C919飞机全机静力试验技术

郑建军，唐吉运，王彬文

中国飞机强度研究所 全尺寸飞机结构静力/疲劳航空科技重点试验室，西安 710065

C919飞机作为中国自主设计研制的首款大型民用客机，严格依照运输类飞机适航标准(CCAR25-R3)[1]开展设计和验证，标准中明确规定必须表明每一临界受载情况均符合强度和变形的要求。对于一款全新设计的飞机，表明强度和变形符合要求的最佳最直接的方法即进行验证试验。现代飞机研发通常采用积木式设计验证体系[2]，作为该验证体系最顶端的整机结构静强度试验是在一架全尺寸飞机结构上开展的，其对于验证符合性意义重大。

作为飞机研发过程中设计、制造、试验、试飞4大环节中不可或缺的第3棒，全机静力试验即对一架典型飞机在试验室通过主动施加外载荷的方式测试飞机在实际使用过程中可能受到的各种极限载荷及相应的安全系数。其主要目的有：按照型号合格审定程序验证飞机结构强度和变形满足运输类飞机适航标准中相关条款的要求；验证用于设计和分析的有限元模型及分析结果的正确性；验证飞机制造工艺满足结构强度设计要求；通过最终的极限承载试验测试飞机的强度裕度[3-4]。

全机静力试验技术即为完成全机静力试验项目而采取的试验方法和技术措施，其伴随飞机结构设计和验证而发展。早期的全机静力试验采用将飞机反吊，通过在机翼上施加重物的方法来测试飞机主结构的强度。随着飞机结构强度试验技术的发展，逐渐产生了在飞机表面粘贴传载介质作为承载节点[5-6]，通过杠杆系统[7]将多个节点按杠杆比例连接形成一个组合加载端点，而在加载端点后端通过液压加载机构实现主动加载的加载方法，使得加载载荷分布更准确，可考核的目标也更丰富。随着数字同步协调加载系统的诞生，通过闭环控制系统控制的多点协调同步加载方法使得全机静力试验的精度、速度、可靠性和安全性均得到极大提高[8]。与此同时，试验测量技术、分析技术的进步使得试验结果便于后期的分析和优化，而不必都开展代价高昂的破坏试验[9]。目前，全机静力试验已发展成为集数字设计[10-11]、加载[12]、控制[13]、测量[14]、分析[15]、液压、无损检测[16-17]、健康监测[18-19]、质量管理[20]、虚拟试验[21]、决策辅助[22]等多种学科的综合大型工程。

中国的全机静力试验技术师从苏联，从20世纪60年代开始发展，经历了多点人工协同加载控制阶段，其典型特征为两人一组，分布在各个加载点处，一人对加载结果进行读数并下达指令，另一人采用手摇液压泵推动执行机构的方法对试验件进行加载。其后随着国家自主设计研制型号的需求，静力试验技术也得到迅速发展，在试验设计[23-24]、液压加载[25]、试验控制[13]、试验测量[14]、无损检测[26-27]、健康监测[28]、决策支持、虚拟试验、质量管理[20]等多方面的技术和管理创新，使得目前的全机静力试验更准确、更安全、更可靠。通过多年的积累和发展，中国的全机静力试验多项关键技术上已达到国际先进水平。

以适航标准要求为主线，本试验团队解读了适航条款要求，提出了试验飞机验证构型，分析了试验特点及难点。从试验支持、加载及控制、测量及监控、损伤检测及状态监测等方面制定了总体技术实现方案。提出了多项创新技术，包含试验综合加载平台设计技术、约束点误差转移控制技术、机身双层地板双向加载及扣重技术等。

C919飞机首飞前全机静力试验的顺利完成表明结构强度满足首飞安全要求，给C919飞机结构强度颁发了首张通行证，为首飞提供了必要条件。同时，C919飞机作为国家大飞机战略的重点型号，全机静力试验也为中国民机事业的发展做出了重要贡献。

