李宏亮，孟 立

(中國飛機強度研究所第八研究室，陜西 西安 710065)

1 引 言

飛機進行全尺寸疲勞試驗是現(xiàn)代飛機結(jié)構(gòu)設(shè)計采用疲勞和損傷容限設(shè)計的準則及分析評定的考核驗證[1]，但是要完成一架飛機的全機疲勞試驗往往要耗費很長的時間。

與國內(nèi)疲勞試驗持續(xù)時間相比，國外試驗持續(xù)時間大約為2～3年，這與其試驗規(guī)劃、試驗加載方式、試驗液壓氣壓設(shè)計以及試驗控制的優(yōu)化密不可分。國外疲勞試驗大多采用硬式連接的加載方式，這種硬式連接的加載方式具有載荷傳遞速度快、加載精度高、對損傷檢查影響小等特點。國內(nèi)目前采用硬式連接和軟式連接相結(jié)合的方式進行加載，用于軟式連接的連接繩彈性較大，跟隨性弱于硬式連接。

試驗液壓管路大多為專用硬式管路，僅在連接作動筒端采用軟管連接。為減小硬式管路的振動，在管路中間增加了減振器。同時，為減少試驗成本，安裝了蓄能站/蓄能器以增加流量峰值，采用這些措施的前提是對液壓管路流體進行模擬與計算，通過模擬合理地布置液壓管路的主管路及支管路。國內(nèi)全機疲勞試驗現(xiàn)場蓄能器安裝得較少，在機翼等變形較大區(qū)域因流量不足而導致跟隨不理想。

在試驗控制技術(shù)方面，歐美等國在進行全尺寸飛機結(jié)構(gòu)疲勞試驗時，采用先進的試驗控制設(shè)備。由于采用了SmartLOOP、自動步長、端點同步、慣性補償?shù)燃夹g(shù)[2]，試驗運行時間大大縮短，從而縮短了疲勞試驗的周期。

在長期的疲勞試驗運行過程中，加載系統(tǒng)、液壓系統(tǒng)等設(shè)備性能都會發(fā)生變化，引起試驗加載點踏步，減慢了試驗運行速率。為實現(xiàn)疲勞試驗的有效運行，本文結(jié)合試驗現(xiàn)狀，從另外一個角度研究疲勞試驗優(yōu)化問題，通過對試驗數(shù)據(jù)回收，數(shù)據(jù)處理、統(tǒng)計等對影響試驗運行的關(guān)鍵加載點進行循環(huán)處理，減少加載點踏步次數(shù)，從而提高試驗加載效率，提升試驗運行速率。

2 優(yōu)化技術(shù)

目前，疲勞試驗所使用的控制設(shè)備為MTS公司的FlexTest200控制系統(tǒng)，該系統(tǒng)具有較高的控制精度及豐富的控制形式[3]，試驗采用動靜踏步保證加載精度。通過對試驗數(shù)據(jù)采集并統(tǒng)計試驗過程中的踏步次數(shù)，對影響試驗運行的關(guān)鍵加載點進行分析改進，形成統(tǒng)計數(shù)據(jù)、分析改進、統(tǒng)計數(shù)據(jù)循環(huán)優(yōu)化方案。

2.1 優(yōu)化內(nèi)容

根據(jù)試驗特點，在以下幾個方面進行優(yōu)化改進，以提高試驗速度：

(1)加載方式：對某些硬式連接加載點，試驗運行一段時間后，連接件與執(zhí)行機構(gòu)之間出現(xiàn)間隙，雙向加載過零點時會出現(xiàn)沖擊載荷，從而延遲加載時間。

(2)液壓系統(tǒng)：油路鋪設(shè)不合理、管道較長使油壓衰減嚴重、蓄能器位置不合理等因素也會影響試驗加載精度及速率。

(3)控制系統(tǒng)：控制系統(tǒng)是整個疲勞試驗的核心，加載點的控制參數(shù)調(diào)試直接影響作動筒加載速率。目前采用經(jīng)驗法進行調(diào)試，改善空間較大。為保證精度，所有加載點都采取踏步機制確保試驗同步加載。

2.2 優(yōu)化策略

全機疲勞試驗一般有多種類型的載荷譜塊，例如地面任務(wù)段、起飛任務(wù)段、空中任務(wù)段、襟翼下放進場、著陸任務(wù)段和著陸滑行等任務(wù)段，利用控制系統(tǒng)回收試驗數(shù)據(jù)并對所有主動加載點動靜踏步進行標記，各個譜塊按相同比例回收相應(yīng)數(shù)據(jù)。從每個譜塊中統(tǒng)計出踏步最多的10個加載點，再從所有譜塊中統(tǒng)計出踏步最多的10個加載點，隨后對踏步較多的加載點進行優(yōu)化處理[4]，以此循環(huán)機制對疲勞試驗進行優(yōu)化改進，優(yōu)化流程圖如圖1所示。

