空間復(fù)雜運(yùn)動(dòng)增升結(jié)構(gòu)隨動(dòng)加載技術(shù)

張柁，宋鵬飛，尹偉，杜星，任鵬

中國(guó)飛機(jī)強(qiáng)度研究所 全尺寸飛機(jī)結(jié)構(gòu)靜力/疲勞航空科技重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，西安 710065

飛機(jī)結(jié)構(gòu)中的可動(dòng)翼面(如襟翼、縫翼、方向舵、升降舵、擾流板、副翼等)能否正常工作直接決定了飛行器的飛行安全和任務(wù)執(zhí)行能力。根據(jù)文獻(xiàn)[1-3]的統(tǒng)計(jì)數(shù)據(jù)，由襟、縫翼機(jī)構(gòu)等典型運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)導(dǎo)致的故障占總計(jì)責(zé)任事故的53%。因此，可動(dòng)翼面在飛機(jī)起飛、降落和飛行過(guò)程中起著重要的作用，一直受到飛機(jī)設(shè)計(jì)、制造和試驗(yàn)的高度重視。

可動(dòng)翼面隨動(dòng)加載是檢驗(yàn)和測(cè)試翼面收放失效模式、安全性和可靠性最為有效的方法，是飛機(jī)定型前需要進(jìn)行的一項(xiàng)重要的地面驗(yàn)證試驗(yàn)。進(jìn)行飛機(jī)活動(dòng)翼面功能試驗(yàn)在新機(jī)研制過(guò)程中具有不可替代的作用，是飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度試驗(yàn)的重要組成部分。為了真實(shí)模擬可動(dòng)翼面偏轉(zhuǎn)過(guò)程中的真實(shí)受載，在可動(dòng)翼面收放過(guò)程中，對(duì)其施加氣動(dòng)載荷，載荷大小隨飛機(jī)飛行狀態(tài)變化，載荷方向始終垂直于翼面，并且載荷壓心與翼面氣動(dòng)載荷壓心保持動(dòng)態(tài)一致。

針對(duì)此問(wèn)題，EMB170、A380等國(guó)外機(jī)型開(kāi)展了襟、縫翼機(jī)構(gòu)的地面功能/可靠性試驗(yàn)，如A380采用“拉壓墊+作動(dòng)筒+臺(tái)架”的方法實(shí)現(xiàn)了襟翼載荷的隨動(dòng)加載，EMB170采用“膠布帶+杠桿+作動(dòng)筒+臺(tái)架”的隨動(dòng)加載方式。然而，這兩種方式存在隨動(dòng)加載范圍小、難以加載復(fù)雜載荷等缺點(diǎn)，無(wú)法滿足試驗(yàn)要求。

基于氣動(dòng)載荷鉸鏈力矩相等的鐵鳥(niǎo)舵面收放加載試驗(yàn)和通過(guò)將可動(dòng)翼面固定至不同角度從而進(jìn)行翼面靜力試驗(yàn)和疲勞試驗(yàn)，都難以真實(shí)模擬可動(dòng)翼面在飛機(jī)飛行過(guò)程中的真實(shí)受載歷程，不能滿足可動(dòng)翼面功能試驗(yàn)的要求。文獻(xiàn)[15]采用了力的矢量合成加載方案，通過(guò)同時(shí)控制兩個(gè)力控作動(dòng)筒的載荷，使其合力與翼面不同角度時(shí)的載荷一一對(duì)應(yīng)，保證合力方向始終垂直于翼面弦平面。然而對(duì)于可動(dòng)翼面由多個(gè)翼面組成，不同翼面的加載點(diǎn)存在共面的情況，力的矢量合成加載方案會(huì)導(dǎo)致加載作動(dòng)筒空間干涉問(wèn)題，再者可動(dòng)翼面后退量大時(shí)，加載機(jī)構(gòu)占用空間龐大，無(wú)法滿足試驗(yàn)需求。文獻(xiàn)[16]采用“位控+力控+軌道小車”的加載方法，設(shè)計(jì)的滑動(dòng)小車一端與位控作動(dòng)筒相連，一端與力控作動(dòng)筒相連，通過(guò)位控作動(dòng)筒控制滑動(dòng)小車沿導(dǎo)軌運(yùn)動(dòng)來(lái)改變加載方向，通過(guò)力控作動(dòng)筒控制施加到可動(dòng)翼面上的載荷大小，該方法對(duì)于可動(dòng)翼面的運(yùn)動(dòng)軌跡投影到某平面為直線軌跡且所受載荷為拉向載荷情況，能夠保證氣動(dòng)載荷精準(zhǔn)施加。對(duì)于可動(dòng)翼面運(yùn)動(dòng)軌跡投影為非直線軌跡及所受載荷為壓向載荷，該方法不能滿足試驗(yàn)要求。文獻(xiàn)[17]采用延長(zhǎng)可動(dòng)翼面氣動(dòng)載荷加載力線長(zhǎng)度的方法來(lái)減小偏轉(zhuǎn)過(guò)程中載荷受角度的影響，對(duì)于可動(dòng)翼面偏轉(zhuǎn)角度較小且所受載荷為拉向載荷時(shí)，可以有效地降低誤差，然而當(dāng)所受載荷為壓向載荷時(shí)，考慮到加載穩(wěn)定性，加載執(zhí)行機(jī)構(gòu)需直接與載荷施加裝置相連，無(wú)法延長(zhǎng)加載力線，因此該方法就不能滿足大偏角且有壓向載荷試驗(yàn)。

