基于协调加载控制的飞机机翼模拟试验台设计

王 靖，王 凯

(中国飞机强度研究所，陕西 西安 710065)

1 引 言

在航空领域内，飞机结构设计的优化技术越来越重要。民用飞机如何提高续航里程、提升燃油经济性，军用飞机如何提高战术机动性，都与结构设计息息相关。通过结构优化进行减重，可以提高飞机续航里程，提升燃油经济性；通过结构优化加强飞机的强度和刚度，可以提升飞机的承载能力，提高机动性。如何检验飞机结构的力学性能，则成为至关重要的问题[1]。

当前，检验结构力学性能的一般方法有两种：理论分析法和试验测试法。理论分析法有传统的基于理论力学、结构力学、材料力学等理论的一般计算方法，还有目前比较流行的借助计算机实现的有限单元计算法；试验测试法是制造出1∶1的实物样机，然后通过载荷等效分配的方法模拟飞机所承受的各种载荷，用相应的加载执行单元对飞机结构进行加载[2]。通常，重要的机械结构设计都是先进行理论分析，然后再进行试验测试。所以，设计相关的加载设备便成为实现试验测试的重要组成部分。

2 机翼模拟试验台设计

2.1 设计需求

飞机机翼的加载设备一般通过液压作动器进行加载，沿翼展方向分布多个加载作动器，根据由气动载荷分配的集中载荷进行多点加载[3]。加载过程中，作动器的位移从翼根到翼尖逐渐变大。根据试验需要，加载作动器的输出力和行程均各有不同。对于大型飞机，加载过程中机翼翼尖处的变形最大可达3m，这就需要多个作动器根据载荷和位置的需要进行同步协调加载[4]。协调加载不只是需要作动器本身具有良好的动态响应特性，更需要控制系统具有协调控制的优化算法。同时具备这两个条件，才能实现对大型飞机机翼的加载。

调试整个加载设备，需要进行多个作动器的协调加载控制。由于初期调试存在各种意外情况，不能在真实试验件上执行，故需要模拟机翼的调试试验台来进行调试。调试试验台不仅可以满足机翼协调加载的调试需求，还以可满足机翼可控卸载的调试需求。可控卸载，即需要应对机翼大变形应急卸载问题，使得机翼在大变形加载情况下应急卸载时，各加载点能够快速协调卸载，避免对机翼加载点产生局部过载情况，最大限度地降低机翼大变形加载时应急卸载过程机翼发生损坏的风险。

为了具备以上调试环境，设计了调试试验台。调试试验台的设计需求为：

(1)可满足多个作动器同时加载，并且加载位移沿一个方向从小变大。

(2)试验台机翼模拟件的刚度可以根据需求在一定范围内调节[5]。

2.2 试验台结构设计

根据以上设计需求，设计机翼模拟调试试验台，其结构如图1所示。

图1 机翼模拟调试试验台

整个试验台采用自平衡框架，整体呈长方体形状。对两个设计需求的响应分别为：

(1)可满足4个作动器同时加载，并且由于试验台上部机翼模拟加载梁左端铰接，右端可在空气弹簧作用的范围内自由运动，故从左到右加载位移从小变大。

(2)不同结构的机翼弯曲刚度是不同的，采用空气弹簧可以根据充气压力来调节空气弹簧的刚度，从而改变机翼模拟件的弯曲刚度。

试验台主体框架采用空心方钢焊接而成。下部有作动器安装梁，通过螺栓连接于框架主体上，安装梁上布有连接作动器的螺栓孔。作动器上端和机翼模拟梁连接。为了在大范围内满足各种行程的作动器安装需要，作动器安装梁可以安装在上下相差550mm高度的支撑梁上[6]。试验台上端连接有双耳组件，双耳组件与机翼模拟梁左端通过销轴连接，机翼模拟梁右端与框架通过空气弹簧连接。为了调试作动器拉压双向力，上下两端均布置空气弹簧。

3 试验台强度分析

为验证设计的试验台是否满足调试试验的载荷需求，进行有限元计算和分析。对于试验台整体进行分析，每个作动器施加10t的载荷，4个作动器同时加载，作动器通过加载线替代，完成载荷施加。试验台整体应力云图见图2，整体应力均在150MPa以下，承力大的部位是作动器安装梁和与其连接的支撑梁。

图2 试验台整体应力云图

为了更清晰地观察不同部件的受力情况，分别对每个部件的应力图进行查看。框架应力云图如图3所示，最大应力位于与作动器安装梁相连接的支撑梁上，应力约130MPa。

图3 框架应力云图(不含上下承载梁)

作动器安装梁的应力如图4所示，最大应力位于作动器安装底座附近，应力约为150MPa。

图4 作动器安装梁应力云图

综上所述，最大应力约为150MPa，故主要承力部分均采

用Q345钢材进行焊接，安全系数大于2.3。机翼加载调试试验为静态试验，该安全系数满足试验需求。

4 结 论

通过对飞机机翼加载试验的描述，为保证加载设备能够正常工作，提出了对加载设备进行调试的需求。设计了机翼模拟调试试验台来对加载作动器、加载协调控制器等进行调试。调试试验台不仅满足多个作动器同时加载的需求、加载位移沿翼展方向从小变大的需求，还可满足机翼模拟件刚度可调节的需求。通过有限元计算试验台的强度，验证了试验台的结构满足试验要求。