一种高效的正常类飞机全机疲劳试验方法

吕万韬 熊 俊 赵新新

（中电科芜湖通用航空产业技术研究院，芜湖 241000）

0 引言

正常类飞机是CCAR-23 部中规定的9 座以下，最大起飞重量5 700 kg以内的非特技飞行的飞机。对于该类飞机机体结构疲劳性能的评定，AC23-13A建议的最可靠的验证方法是进行全尺寸飞机疲劳试验(以下简称全机疲劳试验)。

CCAR 23.571、CCAR 23.572 和CCAR 23.573 为正常类飞机适航需表明疲劳符合性的主要条款要求，对于破坏后会导致灾难性后果的结构，必须通过疲劳强度验证其能承受使用过程中预期重复载荷，或通过破损安全验证在某一主要结构失效后，剩余结构可承受规定的载荷，或对主要结构的损伤容限性能进行验证。对于复合材料结构，必须按损伤容限要求进行验证。

对于23 部飞机的研制，必须考虑其市场经济性，这就要求型号研制每一项工作都快速且经济，对于全机疲劳试验也是如此。

1 国内全机疲劳试验现状

对于正常类飞机疲劳验证要求，一般可以用分析、零部件疲劳试验、全机疲劳试验表明符合性，但只有全机疲劳试验在载荷、构型、边界条件等方面更接近真实结构。通常要求新机必须进行全机疲劳试验，通过全机疲劳试验暴露结构疲劳薄弱部位，验证分析方法的正确性，确定裂纹扩展寿命，从而制定主结构检修周期，进而表明对条款的符合性。

全机疲劳试验流程如图1所示，整个试验流程核心在于载荷谱的编制和加载方案的设计。载荷谱中载荷级数决定了试验周期的长短，加载方案决定了试验的复杂程度与规模。

图1 全机疲劳试验基本流程

目前，国内飞机疲劳试验使用载荷谱编制方法是直接利用相关规范提供的载荷谱数据与飞机的典型设计任务剖面结合起来编制。对于民机，首先按航线长短分为若干类，每类作为一个飞行剖面，每个飞行剖面细分为各个典型任务段，如地面滑跑、起飞爬升、巡航、下滑、着陆等等，将各量级载荷按实际情况分配至各个剖面及任务段，编制地-空-地谱。这种编谱方法，按预计的使用寿命要求，再考虑到分散系数，载荷总级数一般在104级以上，考虑到周期性的全机结构无损检测，以及可能出现的试验件损伤修理，试验总周期将持续数月甚至一年以上。

全机疲劳试验一般采用胶布带 杠杆系统进行加载，考虑全机结构内力的准确性，选择加载分布载荷，为确保各个工况结构内力偏差较小，对加载点进行分区，根据加载点分区确定作动筒数量。胶布带杠杆系统只能单向加载，如果载荷谱中有负载荷，上下翼面均需布置加载装置。对于地-空-地谱，需要加载地面载荷，在起落架加载点位置使用作动筒进行加载。

综上，开展型号全机疲劳试验，试验规模大，周期长，是型号研制中成本巨大的工作项之一。

2 CA42 飞机全机疲劳试验方法

CA42 飞机全机疲劳试验采用FAA 认可的DOT/FAA/CT-91/20 (General Aviation Aircraft-Normal Acceleration Data Analysis and Collection Project)中的规范谱进行全机疲劳试验谱编制，并且对疲劳试验载荷加载方式进行了简化。

3 DOT/FAA/CT-91/20

DOT/FAA/CT-91/20 包含对参与NASA VGH通用航空计划的77 种飞机获得的重复飞行载荷的分析和总结，同时提供了NASA VGH数据库中98种飞机的载荷谱数据，这些飞机按用途和发动机数量分为7 组，载荷谱数据拟合曲线可以用作谱原始数据或者外推谱基础数据。载荷谱分为机动谱和突风谱，谱曲线表示为每海里各级载荷出现的累积频率，数据概率90%，置信度95%，适用于23 部飞机的机体结构疲劳评定工作。