某工程襟縫翼運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)疲勞試驗(yàn)中試驗(yàn)件結(jié)構(gòu)形式特殊、空間運(yùn)動(dòng)復(fù)雜、考核要求高，是傳統(tǒng)襟縫翼試驗(yàn)都無(wú)法比擬的，給襟縫翼偏轉(zhuǎn)控制、翼面運(yùn)動(dòng)過(guò)程中載荷隨動(dòng)精準(zhǔn)施加帶來(lái)難題。為了保證試驗(yàn)滿足可動(dòng)翼面受載的真實(shí)性，研發(fā)了一套空間復(fù)雜運(yùn)動(dòng)增升結(jié)構(gòu)隨動(dòng)加載系統(tǒng)，實(shí)現(xiàn)了翼面偏轉(zhuǎn)的自主可控、加載點(diǎn)運(yùn)動(dòng)位置控制及加載點(diǎn)載荷施加三者同步協(xié)調(diào)進(jìn)行。然后設(shè)計(jì)了測(cè)試試驗(yàn)，驗(yàn)證了該方法的可行性，最后成功應(yīng)用于型號(hào)試驗(yàn)。

1 試驗(yàn)概況

某工程襟縫翼運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)疲勞試驗(yàn)以左側(cè)內(nèi)段襟翼和中段、外段縫翼等3段翼面結(jié)構(gòu)為考核對(duì)象，以中央翼及左側(cè)外翼盒段為試驗(yàn)臺(tái)架，試驗(yàn)件長(zhǎng)度23 m，寬度近10 m。具有以下特點(diǎn)：

1) 試驗(yàn)件無(wú)配套地面控制臺(tái)，配套動(dòng)力驅(qū)動(dòng)裝置(Power Drive Unit，PDU)控制器、電機(jī)、位置傳感器、扭力桿等一套操縱系統(tǒng)。

2) 襟縫翼為三段式、大后退量結(jié)構(gòu)，三段襟翼互相重疊，運(yùn)動(dòng)為平動(dòng)和轉(zhuǎn)動(dòng)的空間復(fù)合運(yùn)動(dòng)形式，具有多段重疊面積大、偏轉(zhuǎn)速率變化大、剖面軌跡差異大等特點(diǎn)，最大偏轉(zhuǎn)角41°，最大后退量近4 m。

3) 試驗(yàn)要求既要保證在襟縫翼處于固定位置時(shí)載荷的幅值和方向，同時(shí)也要保證襟縫翼偏轉(zhuǎn)過(guò)程中的載荷幅值及方向。

因此，某工程襟縫翼運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)疲勞試驗(yàn)具有如下難點(diǎn)：

1) 通過(guò)PDU控制器、電機(jī)、位置傳感器等設(shè)備實(shí)現(xiàn)翼面運(yùn)動(dòng)偏轉(zhuǎn)閉環(huán)控制。

2) 空間復(fù)雜運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)運(yùn)動(dòng)過(guò)程中的載荷隨動(dòng)精準(zhǔn)施加。

3) 翼面偏轉(zhuǎn)、隨動(dòng)機(jī)構(gòu)運(yùn)動(dòng)及載荷施加三者間協(xié)調(diào)同步控制。

2 方案設(shè)計(jì)

針對(duì)以上問(wèn)題，需要設(shè)計(jì)一種系統(tǒng)，該系統(tǒng)既要擁有翼面偏轉(zhuǎn)控制功能，同時(shí)需要根據(jù)翼面偏轉(zhuǎn)實(shí)時(shí)調(diào)整加載點(diǎn)運(yùn)動(dòng)位置及加載點(diǎn)載荷，且翼面偏轉(zhuǎn)、加載點(diǎn)位置控制及載荷施加三者間協(xié)調(diào)同步控制。

為此，設(shè)計(jì)了空間復(fù)雜運(yùn)動(dòng)增升結(jié)構(gòu)隨動(dòng)加載系統(tǒng)，其主要分為兩套子系統(tǒng)，即多機(jī)構(gòu)運(yùn)動(dòng)控制系統(tǒng)和MTS協(xié)調(diào)加載控制系統(tǒng)?？臻g復(fù)雜運(yùn)動(dòng)增升結(jié)構(gòu)隨動(dòng)加載系統(tǒng)組成示意圖如圖1所示。

