高利娃，李曉寧，張 偉，張 寧

(1.中國飛機(jī)強(qiáng)度研究所，陜西 西安 710065；2.全尺寸飛機(jī)結(jié)構(gòu)靜力/疲勞實驗室，陜西 西安 710089)

?

大容積飛機(jī)結(jié)構(gòu)并接充壓試驗技術(shù)

高利娃1,2，李曉寧1,2，張 偉1,2，張 寧1,2

(1.中國飛機(jī)強(qiáng)度研究所，陜西 西安 710065；2.全尺寸飛機(jī)結(jié)構(gòu)靜力/疲勞實驗室，陜西 西安 710089)

飛機(jī)機(jī)身氣密艙充壓試驗中，一般采用單通道控制單充氣臺的方式進(jìn)行充壓。但對于大容積，這種充壓方式難以滿足試驗控制精度。為此，提出一種在原有充壓控制的基礎(chǔ)上，并接一個充氣臺進(jìn)行充壓的方法，同時設(shè)計了一套新的放氣裝置。本文對原有充壓方法和新方法進(jìn)行了試驗對比。試驗結(jié)果說明，原充氣方式由于充壓流量較小難以滿足試驗要求，而新方法滿足了試驗的流量需求，試驗精度得到了有效控制。該方法充分地利用了現(xiàn)有充壓設(shè)備，降低了試驗成本和風(fēng)險。

大容積；氣密艙；充壓試驗；充氣臺

1 問題描述

飛機(jī)結(jié)構(gòu)試驗是新機(jī)研制的主要環(huán)節(jié)之一[1]。機(jī)艙充壓試驗是飛機(jī)結(jié)構(gòu)試驗的重要組成部分?，F(xiàn)階段飛機(jī)結(jié)構(gòu)氣密試驗，一般采用單通道單充氣臺進(jìn)行試驗[2-3]。小部件充壓加載試驗中，一般情況下選用的是25型充氣臺或50型充氣臺。由于部件容積較小，載荷也較小，通過這種充氣方式是完全可以滿足試驗要求的。但是某型飛機(jī)機(jī)身氣密艙充壓試驗中，其充壓部件容積大，充壓載荷大(某型飛機(jī)機(jī)身氣密艙充壓容積為141.3m3,最大充壓載荷為121.4kPa，而以往的充壓容積最大為80m3，載荷最大為70kPa)?？紤]到這種大容積飛機(jī)結(jié)構(gòu)，25/50型充氣臺可能難以滿足充壓需求，所以換成較大的充氣臺，比如MTS261充氣臺，但是將其應(yīng)用到大容積結(jié)構(gòu)充壓試驗時，也難以滿足充壓需求。這是因為，單充氣臺流量較小，加之試驗件密封性不好，造成充氣及放氣速度較慢，誤差較大[4-7]。所以，單通道單充氣臺方法，不經(jīng)技術(shù)改造，直接應(yīng)用于某型飛機(jī)機(jī)身氣密艙充壓試驗是無法滿足試驗要求的。

基于此，考慮一種在單控制通道中增加充氣臺的方式來增大充氣流量的方法解決大容積試驗件充氣問題，另外由于充氣臺增加了，充氣量增大，必然放氣量增大，又需要設(shè)計一套放氣裝置及放氣閥電路?？梢?，為了解決大容積飛機(jī)結(jié)構(gòu)充氣，本文需要解決以上難點(diǎn)，所以大容積飛機(jī)結(jié)構(gòu)并接充氣技術(shù)研究是一個系統(tǒng)工程。

2 改進(jìn)技術(shù)研究

單通道單充氣臺充氣方法是一個控制器控制一個充氣臺，如圖1所示。圖1中的試驗件一般是小部件，容積較小，一個充氣臺提供的流量完全可以達(dá)到試驗要求。而對于大容積試驗件，這種充氣方式的能力是有限的，所以必須進(jìn)行技術(shù)改造，解決大容積試驗件充氣問題。需解決的問題有兩方面：一是增大充氣流量，二是增大放氣流量。解決方法是：在單通道單充氣臺基礎(chǔ)上，增加一個充氣臺同時充氣來增大充氣流量。因為充氣臺都帶有放氣管路，所以增加充氣臺增大充氣流量的同時，也增大了放氣流量，且兩個充氣臺由一個試驗控制通道來控制。但是，充氣時的壓力差遠(yuǎn)大于放氣時壓力差，所以還要解決放氣的問題，這就必須再增大放氣流量，由此再增加一路放氣。

