李小歡，張蕾

(成都飛機(jī)工業(yè)(集團(tuán))有限責(zé)任公司 技術(shù)中心，成都 610092)

0 引 言

大展弦比無人機(jī)機(jī)翼設(shè)計(jì)技術(shù)是長航飛機(jī)高空高速設(shè)計(jì)的關(guān)鍵技術(shù)之一，機(jī)翼設(shè)計(jì)的核心是提高飛機(jī)的航程、航時(shí)，并提供安全高效的力矩特性和升阻特性，使機(jī)翼的強(qiáng)度、剛度、安全、壽命等滿足設(shè)計(jì)要求[1]。在機(jī)翼的設(shè)計(jì)中，首先進(jìn)行外形設(shè)計(jì)，再通過靜力試驗(yàn)結(jié)果保證飛行時(shí)機(jī)翼的彈性變形滿足設(shè)計(jì)要求[2]。對于大展弦比復(fù)合材料機(jī)翼[3]而言，由于機(jī)翼彈性變形大，從而氣動(dòng)特性對飛行安全影響更為嚴(yán)重，在大展弦比機(jī)翼設(shè)計(jì)時(shí)，必須考慮復(fù)合材料機(jī)翼在氣動(dòng)載荷下的彈性變形[4]。

根據(jù)國軍標(biāo)提出的研發(fā)飛機(jī)重要部件必須進(jìn)行靜力試驗(yàn)的要求，機(jī)翼試驗(yàn)是獲取機(jī)翼的力學(xué)性能最有效、最可靠、最直接的方式。機(jī)翼試驗(yàn)需要將飛機(jī)飛行時(shí)所受的載荷[5-6](氣動(dòng)載荷、慣性載荷、集中載荷)簡化為數(shù)量有限的集中載荷，再通過加載系統(tǒng)將加載點(diǎn)進(jìn)行多級(jí)合并來實(shí)現(xiàn)各級(jí)載荷加載[7-8]。加載系統(tǒng)設(shè)計(jì)的合理性是決定大展弦比機(jī)翼試驗(yàn)成敗的關(guān)鍵，尤其是機(jī)翼載荷隨試驗(yàn)件變形而變化，導(dǎo)致加載點(diǎn)與翼面弦平面不垂直，且機(jī)翼的變形越大，載荷的角度偏差也越大[9]。因此，加載點(diǎn)隨試驗(yàn)件變形而移動(dòng)變化是大展弦比機(jī)翼試驗(yàn)中不可忽視的問題。

本文針對大展弦比機(jī)翼試驗(yàn)任務(wù)和加載技術(shù)，對機(jī)翼受載大變形情況進(jìn)行加載準(zhǔn)確性分析，開發(fā)一種適用于無人機(jī)大展弦比試驗(yàn)的隨動(dòng)加載系統(tǒng)，闡述該隨動(dòng)加載系統(tǒng)的工作原理，設(shè)計(jì)、試驗(yàn)和運(yùn)用等關(guān)鍵問題，以期為類似加載系統(tǒng)提供設(shè)計(jì)依據(jù)。

1 國內(nèi)外加載系統(tǒng)研究現(xiàn)狀

近幾年，歐美、俄羅斯、日本對飛機(jī)機(jī)翼試驗(yàn)的加載方法進(jìn)行了初步的研究，但公開報(bào)道很少，國內(nèi)進(jìn)行了不同加載方式的研究。某強(qiáng)度試驗(yàn)室進(jìn)行了一次該無人機(jī)機(jī)翼的帶外掛飛行試驗(yàn)，采用的常規(guī)加載方法，翼尖位移變形的試驗(yàn)結(jié)果與理論值誤差為-20%。由于加載誤差偏大，通過對加載方法的分析得出這種加載設(shè)備固定的加載方式運(yùn)用于小展弦比機(jī)翼試驗(yàn)是可行的，但用于大展弦比的機(jī)翼試驗(yàn)時(shí)，由于機(jī)翼變形量大，會(huì)產(chǎn)生試驗(yàn)加載載荷與實(shí)際飛行狀態(tài)載荷誤差大的情況，且機(jī)翼變形越大，載荷偏差也越大。加載誤差來源是機(jī)翼大變形引起加載方向發(fā)生變化，當(dāng)加載方向與翼面不垂直的時(shí)候，加載載荷會(huì)向翼面及其垂直平面分解，會(huì)造成載荷失真及產(chǎn)生附加力矩，影響試驗(yàn)準(zhǔn)確性。在機(jī)翼變形后，對加載載荷進(jìn)行分析發(fā)現(xiàn)，F(xiàn)分解為兩個(gè)力F1和F2，F(xiàn)1為垂直翼面分力，F(xiàn)2為平行翼面分力，如圖1所示。通過分析可得，此時(shí)用F對機(jī)翼進(jìn)行加載，加載誤差大，影響試驗(yàn)的準(zhǔn)確性。機(jī)翼變形量與加載載荷的關(guān)系如圖1所示。