圖1 空間復(fù)雜運(yùn)動(dòng)增升結(jié)構(gòu)隨動(dòng)加載系統(tǒng)組成示意圖Fig.1 Schematic diagram of follow-up loading system of lift structure with spatial complex movement

主要設(shè)計(jì)思路如下：

1) 多機(jī)構(gòu)運(yùn)動(dòng)控制系統(tǒng)：由翼面偏轉(zhuǎn)控制系統(tǒng)和隨動(dòng)機(jī)構(gòu)運(yùn)動(dòng)控制系統(tǒng)組成，其中翼面偏轉(zhuǎn)控制系統(tǒng)通過(guò)PDU控制器、電機(jī)、位置傳感器等翼面驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)的閉環(huán)控制實(shí)現(xiàn)翼面在試驗(yàn)過(guò)程中偏轉(zhuǎn)，隨動(dòng)機(jī)構(gòu)運(yùn)動(dòng)控制系統(tǒng)根據(jù)加載點(diǎn)位置與翼面偏轉(zhuǎn)角度的關(guān)系式控制加載點(diǎn)位置隨翼面偏轉(zhuǎn)角度變化同步運(yùn)動(dòng)，保證隨動(dòng)機(jī)構(gòu)運(yùn)動(dòng)和翼面偏轉(zhuǎn)的同步性。

2) MTS協(xié)調(diào)加載控制系統(tǒng)：根據(jù)翼面載荷與偏轉(zhuǎn)角度關(guān)系控制翼面載荷的動(dòng)態(tài)加載，保證載荷和翼面偏轉(zhuǎn)的同步性。以翼面偏轉(zhuǎn)角度為主控制參數(shù)，MTS協(xié)調(diào)加載控制系統(tǒng)為主控系統(tǒng)，通過(guò)與多機(jī)構(gòu)運(yùn)動(dòng)控制系統(tǒng)進(jìn)行數(shù)據(jù)交互，共同完成翼面偏轉(zhuǎn)全過(guò)程隨動(dòng)加載，實(shí)現(xiàn)翼面角度、隨動(dòng)機(jī)構(gòu)位移及翼面載荷實(shí)時(shí)同步。系統(tǒng)控制時(shí)序圖見(jiàn)圖2。

圖2 系統(tǒng)控制時(shí)序圖Fig.2 System control sequence diagram

3 實(shí)現(xiàn)原理

系統(tǒng)采用主從應(yīng)答控制模式，MTS協(xié)調(diào)加載控制系統(tǒng)是主控制系統(tǒng)，負(fù)責(zé)實(shí)施載荷加載、試驗(yàn)指令控制和試驗(yàn)安全保護(hù)。多機(jī)構(gòu)運(yùn)動(dòng)控制系統(tǒng)是從控制系統(tǒng)，接收MTS協(xié)調(diào)加載控制系統(tǒng)動(dòng)作指令，應(yīng)答后，實(shí)施角度和位移等參量的加載。

系統(tǒng)采用基于工業(yè)數(shù)字總線的控制系統(tǒng)通訊故障全雙工實(shí)時(shí)自主診斷與修復(fù)技術(shù)，發(fā)生故障時(shí)，采用實(shí)時(shí)觸發(fā)的保護(hù)控制模式。MTS協(xié)調(diào)加載控制系統(tǒng)或多機(jī)構(gòu)運(yùn)動(dòng)控制系統(tǒng)出現(xiàn)故障，在執(zhí)行相應(yīng)保護(hù)策略的同時(shí)，向另一方發(fā)送故障信息，使其啟動(dòng)相應(yīng)的保護(hù)策略。

各子系統(tǒng)間采用實(shí)時(shí)通訊模式進(jìn)行交互協(xié)調(diào)控制。實(shí)時(shí)通訊通過(guò)數(shù)字I/O和工業(yè)控制總線組成的通訊鏈路實(shí)現(xiàn)，在MTS協(xié)調(diào)加載控制系統(tǒng)和多機(jī)構(gòu)運(yùn)動(dòng)控制系統(tǒng)間串聯(lián)PLC，MTS協(xié)調(diào)加載控制系統(tǒng)與PLC通過(guò)31路數(shù)字I/O信號(hào)通訊，PLC與多機(jī)構(gòu)運(yùn)動(dòng)控制系統(tǒng)通過(guò)EtherCAT工業(yè)總線通訊。系統(tǒng)間邏輯簡(jiǎn)圖見(jiàn)圖3。

