機翼疲勞試驗控制精度提升方法研究

(航空工業飛機強度研究所，西安 710065)

0 引言

依據中華人民共和國航空行業標準HB 1129T-2018及GJB 4441 飛機結構試驗要求規定，疲勞試驗載荷加載點的控制精度應不大于2%Pmax(最大設計載荷)。在過往的飛機結構疲勞試驗中，控制精度都是依照2% Pmax的最低標準設置，而提高控制精度的嘗試往往會引起試驗速度降低，導致試驗周期過長，試驗資源被長期占用無法釋放。

能否在不降低試驗速度的基礎上提高疲勞試驗控制精度，或者說能否在可接受的試驗速度基礎上提高疲勞試驗控制精度是值得探索研究的課題。

飛機結構疲勞試驗[1-2]中，機翼作為主要考核部位，承載大、變形大，是觸發疲勞試驗誤差超控制精度引起踏步保持而導致疲勞試驗減速的主要部件。機翼疲勞試驗控制精度提升方法的研究對其它飛機結構部件和全機疲勞試驗結果具有較大的參考價值。

1 方案描述

以往多型全機和部件的疲勞試驗過程[1-4]和數據表明，對于飛機結構疲勞試驗這種多通道試驗協調加載試驗[3-4]，隨著試驗的規模越來越大，試驗件的尺寸越來越大，試驗件變形越來越大，受力越來越復雜，參與協調加載的通道不斷增加。保證各加載點在載荷端點值的誤差小于試驗要求精度，是飛機強度試驗的一個基本要求。為了實現這個要求，先到達端點值的加載點需要等待其它所有加載點誤差回落到目標范圍內才能夠開始進行下一載荷譜加載執行。在這個工程中協調加載系統會自動降低試驗速度來協調各個加載點的加載進程，甚至暫停加載來保證試驗的精度質量，等待試驗人員處理問題后才繼續完成后續載荷的加載。因此對于多通道的協調加載試驗，加載點的試驗精度是影響疲勞試驗速度的關鍵因素。而對于主要考核部位，同時又是變形最大的機翼，依據過往的試驗經驗，梳理出引起加載點誤差大的原因主要有以下幾個方面：

1)加載設備主要是作動筒及伺服閥與設計[7]載荷不匹配；

2)加載設備與試驗件的連接有間隙，間隙使在加載初始與結束階段的載荷命令不能迅速傳遞至試驗件，導致力反饋無法迅速跟上載荷命令；

3)PID參數不合適；

4)振顫發生；

5)加載點之間的相互影響。

針對以上問題，將在試驗中通過試驗承載系統構建、加載設備精選、連接構件設計、PID調諧、震顫過濾、通道解耦等技術綜合應用來逐一予以研究解決。

1.1 試驗承載系統

試驗件為金屬-復合材料混合結構三角大翼面(含內、外側副翼，前緣機動襟翼)。采用支持夾具將試驗件支持于承力墻上，使機翼Z向向上，構造水平面距地面4 784 mm，具體承載系統[6]如圖1所示。

1.2 加載設備配置

共設置了28個加載通道，作動筒、傳感器、載荷如表1所示。其中：

1)設置了24個力控加載點，采用液壓作動筒加載，用來實現疲勞強度試驗的載荷加載控制；

2)設置了4個約束點，采用位控作動筒和約束撐桿約束，被動加載。主要作用是約束及監視試驗件的位置，確保試驗件處于合適的位置和姿態；

3)選擇合適的壓力傳感器，使加載點的最大設計載荷處于傳感器60%～80%量程之間，此區間為傳感器線性最好的范圍區間。同時保證傳感器精度及有效期符合試驗要求；

4)選擇大小長度匹配設計載荷的作動筒，確保作動筒的長度行程符合試驗運行要求，大小符合試驗載荷需要；

5)協調加載系統采用MTS公司FlexTest 200。

參照設備手冊參數配置的作動筒和伺服閥在實際應用中不一定滿足理想，需要在PID調諧及其后續的各階級依據實際的運行情況實時進行調整更換。所有的設備均應經過標檢，精度符合試驗要求且在有效期內。

FlexTest 200是美國MTS公司的多點加載試驗系統，該系統能對試件進行多點協調加載，能很好地控制試驗精度達不達到要求時不進行下一步操作來保證試驗的質量安全，能夠設置多重保護設置來保護試驗件的安全。在航空、國防以及國民經濟的各個部門有廣泛的應用。機翼疲勞試驗方案基于FlexTest 200進行實施，其中控制器、服務器置于專用機房，通過電纜與現場傳感器及加載設備連接并交換處理信號。客戶機安置于試驗控制室通過交換機連接到服務器，使用AeroPro軟件對試驗進行加載控制。

試驗設置加載端點值誤差超過1%時，試驗加載點靜踏步等待，靜踏步等待時間超過2 s，試驗暫停，等待試驗人員處理完畢問題后，繼續后續加載。試驗加載過程中誤差超過2.5%試驗加載點降低加載速度，動踏步等待。