1 试验特点及难点

1.1 适航符合性要求

按照中国民用航空规章有关规定，申请运输类飞机型号合格证或申请对该合格证进行更改时，必须表明申请项目符合运输类飞机适航标准(CCAR25-R3)中适用的要求。且必须按照航空器型号合格审定程序(AP-21-AA-2011-01-R4)[29]开展验证并提供证据。

全机静力试验验证主要条款如表1所示[1]。

由于全机静力试验包含了飞机结构的主要和绝大部分，因此其天然带有真实的边界条件可用于其他辅助结构的验证支持，如全机活动翼面结构(襟翼、缝翼、副翼、扰流板、方向舵)、操纵支持机构、舱门、各类整流蒙皮等辅助结构的研发或验证试验也可在全机静力试验平台中实施。在飞机变形过程中，部分可动机构可能受到结构变形的影响而不能正常动作，这类工况也可以在全机静力试验中得到验证。

表1 全机静力试验验证条款[1]

1.2 试验验证构型

试验飞机是一架按照C919飞机生产技术要求和检验要求生产和检验的飞机，主要包含完整的机身、主翼面、垂直安定面、发动机吊挂等，活动翼面包含襟翼、副翼、缝翼、方向舵，其他如起落架、发动机、平尾及升降舵、翼梢小翼等采用假件。为了适应静力试验的特殊需求，试验委托方编写了全机静力试验飞机制造技术附加要求，用于规范与试验相关的零件及假件的制造。在试验前需提交试验件制造符合性声明，通过适航制造检查代表的制造符合性检查，取得适航标签。

1.3 试验难点分析

全机静力试验因其构型差异和单一架次的特点，导致每一型号的飞机全机静力试验都有其特殊要求，在C919飞机全机静力试验中，存在如下几方面主要技术难点：

1) 试验系统的综合性和可靠性。C919飞机首次在中国飞机强度研究所上海分部试验室开展静力试验，需要不断监控保证各新安装试验系统长期稳定可靠使用。随着多系统集成设计思想的发展，全机试验的系统综合性越来越复杂，需要更多的技术投入研究其可靠性，保障试验安全可靠进行。试验室特殊的地理环境要求对高湿度高盐度及复杂电磁环境下试验系统的可靠性进行深入研究，确保各系统稳定可靠运行。

2) 试验准备及实施的快速性。在型号快速研发的大背景下，全机静力试验的快速、准确、成功完成对型号研发意义重大。需要从试验规划、系统创新、技术点攻关等多角度全方位梳理试验流程，在关键技术上重点突破，谋求以最快的速度完成试验准备及试验实施。

3) 边界条件模拟及约束系统设计。边界条件模拟关系到试验飞机加载的准确性，约束系统的设计决定边界的可控维度及试验飞机姿态的可控性和稳定性。传统上采用基于刚体的全机静力试验约束设计，一般在飞机的3个起落架上设置位移固定六自由度静定约束。C919飞机主起落架固定于机翼后梁上，主结构受载后主起落架轮芯中点与飞机重心存在一定的相对位移，需要考虑此位移下试验飞机姿态控制及边界条件准确模拟的技术方案，消除约束点相对变形对飞机姿态的影响，同时通过理论分析准确反映全机姿态误差及加载误差累积。

4) 机身准确加载及扣重系统设计。全机静力试验机身加载通常采用胶布带施加，此种技术成熟可靠，但也存在局部框载的加载精度不高、频繁换装既不经济又浪费时间等问题，此外，大面积粘贴胶布带也不便于试验检查。需研究新型机身加载及扣重技术，以解决上述问题。

2 总体技术实现方案

试验总体技术方案主要包含试验飞机支持、试验加载、试验控制、液压动力、试验测量、试验监控、决策支持、损伤检测及试验飞机状态监测方案等。总体方案的制定决定了后期将要采用的所有主要技术实现途径，对项目实施起着宏观规划、总体协调的作用。