圖3 試驗(yàn)控制邏輯簡(jiǎn)圖Fig.3 Test control logic diagram

空間復(fù)雜運(yùn)動(dòng)增升結(jié)構(gòu)隨動(dòng)加載系統(tǒng)原理圖見(jiàn)圖4。

圖4 試驗(yàn)控制原理簡(jiǎn)圖Fig.4 Schematic diagram of test control principle

3.1 翼面偏轉(zhuǎn)控制系統(tǒng)

翼面偏轉(zhuǎn)控制系統(tǒng)硬件組成包括PDU控制器、PDU電機(jī)、剎車器、位置傳感器、變壓器、整流電源等設(shè)備，硬件構(gòu)成如圖5所示。

圖5 翼面偏轉(zhuǎn)控制系統(tǒng)硬件結(jié)構(gòu)示意圖Fig.5 Schematic diagram of hardware structure of wing surface deflection control system

翼面偏轉(zhuǎn)控制系統(tǒng)通過(guò)讀取翼面位置傳感器反饋當(dāng)前角度值，實(shí)時(shí)計(jì)算目標(biāo)角度與當(dāng)前反饋角度差值作為控制命令，利用HB6096總線協(xié)議向襟縫翼PDU控制器發(fā)送翼面偏轉(zhuǎn)指令，從而驅(qū)動(dòng)PDU執(zhí)行部件(電機(jī))控制翼面向目標(biāo)角度運(yùn)動(dòng)，實(shí)現(xiàn)襟縫翼偏轉(zhuǎn)的閉環(huán)控制，同時(shí)通過(guò)在襟縫翼翼面粘貼傾角傳感器，監(jiān)視翼面當(dāng)前角度反饋，當(dāng)翼面角度異常時(shí)，觸發(fā)保護(hù)?？刂圃砣鐖D6所示。

圖6 翼面偏轉(zhuǎn)控制系統(tǒng)控制原理示意圖Fig.6 Schematic diagram of control principle of wing surface deflection control system

3.2 隨動(dòng)機(jī)構(gòu)運(yùn)動(dòng)控制系統(tǒng)

隨動(dòng)機(jī)構(gòu)運(yùn)動(dòng)控制系統(tǒng)硬件組成包括伺服電機(jī)、電機(jī)驅(qū)動(dòng)器、絲杠、導(dǎo)軌、隔離變壓器、光柵尺、電源等設(shè)備，硬件構(gòu)成如圖7所示。

圖7 隨動(dòng)機(jī)構(gòu)運(yùn)動(dòng)控制系統(tǒng)硬件結(jié)構(gòu)示意圖Fig.7 Schematic diagram of hardware structure of motion control system of follower

隨動(dòng)機(jī)構(gòu)運(yùn)動(dòng)控制系統(tǒng)通過(guò)讀取位置執(zhí)行部件(滑動(dòng)模組)位置傳感器反饋當(dāng)前位置值，根據(jù)加載點(diǎn)位置與翼面偏轉(zhuǎn)角度的關(guān)系曲線實(shí)時(shí)計(jì)算目標(biāo)位置與當(dāng)前反饋位置差值作為控制命令，驅(qū)動(dòng)位置執(zhí)行部件(滑動(dòng)模組)控制襟縫翼加載點(diǎn)作動(dòng)筒向目標(biāo)位置運(yùn)動(dòng)，實(shí)現(xiàn)襟縫翼加載點(diǎn)作動(dòng)筒位置跟隨翼面偏轉(zhuǎn)的閉環(huán)控制，通過(guò)在位置執(zhí)行部件(滑動(dòng)模組)安裝光柵尺，監(jiān)視襟縫翼加載點(diǎn)作動(dòng)筒當(dāng)前位置反饋，當(dāng)加載點(diǎn)位置異常時(shí)，觸發(fā)保護(hù)，控制原理如圖8所示。

圖8 隨動(dòng)機(jī)構(gòu)運(yùn)動(dòng)控制系統(tǒng)控制原理圖Fig.8 Control principle diagram of motion control system of follower

3.3 系統(tǒng)控制同步性

空間復(fù)雜運(yùn)動(dòng)增升結(jié)構(gòu)隨動(dòng)加載系統(tǒng)各子系統(tǒng)間同步性是保證翼面偏轉(zhuǎn)全過(guò)程隨動(dòng)加載的關(guān)鍵。系統(tǒng)同步性控制方案為將可動(dòng)翼面運(yùn)動(dòng)軌跡離散為個(gè)位置點(diǎn)(翼面偏轉(zhuǎn)過(guò)程中的關(guān)鍵卡位點(diǎn))，按照翼面偏轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)軌跡，確定出每個(gè)位置處隨動(dòng)機(jī)構(gòu)的位置和力控作動(dòng)筒的載荷值，本系統(tǒng)采用5階多項(xiàng)式平滑優(yōu)化關(guān)系曲線，保證滑動(dòng)模組運(yùn)動(dòng)及載荷施加曲線平滑連續(xù)，將同步性誤差控制在0.5%。

