劉振宇， 毛 爽

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

在飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度試驗(yàn)中,為了保證在運(yùn)動(dòng)狀態(tài)下試驗(yàn)件被施加的載荷及載荷方向都按照既定模式進(jìn)行變化，需采用隨動(dòng)加載方式進(jìn)行試驗(yàn)。多數(shù)的試驗(yàn)方案采用雙作動(dòng)筒方式實(shí)現(xiàn)隨動(dòng)加載，即一個(gè)作動(dòng)筒控制載荷方向，另一個(gè)作動(dòng)筒控制載荷大小。李小歡等[1]采用位控作動(dòng)筒控制加載作動(dòng)筒底座滑動(dòng)小車，實(shí)現(xiàn)了在大形變條件下機(jī)翼主翼面的法向載荷隨動(dòng)加載。針對(duì)類似于襟縫翼等活動(dòng)翼面，張柁等[2]通過位控作動(dòng)筒控制小車改變鋼絲繩的角度，并成功應(yīng)用到某型號(hào)擾流板操縱試驗(yàn)中。王鑫等[3]同樣采用力控作動(dòng)筒和位控作動(dòng)筒加載，解決了某型雙垂尾大變形加載干涉的問題。張柁等[4]采用單點(diǎn)雙力控作動(dòng)筒等效分解力載荷的加載方法，同時(shí)保證了力載荷施加的大小和方向。

上述技術(shù)方案主要實(shí)現(xiàn)了對(duì)飛機(jī)活動(dòng)翼面結(jié)構(gòu)強(qiáng)度的考驗(yàn)，但缺乏對(duì)活動(dòng)翼面支承結(jié)構(gòu)的考驗(yàn)。而適航規(guī)章FAR25 和CCAR25規(guī)定中大型客機(jī)全尺寸縫翼及其支承結(jié)構(gòu)的疲勞試驗(yàn)是飛機(jī)取證前必須要開展的疲勞試驗(yàn)。顯然在同一項(xiàng)疲勞試驗(yàn)完成對(duì)縫翼、縫翼支承結(jié)構(gòu)的考驗(yàn)，其試驗(yàn)數(shù)據(jù)比一分為二的試驗(yàn)更加真實(shí)且準(zhǔn)確[5]。為了實(shí)現(xiàn)此目標(biāo)，需要在雙作動(dòng)筒的方案基礎(chǔ)上構(gòu)建更為復(fù)雜的隨動(dòng)加載技術(shù)。在某大型客機(jī)全尺寸縫翼疲勞試驗(yàn)中，采用驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)驅(qū)動(dòng)縫翼及其支承結(jié)構(gòu)進(jìn)行偏轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)、控制系統(tǒng)驅(qū)動(dòng)作動(dòng)筒與縫翼同軸運(yùn)動(dòng)并施加載荷的技術(shù)實(shí)現(xiàn)了基于隨動(dòng)加載技術(shù)的全尺寸縫翼疲勞試驗(yàn)。

1 縫翼隨動(dòng)加載疲勞試驗(yàn)方案

隨動(dòng)系統(tǒng)由控制系統(tǒng)、驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)、隨動(dòng)框架及其他加載機(jī)構(gòu)組成，如圖1所示。驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)通過翼面驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)使縫翼翼面角度依據(jù)載荷工況不同而發(fā)生變化；控制系統(tǒng)驅(qū)動(dòng)位控作動(dòng)筒使加載點(diǎn)位置根據(jù)縫翼翼面角度變化同步運(yùn)動(dòng)；同時(shí)控制系統(tǒng)通過力控作動(dòng)筒對(duì)試驗(yàn)件施加對(duì)應(yīng)工況的載荷?？刂葡到y(tǒng)與驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)間通過信息交互保證試驗(yàn)過程中加載點(diǎn)與翼面之間的相對(duì)位置始終保持不變。

圖1 隨動(dòng)加載方案示意圖

2 試驗(yàn)件及其支持設(shè)計(jì)

2.1 試驗(yàn)件構(gòu)成

縫翼全尺寸疲勞試驗(yàn)的試驗(yàn)件包括1#、2#、3#、4#、5#縫翼及滑軌，縫翼結(jié)構(gòu)如圖2所示?？p翼傳動(dòng)系統(tǒng)、作動(dòng)器假件接口均與真實(shí)裝機(jī)件一致，支承及傳動(dòng)系統(tǒng)結(jié)構(gòu)如圖3所示。

