郭 瓊，夏 峰

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

全尺寸飛機(jī)結(jié)構(gòu)靜力試驗(yàn)載荷一般要經(jīng)過(guò)載荷簡(jiǎn)化處理，變?yōu)樵囼?yàn)可施加載荷，即試驗(yàn)加載點(diǎn)載荷，再通過(guò)計(jì)算機(jī)程序轉(zhuǎn)化為靜力試驗(yàn)載荷實(shí)施譜（以下簡(jiǎn)稱“實(shí)施譜”）。試驗(yàn)加載點(diǎn)載荷是機(jī)體坐標(biāo)下的載荷，而實(shí)施譜是每個(gè)加載點(diǎn)（如作動(dòng)筒、充氣臺(tái)等）載荷-時(shí)間歷程。編制實(shí)施譜是靜力試驗(yàn)設(shè)計(jì)的最后一項(xiàng)，也是至關(guān)重要的工作，是試驗(yàn)現(xiàn)場(chǎng)實(shí)施的基礎(chǔ)之一。

靜力試驗(yàn)是一個(gè)非標(biāo)準(zhǔn)化工程過(guò)程，每個(gè)型號(hào)甚至同一型號(hào)的不同工況，都有不同的加載形式和加載要求。針對(duì)這種情況，在以往型號(hào)試驗(yàn)中，需要編制相應(yīng)的實(shí)施譜出譜程序，增加了試驗(yàn)準(zhǔn)備工作量和檢查環(huán)節(jié)，降低了試驗(yàn)效率，也增大了出錯(cuò)幾率。

目前，國(guó)內(nèi)外對(duì)試驗(yàn)載荷譜的主要研究集中在如何得到飛機(jī)結(jié)構(gòu)的飛行載荷[1-4]，即任務(wù)書載荷的確定；對(duì)于如何將任務(wù)書載荷轉(zhuǎn)化為試驗(yàn)實(shí)施譜的相關(guān)研究很少。近年來(lái)，雖然在載荷簡(jiǎn)化處理、實(shí)施譜出譜等方面有了一些經(jīng)驗(yàn)和積累，但大多也是與疲勞試驗(yàn)相關(guān)[5-6]，對(duì)靜力試驗(yàn)載荷簡(jiǎn)化處理、實(shí)施譜出譜的通用化、規(guī)范化等方面研究仍有欠缺，試驗(yàn)效率較低。

本文主要對(duì)靜力試驗(yàn)實(shí)施譜出譜的通用化、規(guī)范化等內(nèi)容進(jìn)行研究。在以往型號(hào)經(jīng)驗(yàn)的基礎(chǔ)上，經(jīng)過(guò)總結(jié)、分析，從試驗(yàn)載荷形式、實(shí)施譜載荷、實(shí)施譜構(gòu)成等方面入手，提出了靜力試驗(yàn)實(shí)施譜標(biāo)準(zhǔn)化出譜方案，并編制了通用化出譜程序，有效地解決了每個(gè)型號(hào)都要重新編寫載荷譜程序的問(wèn)題，大大提高了靜力試驗(yàn)設(shè)計(jì)的效率，已在某型飛機(jī)試驗(yàn)中得到應(yīng)用。

1 試驗(yàn)載荷及實(shí)施譜

1.1 試驗(yàn)載荷及其施加形式

靜力試驗(yàn)中載荷施加方法有多種，采用何種加載方法，取決于具體結(jié)構(gòu)形式與部位，以及試驗(yàn)載荷的種類、性質(zhì)、方向、大小等。目前經(jīng)常用到的加載方法有：膠布帶-杠桿系統(tǒng)、拉壓墊-杠桿系統(tǒng)、卡板系統(tǒng)、氣體充壓系統(tǒng)、液體充壓系統(tǒng)等；主要加載設(shè)備為液壓作動(dòng)筒、充氣臺(tái)及配套設(shè)備等，如圖1所示。在常規(guī)靜力試驗(yàn)中，大多數(shù)試驗(yàn)加載點(diǎn)采用的加載設(shè)備為液壓作動(dòng)筒、充氣臺(tái)，通常稱為液壓作動(dòng)筒加載點(diǎn)、充壓點(diǎn)。