AC 23-13A中的附录1 也按飞机类别提供了6类规范谱，数据形式与DOT/FAA/CT-91/20 一致，但对于同类飞机，谱曲线过载增量因子(acc.frac.：)范围较DOT/FAA/CT-91/20 小，表明AC 23-13A认为这类飞机在使用过程中不会出现这部分高载，也说明DOT/FAA/CT-91/20 是相对保守的。

4 全机疲劳试验谱编制

CA42 型飞机为正常类双发飞机，依据DOT/FAA/CT-91/20，取双发通用飞机预计服役过程中典型任务剖面的加速度数据，并据此编制CA42 飞机全机疲劳试验载荷谱。取双发通用飞机突风和机动载荷谱中B基准(90%/95%)数据，如图2 所示，按负突风、正突风、负机动和正机动四种情况给出4 组数据，每组数据第一列为过载增量因子，第二列为每海里累积超越频次(N)，忽略规范谱原始数据中过载增量因子±0.6 以内的载荷，取补偿系数为1.1。

图2 DOT/FAA/CT-91/20 原始数据截取

CA42 飞机载荷谱编制相关基本数据：

平均空速 V=158 kts(6 000 ft，75%载荷)

检查周期 T=6 000 hrs

疲劳分散系数 f=3

低载裁剪系数 k0.6=1.1

限制突风过载 nLLF.g=3.86

限制机动过载 nLLF.m=3.8

过载n=1 时载荷比例 kLL.LLF.n=26.18%

谱载荷基础工况见表1。

表1 谱载基础工况

4.1 谱载荷计算

对正高载突风谱载荷各级载荷进行计算：

以第一级增量载荷因子0.6 为例，ng=2.716

CA42 飞机为全复合材料飞机，需要考虑不同环境影响系数ke(1.1、1.2、1.3)，和低载裁剪补偿系数1.1。

对各级载荷因子对应的过载及载荷进行计算，计算结果如图3 所示。

图3 正高载突风载荷计算

4.2 载荷级数计算

对正高载突风谱各级载荷频次进行计算：

图2 中N为在每海里的飞行中累积超越对应载荷增量因子的频次，以第一级载荷增量因子0.6为例，Npnm=0.210 11×10-3。

对于CA42 飞机，在一个检查周期内的全部飞行内载荷达到增量因子的频次：

出于试验中周期性检查的考量，将试验谱拆成A、B、C三组，第一级载荷每组超越累积频次分别为200、199、199，如图4 所示。

图4 突风谱及下分大组各级累积频次

CA42 飞机为全复合材料飞机，按CCAR23.573条款要求，全机疲劳试验需要考虑材料偏差和环境对复合材料的影响，因此在载荷谱编制时，将一个单组载荷近似等分为3 小组，分别考虑1.1、1.2、1.3的环境影响系数，将A组(200)拆分为66、67、67 小组。由于66 为载荷增量因子超过0.6 的累积总级数，其中包含了其他相对更高各级载荷，因此需要减去下一级增量因子的级数就能得到单这一级载荷(0.6≤＜0.65)的加载级数，如图5 所示。

图5 加载级数离散

按以上步骤，分别计算三个疲劳工况突风谱、机动谱的载荷和级数，各工况的A、B、C各组总级数见表2。

表2 谱载荷各组及总级数

4.3 试验谱编制

以A组为例，说明试验加载谱编制。

1)分别将正高载、正低载、负低载三个工况内突风谱和机动谱合并，并按载荷值从大到小进行排序。对于复合材料飞机，高载一般不会产生裂纹扩展迟滞效应，按此顺序加载对裂纹扩展影响不大，排序主要目的是对工况载荷进行截取。

2)载荷谱取正高载谱的高载区域，取正低载谱的低载区域，取全部负低载谱，这样可以保证载荷水平真实。截取正低载最后195 级载荷，与负低载194 级载荷按(+、-)顺序依次组合成195 级加载循环，即每个加载循环载荷峰值为正低载工况载荷，载荷谷值为负低载工况载荷。