圖2 縫翼結(jié)構(gòu)圖

圖3 支承及傳動(dòng)系統(tǒng)結(jié)構(gòu)圖

2.2 試驗(yàn)件安裝支持

傳統(tǒng)的襟縫翼試驗(yàn)通常將試驗(yàn)件單獨(dú)安裝在臺(tái)架或者機(jī)翼上。圖4為A380襟翼功能試驗(yàn)。圖5為某型飛機(jī)襟縫翼試驗(yàn)。

圖4 A380襟翼功能試驗(yàn)

圖5 某型飛機(jī)襟縫翼試驗(yàn)

本方案縫翼全部按照真實(shí)安裝關(guān)系安裝在翼身組合體右側(cè)機(jī)翼上，如圖6所示。翼身組合體采用機(jī)身前、后端蓋的約束方式，共設(shè)9個(gè)約束點(diǎn)，即垂向4個(gè)(前端蓋2個(gè)、后端蓋2個(gè))、航向1個(gè)(前端蓋)、側(cè)向4個(gè)(前端蓋2個(gè)、后端蓋2個(gè))，如圖7所示。這種安裝方式提供了比圖4、圖5所示的安裝方式更真實(shí)的試驗(yàn)場(chǎng)景，為試驗(yàn)數(shù)據(jù)可靠性奠定了基礎(chǔ)。試驗(yàn)中，右側(cè)外翼盒段作為縫翼試驗(yàn)件的支持需施加1g載荷，以提供1g變形作為縫翼結(jié)構(gòu)支持邊界。

圖6 試驗(yàn)件安裝示意圖

圖7 翼身組合體支持安裝示意圖

3 系統(tǒng)構(gòu)成

3.1 加載系統(tǒng)

本文根據(jù)縫翼定軸轉(zhuǎn)動(dòng)運(yùn)動(dòng)的特點(diǎn)，結(jié)合擺臂式隨動(dòng)加載方式[6-7]的技術(shù)優(yōu)點(diǎn)，并參考了文獻(xiàn)[8]中的組合式框架應(yīng)用，針對(duì)5段縫翼設(shè)計(jì)了5個(gè)相互獨(dú)立的擺臂式加載框架，如圖8所示。

圖8 加載系統(tǒng)圖

位控作動(dòng)筒控制隨動(dòng)框架與縫翼做同軸轉(zhuǎn)動(dòng)，安裝在隨動(dòng)框架上的力控作動(dòng)筒通過拉壓墊杠桿(如圖9所示)與縫翼連接并對(duì)其施加試驗(yàn)載荷。獨(dú)立的框架為試驗(yàn)設(shè)計(jì)、調(diào)試提供了快速迭代的可能。拉壓墊的硬式連接方式使載荷能夠更快地傳遞到試驗(yàn)件上。加載系統(tǒng)的設(shè)計(jì)也參考了張勇等[9]提到的地面模擬試驗(yàn)加載系統(tǒng)設(shè)計(jì)思路和方案。

圖9 拉壓墊杠桿圖

3.2 控制系統(tǒng)

控制系統(tǒng)是隨動(dòng)框架運(yùn)動(dòng)及載荷施加的主控系統(tǒng)?？蚣苓\(yùn)動(dòng)快慢、施加載荷的大小和速率均由其操控，并且控制系統(tǒng)需要保證所有加載點(diǎn)在相同的時(shí)間內(nèi)同時(shí)達(dá)到規(guī)定誤差內(nèi)的設(shè)計(jì)載荷。

控制系統(tǒng)保證試驗(yàn)在超出誤差或試驗(yàn)件承受的載荷超出限制時(shí)及時(shí)終止試驗(yàn)，從而保護(hù)試驗(yàn)件不會(huì)受到非正常的損傷。

3.3 驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)

文獻(xiàn)[5]中提出一種采用工控機(jī)的活動(dòng)翼面的驅(qū)動(dòng)方式，文獻(xiàn)[6]通過數(shù)字IO信號(hào)實(shí)現(xiàn)了翼面與隨動(dòng)框架的同步啟停。文獻(xiàn)[10]和文獻(xiàn)[11]在文獻(xiàn)[6]基礎(chǔ)上拓展了數(shù)字IO通信通道，使得隨動(dòng)框架與翼面的同步通信內(nèi)容更加豐富，能夠靈活處理偏轉(zhuǎn)過程遇到的各種狀況。本文結(jié)合了文獻(xiàn)[5]和文獻(xiàn)[6]以及文獻(xiàn)[10]和文獻(xiàn)[11]的特點(diǎn)構(gòu)建了一套驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)，驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)架構(gòu)如圖10所示。

驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)由試驗(yàn)控制計(jì)算機(jī)、動(dòng)力驅(qū)動(dòng)單元、驅(qū)動(dòng)控制器、力矩限制器、扭矩傳感器、扭力管組件、支撐軸承、作動(dòng)器、位置傳感器、齒條和小齒輪等部件組成。

驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)中的動(dòng)力驅(qū)動(dòng)裝置(Power Drive Unit,PDU)由電機(jī)、制動(dòng)器和減速齒輪箱組成，提供運(yùn)行時(shí)系統(tǒng)的驅(qū)動(dòng)功能和緊急制動(dòng)功能。PDU輸出端安裝有扭矩限制器，限制PDU的最大輸出扭矩。此外，PDU與最內(nèi)側(cè)縫翼作動(dòng)器通過柔性傳動(dòng)軸連接，降低系統(tǒng)卡阻時(shí)的沖擊載荷。在PDU輸出端還安裝了扭矩傳感器(Torque Sensor Unit,TSU)，用于對(duì)PDU輸出的扭矩進(jìn)行實(shí)時(shí)監(jiān)測(cè)。傳動(dòng)線系由扭力管組件(UJ&TT Ass)和支撐軸承(STB)組成，可將PDU輸出功率傳遞向各個(gè)旋轉(zhuǎn)作動(dòng)器(GRA)。GRA的輸出端連接小齒輪，小齒輪驅(qū)動(dòng)安裝在縫翼導(dǎo)軌中的齒條實(shí)現(xiàn)對(duì)縫翼的驅(qū)動(dòng)。在最外側(cè)兩個(gè)作動(dòng)器之間安裝翼尖制動(dòng)器(WTB)，執(zhí)行系統(tǒng)的緊急制動(dòng)功能。最外側(cè)旋轉(zhuǎn)作動(dòng)器的傳動(dòng)端安裝翼尖角度傳感器(PSU)，實(shí)現(xiàn)對(duì)系統(tǒng)的位置探測(cè)功能。

圖10 驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)架構(gòu)圖

系統(tǒng)中的馬達(dá)驅(qū)動(dòng)控制器(ACM)執(zhí)行PDU中電機(jī)和POB(Power-Off Brake，掉電制動(dòng)器)的控制和狀態(tài)監(jiān)控，通過總線接收試驗(yàn)管理計(jì)算機(jī)(Test Management Computer,TMC)的控制指令并將自身的設(shè)備狀態(tài)健康信息發(fā)送向TMC。TMC執(zhí)行系統(tǒng)的監(jiān)控和控制功能，根據(jù)PSU、TSU的測(cè)量信號(hào)產(chǎn)生運(yùn)動(dòng)控制指令和系統(tǒng)狀態(tài)信息，并控制WTB和POB的制動(dòng)、離合狀態(tài)；同時(shí)TMC與控制系統(tǒng)進(jìn)行實(shí)時(shí)通信，從而實(shí)現(xiàn)縫翼疲勞試驗(yàn)驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)與控制系統(tǒng)的同步控制。

4 同步方法

試驗(yàn)正常運(yùn)行時(shí)，采用主從應(yīng)答控制模式?？刂葡到y(tǒng)是主控制系統(tǒng)，負(fù)責(zé)實(shí)施載荷加載及隨動(dòng)機(jī)構(gòu)運(yùn)動(dòng)，并向驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)發(fā)出動(dòng)作指令；驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)是從控制系統(tǒng)，接收控制系統(tǒng)動(dòng)作指令，實(shí)施角度等參量的加載。系統(tǒng)之間的交互通信充分吸納了文獻(xiàn)[5]和文獻(xiàn)[6]中的交互模式，并在此基礎(chǔ)上增加了模擬信號(hào)的過濾與傳遞。

縫翼運(yùn)動(dòng)的啟停由離散量信號(hào)控制。其信號(hào)的設(shè)置參考了文獻(xiàn)[6]、文獻(xiàn)[10]和文獻(xiàn)[11]。在文獻(xiàn)[6]的基礎(chǔ)上豐富了信號(hào)的內(nèi)容，并通過多離散量疊加技術(shù)大幅減少了文獻(xiàn)[10]和文獻(xiàn)[11]中使用的離散量通道數(shù)。試驗(yàn)信號(hào)運(yùn)轉(zhuǎn)流程如圖11所示。