2.1 试验飞机支持

支持一方面用于保证在停机状态下飞机的固定以便于机上作业，另一方面在试验过程中用于各类误差的平衡及飞机姿态的调整以保证飞机总体坐标满足试验需要。根据试验工况及考核目标的多样性，采用了3种六自由度静定姿态可控试验支持，分别是：全机悬空支持，用于全机除起落架连接试验以外的所有试验工况飞机的支持，示意图见图1；前起落架连接区试验支持，主要用于前起落架连接区试验支持；主起落架连接区试验支持，主要用于主起落架连接区试验的支持。每种支持都提供实时载荷反馈，用于监测试验飞机及其上各类设备的载荷分布。便于及时了解试验飞机重心位置，做出及时且必要的控制，保证机上作业安全。

图1 全机悬空支持示意图Fig.1 Illustration of full-scale aircraft suspension

2.2 试验加载及控制

全机性试验载荷分布复杂，试验节点多，各处结构特点及承载能力均不一样，应根据结构及载荷特点选用合适的加载方式进行加载，但无论何种连接形式，其后端一般都串联液压作动器以实现闭环可控协调加载。在C919飞机上选用的加载方式有胶布带-杠杆系统加载、机身双层地板双向加载、拉压垫/卡板加载、撬杠加载、加载接头加载、专用加载等加载方式。各类加载方式在加载的某一机械环节中都串联有一液压作动器和载荷传感器，液压作动器通过电液伺服阀控制高压液压油的流向实现载荷的施加，载荷传感器在加载中实时反馈载荷施加结果，二者通过控制系统实现载荷的闭环精确协调加载。为作动器提供能源的高压液压油来源于3组600 L/min的液压泵，通过液压管道同时为所有液压作动器提供动力源。全机静力试验最多将会采用107个液压作动器同时加载，而保证这些液压作动器同步协调加载的控制设备是MTS FlexTest 200加载控制系统，其同步协调控制达160通道，控制系统误差小于1%。在控制精度上，可控端点误差小于1%Pmax(Pmax为该点最大试验载荷)；同时，试验控制系统设有静态超差限、动态超差限和限制载荷限等多重保护限，不同的超差对应不同的处理方式，多重保护既可以保证试验的顺利进行，又最大限度地保证了试验安全。在故障诊断方面，控制系统具有故障数据回收功能，可回收故障前后各10 s的数据。

2.3 试验测量及监控

试验加载时需要同步采集各传感器试验数据，全机静力试验的试验测量主要是应变测量和位移测量，全机已粘贴应变片15 636片，根据同步测量需求配置HBM数据采集系统，同步测量通道可达12 000通道，位移传感器布置点超过200个，采用ST18数据采集系统，同步位移测量点最大80通道。具体各工况测量数根据该工况考核目标及分析结果综合制定。特殊工况可增加红外激光位移传感器、压力传感器和声源识别传感器等特殊传感器，用于辅助决策。为了全方位记录试验信息，除基本的测量数据外还有直观的音视频数据，全机共布置22路常开摄像头，覆盖飞机内外主要部位，可为事后回查提供重要的音视频资料，同时，在某些试验工况中还可单独增加摄像头，用于关键部位的视频录制。为了快速响应试验中出现的各种现象，采用一套多信息源决策支持系统，最大可将16路数字信号融合并通过中央显示大屏同时显示多达8路关键信息，在试验过程中，试验指挥及其他决策者可通过该决策中心观察到各类试验信息而无需移步各岗位或通过其他的通讯方式获得该类信息，从而可大大提高决策效率，降低试验风险。根据试验室地理位置和环境的特殊性，采用了一套防潮防盐雾腐蚀设备保护装置，保证所有电子设备在复杂自然环境下长期安全可靠运行。采用全机及全部电子设备分别接地的方法降低电磁干扰，提高试验和测量可靠性。

2.4 损伤检测及状态监测

为保证试验件满足试验要求，需对试验件进行损伤检测，损伤检测分2个阶段，试验飞机移交时的全面无损检测和每项试验前考核部位的无损检测，主要目的是确认试验件持续满足试验要求的状态。针对不同的材料需要采用不同的无损检测方法，对于金属结构，采用目视、渗透、着色等检测方法，对于复合材料结构，采用多种类型的超声检测方法。在试验中和试验后也需要开展无损检测，以验证试验件在试验过程中和试验后状态是否一致。同时，在试验过程中还将借助应变/位移数据、力传感器数据等各类数据为试验飞机状态提供决策支持。