3)截取正高载前365 级载荷，每级载荷与0 组成一个载荷循环。

4)将365 个循环的高载谱与195 个循环的低载谱组成A组试验加载谱，如图6 所示，B、C组处理方式类似，A、B、C三组总的加载循环数分别为560、558、558。

图6 试验加载谱

综上，CA42 飞机全机疲劳试验谱三组，总计1 676 个加载循环，代表6 000 飞行小时。

5 AC 23-13A载荷谱级数计算与对比

选择AC 23-13A附录1 中的双发非增压飞机突风谱和机动谱过载增量因子0.6 以上数据，进行谱级数计算，原始数据如图7 所示。

图7 AC 23-13A规范原始数据

按3.2 节载荷谱级数计算方法计算得到正负突风谱、机动谱级数见表3 所示。正载荷级数共计2 567 级，负载荷级数共计495 级，负载荷级数插入正载荷中，总加载循环以正载荷级数计为2 567 级。

对比DOT/FAA/CT-91/20，依据AC 23-13A规范谱计算得到的加载循环增加了891，增加比例达到50%，因此选择依据DOT/FAA/CT-91/20 编制疲劳试验谱能有效缩减试验周期。

表3 AC 23-13A规范谱载荷级数

6 加载方式

CA42 飞机为全复合材料飞机，需要按CCAR23.573 条要求开展全机疲劳试验，验证失效后会导致灾难性后果的结构的损伤容限特性。通过机体结构失效安全分析，破坏后会引起灾难性后果的结构主要包括机身、机翼翼梁、平尾等，因此选择加载方式时，要保证这类结构件的内力与飞行中真实受载情况一致，其余结构件的内力分布的准确性不做要求。起落架及起落架安装相关结构经失效安全分析认为损伤后不影响飞机安全，因此全机疲劳试验中不考虑地面谱；发动机安装支架按失效安全考虑，全机疲劳试验不重复考核。按以上原则，CA42 飞机选择在机身主动加载，机翼、平尾端部被动加载，左右主起落架、发动机安装架加载配平载荷，保证机翼根部扭矩。全机共计2 个主作动筒、4 个次作动筒，主作动筒载荷范围0 kN～50 kN，次作动筒载荷范围0 kN～20 kN。作动筒与试验件刚性连接，可以实现正反双向加载。被动加载点布置三向力传感器，其中机翼端部为加载控制点，载荷谱各级载荷均为机翼支反力载荷，全机疲劳试验加载方式示意图如图8 所示。

全机疲劳试验与全机静力试验加载方式一致，没有新增试验设备、工装成本，整个全机疲劳试验成本主要为试验工时和无损检测成本。

图8 CA42 飞机全机疲劳试验加载方式

7 CA42 飞机全机疲劳试验情况

CA42 飞机全机疲劳试验在中电科芜湖钻石飞机适航试验室完成。如图9 所示，完成第一阶段A组载荷谱试验用时20 天，大部分时间用于试验加载调试；第二阶段B组载荷谱试验一切顺利，用时1天；第三阶段C组载荷谱试验用时2 天，包括剩余强度试验。全机疲劳试验继全机静力试验完成后开始启动，以剩余强度试验完成为结束，包括3 次全机结构无损检测，整个项目仅用时不到2 个月。虽然AC23-13A中不要求在取证周期内必须完成全机疲劳试验，但在取证申请后及时完成全机疲劳试验能有效的推进取证进度。

图9 CA42 飞机全机疲劳试验

8 结论

通过选择合适的规范谱进行载荷谱编制，以及选择仅保证主承力结构内力真实的加载方式，可以有效的缩减试验周期，降低试验成本，这两点对于以市场、经济需求为导向的通用飞机研制是至关重要的。

对于CA42 飞机，仅考核主承力结构的疲劳特性，这会导致飞机检修期内，其他不影响飞行安全的薄弱部位可能发生结构失效，会增加飞机的使用维护成本。另外由于试验样机在完成了静力试验、疲劳试验后，仍有充裕的剩余强度，因此对飞机主结构进行减重研究是型号升级的下一步目标。