fā)了曲面拉壓墊，擴大了使用范圍和潛力，為實現(xiàn)全硬式單側(cè)雙向加載提供了前提條件。通過增加連接襯套、優(yōu)化結(jié)構(gòu)形式等，提高了疲勞性能、連接穩(wěn)定性，減輕了重量，采用熱硫化工藝，將橡膠與鋁塊硫化成一體，較原來的粘貼形式連接強度大幅提高。經(jīng)過幾代拉壓墊的設(shè)計與應(yīng)用經(jīng)驗的積累、技術(shù)的發(fā)展，最終形成了標準化、系列化的新型拉壓墊，并得到了大規(guī)模成功應(yīng)用。拉壓墊示意圖見圖7。

拉壓墊粘貼技術(shù)研究：為了不破壞飛機自身結(jié)構(gòu)，拉壓墊均需通過粘接劑與飛機連接，拉壓墊與飛機的粘貼強度直接影響拉壓墊的使用載荷和穩(wěn)定性。研究團隊一直在持續(xù)地進行拉壓墊粘貼技術(shù)的研究、技術(shù)完善，先后開展了各類粘貼驗證試驗，從粘接劑種類、粘接界面、粘接環(huán)境、粘接壓力、粘接材料等不同方面共驗證了十幾種不同的粘接劑，驗證使用了上千塊拉壓墊。最終，粘貼的拉壓墊滿足了強度、疲勞、穩(wěn)定性等多方面需求，粘貼周期由7天縮短到了3天，并編制了多份《拉壓墊粘貼工藝規(guī)程》。驗證試驗示意圖如圖8所示。

3.1.2 雙向加載杠桿設(shè)計技術(shù)

由于拉壓墊-杠桿系統(tǒng)載荷模擬準確、加載效率高，能夠施加雙向載荷，便于試驗件無損檢測等優(yōu)點，近些年來在國內(nèi)得到了迅速發(fā)展和廣泛應(yīng)用。與膠布帶-杠桿系統(tǒng)的軟式連接、單向傳載的形式相比，雙向加載的硬式連接杠桿系統(tǒng)設(shè)計更為復(fù)雜，需要綜合考慮傳載準確性、系統(tǒng)靈活性及穩(wěn)定性等多方面因素。

圖7 拉壓墊示意圖

圖8 拉壓墊粘貼驗證試驗

為了更好地滿足新一代戰(zhàn)斗機全機靜力/疲勞試驗的需求，改善原有技術(shù)的不足，進行不斷的技術(shù)研究與驗證，先后設(shè)計、研究和應(yīng)用了四代雙向加載杠桿系統(tǒng)，在新一代戰(zhàn)斗機多個架次的全機靜力/疲勞試驗中得到了成功應(yīng)用，見圖9。其中，第四代拉壓墊在前三代雙向加載杠桿系統(tǒng)的應(yīng)用經(jīng)驗與基礎(chǔ)上，進行了重大設(shè)計改進，杠桿系統(tǒng)重量更輕，傳載形式更加合理，靈活性好，不限制加載點處飛機結(jié)構(gòu)的局部變形，并且擁有足夠的穩(wěn)定性和耐久性。在通過優(yōu)化設(shè)計、分析及試驗驗證，確認技術(shù)成熟、安全可靠后，首次在疲勞試驗中進行了大規(guī)模應(yīng)用，大大提高了試驗運行速度和效率。

圖9 拉壓墊-杠桿系統(tǒng)示意圖

3.1.3 應(yīng)用效果

全硬式單側(cè)雙向加載技術(shù)滿足了新一代戰(zhàn)斗機的機翼(含副翼、襟翼等活動翼面)、鴨翼、垂尾、機身(側(cè)向表面、下表面、邊條等處)等多處部位的單側(cè)雙向加載，在國內(nèi)首次實現(xiàn)了全機規(guī)模的全硬式單側(cè)雙向加載，提高了試驗效率、節(jié)約了設(shè)備占用空間、提高了檢查/維護的便捷性。新一代戰(zhàn)斗機與某三代戰(zhàn)斗機全機疲勞試驗的對比情況詳見表2。