圖1 優(yōu)化流程圖

2.3 具體方法

全機疲勞試驗加載譜塊較多，統(tǒng)計在一個完整周期中飛行譜種類J、各種疲勞譜出現(xiàn)的次數(shù)Pi及所占比例Ki。設(shè)疲勞試驗運行總譜塊為N，需收集總譜塊為h，則某譜塊i需收集統(tǒng)計的譜塊Xi：

(1)

統(tǒng)計完成一次任意一個疲勞譜所需的時間ti及完成一個完整周期所需的時間tn，加速處理后進行對比。

每個譜塊中整理出踏步最多的10個點，則某譜塊i需收集統(tǒng)計的踏步加載點數(shù)為：

(2)

則所有譜塊中需收集的總踏步點數(shù)為G為：

(3)

在G個加載點中再進行排序，統(tǒng)計出踏步最多的10個加載點，隨后對10個加載點進行分析處理。改進方案完成后再次運行試驗，每個疲勞飛行譜運行時間tx，判定是否ti≥tx，若成立，則試驗加速改進方案有效；若不成立，則疲勞加速改進方案無效。根據(jù)方案流程對試驗進行循環(huán)加速改進。

3 驗證與應(yīng)用

以某型全機疲勞試驗為例,飛機的設(shè)計壽命為50000起落(50000飛行小時)，全機疲勞試驗要完成2倍設(shè)計服役目標壽命。全機疲勞試驗載荷譜譜塊按照1/10設(shè)計服役目標壽命確定，即選用5000次飛行形成一個循環(huán)譜塊，整個壽命期由該譜塊重復10次進行模擬。

試驗載荷譜由3類載荷譜構(gòu)成：定態(tài)載荷譜、等幅循環(huán)載荷譜和隨機載荷譜。根據(jù)飛行載荷強弱不同，定義5種不同的飛行類型，分別為A、B、C、D、E。每類飛行按照各任務(wù)段同等級嚴重程度的隨機譜與定態(tài)載荷譜、等幅循環(huán)譜組合構(gòu)成一個完整起落的試驗載荷譜。5000譜塊，A譜1個，B譜13個，C譜255個，D譜1276，E譜3455個，譜塊較多的為D譜和E譜，根據(jù)統(tǒng)計方法計算出各譜塊需統(tǒng)計個數(shù)，如表1所示。

表1 各譜塊統(tǒng)計

根據(jù)上述實施方案，利用控制設(shè)備數(shù)據(jù)回收及顯示功能統(tǒng)計各個疲勞試驗運行時各譜塊動/靜踏步次數(shù)及對應(yīng)加載點，整理后的結(jié)果如表2所示。

表2 各譜塊踏步次數(shù)及對應(yīng)點號統(tǒng)計

由表2得出，需處理的加載點號為7#、19#、21#、23#、25#、26#、27#、46#、47#、98#。通過對控制參數(shù)、液壓系統(tǒng)、加載機構(gòu)等逐一排查，發(fā)現(xiàn)影響加載點跟隨性的因素較多，經(jīng)過分析與處理后效果有明顯提升。具體處理方法如下：

(1)19#、23#，左機翼上的硬式連接，通過拉壓墊連接，在小載荷時經(jīng)常保持試驗，連接處有間隙，載荷不穩(wěn)定，將作動筒和杠桿連接的螺栓擰緊。

(2)25#、27#，翼尖變形較大，閥流量不夠、載荷較大時跟隨性較慢，單點調(diào)試時無法發(fā)現(xiàn)，更換伺服閥。

(3)26#，伺服閥性能較差，反應(yīng)較慢，導致跟隨緩慢，更換伺服閥。

(4)21#，左機翼上的加載點，小載荷時跟隨性不理想，發(fā)現(xiàn)液壓流量小，更換掉原來的細油管，跟隨性較之前有較大提升。

(5)46#，作動筒內(nèi)泄，載荷較大時欠載，導致踏步，更換作動筒。

(6)7#、47#、98#，跟隨性差，單點調(diào)試時載荷較小，試驗中載荷較大，參數(shù)不匹配，重新精調(diào)。

部分加載點經(jīng)處理后前后對比如圖2～圖5所示。

圖2 19#加載點處理前命令-反饋跟隨性

圖3 19#加載點處理后命令-反饋跟隨性

圖4 23#加載點處理前命令-反饋跟隨性

圖5 23#加載點處理后命令-反饋跟隨性

對踏步較多的加載點集中處理后，將處理前與處理后的試驗運行時間進行對比，結(jié)果如表3所示。從表中可以看出，在實施加速優(yōu)化后，每個大循環(huán)中譜塊較多的C譜、D譜、E譜運行時間較之前都有明顯縮短，該疲勞試驗加速方法有效。

表3 各譜塊運行時間對比

4 結(jié) 論

本文通過對全機疲勞試驗控制數(shù)據(jù)的整理與分析，采用對試驗影響較大的加載點在控制系統(tǒng)、液壓系統(tǒng)、加載系統(tǒng)等相關(guān)加載機構(gòu)中集中進行處理改善的方法對試驗進行加速，并通過對比優(yōu)化前后試驗運行時間來驗證處理是否得當，是否起到加速作用。實踐表明，該方法具有一定的加速效果，可應(yīng)用于全機疲勞試驗中。