圖11 試驗(yàn)信號(hào)運(yùn)轉(zhuǎn)流程圖

在試驗(yàn)發(fā)生故障時(shí)，采用實(shí)時(shí)觸發(fā)的保護(hù)控制模式，即任一系統(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。

在運(yùn)行過程中，控制系統(tǒng)實(shí)時(shí)接收驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)的角度偏轉(zhuǎn)信號(hào)，并監(jiān)控隨動(dòng)框架與縫翼的角度差，以保證加載方向始終垂直于翼面的弦平面。在非偏轉(zhuǎn)過程中，控制系統(tǒng)采用正弦波加載，優(yōu)先保證加載的跟隨性。在偏轉(zhuǎn)過程中，控制系統(tǒng)采用斜波加載，優(yōu)先保證偏轉(zhuǎn)的線性。通過時(shí)間控制，保證縫翼和隨動(dòng)框架角速度一致。其難點(diǎn)在于位控作動(dòng)筒的伸長(zhǎng)量與框架偏轉(zhuǎn)角度對(duì)應(yīng)關(guān)系的線性化處理。

構(gòu)建隨動(dòng)機(jī)構(gòu)的幾何數(shù)學(xué)模型，可以得到隨動(dòng)機(jī)構(gòu)旋轉(zhuǎn)角度與位控作動(dòng)筒伸長(zhǎng)量的函數(shù)關(guān)系，即

(1)

式中：

(2)

式中：L為作動(dòng)筒伸出量；r1為作動(dòng)筒與隨動(dòng)機(jī)構(gòu)連接點(diǎn)到隨動(dòng)機(jī)構(gòu)轉(zhuǎn)軸的距離；r2為作動(dòng)筒轉(zhuǎn)軸在偏轉(zhuǎn)平面內(nèi)投影到隨動(dòng)機(jī)構(gòu)轉(zhuǎn)軸的距離；α為翼面偏轉(zhuǎn)角度；α0為0°時(shí)角度；h為作動(dòng)筒轉(zhuǎn)軸到偏轉(zhuǎn)平面的距離；L0為作動(dòng)筒初始長(zhǎng)度；d0為0°時(shí)作動(dòng)筒轉(zhuǎn)軸在偏轉(zhuǎn)平面內(nèi)投影到作動(dòng)筒與隨動(dòng)機(jī)構(gòu)連接點(diǎn)的距離。

依據(jù)試驗(yàn)中縫翼角度變化范圍(0°～ 26.5°)，通過模型仿真，獲取函數(shù)線性較好的區(qū)間參數(shù)作為隨動(dòng)機(jī)構(gòu)安裝的憑據(jù)。

使用式(1)配置安裝的5段框架與縫翼在30 s內(nèi)勻速同軸轉(zhuǎn)動(dòng)時(shí)角度隨時(shí)間變化的曲線圖如圖12所示。從圖12中可以看出，各曲線線性度好，同步誤差小。

圖12 偏轉(zhuǎn)角度同步圖

5 保護(hù)與運(yùn)行

隨動(dòng)加載試驗(yàn)過程中，試驗(yàn)件與加載機(jī)構(gòu)由兩套系統(tǒng)驅(qū)動(dòng)，且均處于運(yùn)動(dòng)狀態(tài)。一旦某個(gè)環(huán)節(jié)出錯(cuò)，極易發(fā)生事故。因此試驗(yàn)保護(hù)措施是從調(diào)試到運(yùn)行等所有試驗(yàn)環(huán)節(jié)需考慮的重要因素。

翼面?zhèn)鲃?dòng)裝置的故障由驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)監(jiān)測(cè)執(zhí)行，包括了偏轉(zhuǎn)超設(shè)計(jì)、扭矩過載、縫翼傾斜故障、通信故障及其他可預(yù)先辨知的故障。

加載系統(tǒng)的故障由控制系統(tǒng)監(jiān)控，包括位移超限、載荷超限、誤差超限、通信故障等可預(yù)先辨知的故障。

對(duì)于無法預(yù)知的故障，系統(tǒng)采用了軟硬兩種方式進(jìn)行保護(hù)。硬件方式為：在活動(dòng)翼面與可能發(fā)生觸碰的位置安裝外部機(jī)械開關(guān)，一旦觸碰，試驗(yàn)即停止。軟件方式為：采用了角度差監(jiān)控的保護(hù)方式，一旦角度差超過2°即采取保護(hù)措施。試驗(yàn)共設(shè)計(jì)了4類需監(jiān)控的偏轉(zhuǎn)角度，分別為控制系統(tǒng)理論計(jì)算偏轉(zhuǎn)角度、驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)理論計(jì)算偏轉(zhuǎn)角度、控制系統(tǒng)采集的實(shí)際角度、驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)采集的實(shí)際角度。通過對(duì)不同類別的偏轉(zhuǎn)角度計(jì)算角度差，就可以獲得豐富的角度差限保護(hù)方式。