3 试验新技术

3.1 试验综合加载平台设计技术

综合加载平台集成加载、液压、扣重、测量、检查、照明等多个试验分系统，是在一体化承载框架基础上发展起来的综合性试验平台。平台在考虑飞机进场便捷性的同时，将试验基础系统统一规划，统筹协调，在试验设计时即体现所有试验系统的相互关系并彼此迭代协调，现场实施时随主框架同步一次安装就位并应用于试验全过程。

3.1.1 试验系统快速准备设计技术

一体化承载框架作为全机静力试验中最重要的承载基础，其面积广、重量大，需要考虑各种承载形式和位置，往往需要耗费大量的精力。传统框架都是在飞机进场后再开始安装，这样的设计理念存在诸多不足：一方面飞机进场就位后在飞机四周开展大规模多工种基础设施安装存在巨大的安全风险；另一方面，试验基础设施的准备周期很长，这样的作业安排将会耗费大量的时间，甚至严重影响首飞。

如在飞机进场前即完成大量的基础设施安装工作，无疑对于解决上述两个问题有很大的帮助。但如此一来就需要解决飞机整机如何进场就位及系统安装分隔界面等问题。为此提出了试验系统快速准备设计技术，研发了相应结构，形成了作业流程。

1) 快速进场功能设计及进场方案制定。结合试验厂房空间布局及试验飞机摆放位置，确认飞机进场路线。根据飞机进场时的高度和姿态，确认加载框架与飞机结构可能干涉的部位，在框架干涉部位上设置便于操作的折叠机构，使得干涉区域内的框架结构可短时间内收起，以释放进场空间，待飞机通过后再恢复安装框架支柱。飞机进场状态下仅影响小部分框架架构及系统的安装，其余大部分结构都可在之前准备就绪。根据进场顺序设计进场路线、折叠顺序、恢复安装步骤等工序，形成进场方案。试验飞机快速进场方案示意图见图2。

2) 框架结构优化设计。在原有的单柱钢框架体系基础上优化设计研发了大跨度、大载荷框支桁架柱结构体系，确保了大跨度下框架结构的整体性和稳定性。优化了发动机部位框架主支柱的结构形式，使得结构更简单，功能更实用。在进场干涉区域框架上部设计辅助斜撑和横梁，增加飞机进场时框架的强度和稳定性。增加人机工程学设计，在三维实景中体现作业场景，优化作业环境，提高作业安全性和便利性。

图2 试验飞机快速进场示意图Fig.2 Image of aircraft rapid approach positioning

3) 多状态结构强度分析。采用多种强度校核工具同时对框架在不同状态下的结构强度、刚度及稳定性进行分析，主要包括各种工况下最大承载状态和飞机进场时框架折叠状态。每种计算工况均叠加框架自重及设备重量，确保各状态下的强度、刚度和稳定性满足要求。

3.1.2 多系统集成设计技术

大型飞机结构全机静力试验是一套包含数个子系统的复杂系统，传统的试验方式仅将各子系统简单叠加，试验现场各子系统各司其职，系统间的交互协调较少，这样的方法虽能完成试验，但往往导致现场混乱，各类设备管线交叉压叠，各工种作业相互干扰，现场进度常常无法保证，同时也容易出现质量问题，为规范现场管理，提高试验规范性，采用了多系统集成设计思想。具体步骤如下：

1) 权值分配，系统排序。将所有试验中参与的分系统列表，从安全性、使用频率、操作便捷性、干涉影响度等方面赋予各系统权值，根据权值加权结果分析各系统设计的先后顺序，逐一汇入试验系统。

2) 方案统筹，迭代推进。首先进行方案集成，各系统都使用点、线、面等形式代替实体模型，在同一个三维场景中实现各系统的整合，在叠加过程中往往后续系统不可避免地与前系统发生干涉，此时则调整受影响系统的方案设计，迭代优化，直至所有系统均达到设计指标。