圖1 單通道單充氣臺示意圖

為解決某型飛機(jī)機(jī)身氣密艙充壓試驗充氣、放氣的控制精度和速度問題，提出的解決方案是：單通道雙充氣臺充壓再增加一個放氣控制閥。

單通道雙充氣臺的充氣方式，其原理如圖2所示，在MTS充氣臺[8](261結(jié)構(gòu)壓力試驗控制器，大型充氣臺)上接一個50型充氣臺(自制充氣臺，小型充氣臺)。在充氣時，兩個充氣臺同時給試驗件充氣，加大了充氣流量，使充氣跟隨性比較好。同時，在放氣管路上增加一路放氣，加大放氣流量。這路放氣由一個放氣控制閥來控制，解決放氣速度比較慢的問題，使放氣跟隨性提高。

圖2 單通道雙充氣臺示意圖

具體實施方案為：將兩個充氣臺內(nèi)部電路進(jìn)行并聯(lián)，在充氣時，通過同一路伺服閥電流來控制對飛機(jī)機(jī)身充氣，兩臺充氣臺保持同時同指令進(jìn)行充氣。在放氣時，通過放氣閥控制盒將MTS充氣臺及50型充氣臺串接在一路上進(jìn)行同時放氣，加快放氣速度。放氣控制盒內(nèi)部電路如圖3所示，其伺服信號從D通過光耦合器，經(jīng)過限流電阻及二極管到達(dá)A，在經(jīng)過光耦合器時，內(nèi)部的發(fā)光二極管起作用，這時24V信號通過三極管到放氣閥上的電磁閥，使放氣閥工作，進(jìn)行放氣，以保證放氣速度。在充氣時，該放氣閥控制電路不起作用，伺服閥信號從A不能通過單向二極管，以至于光耦合器不能工作，導(dǎo)致24V信號不能通過三極管，使放氣閥的電磁閥處于停止?fàn)顟B(tài)。

圖3 放氣閥控制盒內(nèi)部電路圖

3 試驗驗證

試驗研究中，試驗件選擇某型飛機(jī)機(jī)身氣密艙，該試驗件充壓試驗要求在機(jī)身容積為141.3m3的狀態(tài)下充壓到121.4kPa。

3.1 單通道單充氣臺充壓試驗

在該型飛機(jī)機(jī)身氣密艙充壓試驗時，首先采用單通道單充氣臺充壓方法，選用了MTS充氣臺(261結(jié)構(gòu)壓力試驗控制器)進(jìn)行充壓。

試驗過程按照載荷譜逐級施加載荷進(jìn)行試驗調(diào)試，因為只有通過調(diào)試才能確認(rèn)試驗方法是否合適。載荷最大為80kPa，加載端值數(shù)據(jù)曲線如圖4所示。試驗調(diào)試結(jié)果顯示，充、放氣速度均較慢，控制誤差也很大，且充、放氣時間較長。

圖4 命令和反饋試驗調(diào)試曲線

由于試驗前對機(jī)身氣密艙未進(jìn)行氣密性測試，可能氣密艙存在漏氣情況。鑒于此，對氣密艙進(jìn)行堵漏后，開始第二次試驗調(diào)試，堵漏后加載端值數(shù)據(jù)曲線如圖5所示。對氣密艙進(jìn)行了堵漏后，試驗結(jié)果有所改善，但是誤差仍較大，難以滿足試驗要求。

圖5 堵漏后命令和反饋試驗調(diào)試曲線

影響試驗曲線的直接原因是單通道單充氣臺充壓方法的能力有限，難以滿足氣密艙對流量的需求。單通道單充氣臺方法適用于部件容積和載荷較小的試驗，對某型飛機(jī)機(jī)身氣密艙充壓試驗，試驗件密封性不好，也是造成充氣速度慢的原因之一，但是該問題解決后，問題依然存在。