圖1 ??試驗(yàn)常規(guī)加載形式及配套設(shè)備

液壓作動(dòng)筒加載點(diǎn)（以下簡(jiǎn)稱“加載點(diǎn)”）是將液壓作動(dòng)筒根據(jù)試驗(yàn)載荷特點(diǎn)，與不同加載方法結(jié)合組成的加載系統(tǒng)。加載點(diǎn)有多種加載形式：按加載方向分為航向、側(cè)向、垂向加載點(diǎn)，再細(xì)分為與機(jī)體坐標(biāo)系平行、傾斜加載點(diǎn)；按載荷內(nèi)容分為單獨(dú)扣重點(diǎn)（僅加扣重載荷）、單獨(dú)加載點(diǎn)（僅加試驗(yàn)載荷）、復(fù)合加載點(diǎn)（含扣重和試驗(yàn)載荷）；按連接方式分為硬式連接、軟式連接加載點(diǎn)；按作動(dòng)筒載荷方向分為單向拉、單向壓、雙向拉壓加載點(diǎn)。充壓點(diǎn)采用了以充氣臺(tái)為核心的氣體充壓系統(tǒng)，按照試驗(yàn)要求，與加載點(diǎn)協(xié)調(diào)加載，在試驗(yàn)不同階段施加相應(yīng)的氣壓載荷。

本文主要研究作動(dòng)筒加載點(diǎn)、充壓點(diǎn)這兩類加載點(diǎn)，其余試驗(yàn)加載點(diǎn)（如采用氣囊系統(tǒng)、液體充壓系統(tǒng)等）可以參照這兩類加載點(diǎn)。

1.2 實(shí)施譜載荷及構(gòu)成

實(shí)施譜中各加載點(diǎn)載荷通常包括試驗(yàn)載荷、預(yù)緊力載荷、扣重載荷3個(gè)部分，其意義如下：

（1）試驗(yàn)載荷：機(jī)體坐標(biāo)系下各加載點(diǎn)載荷，與飛機(jī)坐標(biāo)系相關(guān)，為矢量。

（2）預(yù)緊力載荷：為了消除加載間隙、防止作動(dòng)筒意外伸出，在試驗(yàn)加載初始階段，各加載點(diǎn)施加的一個(gè)預(yù)張緊載荷，與加載設(shè)備相關(guān)。

（3）扣重載荷：靜力試驗(yàn)任務(wù)書給出的載荷是結(jié)構(gòu)無(wú)重（0 g）狀態(tài)。實(shí)際上，試驗(yàn)前由于加載設(shè)備、測(cè)量設(shè)備、假件和試驗(yàn)件本身具有相當(dāng)大的重量，試驗(yàn)件已經(jīng)處于一定受力狀態(tài)。為了使結(jié)構(gòu)受力真實(shí)，在試驗(yàn)時(shí)應(yīng)扣除上述設(shè)備和結(jié)構(gòu)重量，使飛機(jī)處于“0 g”狀態(tài)[7]。需要扣除的重量即為扣重載荷，加載點(diǎn)的扣重載荷與試驗(yàn)扣重方案相關(guān)，為全機(jī)坐標(biāo)系下的矢量值。

在靜力試驗(yàn)中，通常采用MTS、MOOG加載控制系統(tǒng)，實(shí)施譜通常包含Profile、LoadCondition兩個(gè)部分：

（1）編制LoadCondition文件，將機(jī)體坐標(biāo)系下加載點(diǎn)載荷轉(zhuǎn)化為加載裝置（如作動(dòng)筒、充氣臺(tái)）載荷。按照加載級(jí)別，通常按1%/級(jí)確定，規(guī)定加載點(diǎn)載荷；

（2）編制Profile文件，按照試驗(yàn)大綱加載程序要求，調(diào)用LoadCondition文件，規(guī)定加載、測(cè)量時(shí)間及譜型。

2 試驗(yàn)實(shí)施譜標(biāo)準(zhǔn)化出譜方案

實(shí)施譜出譜工作主要是編制LoadCondition文件。由于每項(xiàng)靜力試驗(yàn)都有不同的特點(diǎn)和要求，加載點(diǎn)、充壓點(diǎn)等有多種加載形式、加載要求和加載步驟，要實(shí)現(xiàn)實(shí)施譜標(biāo)準(zhǔn)化出譜面臨著以下問(wèn)題：

（1）坐標(biāo)系一致問(wèn)題，需要統(tǒng)一不同型號(hào)的不同總體坐標(biāo)系，同一型號(hào)的總體坐標(biāo)系與加載設(shè)備坐標(biāo)。

（2）扣重載荷與預(yù)緊力載荷施加問(wèn)題。在試驗(yàn)加載初始階段，試驗(yàn)載荷為0，加載點(diǎn)初始載荷為扣重載荷或者預(yù)緊力載荷。隨著加載級(jí)數(shù)增大，應(yīng)盡快消除預(yù)緊力的影響，使加載點(diǎn)載荷僅為試驗(yàn)載荷與扣重載荷的合力。由于扣重載荷、預(yù)緊力載荷大小、方向不盡相同，需要協(xié)調(diào)扣重載荷、預(yù)緊力載荷之間關(guān)系，解決其與試驗(yàn)載荷疊加的問(wèn)題。