新一代戰(zhàn)斗機尺寸較某三代戰(zhàn)斗機更大，但在大規(guī)模應(yīng)用了全硬式單側(cè)雙向加載技術(shù)后，加載規(guī)模降低、運行速度加快。

3.2 試驗綜合平臺設(shè)計技術(shù)

試驗綜合平臺設(shè)計包括：承載框架設(shè)計、檢查/維護平臺設(shè)計、監(jiān)控與照明等系統(tǒng)設(shè)計規(guī)劃、測控設(shè)備設(shè)計規(guī)劃等。在新一代戰(zhàn)斗機全機靜力/疲勞試驗中，試驗綜合平臺逐步的發(fā)展、完善，結(jié)構(gòu)更加安全可靠、子系統(tǒng)更多、功能更完善、使用更便捷、融合度更高，從最初的僅能滿足承載需要，到能實現(xiàn)檢查/維護的需要，最終滿足了試驗的承載、檢查/維護、照明與監(jiān)控、測控等多功能需求，并實現(xiàn)了各系統(tǒng)的高度融合。

3.2.1 綜合平臺設(shè)計

在試驗綜合平臺設(shè)計前，詳細的分析試驗特點、需求與要求，編制總體設(shè)計方案，提出相關(guān)設(shè)計要求、目的、內(nèi)容和指標等，指導(dǎo)試驗綜合平臺設(shè)計、安裝與使用。根據(jù)設(shè)計要求制定了設(shè)計目標：實現(xiàn)所有加載作動筒固定、為檢查/維護平臺提供支撐、為監(jiān)控與照明系統(tǒng)提供支持、為測控等試驗設(shè)備的合理布置提供空間。以往試驗中大多在地面布置加載底座和立柱實現(xiàn)作動筒的固定和加載，此種加載方式增加現(xiàn)場設(shè)備的擺放量，容易造成現(xiàn)場設(shè)備運輸、工具出入困難。

表2 兩項全機疲勞試驗對比

首次提出了“無頂棚式”的承載框架設(shè)計新理念：加載形式上取消了機身上側(cè)加載點，利用新加載技術(shù)，在機身下側(cè)布置加載點，解決機身加載問題，此種加載形式可取消飛機上側(cè)框架設(shè)計，減少設(shè)計工作。承載框架根據(jù)飛機高度設(shè)計分為上、下2層，上層為檢查平臺提供支撐，視野開闊、方便檢查，下層用于固定加載底座和立柱等設(shè)備，地面為底層，不擺放加載設(shè)備，利于人員和設(shè)備的出入、飛機和設(shè)備的檢查/維護。承載框架示意圖見圖10。

根據(jù)試驗檢查平臺功能特點，設(shè)計新型“桁架-花紋板”式平臺，實現(xiàn)了飛機和試驗設(shè)備的“全包圍”檢查/維護，使用方便、安全性高、重量輕、剛度好、外形美觀。根據(jù)試驗綜合平臺特點，上層為開敞形式，無需布置照明設(shè)施，下層平臺與底層地面處，環(huán)繞機身布置照明設(shè)備，滿足現(xiàn)場照明需求。根據(jù)試驗監(jiān)控需要，在綜合平臺上間隔布置錄像監(jiān)控系統(tǒng)，實時監(jiān)控試驗狀態(tài)，監(jiān)控設(shè)備維護方便，線纜設(shè)計融入綜合平臺中。根據(jù)飛機特點，將測量和控制設(shè)備布置在機身后側(cè)，控制和測量線纜固定在框架下層平臺下表面，減少下層平臺設(shè)備擺放，有利于試驗設(shè)備的檢查、維護和集中管理，同時使下層平臺更美觀、整潔。試驗設(shè)備布置情況見圖11。