圖1 機(jī)翼變形載荷分析

通過分析固定加載誤差，結(jié)合劉興科等[10]在全尺寸飛機(jī)靜力試驗(yàn)中，采用簡化的特征載荷加載方式，即在100%限制載荷位置保證加載載荷與翼面垂直的預(yù)偏加載方法，再次進(jìn)行了一次飛行載荷試驗(yàn)，試驗(yàn)結(jié)果顯示翼尖位移變形的誤差為14%，加載誤差仍然較大。最大載荷預(yù)偏分析如圖2所示，通過分析受力情況可得，預(yù)偏加載從剛開始會(huì)產(chǎn)生F1和F2兩個(gè)分力，會(huì)對機(jī)翼受載產(chǎn)生影響。此種方法對于小變形加載具有一定的作用，但對于此次試驗(yàn)滿載情況機(jī)翼變形量為1 250 mm時(shí)，若采用特征載荷預(yù)偏，會(huì)導(dǎo)致從初始加載位置起加載誤差大，且加載誤差會(huì)不斷持續(xù)和累加，導(dǎo)致加載精度無法保證。

圖2 最大載荷預(yù)偏分析

陳建國[11]設(shè)計(jì)了一種高位擺梁隨動(dòng)加載機(jī)構(gòu)(如圖3所示)，該機(jī)構(gòu)通過位移作動(dòng)筒推動(dòng)擺梁擺動(dòng)實(shí)現(xiàn)載荷動(dòng)態(tài)加載，運(yùn)用于飛機(jī)襟縫翼收放功能試驗(yàn)具有很好的效果。并提出這種方法可推廣運(yùn)用于飛機(jī)升降舵、方向舵、副翼等操縱面收放功能試驗(yàn)的隨動(dòng)加載系統(tǒng)研究。

圖3 高位擺梁隨動(dòng)加載機(jī)構(gòu)

周棟等[12]設(shè)計(jì)了一種基于杠桿原理的起落架試驗(yàn)隨動(dòng)加載裝置，該裝置利用杠桿平衡，將正確載荷施加在杠桿的一端，從而消除加載中心移動(dòng)產(chǎn)生的附加彎矩，該裝置特別適合運(yùn)用于某型飛機(jī)主起落架的試驗(yàn)。并指出此機(jī)構(gòu)基于杠桿原理的加載裝置解決了隨著加載點(diǎn)變化施加垂直載荷引起的附加彎矩問題，已經(jīng)應(yīng)用于某型飛機(jī)起落架試驗(yàn)中，具有重大的現(xiàn)實(shí)意義。

龐寶才等[13]研究了一種可動(dòng)翼面的隨動(dòng)加載方法(如圖4所示)，基于力的等效原則，采用單點(diǎn)雙作動(dòng)筒從兩個(gè)方向?qū)攣韺?shí)現(xiàn)載荷的動(dòng)態(tài)變化，且該裝置應(yīng)用于一種民用飛機(jī)剛度試驗(yàn)，取得了良好效果。并指出單點(diǎn)雙作動(dòng)筒布置于機(jī)翼加載翼面下部，作動(dòng)筒底部通過底座鉸鏈連接，通過雙作動(dòng)筒收放控制調(diào)節(jié)保證合力載荷的大小和方向，從而實(shí)現(xiàn)載荷實(shí)時(shí)垂直于翼面加載。

圖4 對頂?shù)刃щS動(dòng)加載機(jī)構(gòu)

2 加載要求及模擬分析

在機(jī)翼試驗(yàn)的加載過程中，為了消除加載誤差，最準(zhǔn)確的方法是加載方向和載荷大小隨機(jī)翼變形而實(shí)時(shí)變化，加載方向要始終垂直于翼面，如圖5所示。