3) 细节优化，便捷安全。细节设计阶段，除满足各子系统需求的设计指标外，还特别注重各子系统操作的便捷性和全系统的安全性，各关键位置均增加了人体工程学设计，将虚拟作业人员在三维实体中进行空间和作业姿态协调，使得试验实施更加快捷高效。

试验综合加载平台效果图如图3所示。

图3 试验综合加载平台设计效果图Fig.3 Comprehensive test loading platform design rendering

多系统集成设计技术集成了承载系统、液压系统、扣重系统、测量系统、照明系统、监控系统、检查系统、电源系统等八大子系统，形成了以承载系统为基础的综合试验平台。各子系统的提前介入使得各子系统的可靠性得到提升，同时也大大降低了试验风险，试验调试一次成功率达到95%。

3.2 约束点误差转移控制技术

在最大垂直力着陆状态下，起落架将会承受巨大的着陆载荷，因此该试验工况需要在起落架处施加很大的试验载荷，而该工况同时也是一个全机工况，为保证安全，将全机约束也设置在起落架处，由此带来一个矛盾，一方面起落架连接区作为重要考核部位，起落架需要施加尽可能准确的载荷以得到准确的试验数据，另一方面全机约束的设置使得全机所有加载点的累积误差都将在起落架处平衡，因此起落架除承受理论载荷外还将叠加全机不平衡载荷，从而无法保证载荷的准确施加。因此，提出了约束点误差转移控制技术。

3.2.1 技术原理

闭环控制由控制系统、信号采集器和执行机构三大要件组成。控制系统实时采集传感器的信号，对比命令值后对执行机构发出执行指令，执行机构执行后改变传感器反馈，以此往复从而组成一个控制回路。全机静力试验的加载系统大多采用液压作动器作为执行机构，力传感器或位移传感器作为信号采集器，多点协调加载控制系统作为控制系统。一般每个液压作动器的执行端都直接串连一个传感器作为信号采集器而组成一个控制回路，但约束系统存在位移控制载荷监视或载荷控制位移监视两种模式时常相互切换的情形，为便于操作，设计上同时串联了位移传感器和载荷传感器两种信号采集器。在本文问题中，需要同时实现约束点位移的精确调整和载荷的准确施加，而约束点该方向只有一个执行机构，每一个执行机构只能与一个传感器组成控制回路，如果要同时控制这两个传感器的参数，可以从其他控制回路中借用一个执行机构，与约束点另一个传感器组成控制回路，而将被借用回路的传感器作为监视传感器。理论上，当精确控制约束点的位移和载荷后，约束点的累积载荷误差将转移至被借用回路的传感器端，从而在不进行大规模改变试验安装的情况下实现约束点处位移和载荷的精确控制。以主起落架航向约束为例，传统逻辑连接方法(下文称旧方法)和约束点误差转移逻辑连接方法(下文称新方法)对比如图4所示。

3.2.2 试验对比验证

对两种逻辑连接方法进行试验对比。旧方法按图4(a)控制逻辑连接，新方法按图4(b)控制逻辑连接，主起落架航向约束点作为技术试验部位，发动机航向加载点为误差转移点。

旧方法中起落架航向作动器与航向位移传感器组成控制回路，起落架航向载荷传感器不接入任何回路，仅被动监视载荷反馈，发动机航向作动器与发动机航向载荷传感器组成控制回路，施加发动机航向载荷。

新方法中起落架航向作动器与位移传感器控制起落架位移不变，将起落架航向载荷传感器的信号接入发动机航向作动器组成新的控制回路，在载荷谱中将发动机航向加载点的载荷更改为起落架航向理论载荷，此时发动机航向传感器未接入任何控制回路，试验中仅显示载荷反馈值。

按照相同的试验程序进行60%限制载荷的对比试验。两种方法试验加载过程平稳，起落架约束点的位移跟随性良好，位移误差持续保持在0.04%以内，说明两种方法对主起落架航向位移控制无影响，满足约束点位移控制精度要求。试验工况为对称结构对称载荷，两种方法60%限制载荷以内左右侧载荷误差的绝对值最大分别为268 N和404 N，说明两种方法中左右侧起落架载荷对称性良好，均满足对称性要求。

