0 引言
飞机载荷校准试验是飞行载荷测量的关键环节之一。一般通过固定约束飞机,对加装有载荷测量应变计电桥的试验飞机部件施加已知载荷,以建立载荷与应变之间的载荷模型,又称载荷方程[1]。飞机约束装置应满足所有载荷工况下的全机平衡要求,飞机不发生平动及转动,且不影响试验部件内力分布。为保证载荷测量的准确性,校准试验的校准载荷分布与加载量级应尽可能地接近飞机实际受载,这样可能会使约束部位所承受的载荷较大。因此,应采用静定约束方式来固定飞机,以便对约束载荷进行预先计算和试验过程的实时监控[2],保证试验安全。
以往载荷校准试验在飞机起落架支柱上安装专用卡箍,通过卡箍直接将飞机固定在承力地轨上,通过卡箍与起落架之间的预紧力和摩擦力来约束飞机,这属于典型的非静定约束[3];吴波等[4]利用飞机自重和起落架约束方式完成了某型机机翼载荷校准试验,部分大载荷工况在机身上加装6 t的配重来保证飞机平衡;曹景涛等[2]将飞机起落架及机轮替换成特制的假件,通过地面约束装置将机轮假件连接固定在承力地轨上,在载荷校准试验中首次应用了起落架6自由度静定支持与约束技术,实时监控了载荷校准试验过程中的起落架约束载荷;刘彦鹏等[5]针对机翼-起落架布局机翼结构,在载荷校准试验时将主起落架收起,在重心之后的机身加强框处安装2副机身托架,并利用前起落架机轮假件、平尾、机身挂点等部位来约束飞机,采用这种非静定的约束方式完成了机翼载荷校准试验,这种约束装置存在一定的偏离风险,且加载量级受限。美国在进行F/A-18飞机机翼载荷校准试验时[6],对起落架假件和拦阻钩部位进行支持和约束,这也属于非静定约束,且校准载荷施加时起落架的约束载荷在不断变化。
传统的飞机载荷校准试验约束方式以起落架约束方式为主,这种约束方式不同程度地存在研制设备复杂、研制费用高、风险高、试验周期长、加载量级有限等缺点。此外,对于机翼-起落架布局飞机或有起落架布置的翼身整体结构机翼根部载荷测量来说,如果采用传统的起落架约束飞机,在载荷校准试验中,主起落架的约束载荷相当于集中载荷,试验过程中主起落架载荷变化可能会引起机翼根部测载剖面的应变电桥响应产生变化,如果在载荷校准试验设计环节不考虑该因素,将会降低机翼根部的载荷测量精度[1]。
针对某型飞机有起落架布置的翼身整体结构及受力特点(具体结构形式见文献[7]),提出了一种主动约束方法,并结合三向地秤实时监控试验过程中的起落架载荷变化,与传统的起落架约束方法相比,该方法缩短了试验周期,提高了校准载荷量级和载荷测量精度。
1 理论依据
1.1 主动约束方法
采用主动约束方法的某型飞机载荷校准受力分析见图1,在试验过程中,飞机起落架处于放下位置。为避免前、主起落架载荷与飞机姿态变化影响有起落架布置的翼身整体结构机翼根部的应变电桥响应,需保证前、主起落架的载荷与正常停机时的载荷相同且不变,使飞机质量与起落架的垂向载荷相平衡。在机翼载荷校准试验过程中,左右机翼的校准载荷垂直于机翼向上施加,在位于机身中轴线的前、后挂点同时主动施加向下的相应量级的约束载荷与左右机翼的校准载荷相平衡。根据力与力矩平衡原理[8],可得到平衡方程见式(1),根据式(1)可计算出前、后挂点的主动约束载荷。
图1 主动约束方法飞机受力分析
Fig.1 The force analysis of aircraft using active constraint method
(1)
图1和式(1)中,FP为左右机翼校准载荷之和;FF为前挂点主动约束载荷;FR为后挂点主动约束载荷;FNG为前起落架垂向载荷;FMG为左右主起落架垂向载荷之和;G为飞机质量,试验过程中与前、主起落架垂向载荷相平衡;LP为前起落架到校准载荷压心的距离;LF为前起落架到前挂点的距离;LR为前起落架到后挂点的距离;LG为前起落架到飞机重心的距离;LMG为前起落架到主起落架的距离。
试验过程前,在前、主起落架支柱填充高压气体,使起落架处于全伸长状态;试验过程中,为监控起落架载荷变化情况,将前、主起落架均放置在三向地秤上,并将约束装置安装在三向地秤上,通过调节航向约束装置对机轮施加一定的航向预紧力,对起落架三向载荷进行监控记录。
1.2 起落架约束方法