圖5 加載載荷與翼面動(dòng)態(tài)垂直

本文應(yīng)用Patran對試驗(yàn)機(jī)翼進(jìn)行有限元模擬分析，建立包括試驗(yàn)件和邊界條件的有限元分析模型，對機(jī)翼結(jié)構(gòu)受載過程的變形情況進(jìn)行分析，更直觀地呈現(xiàn)機(jī)翼結(jié)構(gòu)的彎曲變形，可作為機(jī)翼結(jié)構(gòu)強(qiáng)度剛度性能設(shè)計(jì)的依據(jù)，同時(shí)可為試驗(yàn)總體設(shè)計(jì)提供理論支撐，從而避免試驗(yàn)過程中由于機(jī)翼變形可能造成的機(jī)翼與設(shè)備干涉、碰撞、損壞等問題。分析時(shí)，將機(jī)翼內(nèi)段與機(jī)身連接結(jié)構(gòu)進(jìn)行約束，用于模擬機(jī)身對機(jī)翼的支持，在機(jī)翼表面施加等值Force用于模擬飛機(jī)所受的飛行載荷，通過有限元分析可見，機(jī)翼變形示意圖如圖6所示，機(jī)翼滿載變形量如圖7所示。

圖6 機(jī)翼模擬變形

圖7 滿載情況機(jī)翼變形

從圖6～圖7可以看出：機(jī)翼整體變形從內(nèi)段到外端逐漸增大，變形幅度與機(jī)翼展向位置呈正相關(guān)，機(jī)翼翼尖變形量最大，翼尖變形數(shù)值為1 250 mm，機(jī)翼各肋截面的變形量如表1所示。將飛行載荷下機(jī)翼變形量與機(jī)翼展向關(guān)系近似看作二次曲線，如圖8所示。

表1 機(jī)翼各肋截面的變形與展向站位關(guān)系

圖8 機(jī)翼變形與展向站位關(guān)系

假設(shè)機(jī)翼變形與展向關(guān)系近似看作二次曲線時(shí)，由二次曲線z=Ax2+Bx+C，得

(1)

二次曲線任一點(diǎn)切線

K=2Axn+B

(2)

二次曲線上任一點(diǎn)切線和法線斜率K′關(guān)系：K·K′=-1，所以

(3)

式中：n為試驗(yàn)加載的級(jí)數(shù)(n取1,2,3,…,n)；z為機(jī)翼變形后機(jī)翼翼尖M點(diǎn)對應(yīng)的垂直位移；x為M點(diǎn)的展向站位；A、B、C為曲線未知常數(shù)；K為二次曲線在M點(diǎn)處的切線；K′為K的垂線，與x相交與N點(diǎn)。

由于該機(jī)翼試驗(yàn)時(shí)左右機(jī)翼為對稱載荷，以BL=0處為對稱軸線，該二次曲線的對稱軸為x=0，所以式中B=0，而該曲線過原點(diǎn)，所以式中C=0，由翼尖M點(diǎn)在各級(jí)載荷下展向站位x與z可求得曲線常數(shù)A，也可求得直線ON距離。同理通過控制ON距離，實(shí)現(xiàn)K′與K實(shí)時(shí)垂直，從而保證加載過程中翼尖位置加載方向與翼尖弦平面的垂直狀態(tài)。

3 隨動(dòng)加載方法

針對該機(jī)翼試驗(yàn)的翼面載荷加載要求和理論模擬分析結(jié)果，結(jié)合隨動(dòng)加載系統(tǒng)研究現(xiàn)狀，本文開發(fā)出一種新的雙作動(dòng)筒推動(dòng)隨動(dòng)加載系統(tǒng)。該隨動(dòng)加載主要包含兩部分內(nèi)容：一是位置跟蹤，二是動(dòng)態(tài)加載。基于計(jì)算機(jī)輔助設(shè)計(jì)建立機(jī)翼試驗(yàn)數(shù)模，從翼面結(jié)構(gòu)和滿載典型工況分析其運(yùn)動(dòng)范圍，結(jié)合該試驗(yàn)5%限制載荷級(jí)數(shù)加載要求，將整個(gè)加載分為20個(gè)典型的飛行狀態(tài)點(diǎn)，再建立其隨動(dòng)加載載荷函數(shù)，根據(jù)每一級(jí)采集實(shí)測的翼尖變形量計(jì)算出隨動(dòng)系統(tǒng)應(yīng)該調(diào)整的位移和角度，保證每一級(jí)加載載荷垂直于翼面，從而進(jìn)行載荷的隨動(dòng)加載控制。該隨動(dòng)加載系統(tǒng)初始位置如圖9所示，此時(shí)載荷為0，機(jī)翼無變彎曲變形。當(dāng)試驗(yàn)開始進(jìn)行，隨著載荷值級(jí)數(shù)增加，機(jī)翼開始彎曲變形如圖10所示。

圖9 隨動(dòng)加載初始位置

圖10 隨動(dòng)加載彎曲變形

由幾何關(guān)系計(jì)算，此時(shí)有函數(shù)：

(4)

由式(4)可得

(5)

所以

(6)