以襟翼為例，通過(guò)5階多項(xiàng)式擬合的襟翼下翼面隨動(dòng)機(jī)構(gòu)與角度關(guān)系式可表示為

=6836×10-00060 5+0244 8-

4209+0935 9+969

(1)

=8876×10-0007 796+0246 8-

3628+06125+7257

(2)

=1119×10-0010 796+0369-

5125-3011+8957

(3)

=2109×10-1325 6+0524-

4214-4325+7957

(4)

=1109×10-5425 6+0854-

3314-5255+8957

(5)

=2329×10-2425 6+1704-

1544-3305+6957

(6)

式中:表示隨動(dòng)機(jī)構(gòu)位置；表示角度。

同時(shí)，試驗(yàn)中采取了以下措施保證翼面運(yùn)動(dòng)過(guò)程中加載的同步性：

1) 設(shè)置相同的加載時(shí)間，即載荷加載時(shí)間和翼面運(yùn)動(dòng)時(shí)間相同。

2) 保證載荷加載過(guò)程的跟隨性和加載精度，實(shí)現(xiàn)載荷加載與襟縫翼運(yùn)動(dòng)的同步。

3.4 試驗(yàn)控制策略

系統(tǒng)控制策略圖見(jiàn)圖9。

圖9 系統(tǒng)控制策略Fig.9 System control strategy

1) 系統(tǒng)自檢階段：MTS協(xié)調(diào)加載控制系統(tǒng)向各從屬系統(tǒng)發(fā)出清零指令，并告知各分系統(tǒng)進(jìn)行自檢，若任一系統(tǒng)或設(shè)備發(fā)生故障，向MTS協(xié)調(diào)加載控制系統(tǒng)發(fā)送故障信號(hào)，MTS協(xié)調(diào)加載控制系統(tǒng)發(fā)送試驗(yàn)停止或應(yīng)急指令，各分系統(tǒng)立即停止運(yùn)動(dòng)，進(jìn)行故障處理，直至自檢正常。

2) 系統(tǒng)通訊檢測(cè)階段：MTS協(xié)調(diào)加載控制系統(tǒng)與各從屬系統(tǒng)進(jìn)行通訊檢測(cè)，如果通訊故障，向MTS協(xié)調(diào)加載控制系統(tǒng)發(fā)送故障信號(hào)，進(jìn)行故障處理，直至通訊檢測(cè)正常。

3) 系統(tǒng)協(xié)同加載階段：MTS協(xié)調(diào)加載控制系統(tǒng)按照載荷譜中的設(shè)置，給控制臺(tái)發(fā)送偏轉(zhuǎn)驅(qū)動(dòng)信號(hào)Output，控制臺(tái)接收到信號(hào)后返回偏轉(zhuǎn)應(yīng)答信號(hào)Response，隨后控制臺(tái)控制翼面偏轉(zhuǎn)控制系統(tǒng)和隨動(dòng)機(jī)構(gòu)運(yùn)動(dòng)，同時(shí)MTS協(xié)調(diào)加載控制系統(tǒng)控制作動(dòng)筒開(kāi)始加載，待翼面偏轉(zhuǎn)及隨動(dòng)機(jī)構(gòu)運(yùn)動(dòng)到位后，多機(jī)構(gòu)運(yùn)動(dòng)控制系統(tǒng)給MTS協(xié)調(diào)加載控制系統(tǒng)到位信號(hào)Input，MTS協(xié)調(diào)加載控制系統(tǒng)收到到位信號(hào)，同時(shí)加載點(diǎn)載荷完成加載后， 可動(dòng)翼面偏轉(zhuǎn)加載過(guò)程完成，以此類推完成 所有狀態(tài)偏轉(zhuǎn)過(guò)程載荷隨動(dòng)施加。如果控制過(guò)程中出現(xiàn)超差、應(yīng)急、試驗(yàn)暫停等指令，隨動(dòng)停止運(yùn)動(dòng)，MTS協(xié)調(diào)加載控制系統(tǒng)保持，排除故障，如果需要卸壓，則試驗(yàn)卸壓，終止運(yùn)行。

4 具體實(shí)現(xiàn)方法

4.1 翼面偏轉(zhuǎn)控制系統(tǒng)

系統(tǒng)將旋轉(zhuǎn)式差動(dòng)變壓器(Rotary Variable Differential Transformer，RVDT)信號(hào)轉(zhuǎn)換成±10V 直流電壓信號(hào)，根據(jù)反饋電壓值與襟縫翼偏轉(zhuǎn)角度關(guān)系，將采集到的電壓轉(zhuǎn)換為襟縫翼角度，從而實(shí)現(xiàn)PDU電機(jī)轉(zhuǎn)動(dòng)的閉環(huán)控制。

翼面角度傳感器電壓與角度的關(guān)系式為

reval=×(vinput-)