为评估传统的起落架约束对有起落架布置的翼身整体结构机翼根部载荷测量的影响,采用起落架约束方式对部分试验工况进行对比试验。采用起落架约束方法飞机载荷校准受力分析见图2,在机翼载荷校准试验过程中,依靠飞机质量和前、主起落架的垂向载荷来平衡左右机翼的校准载荷,为提高加载量级,并保证试验过程中起落架不离地,在机身背部的加强框之间放置配重。根据力与力矩平衡原理,可得到平衡方程见式(2),根据式(2)可计算出前、主起落架的垂向载荷。
图2 起落架约束方法飞机受力分析
Fig.2 The force analysis of aircraft using landing gear constraint method
(2)
图2和式(2)中,FP为左右机翼校准载荷之和;G为飞机质量;GB为配重质量;FNG为前起落架垂向载荷;FMG为左右主起落架垂向载荷之和;LG为前起落架到飞机重心的距离;LP为前起落架到校准载荷压心的距离;LB为前起落架到配重重心的距离;LMG为前起落架到主起落架的距离。
2 试验准备及实施
2.1 试验准备
设计的载荷校准试验工况包括单点和多点协调加载工况,各试验工况的合力压心覆盖了空中飞行阶段机翼典型受载状态的压心范围。依据1.1节和1.2节的理论计算方法,并考虑飞机机翼各加载点的承载能力、主动约束挂点的承载能力、起落架的限制载荷和机身加强框的限制载荷,可计算得到某型飞机采用传统的起落架约束方法单侧机翼最大校准载荷为78 kN,而采用主动约束方法单侧机翼最大校准载荷为110 kN,相对于传统的起落架约束方法,主动约束方法校准载荷量级可提高41%,而校准载荷量级的提高可有效降低复杂结构对载荷建模精度的影响[2]。
载荷校准试验开始前,需研制试验所需的专用设备,主要包括:主动约束装置、起落架三向地秤约束装置、机翼试验地梁等。前挂点主动约束装置示意图见图3,要求主动约束连接件与挂点接头配合良好,连接件材料比原机材料“软”,避免损伤挂点接头,强度和刚度满足设计规范要求,不应出现永久性变形,同时应利用测量设备保证主动约束载荷力线竖直向下。起落架三向地秤约束装置示意图见图4,起落架三向地秤约束装置要求与飞机轮胎配合良好,约束装置与轮胎接触位置采用毛毡等方式防护,与轮胎接触面积足够大,不得损伤轮胎,能准确测量出起落架承受的三向载荷。
图3 前挂点主动约束装置示意图
Fig.3 Schematic diagram of active constraint equipment at the front mounting point
图4 起落架三向地秤约束装置示意图
Fig.4 Schematic diagram of triaxial forces sensor constraint equipment at landing gear
为保证加载精度和试验安全,试验开始前,分析了试验加载精度及加载装置载荷输出能力等影响因素[9]。通过选用合适量程的载荷传感器和液压作动筒,调节加载装置的PID控制律参数来保证加载精度;通过调节液压作动筒上的溢流阀来限制作动筒输出能力,保证试验过程中,各部位的加载载荷不超出结构局部载荷限制;在地面调试台架上进行模拟加载试验,验证多个液压作动筒同时加载的协调性及应急情况的卸载安全。
图3中,1为挂点连接件,用于连接挂点和杠杆;2为杠杆,用于连接左右挂点连接件,3为液压作动筒及载荷传感器,用于主动约束载荷施加;4为液压作动筒固定座,用于将液压作动筒固定到承力地轨上。
图4中,1为飞机主起落架轮胎(单轮结构);2为主起航向约束装置,用于限制主起航向运动;3为主起侧向约束装置,起保护作用;4为主起三向地秤,用于测量主起三向载荷;5为飞机前起落架轮胎(双轮结构);6为前起航向约束装置,用于限制前起航向运动;7为前起侧向约束装置,起保护作用;8为前起三向地秤,用于测量前起三向载荷。
2.2 试验实施
