基于彈簧系統(tǒng)的飛機結構扣重技術

王孟孟, 鄭建軍, 王彬, 唐吉運

(中國飛機強度研究所強度與結構完整性全國重點實驗室, 西安 710065)

通過地面強度試驗模擬飛機服役過程中各類飛行載荷,以此驗證飛機結構剛度、強度等性能滿足適航條款要求,是新型飛機研制的基本條件,是在役飛機安全運營的基本保障,也是老齡飛機延壽服役的可靠依據(jù)[1-2]。針對飛機服役載荷展開了相關研究,Main等[3]通過氣動載荷和慣性載荷共同作用下的飛機機翼根部剪切拉桿疲勞測試,預測了疲勞壽命。Khalil等[4]提出了一種用于減輕機翼載荷的主動流量控制方案,結果表明,主動流量控制方案在陣風載荷緩解系統(tǒng)中具有很大的潛力。還有部分學者開展試驗加載方案和試驗機強度數(shù)值分析等研究[5-6],對試驗扣重載荷及施加方法研究較少。

在進行飛機結構強度試驗時,為保證機體結構受力真實、考核充分,需先扣除飛機結構重量和試驗設備重量[7],使飛機處于“0g”狀態(tài)(相當于飛機結構無重力狀態(tài)),在此基礎上施加試驗載荷進行結構強度試驗[8]。因此,扣重是否準確直接影響試驗載荷施加的準確性和結構考核的有效性。國內(nèi)以扣重準確性、安全性及便捷性為目標,開展了較多研究。王孟孟等[9]在載荷誤差評估時,根據(jù)預試結果調整扣重量值,從而提升加載準確性,未詳細說明扣重方法。鄭建軍等[10]在C919飛機全機靜力試驗中使用鋼索-滑輪系統(tǒng)對飛機機身進行扣重,在機身蒙皮上開孔,向上加載結構穿出蒙皮的拉桿后端設置載荷轉換杠桿,用于主動加載和反配重設備懸掛。劉冰等[11]在全機靜力試驗扣重時使用撬杠反配重裝置、滑輪導向反配重裝置和滑輪組反配重扣重裝置,扣除重量包括試驗機機體結構重量、試驗假件重量及試驗加載設備重量等。張柁等[12]在某型飛機擾流板靜強度試驗中采用了滑輪組反配重結合作動器方法進行加載和扣重,通過鋼索纏繞方式調節(jié)結構扣重量值與實際反配重懸掛量值比例,實現(xiàn)了大變形結構扣重載荷的施加。王育鵬等[13]在新一代戰(zhàn)斗機全機地面強度試驗中提出了斜向加載點扣重技術,使飛機重量計算值與實測值誤差由5%降低至2%。崔明等[14]針對機身側向加載點作動器固定支柱與機翼下表面距離較近,無法在上部安裝扣重裝置問題,設計了一種撬杠托盤式扣重裝置,固定于作動器下部,通過撬杠原理實現(xiàn)作動器加載設備的扣重。針對飛機部分結構受載后水平方向發(fā)生明顯變形,嚴沖等[15]提出了隨動扣重方法,在滑輪式反配重扣重方法基礎上,通過設計運動軌道,扣重裝置在結構受載后跟隨結構變形實現(xiàn)隨動扣重。通常,飛機結構受載變形,反配重扣重系統(tǒng)產(chǎn)生阻礙結構變形的摩擦力,影響扣重精度,常規(guī)反配重扣重系統(tǒng)摩擦系數(shù)介于3%～5%[10]。文獻[10]和文獻[16]通過在每一組扣重結構端增加測力傳感器進行預試,測得整體摩擦系數(shù),并使用更改加載點載荷或增減反配重重量進行補償。

目前,主流的扣重方式有[11-16]:作動器扣重、反配重扣重及約束點被動扣重。作動器扣重方式把扣重量值作為一個常值載荷直接由作動器施加,常用于機翼、平尾等結構。反配重扣重方式通過導向滑輪/撬杠等懸掛反配重扣除結構及設備重量,常用于機身、垂尾等結構。約束點被動扣重方式是將與之相連的設備、假件重量等非考核部件重量直接由該處垂向約束點承擔。通過反配重方式扣重可實現(xiàn)在試驗運行狀態(tài)和停機狀態(tài)均對飛機結構進行扣重,卸壓時刻比較平穩(wěn)。由于滑輪自身摩擦力的影響,扣重量值準確性受到一定影響。作動器扣重方式扣重量值更為準確,但是在卸壓時刻,扣重量值瞬間消失,對于局部集中大質量結構,沖擊效應較為明顯,尤其是在長周期疲勞試驗中,頻繁的卸載沖擊對結構連接區(qū)壽命造成影響。