式中：β為機(jī)翼彎曲變形偏轉(zhuǎn)角度(變量)；H為地面位移傳感器測量位移值(變量)；i為逐級(jí)加載級(jí)數(shù)，為5、10、15～90、95、100共20個(gè)數(shù)值；L為左側(cè)機(jī)翼長度值(常量)；x為移動(dòng)滾輪位移量，即隨動(dòng)作動(dòng)筒伸縮量(變量)；C為機(jī)翼安裝高度距5 m壓梁的距離(常量)。

通過式(6)，根據(jù)機(jī)翼翼尖彎曲變形量在加載載荷下向上彎曲變形實(shí)測數(shù)據(jù)H可逐級(jí)計(jì)算得移動(dòng)滾輪移動(dòng)量x，再通過井架上方隨動(dòng)作動(dòng)筒伸縮量控制移動(dòng)滾輪滑動(dòng)，整個(gè)加載系統(tǒng)包括加載作動(dòng)筒實(shí)現(xiàn)了x向的實(shí)時(shí)位置變化，從而實(shí)現(xiàn)載荷方向的傾斜變化，使加載方向?qū)崟r(shí)垂直與翼面，從而實(shí)現(xiàn)機(jī)翼載荷的隨動(dòng)加載。

4 工程試驗(yàn)

4.1 試驗(yàn)現(xiàn)場

試驗(yàn)現(xiàn)場如圖11設(shè)計(jì)并搭建，試驗(yàn)支持夾具模擬機(jī)身對機(jī)翼的支持，上部通過六個(gè)翼身連接交點(diǎn)與試驗(yàn)件相連，試驗(yàn)支持夾具下部固定在地軌上，在試驗(yàn)件上方搭建井架用于試驗(yàn)加載、機(jī)翼扣重平衡，作動(dòng)器、載荷傳感器、杠桿扣重等。試驗(yàn)載荷按要求以5%一級(jí)，根據(jù)隨動(dòng)加載載荷函數(shù)，逐級(jí)加載至100%載荷。機(jī)翼的扣重采用 “三點(diǎn)式”分布，即將左右機(jī)翼重心重量分別分布至三點(diǎn)，共六點(diǎn)進(jìn)行聯(lián)合扣重。作動(dòng)器、載荷傳感器、杠桿等加載設(shè)備的扣重采用隨動(dòng)扣重，即加載設(shè)備的稱重量通過每級(jí)載荷方向與豎直方向夾角β(機(jī)翼彎曲變形偏轉(zhuǎn)角度)的幾何關(guān)系求得。

圖11 試驗(yàn)井架安裝

4.2 試驗(yàn)組成及情況

試驗(yàn)系統(tǒng)分為五大系統(tǒng)，包括隨動(dòng)系統(tǒng)、支持系統(tǒng)、控制系統(tǒng)、采集系統(tǒng)、油壓系統(tǒng)等。隨動(dòng)加載系統(tǒng)組成為翼面帆布袋、多級(jí)杠桿系統(tǒng)、力傳感器、加載作動(dòng)筒、移動(dòng)滾輪、隨動(dòng)作動(dòng)筒、隨動(dòng)作動(dòng)筒固定座等結(jié)構(gòu)。該試驗(yàn)以100%限制載荷為試驗(yàn)載荷，具體加載為按5%限制載荷為一級(jí)分20次逐級(jí)加載至100%限制載荷，而隨動(dòng)加載系統(tǒng)在隨動(dòng)作動(dòng)筒控制下根據(jù)每一級(jí)翼尖變形量計(jì)算出的滑動(dòng)量實(shí)時(shí)調(diào)節(jié)加載系統(tǒng)的載荷位置和加載方向，使加載方向始終垂直與翼面，從而實(shí)現(xiàn)機(jī)翼載荷的隨動(dòng)加載，加載與卸載均逐級(jí)測量。

試驗(yàn)加載過程平穩(wěn)，雙作動(dòng)筒跟隨性良好，未出現(xiàn)超差、報(bào)警、卡滯現(xiàn)象等，機(jī)翼彎曲變形情況正常，無異常響聲。限制載荷試驗(yàn)卸載后，試驗(yàn)件無可視永久變形。

4.3 試驗(yàn)數(shù)據(jù)分析

該試驗(yàn)主要目的在于考核該隨動(dòng)加載系統(tǒng)加載過程是否可行、可靠；機(jī)翼上下壁板應(yīng)變變化是否平穩(wěn)；機(jī)翼翼尖變形是否正常；左右機(jī)翼變形是否對稱等問題，所以數(shù)據(jù)分析重點(diǎn)集中在機(jī)翼壁板應(yīng)變數(shù)值的線性度，機(jī)翼變形對稱性及機(jī)翼變形隨加載級(jí)數(shù)增加是否平穩(wěn)，以及機(jī)翼變形與理論分析的吻合性。

