机翼疲劳试验控制精度提升方法研究

(航空工业飞机强度研究所，西安 710065)

0 引言

依据中华人民共和国航空行业标准HB 1129T-2018及GJB 4441 飞机结构试验要求规定，疲劳试验载荷加载点的控制精度应不大于2%Pmax(最大设计载荷)。在过往的飞机结构疲劳试验中，控制精度都是依照2% Pmax的最低标准设置，而提高控制精度的尝试往往会引起试验速度降低，导致试验周期过长，试验资源被长期占用无法释放。

能否在不降低试验速度的基础上提高疲劳试验控制精度，或者说能否在可接受的试验速度基础上提高疲劳试验控制精度是值得探索研究的课题。

飞机结构疲劳试验[1-2]中，机翼作为主要考核部位，承载大、变形大，是触发疲劳试验误差超控制精度引起踏步保持而导致疲劳试验减速的主要部件。机翼疲劳试验控制精度提升方法的研究对其它飞机结构部件和全机疲劳试验结果具有较大的参考价值。

1 方案描述

以往多型全机和部件的疲劳试验过程[1-4]和数据表明，对于飞机结构疲劳试验这种多通道试验协调加载试验[3-4]，随着试验的规模越来越大，试验件的尺寸越来越大，试验件变形越来越大，受力越来越复杂，参与协调加载的通道不断增加。保证各加载点在载荷端点值的误差小于试验要求精度，是飞机强度试验的一个基本要求。为了实现这个要求，先到达端点值的加载点需要等待其它所有加载点误差回落到目标范围内才能够开始进行下一载荷谱加载执行。在这个工程中协调加载系统会自动降低试验速度来协调各个加载点的加载进程，甚至暂停加载来保证试验的精度质量，等待试验人员处理问题后才继续完成后续载荷的加载。因此对于多通道的协调加载试验，加载点的试验精度是影响疲劳试验速度的关键因素。而对于主要考核部位，同时又是变形最大的机翼，依据过往的试验经验，梳理出引起加载点误差大的原因主要有以下几个方面：

1)加载设备主要是作动筒及伺服阀与设计[7]载荷不匹配；

2)加载设备与试验件的连接有间隙，间隙使在加载初始与结束阶段的载荷命令不能迅速传递至试验件，导致力反馈无法迅速跟上载荷命令；

3)PID参数不合适；

4)振颤发生；

5)加载点之间的相互影响。

针对以上问题，将在试验中通过试验承载系统构建、加载设备精选、连接构件设计、PID调谐、震颤过滤、通道解耦等技术综合应用来逐一予以研究解决。

1.1 试验承载系统

试验件为金属-复合材料混合结构三角大翼面(含内、外侧副翼，前缘机动襟翼)。采用支持夹具将试验件支持于承力墙上，使机翼Z向向上，构造水平面距地面4 784 mm，具体承载系统[6]如图1所示。

1.2 加载设备配置

共设置了28个加载通道，作动筒、传感器、载荷如表1所示。其中：

1)设置了24个力控加载点，采用液压作动筒加载，用来实现疲劳强度试验的载荷加载控制；

2)设置了4个约束点，采用位控作动筒和约束撑杆约束，被动加载。主要作用是约束及监视试验件的位置，确保试验件处于合适的位置和姿态；

3)选择合适的压力传感器，使加载点的最大设计载荷处于传感器60%～80%量程之间，此区间为传感器线性最好的范围区间。同时保证传感器精度及有效期符合试验要求；

4)选择大小长度匹配设计载荷的作动筒，确保作动筒的长度行程符合试验运行要求，大小符合试验载荷需要；

5)协调加载系统采用MTS公司FlexTest 200。

参照设备手册参数配置的作动筒和伺服阀在实际应用中不一定满足理想，需要在PID调谐及其后续的各阶级依据实际的运行情况实时进行调整更换。所有的设备均应经过标检，精度符合试验要求且在有效期内。

FlexTest 200是美国MTS公司的多点加载试验系统，该系统能对试件进行多点协调加载，能很好地控制试验精度达不达到要求时不进行下一步操作来保证试验的质量安全，能够设置多重保护设置来保护试验件的安全。在航空、国防以及国民经济的各个部门有广泛的应用。机翼疲劳试验方案基于FlexTest 200进行实施，其中控制器、服务器置于专用机房，通过电缆与现场传感器及加载设备连接并交换处理信号。客户机安置于试验控制室通过交换机连接到服务器，使用AeroPro软件对试验进行加载控制。

试验设置加载端点值误差超过1%时，试验加载点静踏步等待，静踏步等待时间超过2 s，试验暂停，等待试验人员处理完毕问题后，继续后续加载。试验加载过程中误差超过2.5%试验加载点降低加载速度，动踏步等待。