各主動加載點安裝最大設計載荷的110%設置載荷保護限制，在試驗過程中出現異常情況導致加載點反饋超過載荷保護限制時，系統自動卸載卸壓。

在每次加壓運行試驗前，需使用AeroPro系統對加載點傳感器線路進行校驗，確保命令與反饋信號通信可靠。

為了保證試驗安全，另外配備了位移保護開關和現場應急按鈕使試驗出現異常情況使能夠及時卸載卸壓。

1.3 間隙消除

在飛機地面強度試驗中常用的鋼絲繩、膠布帶連接方式。其工藝簡單可靠，已應用多年，技術成熟，但這些軟式連接方式在加載中存在天然不可消除的松弛-拉緊-松弛過程，而導致載荷傳遞不及時的缺點。試驗方案摒棄了軟式連接方式其并創新設計了一套硬式加載連接系統。

依據機翼結構部位和試驗載荷狀態的不同采用不同的連接加載方法。對于主翼面、前緣襟翼及內外副翼表面拉壓雙向載荷[5]，采用拉壓墊-杠桿系統施加載荷。對于機翼掛點載荷，采用專用加載接頭加載的方法來實現，它們的共同點是都屬于硬式連接，使加載設備與試驗件間沒有間隙，從而保證載荷能通過加載系統即時施加到試驗件，系統設計重點考慮了在載荷方向發生變化時，加載系統不會出現行程上的間隙。拉壓墊-杠桿系統結構形式見圖2。

1.4 PID調諧

在將作動筒連接到試驗件前，需要對作動筒進行排氣處理，避免作動筒由于腔中存在空氣而引起加載過程不平穩。

各加載點與試驗件連接完畢后先進行單點調試，所有點單點調試完成后再進行多點聯調。

單點調試的目標是使反饋能夠迅速響應命令。其中增益參數P是個關鍵，P值大，響應速度就快，但是過大的P值會導致系統發生振顫。通常試驗人員因為擔心在試驗中發生振顫往往在調諧的時候，會期望調諧到一個滿足加載曲線跟隨性比較好、P值又較低的狀態。在機翼疲勞試驗方案中將嘗試不斷增加P值來得到最好的反饋響應，而當震顫發生需先用1.5節的方式對震顫進行處理，再增加P值，往復調試，直至無法再獲得更優狀態的臨界值作為我們的應用參數值。而積分I值則盡量調的越小越好，只需能夠消除穩態誤差即可。最終獲得比較好的加載曲線如圖3所示。

表1 加載點明細

圖2 拉壓墊-杠桿系統

圖3 3#點單點調試曲線

試驗單點調試后進行多點聯調，聯調譜載荷為正式譜載荷的60%。在此階段通過對所有加載點運行對較小載荷的試驗譜解決連續運行時作動筒振顫，加載點踏步等問題，使各加載點在同時工作時能夠平穩，協調，不互相干涉。

很多在單點調階段設置好的PID[8-9]參數，多點聯調時會出現不適用的情況，需要在聯調過程中根據實際情況作出調整。而對實際運行情況達不到理論設計要求作動筒、伺服閥、傳感器也需要在此階段進行更換，來保證系統均處理符合實際運行的最佳狀態。

1.5 振顫處理

在試驗過程中出現振顫時，可以通過MTS公司的圖形顯示軟件分析其振顫頻率范圍，然后使用濾波器[10]濾除頻率信號來消除振顫。通常振顫信號都為高頻信號，而正常載荷反饋信號為低頻信號。所以一般情況下，使用低通濾波器即可達到目的。少數情況，需要使用帶通濾波器。對于濾波效果好的通道，可以嘗試進一步增加增益P值，二者相互配合可以達到良好的效果。

實在無法消除的震顫嘗試降低P增益、修改閥抖動參數或者更換伺服閥、作動筒即可處理，如圖4、圖5所示。

圖4 振顫發生

圖5 振顫消除

通過多個通道濾波分析發現，大部分通道的濾波參數都是一樣的，可以將這個參數作為通道的默認濾波參數來對進行設置。對于調試過程中沒有出現振顫的通道，也可以通過濾波器來進行震顫預防，通道濾波器設置如圖6所示。

圖6 過濾器設置

1.6 通道解耦

在聯調過程中發現，試驗件上的多個加載點之間存在相互影響，這種影響通過試驗件的變形相互傳遞，造成機翼變形大的加載點加載曲線較差，此時調整PID等控制參數，加載曲線未見明顯改善。這種影響被稱為交叉耦合，經典PID算法從理論上即無法消除加載點之間的耦合影響。

CCC(交叉耦合補償)[11]技術是一種引入解耦的控制算法。即在控制回路中將其他加載點的誤差引入到PID閉環控制回路中，設計一個補償器已到達補償耦合作用的效果，原理如圖7所示。

圖7 引入補償器的控制回路

以兩個液壓作動筒為例，在閉環控制回路中加入補償器，將控制器2的誤差輸入給控制器1，同時將控制器1的誤差輸入控制器2，所以交叉耦合補償算法的本質是一個基于輸入的前饋補償控制，如下式所示：