(7)

式中：reval為當(dāng)前角度值；vinput為傳感器反饋電壓；為傳感器零位電壓，取3.82；為傳感器比例系數(shù)，取-3.554 1。

因此，將、代入式(7),可知

reval=-3554 1×(vinput-382)

(8)

4.2 隨動(dòng)機(jī)構(gòu)運(yùn)動(dòng)控制系統(tǒng)

隨動(dòng)機(jī)構(gòu)運(yùn)動(dòng)控制系統(tǒng)分別對(duì)非定軸旋轉(zhuǎn)和定軸旋轉(zhuǎn)兩種翼面運(yùn)動(dòng)形式的載荷進(jìn)行隨動(dòng)施加。

4.2.1 非定軸旋轉(zhuǎn)翼面隨動(dòng)加載系統(tǒng)設(shè)計(jì)

非定軸旋轉(zhuǎn)翼面加載點(diǎn)運(yùn)動(dòng)軌跡確定方法為：① 確定加載點(diǎn)位置及作動(dòng)筒長(zhǎng)度，并由試驗(yàn)剖面得出翼面運(yùn)動(dòng)過(guò)程中作動(dòng)筒與翼面的相對(duì)位置關(guān)系；② 保持作動(dòng)筒長(zhǎng)度不變，通過(guò)對(duì)翼面運(yùn)動(dòng)過(guò)程進(jìn)行仿真計(jì)算，得出加載點(diǎn)作動(dòng)筒末端運(yùn)行軌跡；③ 依此確定所有加載點(diǎn)的運(yùn)動(dòng)軌跡。

通過(guò)上述方法可知各加載點(diǎn)運(yùn)動(dòng)軌跡曲線間存在空間干涉，加載點(diǎn)無(wú)法按翼面真實(shí)軌跡運(yùn)動(dòng)。本系統(tǒng)對(duì)曲線軌跡方案進(jìn)行簡(jiǎn)化，以載荷方向誤差最小為目標(biāo)，建立了加載點(diǎn)軌跡優(yōu)化模型，通過(guò)理論計(jì)算分析，將加載點(diǎn)運(yùn)動(dòng)軌跡優(yōu)化為一條直線。

因此，非定軸旋轉(zhuǎn)翼面加載采用電驅(qū)動(dòng)直線導(dǎo)軌式隨動(dòng)加載方案，由伺服電機(jī)、絲杠、滑塊等組成滑動(dòng)模組，如圖10所示，依據(jù)載荷工況變化翼面打開(kāi)角度發(fā)生變化時(shí)，伺服電機(jī)驅(qū)動(dòng)滑塊帶動(dòng)加載作動(dòng)筒沿導(dǎo)軌運(yùn)動(dòng)，滑塊運(yùn)動(dòng)位置通過(guò)翼面運(yùn)動(dòng)位置與時(shí)間對(duì)應(yīng)關(guān)系理論計(jì)算得到，試驗(yàn)時(shí)，滑塊運(yùn)動(dòng)與翼面運(yùn)動(dòng)同時(shí)觸發(fā)，以時(shí)間軸同步，保證作動(dòng)筒加載方向始終與翼面保持不變。隨動(dòng)加載原理圖如圖11所示。

圖10 滑動(dòng)模組結(jié)構(gòu)示意圖Fig.10 Schematic diagram of sliding module structure

圖11 試驗(yàn)原理圖Fig.11 Test principle diagram

上翼面為拉向載荷，加載點(diǎn)采用鏈條—鏈輪導(dǎo)向加載形式，如圖12所示，同時(shí)相鄰3個(gè)加載點(diǎn)鏈輪固定于同一橫梁上，采用兩組伺服電機(jī)驅(qū)動(dòng)滑動(dòng)模組帶動(dòng)橫梁與翼面同步運(yùn)動(dòng)，如圖13所示。

圖12 襟翼隨動(dòng)加載原理示意圖Fig.12 Schematic diagram of flap follow-up loading principle

圖13 上翼面隨動(dòng)加載示意圖Fig.13 Schematic diagram of follow-up loading of upper wing

下翼面為壓向載荷，將作動(dòng)筒固定端安裝于滑動(dòng)模組的導(dǎo)軌滑塊上，如圖14所示，導(dǎo)軌滑塊帶動(dòng)加載作動(dòng)筒與翼面同步運(yùn)動(dòng)，如圖15所示。

圖14 下翼面隨動(dòng)加載原理示意圖Fig.14 Schematic diagram of principle of follow-up loading of lower wing surface

圖15 下翼面隨動(dòng)加載示意圖Fig.15 Schematic diagram of follow-up loading of lower wing surface

4.2.2 定軸旋轉(zhuǎn)翼面隨動(dòng)加載系統(tǒng)設(shè)計(jì)