两种方法下左右主起落架航向约束点载荷误差曲线如图5所示。加载点误差值曲线如图6所示。

旧方法中，左右主起落架航向约束点载荷误差绝对值从0%限制载荷的275 N和19 N逐渐增加到60%限制载荷时的7 161 N和6 893 N，此时按照该点最大载荷计算的误差分别为22.0%Pmax和20.5%Pmax。虽然从误差的绝对值来看相较于全机总载荷和飞机结构的变形属于可接受量值，但根据1%考核点载荷施加精度要求，这种加载方式显然无法满足。

新方法左右主起落架航向约束点载荷误差均在±1%内波动，最大误差值为258.5 N，最大误差百分比为0.94%Pmax，满足加载精度要求。左右侧发动机航向反馈值与理论值比较误差绝对值从-166 N和-174 N逐渐增加至60%限制载荷时的6 941 N和7 345 N，按照发动机航向该工况最大载荷的误差计算分别为18.23%Pmax和18.91%Pmax，虽然误差值较大，但该工况下发动机及其连接结构为非重点考核部位，误差在本试验工况下仍可接受，另一方面发动机航向承载能力较大，该误差值不会对结构造成安全风险。

图4 两种控制方法逻辑连接图Fig.4 Logic connection diagrams of two control methods

图5 起落架航向载荷误差曲线Fig.5 Error curves of landing gear heading load

图6 加载点误差值曲线Fig.6 Error value curves of load point

3.2.3 结论及讨论

对比试验结果表明约束点误差转移控制技术在不改变原有约束点机械连接形式的情况下同步实现了约束点位移精确控制和载荷准确施加，在保证试验安全的情况下提高了重点考核部位的加载精度，大大提高了关键考核区域试验考核的准确性。

新方法并不会降低试验误差，而是将误差累积点从传统的约束点转移至承载能力较强且对试验结果影响较小的非重点考核部位。

新方法约束点载荷误差幅度虽满足小于1%的试验精度要求，但较其余加载点偏大，这是因为新的连接方式中作动器与载荷传感器之间串接了机体结构，对于闭环控制来说相当于在执行机构中间串联了一个弹性元件，降低了执行机构的灵敏度，从而导致该点控制性能下降。在其中的一次试验中试验飞机整体出现低频大幅振荡的情况，其原因是控制频率与系统固有频率重叠，导致共振现象，这一物理连接问题可通过调整控制参数加以解决。

3.3 机身双层地板双向加载及扣重技术

机身主要用于装载乘客和货物，主要载荷为客/货惯性载荷。真实受力情况下，客载和货载首先作用在客舱和货舱地板结构上，通过地板结构再传递到机身壳体结构。传统的加载方法通过胶布带直接将客/货载荷施加到机身两侧的壳体结构上，没有遵循载荷的真实传递路径，对客/货舱地板及其连接结构局部验证不真实，可能存在考核不充分的风险。试验飞机机身较大的自重和试验设备重量要求试验飞机采用常载扣重方法，传统上采用单独粘贴胶布带通过杠杆系统反配重的方法扣重，同样存在扣重传力不真实，局部过考核的风险。因此提出了机身双层地板双向加载及扣重技术，解决局部结构试验验证不真实的问题。

3.3.1 机身加载及扣重方案选取

在全机有限元计算时，载荷均按结构实际可能受载情况施加，计算结果反映的结构内力分布也更接近实际情况。但全机地面试验由于试验方法的限制，无法做到全机有限元计算的加载密度，必须进行简化。

机身主动载荷远大于扣重载荷，以机身加载为主要考虑因素。选择3种可实施的垂向加载方案，方案1为仅机身两侧蒙皮加载，方案2为单独机身客舱加载，方案3为客舱和货舱双层地板加载，以典型试验工况为基础进行有限元对比分析，并以全机有限元计算结果为基准，与3种机身试验加载方案有限元计算结果对比，选择与全机有限元结果最接近的加载方案。根据分析结果，方案3与全机结构考核更接近。其中机身49框弯矩计算结果对比如图7所示。