可見，單通道單充氣臺方法，不經(jīng)技術(shù)改造，直接應(yīng)用于某型飛機(jī)機(jī)身氣密艙充壓試驗是無法滿足試驗要求的。所以本文利用單通道雙充氣臺方法進(jìn)行氣密艙的充壓試驗。

3.2 單通道雙充氣臺充壓試驗

試驗過程按照調(diào)試載荷逐級施加載荷進(jìn)行試驗調(diào)試，調(diào)試載荷最大設(shè)為80kPa ，加載端值數(shù)據(jù)如圖6所示。兩個充氣臺充、放氣較平穩(wěn)，跟隨性較好，誤差在1%以內(nèi)，滿足調(diào)試要求?？梢姡摲椒梢栽诖笕莘e充壓試驗中應(yīng)用。

圖6 改進(jìn)后命令和反饋試驗調(diào)試曲線

將本方法應(yīng)用于某型飛機(jī)機(jī)身氣密艙極限載荷試驗中。充壓容積141.3m3，充壓載荷121.4kPa，如圖7所示。從試驗數(shù)據(jù)可以看出，控制精度比較理想，控制誤差小于1%，命令反饋跟隨性良好。

圖7 改進(jìn)后命令和反饋試驗曲線

4 結(jié) 論

通過對以往充壓加載技術(shù)局限性的改進(jìn)，實現(xiàn)了單通道對大容積、大載荷充壓試驗進(jìn)行加載的控制。該方案成功應(yīng)用于某型飛機(jī)機(jī)身氣密艙極限載荷試驗，同時，在實施過程中，充分地利用了現(xiàn)有充壓設(shè)備，節(jié)約了經(jīng)費(fèi)。該方案的放氣技術(shù)也已成功地應(yīng)用于某型飛機(jī)疲勞試驗中。

[1]劉金甫.飛機(jī)結(jié)構(gòu)疲勞試驗系統(tǒng)的研制及其發(fā)展動向[J].測控技術(shù),1992,18(4):8-9.

[2]達(dá)道安.真空設(shè)計手冊[M].北京:國防工業(yè)出版社,2004.

[3]楊剛,徐小偉,高隆隆,等.高壓氣體定容積充放氣的特性[J].蘭州理工大學(xué)學(xué)報,2010,36(3):42-46.

[4]Jelali, M., and Kroll, A. Hydraulic servo-systems: modeling, identification, and control[M].British: Springer, 2003.

[5]李超,粱浩,王飛,等.容器放氣性能研究[J].機(jī)械科學(xué)與技術(shù),2011,30(1):163-165.

[6]吳振順.氣壓傳動與控制[M].哈爾濱:哈爾濱工業(yè)大學(xué)出版社,1995.

[7]SMC(中國)有限公司.現(xiàn)代實用氣動技術(shù)[M].北京:機(jī)械工業(yè)出版社，2004.

[8]MTS System Corporation. Aerospace Testing Solutions[Z].2012.

Experimental Study on Pressurized Technology for Large Volume Aircraft Structure

Gao Liwa1,2, Li Xiaoning1,2, Zhang Wei1,2, Zhang Ning1,2

(1.Aircraft Strength Research Institute of China, Xi′an 710065, Shaanxi, China;2.Full Scale Aircraft Structural Static/Fatigue Laboratory of China, Xi′an 710089, Shaanxi, China)

A charge method of single channel and single inflator is widely used in air pressure test for airtight cabin of fuselage. But it is difficult to control accuracy for large volume aircraft structure. To solve the problem, a charge method of single channel and double inflators is developed, and the defilation setup is designed. The paper contains experimental study on two methods. The results of the study show that the new method is effective. The new method uses current charge device to decrease test cost and risk.

large volume; airtight cabin; pressurized test; inflator

2016-08-11

高利娃(1974—)，女，陜西臨潼人，本科，高級工程師，研究方向：飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度試驗控制。

V216.1+4

B

10.3969/j.issn.1674-3407.2016.03.021