定軸旋轉(zhuǎn)翼面采用擺臂式加載框架加載，將加載作動(dòng)筒安裝固定于加載框架上，加載框架擺臂轉(zhuǎn)軸與翼面轉(zhuǎn)軸重合，通過(guò)電動(dòng)缸位置控制轉(zhuǎn)化為框架擺臂角度變化，實(shí)現(xiàn)框架擺臂與翼面同步運(yùn)動(dòng)，如圖16所示。

圖16 擺臂式加載框架示意圖Fig.16 Schematic diagram of swing arm loading frame

擺臂式加載框架將作用于翼面上的垂向和航向載荷執(zhí)行機(jī)構(gòu)固定于該框架上，通過(guò)位移執(zhí)行機(jī)構(gòu)控制擺臂框架沿翼面轉(zhuǎn)軸轉(zhuǎn)動(dòng)，使固定于擺臂框架上的垂向和航向載荷執(zhí)行機(jī)構(gòu)實(shí)時(shí)跟隨可動(dòng)翼面同步運(yùn)動(dòng)，從而保證垂向和航向載荷精準(zhǔn)施加，隨動(dòng)加載原理圖見(jiàn)圖17。

圖17 擺臂式隨動(dòng)加載方案示意圖Fig.17 Schematic diagram of swing-arm follow-up loading scheme

由圖18中幾何關(guān)系可得框架帶動(dòng)加載作動(dòng)筒偏轉(zhuǎn)角度與電動(dòng)缸伸縮量之間的關(guān)系為

圖18 擺臂隨動(dòng)框架運(yùn)動(dòng)幾何關(guān)系圖Fig.18 Geometric relationship diagram of swing-arm follower frame motion

(9)

式中：為可動(dòng)翼面偏轉(zhuǎn)角度；為電動(dòng)缸初始長(zhǎng)度；′為電動(dòng)缸偏轉(zhuǎn)角度后的長(zhǎng)度；為電動(dòng)缸安裝位置到轉(zhuǎn)軸的長(zhǎng)度。

5 試驗(yàn)驗(yàn)證

為了驗(yàn)證該系統(tǒng)的功能、性能及保護(hù)策略的正確性，開(kāi)展了試驗(yàn)驗(yàn)證。

MTS協(xié)調(diào)加載控制系統(tǒng)誤差不大于1%FS(FS為滿量程)，可以滿足任務(wù)書(shū)對(duì)加載誤差的要求，即相對(duì)每一級(jí)載荷值，均滿足：① 各加載點(diǎn)協(xié)調(diào)加載；② 加載點(diǎn)動(dòng)態(tài)誤差≤3%(為該點(diǎn)最大載荷值)；③ 加載點(diǎn)靜態(tài)誤差≤2%；④ 試驗(yàn)系統(tǒng)設(shè)置為自動(dòng)保存加載系統(tǒng)保護(hù)前10 s、保護(hù)后20 s的載荷數(shù)據(jù)。

隨動(dòng)加載裝置如圖19所示，現(xiàn)場(chǎng)安裝完成后，在翼面上粘貼60°量程的傾角傳感器，用來(lái)實(shí)時(shí)獲取翼面的偏轉(zhuǎn)角度，如圖20所示。在滑動(dòng)模組上安裝光柵尺，用來(lái)實(shí)時(shí)獲取模組的運(yùn)動(dòng)位移值。

圖19 隨動(dòng)加載裝置Fig.19 Follow-up loading device

圖20 傾角傳感器示意圖Fig.20 Schematic diagram of tilt sensor

試驗(yàn)中安裝垂向作動(dòng)筒24個(gè)，其中，主襟上翼面加載點(diǎn)6個(gè)，前襟上翼面加載點(diǎn)6個(gè)，后襟下翼面加載點(diǎn)6個(gè)，主襟下翼面加載點(diǎn)6個(gè)。上翼面均為拉向加載，下翼面均為壓向加載。

完成空間復(fù)雜運(yùn)動(dòng)增升結(jié)構(gòu)隨動(dòng)加載系統(tǒng)與翼面連接后，進(jìn)行翼面偏轉(zhuǎn)控制測(cè)試。按照式(8)控制翼面進(jìn)行各角度間偏轉(zhuǎn)測(cè)試，偏轉(zhuǎn)過(guò)程中通過(guò)傾角傳感器實(shí)時(shí)記錄翼面偏轉(zhuǎn)角度，翼面偏轉(zhuǎn)角度曲線見(jiàn)圖21，翼面偏轉(zhuǎn)指令與反饋角度結(jié)果見(jiàn)表1，可以看出，翼面偏轉(zhuǎn)角度誤差小于0.05°，翼面偏轉(zhuǎn)控制系統(tǒng)可以實(shí)現(xiàn)角度的連續(xù)精準(zhǔn)控制。