所有加載點的補償系數形成了一個交叉耦合補償系數矩陣，對于不存在耦合現象的通道，補償系數為0，補償系數越大說明受到耦合影響越大。分析試驗件加載在加載過程中耦合影響，合理設置。

不合適的交叉耦合系數會造成作動筒加載不穩定，引起作動筒非可控的伸縮，可能會傷害參試人員或試驗件。為防止這種情況出現，使用交叉耦合系數主比例(Master CCC Span)來進行控制。當Master CCC Span為0時，交叉耦合系數矩陣不起作用。Master CCC Span值越大則交叉耦合系數矩陣的作用越大。在試驗過程中Master CCC Span值從0開始，逐漸手動增加，試驗人員密切觀察參數變化引起試驗性能變化的趨勢并據此修改試驗參數。

1.7 運行結果

準備完畢，按照設計的疲勞試驗載荷譜，以設定的1%控制精度運行試驗，在試驗過程中逐級增加交叉耦合比例，觀察試驗加載曲線及運行速度的變化。為準確記錄試驗的運行，統計時間、行號統一從試驗運行系統日志中提取，排除掉檢查、啟動、停止、暫停等影響計時的因素，只計算無間斷連續運行的命令行和時間。從2018年6月-2019年4月，共跟蹤了近半年的試驗時間，統計結果如表2所示，精度對比如圖8所示。

圖8 試驗誤差前后對比圖

對比試驗譜的理論運行時間為：加載行每行運行時間為5 s，采集行每行運行時間為0.5 s，每一加載行對應一采集行。可以得到理論平均每行運行時間=(5+0.5)/2=2.75 s。

表2 運行時間統計表

由表2可得，在交叉耦合比率為0，即交叉耦合矩陣不起作用的情況下，其它參數優化到運行速度每行4.6 s后就基本無法再快了，而這個時間是理論時間的167%。

逐級增加交叉耦合比率，運行速度也逐漸加快，當交叉耦合比率為45%時，試驗每行運行速度穩定達到了3.2秒，為理論運行時間的116%，大幅提高了最初運行速度，且此速度已經是比較理想的試驗運行速度了。在試驗中，當現場的某些點加載機構出現異常或者更換的時候，會導致試驗速度突然變慢，而調節交叉耦合比率也沒有明顯的效果。對于這種情況，我們把交叉耦合比率改為0，然后重新進行調諧、再次生成新的交叉耦合矩陣，最終在交叉耦合比率為26的時候，我們得到最佳的運行時間2.97秒，僅僅為理論時間的108%。與運用交叉耦合補償前的統計值相比較速度有了大幅度的提高。

而從圖9可以看出，雖然FlexTest200協調加載系統設置了1%的試驗控制精度，但在使用交叉耦合補償方法前，抽取的連續50 000組加載值中仍然有少數端點值的誤差超出了1%，甚至有極少數值超出2%。而使用交叉耦合補償后幾乎所有的端點值誤差都收斂在1%以內，機翼疲勞試驗精度得到了可靠的保證。由此也可指出，在高要求的強度試驗中，交叉耦合補償方法應該作為一種必要方法進行應用。

截止2019年4月21日，機翼結構疲勞試驗共完成兩周期，1 307 552行譜，獲得了非常理想的試驗效果，充分驗證了試驗方案，實現了試驗的目標。

1.8 存在的問題

方案方法依賴硬式連接方式，需要針對不同的試驗件設計拉壓墊和專用的連接件。其維護成本和技術成熟度不如軟式連接方式。

需要調試的參數比較多，調試過程花費的時間比較長，試驗參數需要定期維護，對試驗人員的技術要求更高。加載設備的變化、自然環境的變化，甚至試驗長時間停止再恢復時，參數都可能需要重新調試。

試驗方案僅僅適用于力控加載，不適用于位控點及充壓點的控制。

在后面的試驗中還需進一步驗證綜合了譜優化技術后，是否還能保證精度并進一步壓縮疲勞試驗時間。

2 結束語

隨著試驗規模的越來愈大，試驗載荷越來越復雜，試驗的要求也越來越高。協調加載試驗不再僅僅是通過PIDF調節就能夠實現目標。控制軟件參數、加載設備設計、液氣壓管路設計都需要綜合的進行統一的規劃才能協調一致獲得較好的應用效果。通用的拉壓墊設計或專有的硬式連接構件將越來越多的替代軟式連接方式在疲勞試驗中發揮更大的作用。計算機控制人員需要對現場加載設備、試驗件的承載受力方式有更多的了解才能夠最大限度地發揮軟件的調控功能。

在機翼結構疲勞試驗中通過試驗研究，極大突破了航標及國軍標2%的疲勞試驗控制精度基準，充分驗證了在一

定條件下1%的試驗控制精度也能夠通暢快速地運行飛機結構疲勞試驗。所采用的技術方案具有可移植性，能夠為類似的試驗提供方案應用依據。為飛機結構疲勞試驗在試驗設計，設備選型，運行調諧，參數維護等方面提供了參考及借鑒。方案結合譜優化技術可以作為飛機結構疲勞試驗高質快速運行的研究方向進行進一步的探索。