在以往型號(hào)試驗(yàn)基礎(chǔ)上，對(duì)已有的試驗(yàn)加載形式和實(shí)施譜出譜經(jīng)驗(yàn)進(jìn)行了歸納整理，總結(jié)其相互關(guān)系和內(nèi)在規(guī)律，并對(duì)以后可能出現(xiàn)的加載形式進(jìn)行研究，提出了可以涵蓋絕大多數(shù)靜力試驗(yàn)的出譜方案，初步實(shí)現(xiàn)了實(shí)施譜出譜的標(biāo)準(zhǔn)化。具體方案如下：

（1）采用“垂向、航向、側(cè)向”坐標(biāo)軸形式重新定義全機(jī)坐標(biāo)系，解決不同型號(hào)不同總體坐標(biāo)系的統(tǒng)一問(wèn)題。

（2）采用“矢量轉(zhuǎn)標(biāo)量”方式，通過(guò)引入總體坐標(biāo)系方向系數(shù)、加載設(shè)備方向系數(shù)、扣重載荷系數(shù)等解決機(jī)體坐標(biāo)系與加載設(shè)備坐標(biāo)系的統(tǒng)一問(wèn)題。

（3）采用“載荷包限”方式，解決試驗(yàn)載荷、扣重載荷、預(yù)緊力載荷疊加等問(wèn)題。即：

（4）引入“負(fù)扣重”概念，通過(guò)調(diào)整扣重載荷合力壓心，解決扣重重心與扣重載荷合力壓心不一致問(wèn)題，簡(jiǎn)化扣重方案，減少扣重點(diǎn)數(shù)量。

下限函數(shù) 確定初始載荷值，在滿足加載點(diǎn)加載能力的基礎(chǔ)上，初始載荷值選取遵循以下原則（以作動(dòng)筒加載方向拉為正、壓為負(fù)為基準(zhǔn)）：

（1）若預(yù)緊力與扣重為同方向，取絕對(duì)值較大的作為扣重波段的載荷值；

（2）若預(yù)緊力與扣重反向，取扣重值為扣重波段的載荷值；

（3）滿足扣重波段扣重值的基礎(chǔ)上，保障作動(dòng)筒加載不出現(xiàn)跳躍；

（4）側(cè)向和航向加載點(diǎn)不參與扣重，扣重波段載荷值以實(shí)際的可施加的預(yù)緊力為準(zhǔn)。

上限函數(shù) 取值為試驗(yàn)載荷與扣重載荷的矢量和。

靜力試驗(yàn)中的充壓點(diǎn)根據(jù)實(shí)際充壓要求，分為4種情況，分別為：

（1）第一次直接充到預(yù)緊力定義的百分?jǐn)?shù)，第二次直接充到扣重定義的百分?jǐn)?shù)，第三次直接充到要加載的百分?jǐn)?shù)；

（2）第一次直接充到預(yù)緊力定義的百分?jǐn)?shù)，第二次同步充到扣重定義的百分?jǐn)?shù)，第三次直接充到要加載的百分?jǐn)?shù)；

（3）同步充到要加載的百分?jǐn)?shù)；

（4）第一次同步充到預(yù)緊力定義的百分?jǐn)?shù)，第二次直接充到扣重定義的百分?jǐn)?shù)，第三次保持。

以上述分析與準(zhǔn)則為依據(jù)，總結(jié)歸納試驗(yàn)中不同的加載點(diǎn)類型，統(tǒng)計(jì)各類加載點(diǎn)載荷譜輸入文件的情況并一一列舉，總計(jì)112類，具體見表1。其中，作動(dòng)筒載荷方向與加載方向作為不同加載點(diǎn)形式的標(biāo)識(shí)輸入。作動(dòng)筒載荷方向：?jiǎn)蜗蚶瓰?，雙向拉為11，單向壓為-1，雙向壓為-11；加載方向：位控點(diǎn)為0，垂向?yàn)?，側(cè)向?yàn)?，航向?yàn)?，充壓為4、5、6、7，監(jiān)控為8。

表1 ??加載點(diǎn)載荷譜輸入情況分類

3 試驗(yàn)實(shí)施譜標(biāo)準(zhǔn)化出譜程序設(shè)計(jì)

將表1中15種類別112類情況整理總結(jié)，梳理流程并通過(guò)VC編程實(shí)現(xiàn)飛機(jī)結(jié)構(gòu)靜力試驗(yàn)的載荷譜輸出，形成標(biāo)準(zhǔn)的試驗(yàn)實(shí)施譜出譜程序。