各主动加载点安装最大设计载荷的110%设置载荷保护限制，在试验过程中出现异常情况导致加载点反馈超过载荷保护限制时，系统自动卸载卸压。

在每次加压运行试验前，需使用AeroPro系统对加载点传感器线路进行校验，确保命令与反馈信号通信可靠。

为了保证试验安全，另外配备了位移保护开关和现场应急按钮使试验出现异常情况使能够及时卸载卸压。

1.3 间隙消除

在飞机地面强度试验中常用的钢丝绳、胶布带连接方式。其工艺简单可靠，已应用多年，技术成熟，但这些软式连接方式在加载中存在天然不可消除的松弛-拉紧-松弛过程，而导致载荷传递不及时的缺点。试验方案摒弃了软式连接方式其并创新设计了一套硬式加载连接系统。

依据机翼结构部位和试验载荷状态的不同采用不同的连接加载方法。对于主翼面、前缘襟翼及内外副翼表面拉压双向载荷[5]，采用拉压垫-杠杆系统施加载荷。对于机翼挂点载荷，采用专用加载接头加载的方法来实现，它们的共同点是都属于硬式连接，使加载设备与试验件间没有间隙，从而保证载荷能通过加载系统即时施加到试验件，系统设计重点考虑了在载荷方向发生变化时，加载系统不会出现行程上的间隙。拉压垫-杠杆系统结构形式见图2。

1.4 PID调谐

在将作动筒连接到试验件前，需要对作动筒进行排气处理，避免作动筒由于腔中存在空气而引起加载过程不平稳。

各加载点与试验件连接完毕后先进行单点调试，所有点单点调试完成后再进行多点联调。

单点调试的目标是使反馈能够迅速响应命令。其中增益参数P是个关键，P值大，响应速度就快，但是过大的P值会导致系统发生振颤。通常试验人员因为担心在试验中发生振颤往往在调谐的时候，会期望调谐到一个满足加载曲线跟随性比较好、P值又较低的状态。在机翼疲劳试验方案中将尝试不断增加P值来得到最好的反馈响应，而当震颤发生需先用1.5节的方式对震颤进行处理，再增加P值，往复调试，直至无法再获得更优状态的临界值作为我们的应用参数值。而积分I值则尽量调的越小越好，只需能够消除稳态误差即可。最终获得比较好的加载曲线如图3所示。

表1 加载点明细

图2 拉压垫-杠杆系统

图3 3#点单点调试曲线

试验单点调试后进行多点联调，联调谱载荷为正式谱载荷的60%。在此阶段通过对所有加载点运行对较小载荷的试验谱解决连续运行时作动筒振颤，加载点踏步等问题，使各加载点在同时工作时能够平稳，协调，不互相干涉。

很多在单点调阶段设置好的PID[8-9]参数，多点联调时会出现不适用的情况，需要在联调过程中根据实际情况作出调整。而对实际运行情况达不到理论设计要求作动筒、伺服阀、传感器也需要在此阶段进行更换，来保证系统均处理符合实际运行的最佳状态。

1.5 振颤处理

在试验过程中出现振颤时，可以通过MTS公司的图形显示软件分析其振颤频率范围，然后使用滤波器[10]滤除频率信号来消除振颤。通常振颤信号都为高频信号，而正常载荷反馈信号为低频信号。所以一般情况下，使用低通滤波器即可达到目的。少数情况，需要使用带通滤波器。对于滤波效果好的通道，可以尝试进一步增加增益P值，二者相互配合可以达到良好的效果。

实在无法消除的震颤尝试降低P增益、修改阀抖动参数或者更换伺服阀、作动筒即可处理，如图4、图5所示。

图4 振颤发生

图5 振颤消除

通过多个通道滤波分析发现，大部分通道的滤波参数都是一样的，可以将这个参数作为通道的默认滤波参数来对进行设置。对于调试过程中没有出现振颤的通道，也可以通过滤波器来进行震颤预防，通道滤波器设置如图6所示。

图6 过滤器设置

1.6 通道解耦

在联调过程中发现，试验件上的多个加载点之间存在相互影响，这种影响通过试验件的变形相互传递，造成机翼变形大的加载点加载曲线较差，此时调整PID等控制参数，加载曲线未见明显改善。这种影响被称为交叉耦合，经典PID算法从理论上即无法消除加载点之间的耦合影响。

CCC(交叉耦合补偿)[11]技术是一种引入解耦的控制算法。即在控制回路中将其他加载点的误差引入到PID闭环控制回路中，设计一个补偿器已到达补偿耦合作用的效果，原理如图7所示。

图7 引入补偿器的控制回路

以两个液压作动筒为例，在闭环控制回路中加入补偿器，将控制器2的误差输入给控制器1，同时将控制器1的误差输入控制器2，所以交叉耦合补偿算法的本质是一个基于输入的前馈补偿控制，如下式所示：