3.2.2 關(guān)鍵結(jié)構(gòu)強度分析

承載框架作為試驗綜合平臺的基礎(chǔ)支撐結(jié)構(gòu)，是試驗綜合平臺的關(guān)鍵部分，需進行強度分析和優(yōu)化設(shè)計，確保結(jié)構(gòu)強度、剛度和穩(wěn)定性[25-26]。根據(jù)有限元分析結(jié)果對框架型材和結(jié)構(gòu)進行了迭代優(yōu)化設(shè)計，優(yōu)化設(shè)計后的強度分析結(jié)果見圖12，框架安全裕度大于5，滿足框架的設(shè)計要求，能安全、可靠地承受試驗的各類載荷、各類設(shè)備重量。

圖10 承載框架示意圖

圖11 試驗設(shè)備布置示意圖

圖12 承載框架有限元分析結(jié)果

3.2.3 應(yīng)用效果

將承載框架、檢查/維護平臺、監(jiān)控照明系統(tǒng)和測控設(shè)備等進行了多系統(tǒng)耦合設(shè)計，效果圖見圖13。試驗應(yīng)用的結(jié)果證明，所有加載點加載滿足試驗需求，整個試驗的檢查與維護工作更便捷，提高了試驗的可靠性，首次實現(xiàn)了全機疲勞試驗全包圍、無死角的帶載無損檢查。

圖13 試驗綜合平臺設(shè)計效果圖

3.3 邊界條件模擬技術(shù)

試驗邊界條件模擬是否準確直接關(guān)系到試驗的加載準確性、約束穩(wěn)定性和扣重精確性等。邊界條件模擬技術(shù)主要包括低附加約束支持系統(tǒng)設(shè)計、低附加力加載點設(shè)計、斜向加載點扣重設(shè)計等技術(shù)內(nèi)容。

3.3.1 低附加約束支持系統(tǒng)設(shè)計技術(shù)

在以往全機靜力/疲勞試驗中，試驗多采用“撬杠-立柱”的垂向約束形式，由于空間限制等因素導(dǎo)致約束位置距約束裝置較近，變形后引起其他方向的附加約束較大。本次設(shè)計吸取了以往的經(jīng)驗教訓(xùn)，對支持系統(tǒng)進行改進，如圖14所示：垂向約束采用“撐桿式”設(shè)計形式，釋放了約束空間，飛機變形后引起的附加約束力降低，且撐桿結(jié)構(gòu)簡單，占用空間小，避免了干涉問題；側(cè)向約束采用“對拉”設(shè)計形式，拉伸并固定于較遠距離，增加了約束的穩(wěn)定性，大幅減小了變形引起的附加約束力；航向約束采用“均載器”設(shè)計形式，將約束2個位置合并為一個約束點的同時又不影響相對變形、不增加剛度，約束更真實。

3.3.2 低附加力加載點設(shè)計技術(shù)

在以往全機靜力/疲勞試驗的加載點設(shè)計中，特別是接頭、卡板、初代拉壓墊-杠桿等硬式加載點，不考慮加載點的自由度問題，多采用“大孔小螺栓”的連接方式，飛機變形后連接處會出現(xiàn)卡滯、傳載不均勻、附加額外力等問題。本次設(shè)計吸取了以往的經(jīng)驗教訓(xùn)，對加載點進行設(shè)計改進：對整套加載點系統(tǒng)進行自由度設(shè)計，考慮作動筒底座、傳感器、接頭、杠桿、拉壓墊、飛機等多個部位自由度的釋放與限制，整個加載點系統(tǒng)處于靜定狀態(tài)，能快速傳遞雙向載荷，提高了加載點的傳載穩(wěn)定性和可靠性；加載點系統(tǒng)各連接處采用“緊配合”的設(shè)計形式，杜絕了裝配間隙，加快了傳載速度，并設(shè)計采用了“易裝配”裝置(法蘭、錐形套等)以便于拆裝；采用有限元分析方法，對整套加載點系統(tǒng)進行了強度、剛度、穩(wěn)定性與自由度分析，并規(guī)劃完成了驗證試驗，確保了加載點安全可靠且附加力小。加載點系統(tǒng)有限元分析示意圖如圖15所示。

圖14 低附加約束系統(tǒng)設(shè)計效果圖

圖15 加載點系統(tǒng)分析示意圖

3.3.3 斜向加載點扣重技術(shù)