在某型飞机的机翼载荷校准试验过程中,为保证随着校准载荷变化,飞机姿态不发生变化,在主动约束方式的基础上,向前、主起落架支柱填充一定量值的高压气体,使起落架一直处于全伸长状态。试验时,利用液压作动筒进行左右机翼协调向上加载,采用主动约束方法试验时前、后挂点处液压作动筒协调地施加相应量级的主动约束载荷;只采用起落架被动约束方法进行对比试验时,断开主动约束装置与飞机的连接,在机身上加装一定量级的配重。此外,为监控试验过程中起落架载荷变化情况,将前、主起落架均放置在三向地秤上,同时将所有的液压作动筒和三向地秤通过辅助装置固定在承力地轨上,将前、主起落架约束装置安装在三向地秤上,并调节前起落架航后约束装置、主起落架航前约束装置,对机轮施加一定量值的航向预紧力,侧向利用飞机轮胎摩擦力进行自平衡,侧向约束装置起保护作用,保证飞机起落架一直处于静定状态。具体实施过程如下:
1) 将飞机牵引并停放在指定试验区域;
2) 用千斤顶将飞机顶起至试验设计高度,向前、主起落架支柱填充一定量值的高压气体;
3) 待三向地秤推入并固定在指定位置后,将飞机缓慢降落至三向地秤上;
4) 安装起落架约束装置,并调节前、主起落架航向约束装置给机轮施加一定量值的预紧力;
5) 在指定位置安装并固定主动约束装置和左右机翼加载装置,保证力线竖直向上;
6) 连接左右机翼加载装置,主动约束方法试验时连接主动约束装置,并施加一定量值的预紧力,起落架约束方法在机身上加装配重;
7) 按照设计的载荷校准试验工况开始试验,试验包括1次预加载和1次正式加载,试验采用分级、缓慢加载方式进行。试验过程中,监控并记录加载载荷、主动约束载荷、起落架载荷和应变数据,并与预先计算值和限制值进行对比,出现异常立即终止试验。
3 应用验证
3.1 载荷校准试验
在机翼载荷校准试验中,加载量级最大时,相应的主动约束载荷量级也达到最大,起落架垂向载荷也容易在此时产生较大变化。因此,采用主动约束方法试验工况和起落架约束方法试验工况来对比分析主动约束技术在飞机载荷校准中的应用效果。
主动约束方法加载载荷随时间变化历程曲线见图5,同一时间段内,起落架垂向载荷随时间变化历程曲线见图6(正常停机状态,起落架垂向载荷设置为零位),从图5和图6可看出,左右机翼的校准载荷与前、后挂点的主动约束载荷同步施加,左右机翼的校准载荷最大值均为109.6 kN,同一时刻前、后挂点主动约束载荷也达到最大量级,前、挂点主动约束载荷最小值分别为-93.1 kN和-128.3 kN,加载载荷与理论计算值基本一致。整个加载过程中,前起落架垂向载荷变化范围为-0.9～0.9 kN,主起落架垂向载荷变化范围为-1.9～1.7 kN,起落架垂向载荷变化最值仅为最大校准载荷的1.73%。起落架垂向载荷产生微小变化的主要原因是左右机翼结构的对称性并非严格对称、飞机实际重心并非严格地在飞机对称面上、各液压作动筒协调性存在一定偏差。考虑工程实际,可认为试验过程中起落架垂向载荷基本保持不变。
图5 主动约束方法加载载荷时间历程
Fig.5 Time histories of applying load using active constraint method
图6 主动约束方法起落架垂向载荷时间历程
Fig.6 Time histories of landing gear vertical load using active constraint method
采用传统的起落架约束方法进行机翼载荷校准对比试验,起落架约束方法起落架垂向载荷随机翼校准载荷变化时间历程曲线见图7。
图7 起落架垂向载荷随校准载荷变化时间历程
Fig.7 Time histories of landing gear vertical load variation with calibration load
从图7可看出,随着左右机翼的校准载荷增大,前起落架垂向载荷同步增大,主起落架垂向载荷同步减小,并与机翼校准载荷同时达到极值。左右机翼的校准载荷最大值均为35.9 kN,前起落架垂向载荷最大增大了2.4 kN,左主起落架垂向载荷最大减小了34.3 kN,右主起落架垂向载荷最大减小了36.3 kN,起落架垂向载荷变化与理论计算值基本一致,起落架垂向载荷变化最值为最大校准载荷的101.11%。
3.2 载荷模型建立与验证
以某型飞机有起落架布置的翼身整体结构机翼根部弯矩载荷测量为例进行说明,将主动约束试验工况分为建模工况和验模工况,验模工况数据不参与载荷模型的建立,只用于载荷模型精度的检验,载荷模型一般通过多元线性回归法[10-11]分析建立,载荷模型的关系式见公式(3),并通过均方根误差[12]进行载荷模型的筛选和检验,均方根误差计算见式(4)。