綜上所述,目前3種扣重方式存在各自的優(yōu)缺點,強度試驗中根據(jù)其特點應用于飛機不同結構進行扣重,對于飛機集中大質量結構的扣重方法未開展相關研究。為了更加準確地進行飛機結構扣重,同時減小集中大質量結構卸壓時刻對其連接區(qū)產(chǎn)生沖擊載荷,將研究一種新型扣重方式。在保證試驗狀態(tài)準確扣重的前提下,通過壓縮彈簧[17]的承載特性實現(xiàn)停機狀態(tài)飛機結構扣重,同時減小作動器卸壓瞬間載荷消失對飛機結構沖擊效應。以此為目的,探索飛機強度驗證試驗新型扣重技術,拓展扣重技術領域范疇。

1 研究思路

根據(jù)扣重載荷、扣重部位結構變形及扣重部位施加載荷等因素,設計彈簧系統(tǒng),并配套選取液壓作動器?；趶椈上到y(tǒng)的扣重技術研究思路如圖1所示。

1.1 彈簧材料直徑選擇

依據(jù)壓縮彈簧受力特性,工作狀態(tài)下剪應力τ計算公式為[18]

(1)

式(1)中:P為彈簧承受載荷;D為壓縮彈簧圈中徑;d為彈簧材料橫截面直徑;K為曲度系數(shù)。

彈簧旋繞比C定義為

(2)

工程上C通常取5～8[19],式(1)可改寫為

(3)

曲度系數(shù)K與C關系為

(4)

對式(3)進行轉換,剪應力取彈簧材料剪應力極限τp,同時保證彈簧具有足夠強度裕度,彈簧橫截面直徑計算公式為

(5)

令式(5)中P等于扣重載荷(包含試驗件結構或假件重量和加載設備重量之和),選取彈簧材料,彈簧材料直徑確定后,參考《機械設計手冊》[19]選取彈簧中徑。

1.2 彈簧剛度計算

依據(jù)外力功與彈簧變形能相等得到

(6)

式(6)中:W為彈簧壓縮變形量;n為彈簧有效圈數(shù);G為材料剪切模量。

將式(6)進行整理得

(7)

按照式(7)進行有效圈數(shù)的選取,同時需考慮扣重載荷引起彈簧壓縮量和試驗狀態(tài)飛機結構朝向彈簧裝置端的最大變形量。

彈簧有效圈數(shù)確定后,根據(jù)其端部支撐形式確定彈簧的自由長度。

彈簧剛度的計算公式為

(8)

1.3 最大工作載荷

試驗狀態(tài),彈簧承受載荷不得大于其額定承載極限。

Fmax=k(Wmax+W)≤Pj

(9)

式(9)中:Wmax為試驗狀態(tài)飛機結構朝向彈簧裝置端最大變形量;Fmax為試驗狀態(tài)彈簧承受最大載荷;Pj為彈簧極限承載能力。

1.4 作動器參數(shù)匹配

常用的作動器示意圖如圖2所示,作動器分為有桿腔(活塞桿一端)和無桿腔。作動器工作時,低壓腔理論壓力為0,高壓腔壓力為額定壓力p,額定載荷F分為額定壓載Fcmax和額定拉載Fpmax,其計算公式分別為

圖2 作動器示意圖Fig.2 Schematic diagram of oil hydraulic actuator

Fcmax=A1p

(10)

Fpmax=A2p

(11)

彈簧為壓縮彈簧,在試驗狀態(tài),作動器外放不受影響,作動器回收將承受彈簧壓縮載荷和試驗載荷,彈簧所承受最大載荷Fmax與試驗最大載荷Ftmax之和不超過作動器額定拉載,可表示為

Fmax+Ftmax

(12)

此外,還應根據(jù)安裝空間及連接結構處變形,選擇作動器行程,作動器活塞桿自由行程大于彈簧自由行程。

1.5 細節(jié)設計

一套完整扣重裝置包括液壓作動器、彈簧系統(tǒng)、測力傳感器及連接單雙耳,其中單雙耳直接與試驗件結構相連,測力傳感器用于測量整套設備向飛機結構施加的載荷,在試驗運行期間與液壓作動器構成閉環(huán)控制,裝置示意圖如圖3所示。

圖3 基于彈簧系統(tǒng)的扣重裝置剖視圖Fig.3 Section view of weight deduction device based on the spring system

依據(jù)上述方法進行彈簧和作動器的選取,之后進行彈簧系統(tǒng)細節(jié)設計。細節(jié)設計包括防磕碰設計、壓縮量可調節(jié)設計、易觀察設計及彈簧保護設計等,彈簧系統(tǒng)示意圖如圖4所示。