針對新一代戰(zhàn)斗的結(jié)構(gòu)形式特點，如垂尾、鴨翼、腹鰭等為斜翼面，原扣重方法無法滿足其要求，不能實現(xiàn)結(jié)構(gòu)與設(shè)備重量的完全扣除，并且以往的試驗中也未完全考慮作動筒的扣重問題。本次設(shè)計、研究并應(yīng)用了一種斜向扣重技術(shù)：首先，將飛機結(jié)構(gòu)重、加載設(shè)備重進行合成換算，求出總重心和重量；其次，將重量分解為沿加載方向和垂直加載方向的2個分力；最后，通過作動筒施加扣重載荷將沿作動筒方向的重量分量扣除，在扣重點處通過滑輪反配重的形式將垂直作動筒方向的重量分量扣除。該技術(shù)能實現(xiàn)飛機結(jié)構(gòu)及所有設(shè)備重量的完全扣除，無附加重量傳遞到飛機上，扣重更真實、精確，扣重載荷計算方便，結(jié)構(gòu)形式緊湊、易操作，使飛機重量的計算與實測對比誤差由5%降低至了2%。斜向扣重設(shè)計效果圖見圖16。

圖16 斜向扣重設(shè)計效果圖

3.4 動力系統(tǒng)設(shè)計技術(shù)

以往全機靜力/疲勞試驗動力系統(tǒng)設(shè)計規(guī)劃較簡單，僅采用現(xiàn)有設(shè)備進行簡單安裝、連接與調(diào)試，以實現(xiàn)其基本功能[27-28]。新一代戰(zhàn)斗機對于試驗安全性、可靠性的要求更高，試驗動力系統(tǒng)關(guān)系到試驗成敗，因此需進行詳細的設(shè)計規(guī)劃，并采用新設(shè)備、新方法，以達到設(shè)計目標。本次動力系統(tǒng)設(shè)計的創(chuàng)新內(nèi)容包括：

1) 液壓設(shè)備、管路設(shè)計與規(guī)劃。針對加載點載荷和變形設(shè)計了專用作動筒，優(yōu)化了作動筒的重量和行程，減小了作動筒重量，避免了作動筒行程浪費。將保護模塊與作動筒分離安裝，保護模塊集中安裝，便于作業(yè)人員開/關(guān)油路、檢查液壓設(shè)備運行狀態(tài)、設(shè)備集中管理與維護。主管道與保護模塊之間采用硬管代替軟管，現(xiàn)場管道整潔、便利，保護模塊的出口至作動筒采用橡膠軟管連接，軟管更有利于吸收液壓振動。為防止油管連接錯誤，對液壓設(shè)備高、低壓接頭的進行防錯設(shè)計，避免連接錯誤，提高可靠性。作動筒與模塊分離示意圖見圖17。

2) 充氣臺、管路設(shè)計與規(guī)劃。針對充氣加載點多，充氣管路復(fù)雜等問題，設(shè)計并應(yīng)用了新型集成式充氣臺，簡化了管道連接，便于充氣臺的集中管理、操作和運行狀態(tài)監(jiān)控，提高了設(shè)備使用的安全性、便捷性。由于以往試驗的放氣速度較慢，成為影響試驗效率的重要因素，因此設(shè)計采用了多出口的放氣回路，實現(xiàn)了1個充氣點同時控制多個放氣出口，提高了放氣速度。設(shè)計采用“氣水箱”裝置對飛機油箱等氣密結(jié)構(gòu)進行物理保護，可通過調(diào)節(jié)水箱的水柱高度來控制最大氣壓值，當氣壓超過設(shè)計值后，將水箱中水排出后進行放氣，提高了充氣的安全性和可靠性。充氣加載系統(tǒng)示意圖見圖18。