(3)
式(3)中:M为计算的剖面弯矩;μi为应变电桥的响应;ki为载荷模型的系数;n为应变电桥的数量。
(4)
式(4)中:E为误差;Mj为实际的剖面弯矩;μji为应变电桥的响应;ki为载荷模型的系数;n为应变电桥的数量;m为数据点数量。
飞机在空中飞行阶段,起落架一般处于收上状态,不承受载荷,因此在载荷校准试验中,为避免主起落架载荷变化对有起落架布置的翼身整体结构机翼根部应变电桥响应产生影响,应在载荷校准试验中保持主起落架不承载或者载荷基本不变,由此可见,采用主动约束方法开展的载荷校准试验更符合翼身整体结构机翼根部的实际受载状态。为评估采用传统起落架约束方法对该型飞机机翼根剖面载荷测量的影响,使用主动约束方法载荷校准试验建模工况数据进行载荷模型建立,并采用主动约束方法验模工况数据和起落架约束方法工况数据进行模型检验。
利用主动约束方法试验数据建立的右机翼根部弯矩模型误差见表1,采用主动约束方法建立的右机翼根部弯矩模型分别检验2种约束方法右机翼根部弯矩如图8和图9所示。
表1 主动约束方法弯矩模型误差
Table 1 Bending moment model error of active constraint method
建模误差/%主动约束工况检验误差/%起落架约束工况检验误差/%2.032.5110.16
图8 主动约束试验弯矩检验
Fig.8 Bending moment checking of active constraint test
图9 起落架约束试验弯矩检验
Fig.9 Bending moment checking of landing gear constraint test
从表1中可以看出,采用主动约束方法建立的弯矩模型建模误差和检验主动约束方法验模工况误差均在3%以内,满足一般工程载荷实测的精度要求,但是采用主动约束方法建立的弯矩模型检验起落架方法工况误差却达到了10.16%,说明起落架约束方法确实影响了翼身整体结构机翼根剖面的应变电桥响应,进而导致采用主动约束方法建立的弯矩模型检验起落架方法工况误差大。如果在载荷校准试验时忽略了起落架载荷变化对翼身整体结构机翼根部载荷测量影响这一因素,而采用传统的起落架约束方法进行载荷校准试验会导致载荷测量不准确,达不到验证和优化飞机结构设计的目的,同时也存在一定的安全风险。
3.3 飞行试验
将某型飞机载荷强度试飞中测量的机翼根部应变电桥响应数据代入主动约束方法建立的弯矩模型,即可得到机翼根部的实测弯矩载荷。飞机在气压高度3 km,马赫数0.8做对称拉起机动,左右机翼根部实测弯矩和重心法向过载时间历程曲线见图10(对弯矩进行了归一化处理)。从图10中可以看出,对称拉起机动过程中,飞机重心法向过载首先达到最大值,约0.2 s后左右机翼根部弯矩同时达到最大,这种现象与飞机实际的受载规律相同,且左右机翼根部弯矩对称性较好,均未超过机翼根部限制载荷要求,飞行载荷实测数据为该型机结构设计提供了重要依据。
图10 对称拉起机动机翼根部实测弯矩时间历程
Fig.10 Time histories of wing boot bending moment during symmetrical pull-up maneuver
4 结论
通过研究,可以得到以下结论:
1) 在飞机载荷校准试验中采用了主动约束技术,并结合三向地秤实时监控试验过程中的起落架载荷变化,有效解决了有起落架布置的翼身整体结构机翼根部载荷测量的技术难题;
2) 设计并完成了主动约束方法和起落架约束方法载荷校准对比试验,与传统的起落架约束方法相比,某型飞机机翼的载荷校准量级提高了41%,建立的载荷模型误差在3%以内,提高了载荷测量精度;
3) 主动约束技术在飞机载荷校准试验的成功应用,丰富了飞机载荷校准试验的约束方法,对我国后续飞机载荷校准试验具有一定的借鉴和参考意义;
4) 飞机载荷校准主动约束技术应用于机身中轴线具有前后挂点的某型飞机载荷校准试验,取得了较好效果,后续可研究主动约束技术如何应用于其他类型飞机载荷校准试验或静力试验。
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