所有加载点的补偿系数形成了一个交叉耦合补偿系数矩阵，对于不存在耦合现象的通道，补偿系数为0，补偿系数越大说明受到耦合影响越大。分析试验件加载在加载过程中耦合影响，合理设置。

不合适的交叉耦合系数会造成作动筒加载不稳定，引起作动筒非可控的伸缩，可能会伤害参试人员或试验件。为防止这种情况出现，使用交叉耦合系数主比例(Master CCC Span)来进行控制。当Master CCC Span为0时，交叉耦合系数矩阵不起作用。Master CCC Span值越大则交叉耦合系数矩阵的作用越大。在试验过程中Master CCC Span值从0开始，逐渐手动增加，试验人员密切观察参数变化引起试验性能变化的趋势并据此修改试验参数。

1.7 运行结果

准备完毕，按照设计的疲劳试验载荷谱，以设定的1%控制精度运行试验，在试验过程中逐级增加交叉耦合比例，观察试验加载曲线及运行速度的变化。为准确记录试验的运行，统计时间、行号统一从试验运行系统日志中提取，排除掉检查、启动、停止、暂停等影响计时的因素，只计算无间断连续运行的命令行和时间。从2018年6月-2019年4月，共跟踪了近半年的试验时间，统计结果如表2所示，精度对比如图8所示。

图8 试验误差前后对比图

对比试验谱的理论运行时间为：加载行每行运行时间为5 s，采集行每行运行时间为0.5 s，每一加载行对应一采集行。可以得到理论平均每行运行时间=(5+0.5)/2=2.75 s。

表2 运行时间统计表

由表2可得，在交叉耦合比率为0，即交叉耦合矩阵不起作用的情况下，其它参数优化到运行速度每行4.6 s后就基本无法再快了，而这个时间是理论时间的167%。

逐级增加交叉耦合比率，运行速度也逐渐加快，当交叉耦合比率为45%时，试验每行运行速度稳定达到了3.2秒，为理论运行时间的116%，大幅提高了最初运行速度，且此速度已经是比较理想的试验运行速度了。在试验中，当现场的某些点加载机构出现异常或者更换的时候，会导致试验速度突然变慢，而调节交叉耦合比率也没有明显的效果。对于这种情况，我们把交叉耦合比率改为0，然后重新进行调谐、再次生成新的交叉耦合矩阵，最终在交叉耦合比率为26的时候，我们得到最佳的运行时间2.97秒，仅仅为理论时间的108%。与运用交叉耦合补偿前的统计值相比较速度有了大幅度的提高。

而从图9可以看出，虽然FlexTest200协调加载系统设置了1%的试验控制精度，但在使用交叉耦合补偿方法前，抽取的连续50 000组加载值中仍然有少数端点值的误差超出了1%，甚至有极少数值超出2%。而使用交叉耦合补偿后几乎所有的端点值误差都收敛在1%以内，机翼疲劳试验精度得到了可靠的保证。由此也可指出，在高要求的强度试验中，交叉耦合补偿方法应该作为一种必要方法进行应用。

截止2019年4月21日，机翼结构疲劳试验共完成两周期，1 307 552行谱，获得了非常理想的试验效果，充分验证了试验方案，实现了试验的目标。

1.8 存在的问题

方案方法依赖硬式连接方式，需要针对不同的试验件设计拉压垫和专用的连接件。其维护成本和技术成熟度不如软式连接方式。

需要调试的参数比较多，调试过程花费的时间比较长，试验参数需要定期维护，对试验人员的技术要求更高。加载设备的变化、自然环境的变化，甚至试验长时间停止再恢复时，参数都可能需要重新调试。

试验方案仅仅适用于力控加载，不适用于位控点及充压点的控制。

在后面的试验中还需进一步验证综合了谱优化技术后，是否还能保证精度并进一步压缩疲劳试验时间。

2 结束语

随着试验规模的越来愈大，试验载荷越来越复杂，试验的要求也越来越高。协调加载试验不再仅仅是通过PIDF调节就能够实现目标。控制软件参数、加载设备设计、液气压管路设计都需要综合的进行统一的规划才能协调一致获得较好的应用效果。通用的拉压垫设计或专有的硬式连接构件将越来越多的替代软式连接方式在疲劳试验中发挥更大的作用。计算机控制人员需要对现场加载设备、试验件的承载受力方式有更多的了解才能够最大限度地发挥软件的调控功能。

在机翼结构疲劳试验中通过试验研究，极大突破了航标及国军标2%的疲劳试验控制精度基准，充分验证了在一

定条件下1%的试验控制精度也能够通畅快速地运行飞机结构疲劳试验。所采用的技术方案具有可移植性，能够为类似的试验提供方案应用依据。为飞机结构疲劳试验在试验设计，设备选型，运行调谐，参数维护等方面提供了参考及借鉴。方案结合谱优化技术可以作为飞机结构疲劳试验高质快速运行的研究方向进行进一步的探索。