為了分析機(jī)翼壁板應(yīng)變線性度，選取機(jī)翼任意部分位置應(yīng)變數(shù)據(jù)進(jìn)行分析(如圖12所示)。機(jī)翼向上彎曲變形，所以上壁板壓縮變形，應(yīng)變?yōu)樨?fù)；下壁板拉伸變形，應(yīng)變?yōu)檎?/p>

圖12 應(yīng)變數(shù)據(jù)線性度

圖12中分別為機(jī)翼上、下蒙皮應(yīng)變，該結(jié)果與試驗(yàn)前期估計(jì)一致。根據(jù)應(yīng)變的線性度R2值為0.998和0.999，所以測試點(diǎn)應(yīng)變位測試數(shù)據(jù)線性相關(guān)系數(shù)優(yōu)于0.9，線性度良好，試驗(yàn)過程中應(yīng)變數(shù)據(jù)變化平穩(wěn)。

為了分析機(jī)翼變形對稱性，對左右機(jī)翼選取任意對稱位置的位移測試數(shù)據(jù)進(jìn)行對稱性分析，并給出對稱曲線，如圖13所示，其中左側(cè)1代表左機(jī)翼外段位移數(shù)值，左側(cè)2代表左機(jī)翼內(nèi)段位移數(shù)值，右側(cè)1代表右機(jī)翼外段位移數(shù)值，右側(cè)2代表右機(jī)翼內(nèi)段位移數(shù)值?？梢钥闯觯鹤笥易畲蟛钪郸ax=3 mm，左右機(jī)翼對稱測試點(diǎn)位移數(shù)據(jù)對稱性良好。

圖13 位移數(shù)據(jù)對稱性

為了分析機(jī)翼翼尖隨加載級(jí)數(shù)增加的變形情況，在加載過程中，從10%～100%逐級(jí)選取測量數(shù)據(jù)，將左右機(jī)翼翼尖處位移測試數(shù)據(jù)與理論計(jì)算數(shù)據(jù)進(jìn)行對比，如圖14所示，可以看出：Δmax=15 mm，與理論計(jì)算最大變形量1 250 mm相比，差1.2%，該試驗(yàn)位移曲線與理論位移曲線重合度高，試驗(yàn)結(jié)果理想。

圖14 翼尖位移與理論位移對比

為了驗(yàn)證飛行載荷情況下，機(jī)翼各肋變形量與展向站位的關(guān)系符合二次曲線規(guī)律，從而驗(yàn)證理論分析結(jié)果的正確性，選取左側(cè)機(jī)翼實(shí)測變形位移量與理論曲線進(jìn)行對比，如圖15所示，可以看出：機(jī)翼實(shí)測變形與理論計(jì)算吻合度高，數(shù)據(jù)變形趨勢一致，誤差小，試驗(yàn)數(shù)據(jù)理想。

圖15 滿載情況機(jī)翼變形量與展向站位關(guān)系

5 結(jié) 論

(1) 本文對大展弦比機(jī)翼試驗(yàn)隨動(dòng)加載系統(tǒng)進(jìn)行開發(fā)和試驗(yàn)應(yīng)用，該隨動(dòng)加載系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)了載荷方向與翼面弦平面的動(dòng)態(tài)垂直，試驗(yàn)加載過程平穩(wěn)，雙作動(dòng)筒跟隨性良好，未出現(xiàn)超差、報(bào)警、卡滯等現(xiàn)象，機(jī)翼變形均勻、無抖動(dòng)，應(yīng)變曲線符合要求。該隨動(dòng)加載系統(tǒng)的應(yīng)用可以為類似隨動(dòng)加載系統(tǒng)提供設(shè)計(jì)依據(jù)，具有較大的現(xiàn)實(shí)意義和應(yīng)用價(jià)值。

(2) 通過翼尖變形試驗(yàn)實(shí)測數(shù)據(jù)與理論研究進(jìn)行對比，實(shí)測數(shù)據(jù)和理論數(shù)據(jù)對比曲線吻合度高，數(shù)據(jù)變形趨勢一致，翼尖處位移誤差小。試驗(yàn)結(jié)果證明了模擬分析計(jì)算的準(zhǔn)確性，同時(shí)驗(yàn)證了該試驗(yàn)方案的合理性，可以為類似飛機(jī)機(jī)翼設(shè)計(jì)提供參考意義。