在扣重方案选取上，机身存在试验飞机结构重量和加载设备重量，根据方案3的机身加载方案，采用在机身加载设备垂向向上的加载方向上设计机身扣重结构的方案。这样,一方面不需要单独设计扣重系统与机身结构的连接节点，使得试验设备更简单；另一方面从传力路径上看，扣重载荷首先传递到加载设备上，加载设备重量扣除后，再传递并扣除飞机结构重量，对于载荷传递和试验考核更合理。

图7 机身49框弯矩对比[24]Fig.7 Comparison of bending moments of the 49th fuselage frame[24]

3.3.2 加载及扣重系统设计

根据机身各部位载荷特点，选取机身各部位考核最严重的工况作为该部位加载系统设计的载荷基准。对于机身连接节点，设置专用杠杆加载装置，将机身各框站位的垂向载荷施加在客舱和货舱地板结构上。每4个框设置一套加载装置，采用树形杠杆结构，包括加载拉杆、联合杠杆、客舱加载组件、货舱加载组件等部分。加载装置共设置5级杠杆，依据典型载荷分布各框客/货舱载荷各级杠杆力臂比。对加载装置各部件自由度进行分析，各级杠杆间合理选用球轴铰接、螺栓铰接、螺栓固接等连接方式，避免加载装置对试验件产生附加刚度影响，确保加载装置能跟随试验件变形并保持载荷分配准确。

在机身蒙皮上设置开孔，加载系统通过拉杆穿出机身外加载。在机身向上加载结构穿出机身蒙皮的拉杆后端设置载荷转换杠杆，杠杆上开3个连接孔，中间孔连接试验主动加载设备，两端接口连接滑轮扣重设备。扣重采用钢索通过大直径滑轮导向后连接到可调重量的配重托盘上，通过施加配重实现扣重。加载及扣重结构设计效果如图8所示。

图8 加载及扣重系统设计效果图Fig.8 Loading and deduction system design rendering

3.3.3 扣重系统摩檫力补偿

钢索-滑轮系统在承受高载荷后存在一定的静摩擦力，为减小摩擦力对试验加载精度的影响，采用实测摩擦系数补偿法。针对每一组扣重结构，在扣重系统连接机身结构端增加力传感器，按正常试验程序进行预试，使试验飞机产生与正式试验相同的变形趋势，在加载和退载过程中测量传感器实测载荷与理论载荷的差值并计算扣重系统整体摩擦系数，计算结果中各组扣重系统摩擦系数介于3%～5%之间。试验中按每组扣重系统的实际摩擦系数和变形趋势补偿或扣除相应重量，直至实扣载荷与理论值相等。

4 结 论

以适航标准要求为主线，分析了相关适航条款相关要求，提出了试验飞机验证构型及状态要求。分析了C919飞机结构特点及难点，从试验飞机支持、试验加载及控制、试验测量及监控、损伤检测及状态监测等方面制定了总体技术实现方案，试验结果表明采用的技术方案可行，试验过程可靠，试验结果可信，试验数据完整，达到了预期目标。其中新技术的应用在多方面为试验顺利高效完成做出了积极贡献。

通过集成创新形成了试验综合加载平台设计技术，优化了试验子系统的统一协调问题，使得试验现场整洁有序、安全便捷。通过应用创新形成了约束点误差转移控制技术，提高了重点考核区的试验精度。通过原始创新形成了机身双层地板双向加载及扣重技术，一次解决了所有试验工况在机身处的加载和扣重问题，并改善了局部框载的加载精度。

致 谢

全机静力试验是耗时费力的大型工程，本文的研究内容是中国飞机强度所试验团队、中国商飞上海飞机设计研究院强度试验团队、适航监管团队以及其他相关各方共同努力的结果，在此感谢团队成员为全机静力试验做出的贡献。此外，也感谢英国诺丁汉大学孙伟、李曙光两位教授在本文写作上的悉心指导和帮助。