截止目前，試驗(yàn)已經(jīng)順利完成了第一階段4012起落?；顒?dòng)翼面在試驗(yàn)過程中，五段縫翼的角度偏差未超過1°，同步性非常好。表1為載荷誤差表。截取了部分加載點(diǎn)連續(xù)運(yùn)行的加載載荷及其反饋誤差，其中所有的誤差均低于1%。1#點(diǎn)部分加載端點(diǎn)值的命令反饋曲線如圖13所示，可以看出，曲線的跟隨性及重合度很好，試驗(yàn)的加載精度非常高。

表1 載荷誤差表

圖13 1#點(diǎn)載荷曲線

6 多試驗(yàn)場(chǎng)景設(shè)計(jì)

疲勞試驗(yàn)的設(shè)計(jì)、調(diào)試和運(yùn)行往往是由不同的人員完成的，且疲勞試驗(yàn)通常運(yùn)行時(shí)間長(zhǎng)，人員變動(dòng)大。為了防止人為誤操作導(dǎo)致的事故，在本試驗(yàn)中增加了將運(yùn)行模式與調(diào)試模式分開的多試驗(yàn)場(chǎng)景設(shè)計(jì)。

試驗(yàn)正常運(yùn)行時(shí)，試驗(yàn)人員在只能瀏覽的場(chǎng)景下監(jiān)視試驗(yàn)的運(yùn)行轉(zhuǎn)態(tài)。圖14為試驗(yàn)運(yùn)行狀態(tài)圖。監(jiān)視界面中，無法對(duì)試驗(yàn)參數(shù)做任何修改。需要完成更多調(diào)整時(shí)，需要試驗(yàn)的設(shè)計(jì)人員調(diào)入調(diào)試場(chǎng)景，在調(diào)試界面中完成復(fù)雜參數(shù)編輯調(diào)試工作，如圖15所示。

圖14 試驗(yàn)運(yùn)行狀態(tài)圖

圖15 試驗(yàn)調(diào)試界面

7 結(jié)束語

與其他活動(dòng)翼面的隨動(dòng)加載試驗(yàn)相比較，本方案有以下突出優(yōu)點(diǎn)。

① 全尺寸縫翼安裝在飛機(jī)翼身組合體上，高度還原了實(shí)際應(yīng)用場(chǎng)景。疲勞試驗(yàn)對(duì)縫翼及其支承機(jī)構(gòu)的考核數(shù)據(jù)能夠?yàn)轱w機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度設(shè)計(jì)提供更精確的支持。

② 通過試驗(yàn)前模擬運(yùn)行，試驗(yàn)中信號(hào)過濾大幅提高了試驗(yàn)精度，尤其在同類試驗(yàn)中首次將同步偏差控制在1°以內(nèi)。

③ 首次采用軟件實(shí)時(shí)計(jì)算監(jiān)控試驗(yàn)件與隨動(dòng)平臺(tái)間角度差的安全保護(hù)方式，降低了同類項(xiàng)目采用機(jī)械防護(hù)的成本，同時(shí)提高了保護(hù)的靈敏度和可靠性。

④ 融入多場(chǎng)景設(shè)計(jì)，降低了疲勞試驗(yàn)人員輪轉(zhuǎn)造成的誤操作概率。

⑤ 運(yùn)行速度快，2021年9月29日在適航代表的目擊下試驗(yàn)正式開試，至2021年11月12日完成了4012循環(huán)疲勞試驗(yàn)。

⑥ 試驗(yàn)運(yùn)行平穩(wěn)、可靠性高，期間未發(fā)生任何試驗(yàn)干涉、卡死或其他由隨動(dòng)機(jī)構(gòu)引起的故障。

實(shí)踐證明本方案可行，技術(shù)可靠，具備了向同類型試驗(yàn)推廣應(yīng)用的條件。后續(xù)將在提高試驗(yàn)偏轉(zhuǎn)速度、壓縮試驗(yàn)疲勞試驗(yàn)周期、實(shí)現(xiàn)雙驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)閉環(huán)管理目標(biāo)等方面進(jìn)行深入研究。