圖4 彈簧系統(tǒng)剖視圖Fig.4 Section view of spring system

(1)防磕碰設計。彈簧系統(tǒng)套嵌在作動器活塞桿上,為防止工作過程中彈簧磕碰活塞桿,設計彈簧支持板,并與下保護套筒構成環(huán)形凹槽。上保護套筒內(nèi)腔內(nèi)設置環(huán)形凹槽。彈簧兩端均被固定于凹槽內(nèi),限制彈簧水平方向滑移磕碰活塞桿。

(2)彈簧保護設計。保護套筒分為上、下保護套筒,當彈簧壓縮至接近極限時,上、下保護套筒相貼合,即S=0,S為上、下保護套筒貼合面間距,防止作動器活塞桿繼續(xù)收縮壓潰彈簧。

(3)壓縮量可調節(jié)設計。下支持板與下保護套筒通過螺紋連接,通過向上、向下旋轉保護套筒調節(jié)彈簧壓縮量從而調節(jié)彈簧所施加的載荷,調節(jié)完成后使用調節(jié)螺母鎖死。

(4)易觀察設計。作動器活塞桿從下支持板的內(nèi)圓孔處伸入并貫穿下支持板內(nèi)腔,延伸到彈簧內(nèi)腔中;上保護套筒朝向軸心方向貫穿開設有多個觀察孔,沿圓周均勻分布,用于觀察彈簧與上保護套筒的接觸狀況、以及活塞桿與連接螺柱的對接。

2 設計與驗證

以某扣重點扣重載荷15 kN,結構最大載荷65 kN,最大變形30 mm為設計要求。將扣重載荷代入式(3),選用材料55CrSiA,許用切應力740 MPa,剪切模量G取79 000 MPa,C取5,得到d大于18.44 mm,考慮工作載荷的影響、強度試驗工裝安全系數(shù),最終選擇彈簧直徑25 mm,彈簧中徑為120 mm,彈簧節(jié)距為38.89 mm,自由伸長量400 mm,有效圈數(shù)n為9。作動器選擇額定載荷100 kN,行程為500 mm,可以滿足理論式(12)要求,在停機狀態(tài),調節(jié)保護套筒壓縮彈簧,并通過測力傳感器反饋,使彈簧承受載荷等于扣重載荷,實現(xiàn)停機狀態(tài)飛機集中大質量結構的扣重。

基于彈簧系統(tǒng)的扣重裝置主要進行兩方面驗證:剛度驗證和扣重功能驗證。剛度驗證主要檢測產(chǎn)品制造、設計的符合性,扣重功能驗證檢驗載荷反饋的跟隨性和卸壓后扣重功能的有效性。驗證試驗安裝三維示意圖如圖5所示,現(xiàn)場照片如圖6所示。

圖5 彈簧系統(tǒng)扣重裝置安裝三維示意圖Fig.5 Three-dimensional diagram of the weight deduction device installation

圖6 彈簧系統(tǒng)扣重裝置安裝現(xiàn)場照片F(xiàn)ig.6 Photo of the weight deduction device installation

如圖5所示,假設承載橫梁為飛機集中大質量結構,其重量通過配重調節(jié),承載橫梁通過柱鉸固定于立柱上,承載橫梁繞柱鉸旋轉用于模擬飛機變形,上/下限位橫梁用于模擬飛機最大向上和向下變形,測力傳感器安裝于承載橫梁與彈簧系統(tǒng)之間,用于測量整套裝置施加的載荷,彈簧系統(tǒng)固定于作動器活塞桿驅動端面。

2.1 彈簧剛度驗證

將作動器固定,安裝彈簧系統(tǒng),通過逐級增加配重,讀取測力傳感器反饋(測力傳感器讀數(shù)正數(shù)表示拉載,負數(shù)表示壓載)并記錄彈簧壓縮量(測量上、下保護板間隙S,圖7),重復三次,記錄結果如表1所示,剛度數(shù)據(jù)通過載荷差量除以間隙尺寸差量得到。對3次數(shù)據(jù)取均值得到彈簧剛度為246 N/mm,設計剛度為244.8 N/mm,偏差0.49%,滿足設計要求。