3.1 輸入文件說(shuō)明

以表2為例，載荷譜的輸入文件包含以下信息：加載點(diǎn)序號(hào)、位置、試驗(yàn)載荷P，作動(dòng)筒載荷方向（zdtfx），加載方向（jzfx），扣重K，扣重標(biāo)識(shí)k，預(yù)緊力Y，加載百分?jǐn)?shù)n，載荷級(jí)別m，加載點(diǎn)總數(shù)D。加載百分?jǐn)?shù)n表示載荷譜要加載到的百分?jǐn)?shù)，載荷級(jí)別m為載荷譜輸入文件中載荷P的載荷級(jí)別，一般為67%或者100%。程序中用d表示目前正在生成的載荷譜的加載點(diǎn)，i表示當(dāng)前加載百分?jǐn)?shù)，Pi表示第i級(jí)載荷值，Z表示扣重波段的值。對(duì)于垂向加載點(diǎn)，載荷P與扣重K方向?yàn)橄蛏蠟檎?，向下為?fù)；預(yù)緊力方向?yàn)樽鲃?dòng)筒加載方向，即拉為正、壓為負(fù)，扣重載荷方向與作動(dòng)筒加載方向相同時(shí)扣重標(biāo)識(shí)k為1，否則為-1，其余情況為0。

表2 ??靜力試驗(yàn)載荷譜輸入文件說(shuō)明

3.2 流程圖設(shè)計(jì)

圖2所示為飛機(jī)結(jié)構(gòu)靜力試驗(yàn)載荷譜出譜流程圖，其中垂向加載、航向與側(cè)向加載及充壓點(diǎn)的載荷譜出譜主程序流程圖如圖3～5所示。圖3輸入載荷P轉(zhuǎn)化時(shí)通過(guò)識(shí)別作動(dòng)筒載荷方向符號(hào)將載荷方向與作動(dòng)筒加載方向統(tǒng)一。圖中輸出錯(cuò)誤信息表示當(dāng)載荷譜輸入文件中預(yù)緊力出現(xiàn)作動(dòng)筒無(wú)法施加的載荷時(shí)，屏幕輸出錯(cuò)誤警告，并直接向下一步執(zhí)行；以單向向上頂點(diǎn)為例，作動(dòng)筒只能施加壓向載荷，預(yù)緊力不可為正，此時(shí)錯(cuò)誤信息內(nèi)容為：“X#點(diǎn)，正?？壑?，單向向上頂點(diǎn)，預(yù)緊力不能為拉，忽略”。

圖2 ??載荷譜出譜程序總流程圖

圖3 ??垂向加載點(diǎn)載荷譜出譜流程圖

圖4 ??航向與側(cè)向加載點(diǎn)載荷譜出譜流程圖

相比目前靜力試驗(yàn)中正在使用的載荷譜出譜程序，此程序做出了以下幾點(diǎn)改進(jìn)：

（1）預(yù)緊力按不同的加載點(diǎn)給出，而不是統(tǒng)一給出，滿足了試驗(yàn)中不同加載點(diǎn)需要不同預(yù)緊力的要求；

（2）載荷譜輸入文件中載荷與扣重以矢量給出，方便確認(rèn)試驗(yàn)中施加載荷與扣重是否平衡合理；

（3）首次引入“負(fù)扣重”概念，包括了需要通過(guò)撬杠反配重的加載形式；

圖5 ??充壓點(diǎn)載荷譜出譜流程圖

（4）程序具有冗錯(cuò)功能：當(dāng)載荷譜輸入文件中出現(xiàn)作動(dòng)筒無(wú)法施加的載荷時(shí)，程序會(huì)自動(dòng)提示錯(cuò)誤并在電腦屏幕顯示錯(cuò)誤信息，接著忽略此輸入向下一步運(yùn)行。

3.3 試驗(yàn)應(yīng)用

以表2作為某靜力試驗(yàn)載荷譜的輸入文件，通過(guò)運(yùn)行程序可以得到試驗(yàn)實(shí)施所需要的載荷譜，見表3。表中Load Condition 5表示載荷級(jí)別為5%的載荷，載荷譜輸出的最后一行為初始載荷值，見表3中的Load Condition 151一行。將表1中112種不同的加載點(diǎn)通過(guò)上述通用程序一一驗(yàn)證，結(jié)果證明了此程序的正確性與通用性。

表3 ??試驗(yàn)實(shí)施載荷譜

4 總????結(jié)

本文基于多年的型號(hào)試驗(yàn)經(jīng)驗(yàn)以及目前所使用的載荷譜出譜程序，介紹了飛機(jī)結(jié)構(gòu)靜力試驗(yàn)載荷實(shí)施譜的構(gòu)成，通過(guò)總結(jié)分類列舉了不同加載形式和加載點(diǎn)類型，提出了試驗(yàn)實(shí)施譜標(biāo)準(zhǔn)化出譜方案，完成了通用化出譜程序設(shè)計(jì)。已成功應(yīng)用于多個(gè)型號(hào)試驗(yàn)中，極大地提高了靜力試驗(yàn)設(shè)計(jì)效率，具有重要參考意義。