表1 翼面偏轉(zhuǎn)指令與反饋角度Table 1 Airfoil deflection command and feedback angle

圖21 翼面偏轉(zhuǎn)角曲線Fig.21 Curve of airfoil deflection angle

隨后，進(jìn)行了翼面與隨動(dòng)機(jī)構(gòu)運(yùn)動(dòng)同步性測(cè)試?？刂苹瑒?dòng)模組按照式(1)～式(6)運(yùn)動(dòng)，偏轉(zhuǎn)過(guò)程中通過(guò)光柵尺實(shí)時(shí)記錄運(yùn)動(dòng)位移，滑動(dòng)模組運(yùn)動(dòng)曲線見(jiàn)圖22，隨動(dòng)機(jī)構(gòu)理論位置與實(shí)際位置見(jiàn)表2，可以看出，翼面與隨動(dòng)機(jī)構(gòu)同步性誤差小于0.2%。

表2 隨動(dòng)機(jī)構(gòu)理論位置與實(shí)際位置Table 2 Theoretical and actual positions of servo mechanism

圖22 隨動(dòng)機(jī)構(gòu)運(yùn)動(dòng)位置曲線Fig.22 Follow-up mechanism movement position curve

翼面運(yùn)動(dòng)過(guò)程載荷1#加載點(diǎn)曲線見(jiàn)圖23。1#加載點(diǎn)命令載荷與反饋載荷見(jiàn)表3，可知，載荷跟隨性良好，動(dòng)態(tài)誤差小于3%，滿足加載誤差要求。

圖23 翼面運(yùn)動(dòng)過(guò)程載荷1#加載點(diǎn)曲線Fig.23 1# load point loading curves during airfoil movement

表3 1#加載點(diǎn)命令載荷與反饋載荷Table 3 1#load point command load and feedback load

應(yīng)急卸載后，對(duì)應(yīng)急卸載數(shù)據(jù)進(jìn)行回收。加載點(diǎn)的應(yīng)急卸載曲線見(jiàn)圖24所示，可以看出，加載點(diǎn)載荷卸載迅速、數(shù)據(jù)回收功能正常，應(yīng)急卸載功能滿足試驗(yàn)要求。

圖24 加載點(diǎn)應(yīng)急卸載曲線Fig.24 Emergency unloading curves of loading point

6 應(yīng)用效果

空間復(fù)雜運(yùn)動(dòng)增升結(jié)構(gòu)隨動(dòng)加載系統(tǒng)已經(jīng)在某工程襟縫翼運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)疲勞試驗(yàn)成功得到了應(yīng)用，安裝圖如圖25所示。

圖25 應(yīng)用效果Fig.25 Application effect

試驗(yàn)前在考核區(qū)域布置若干測(cè)試應(yīng)變片，逐級(jí)記錄測(cè)試點(diǎn)應(yīng)變值，并與各測(cè)點(diǎn)在各級(jí)載荷作用下的目標(biāo)應(yīng)變值進(jìn)行對(duì)比。取其中4個(gè)觀測(cè)點(diǎn)數(shù)據(jù)進(jìn)行對(duì)比，結(jié)果如圖26所示。

圖26 考核部位應(yīng)變-載荷曲線Fig.26 Strain-load curves of assessment part

由圖26可知，各觀測(cè)點(diǎn)應(yīng)變與載荷具有很好的線性關(guān)系，試驗(yàn)過(guò)程平穩(wěn)，隨動(dòng)加載裝置穩(wěn)定，試驗(yàn)結(jié)果滿足試驗(yàn)要求。

7 結(jié) 論

1) 提出了空間復(fù)雜運(yùn)動(dòng)增升結(jié)構(gòu)隨動(dòng)加載技術(shù)，并研發(fā)了空間復(fù)雜運(yùn)動(dòng)增升結(jié)構(gòu)隨動(dòng)加載系統(tǒng)，試驗(yàn)過(guò)程平穩(wěn)，載荷協(xié)調(diào)，各個(gè)作動(dòng)筒跟隨良好，未出現(xiàn)卡滯、超載、報(bào)警等異?，F(xiàn)象，證明了該系統(tǒng)可行性。

2) 經(jīng)試驗(yàn)表明，翼面偏轉(zhuǎn)角度誤差小于0.05°， 翼面與隨動(dòng)機(jī)構(gòu)同步性誤差小于0.2%，翼面運(yùn)動(dòng)過(guò)程載荷動(dòng)態(tài)誤差小于3%。

3) 該系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)了翼面偏轉(zhuǎn)自主控制、翼面運(yùn)動(dòng)過(guò)程中同步精準(zhǔn)施加翼面交變載荷，實(shí)現(xiàn)翼面偏轉(zhuǎn)全過(guò)程隨動(dòng)加載，真實(shí)模擬了翼面運(yùn)動(dòng)過(guò)程中受載狀態(tài)，方法可行有效。