表1 彈簧剛度實測數(shù)值Table 1 Test measured value of spring stiffness

圖7 彈簧壓縮量測量照片F(xiàn)ig.7 Photo of spring compression value measurement

2.2 扣重功能驗證

分別將未安裝彈簧系統(tǒng)的作動器和安裝了彈簧系統(tǒng)的作動器按照圖5進行現(xiàn)場組裝,其中安裝了彈簧系統(tǒng)的裝置在卸壓狀態(tài)下通過調節(jié)配重重量和彈簧系統(tǒng)調節(jié)螺母,使承載杠桿處于懸浮狀態(tài)(不接觸上、限位橫梁)且測力傳感器示數(shù)為-15 kN。將上述兩套設備分別施加20 kN載荷,平穩(wěn)后卸壓,控制系統(tǒng)高頻率采集了卸壓前后載荷數(shù)據(jù),繪制成曲線如圖8所示?？梢钥闯?在試驗狀態(tài)[圖8(a)、圖8(b)中橫坐標0之前],安裝彈簧系統(tǒng)和未安裝彈簧系統(tǒng)的作動器均可實現(xiàn)載荷命令與反饋的良好跟隨;卸壓后[圖8(a)、圖8(b)中橫坐標0之后],未安裝彈簧系統(tǒng)的作動器載荷基本降為零載(-423 N),安裝了彈簧系統(tǒng)的作動器載荷為壓向-15.3 kN,與預期的-15 kN偏差為2%,扣重精度良好,可以實現(xiàn)卸壓后對承載橫梁持續(xù)施加扣重載荷的作用;卸壓時刻[圖8(a)、圖8(b)中橫坐標0],安裝了彈簧系統(tǒng)的作動器載荷轉換平穩(wěn),震蕩較小。

圖8 作動器運行卸壓曲線Fig.8 Pressure relief curve of actuator operation

3 強度試驗應用

某型號飛機發(fā)動機位于機翼8肋前梁區(qū)域,在全機疲勞試驗中,發(fā)動機為非考核結構,與發(fā)動機連接的吊掛結構和機翼區(qū)域為考核結構,根據(jù)加載需要,設計制造了發(fā)動機假件,單邊發(fā)動機假件重量為29 kN,為典型的集中大質量結構,發(fā)動機設置兩個垂向加載點,扣除載荷分別為15 kN和14 kN。向下最大載荷為65 kN,向下最大變形為30 mm,作動器參數(shù)規(guī)格選擇額定載荷100 kN、500 mm行程(與驗證試驗中裝置相同)。在停機狀態(tài),調節(jié)保護套筒壓縮彈簧,通過讀取測力傳感器反饋,使彈簧承受載荷等于扣重載荷。該技術應用三維示意圖如圖9所示,強度試驗應用現(xiàn)場照片如圖10所示。

圖9 強度試驗應用三維示意圖Fig.9 Three-dimensional diagram of aircraft strength test application

圖10 強度試驗應用現(xiàn)場照片F(xiàn)ig.10 Photos of aircraft strength test application

目前該型號飛機全機疲勞試驗已啟動運行,隨機選取320 s時間內(nèi)正常運行的載荷數(shù)據(jù),將試驗運行端點數(shù)據(jù)繪制成曲線如圖11所示,可以看出,載荷反饋跟隨良好,最大誤差小于工程允許的2%Pmax(Pmax為該加載點疲勞試驗中最大載荷),彈簧系統(tǒng)對于試驗狀態(tài)載荷施加不產(chǎn)生影響。

圖11 正常運行曲線Fig.11 Curve of normal operation

選取某時刻卸壓數(shù)據(jù)(14 kN扣重點),控制系統(tǒng)高頻采集了卸壓前后載荷數(shù)據(jù),將回收載荷數(shù)據(jù)繪制成曲線如圖12所示。可以看出,卸壓前反饋載荷跟隨良好,卸壓時刻載荷轉換平穩(wěn),卸壓后測力傳感器示值-14 kN,誤差小于1%。表明彈簧扣重系統(tǒng)對試驗機結構持續(xù)施加扣重載荷,扣重載荷精度良好,符合扣重預期。

圖12 卸壓前后曲線Fig.12 Curve before and after pressure relief

4 結論

針對飛機發(fā)動機等局部集中大質量結構,提出基于彈簧系統(tǒng)的飛機結構扣重技術,并給出扣重裝置研制思路、設計細節(jié)、驗證方法及應用效果。通過驗證試驗和型號試驗應用數(shù)據(jù),得出如下結論。

(1)基于彈簧系統(tǒng)的扣重裝置在試驗過程中不影響作動器載荷(包括扣重載荷和結構載荷)的準確施加,與傳統(tǒng)作動器扣重效果相同,比配重扣重方法(誤差小于5%)精度更高。

(2)停機狀態(tài)可以實現(xiàn)扣重載荷持續(xù)施加,與傳統(tǒng)配重扣重效果相同,解決了傳統(tǒng)作動器卸壓后無法施加扣重載荷的問題,且扣重誤差小于1%。

(3)卸壓時刻,作動器施加試驗載荷與彈簧系統(tǒng)施加扣重載荷轉換平穩(wěn),未發(fā)生載荷沖擊現(xiàn)象,提高了試驗安全性。

該項扣重技術在某型號飛機全機疲勞試驗中得到應用,為飛機結構強度試驗扣重提供一種新的技術途徑。