3) 電源、電路的設(shè)計與規(guī)劃。試驗測控設(shè)備、作動筒、充氣臺、照明與監(jiān)控設(shè)備等均需要穩(wěn)定的電源供給方能正常工作，電源、電路的設(shè)計與規(guī)劃直接關(guān)系到試驗的安全、可靠與穩(wěn)定。設(shè)計、定制了專用配電柜，根據(jù)負載量身定做，核心試驗設(shè)備分路控制互不影響，并減少插座使用以避免電涌、接觸不良等現(xiàn)象，提高了可靠性。設(shè)計采用電磁屏蔽罩、雙地線保護(電源地與信號地)防止電磁輻射干擾測量數(shù)據(jù)。統(tǒng)一規(guī)劃電路走線、設(shè)計專用電線槽，防止線纜磨損、漏電，降低電磁輻射，檢查/維護和使用更方便。

圖17 作動筒與控制模塊示意圖

圖18 充氣加載系統(tǒng)示意圖

4 試驗技術(shù)發(fā)展與應(yīng)用

從新一代戰(zhàn)斗機第1架次全機靜力試驗開始，便逐步開展新技術(shù)的研究與應(yīng)用，試驗新技術(shù)得到了不斷發(fā)展與進步，積累了豐富的應(yīng)用經(jīng)驗，在新一代戰(zhàn)斗機全機疲勞試驗中，得到大規(guī)模應(yīng)用。新一代戰(zhàn)斗機多架次的全機靜力/疲勞試驗，也見證了多項試驗新技術(shù)從無到有、從有到精的歷程。這些新技術(shù)的研究與成功應(yīng)用，大幅提升了中國戰(zhàn)斗機全機靜力/疲勞驗的技術(shù)水平。

1) 在第1架次全機靜力試驗中，部分應(yīng)用了單側(cè)雙向加載技術(shù)，實現(xiàn)了部分新技術(shù)的初步應(yīng)用，積累了新技術(shù)應(yīng)用經(jīng)驗。

2) 在第2架次全機靜力試驗中，部分應(yīng)用了試驗綜合平臺設(shè)計技術(shù)、動力系統(tǒng)設(shè)計技術(shù)、單側(cè)雙向加載技術(shù)，實現(xiàn)了多項新技術(shù)的應(yīng)用。

3) 在全機疲勞試驗中，應(yīng)用了全硬式單側(cè)雙向加載技術(shù)、試驗綜合平臺設(shè)計技術(shù)、邊界條件模擬技術(shù)、動力系統(tǒng)設(shè)計技術(shù)等多項新技術(shù)，實現(xiàn)了多項新技術(shù)大規(guī)模成熟應(yīng)用。

5 結(jié) 論

以新一代戰(zhàn)斗機全機靜力/疲勞驗為研究背景，分析了試驗特點、要求和技術(shù)難點，制定了總計技術(shù)方案，規(guī)劃、研究了多項新技術(shù)，在多架次全機靜力/疲勞試驗中成功應(yīng)用并不斷發(fā)展，形成了新一代戰(zhàn)斗機全機地面強度試驗技術(shù)。

1) 通過全硬式單側(cè)雙向加載技術(shù)的研究與應(yīng)用，國內(nèi)首次實現(xiàn)了全機靜力/疲勞試驗的全硬式單側(cè)雙向加載，縮減了規(guī)模，釋放了空間，加快了試驗換裝效率、運行速度，提高了試驗安全可靠性。

2) 通過試驗綜合平臺設(shè)計技術(shù)的研究與應(yīng)用，實現(xiàn)了試驗現(xiàn)場承載框架、檢查/維護平臺、照明與監(jiān)控、試驗設(shè)備等子系統(tǒng)的高度集成化及多功能融合，使試驗現(xiàn)場整潔有序、安全便捷。

3) 通過邊界條件模擬技術(shù)的研究與應(yīng)用，使試驗加載、支持與扣重等邊界條件模擬更加精準，降低了附加力、附加約束及附加重量對試驗的影響，提高了試驗的精度、安全可靠性等。

4) 通過動力系統(tǒng)設(shè)計技術(shù)的研究與應(yīng)用，使液壓設(shè)備便于檢查、維護與管理，設(shè)備可靠與穩(wěn)定性提高，試驗充氣加載的速度、安全可靠性大幅提升，電器設(shè)備的輻射、電涌、干擾等問題得到了解決，試驗更安全、穩(wěn)定可靠。