新一代戰(zhàn)斗機(jī)全機(jī)地面強(qiáng)度試驗(yàn)技術(shù)

王育鵬，裴連杰，李秋龍，鄭建軍，馮建民，王凡

1. 西北工業(yè)大學(xué) 航空學(xué)院，西安 710072

2.中國飛機(jī)強(qiáng)度研究所，西安 710065

3.全尺寸飛機(jī)結(jié)構(gòu)靜力/疲勞航空科技重點(diǎn)試驗(yàn)室，西安 710065

4. 中國航空工業(yè)成都飛機(jī)設(shè)計研究所，成都 610041

飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度是飛機(jī)型號研制的基礎(chǔ)，直接影響飛機(jī)的作戰(zhàn)性能、經(jīng)濟(jì)成本、安全可靠性等。為檢驗(yàn)和驗(yàn)證強(qiáng)度是否滿足設(shè)計指標(biāo)、符合相關(guān)設(shè)計標(biāo)準(zhǔn)，在研飛機(jī)需要開展地面強(qiáng)度驗(yàn)證試驗(yàn)，即在試驗(yàn)室內(nèi)通過相關(guān)試驗(yàn)手段模擬飛機(jī)受載，以此驗(yàn)證飛機(jī)強(qiáng)度是否合格。

根據(jù)國軍標(biāo)相關(guān)要求[1]，飛機(jī)的研制要經(jīng)歷設(shè)計、制造、試驗(yàn)與試飛等階段，其中以地面強(qiáng)度驗(yàn)證試驗(yàn)為代表的試驗(yàn)環(huán)節(jié)尤為重要，不僅是對前期飛機(jī)設(shè)計、制造的檢驗(yàn)，也是飛行安全的強(qiáng)度保障。全機(jī)地面強(qiáng)度試驗(yàn)又是飛機(jī)地面強(qiáng)度驗(yàn)證試驗(yàn)中規(guī)模最龐大、考核最直接、驗(yàn)證最關(guān)鍵的一項試驗(yàn)內(nèi)容，包括全機(jī)靜力、全機(jī)疲勞試驗(yàn)2個階段[2]：

1) 全機(jī)靜力試驗(yàn)主要是驗(yàn)證飛機(jī)結(jié)構(gòu)的承載能力、抵抗變形的能力和載荷作用下的響應(yīng)特性等。通過試驗(yàn)驗(yàn)證結(jié)構(gòu)強(qiáng)度設(shè)計的合理性、檢驗(yàn)制造工藝、確定結(jié)構(gòu)可增潛力、為結(jié)構(gòu)設(shè)計改進(jìn)提供依據(jù)，飛機(jī)只有通過了全機(jī)靜力試驗(yàn)，才能最終確定飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度是否滿足設(shè)計要求。

2) 全機(jī)疲勞試驗(yàn)即全機(jī)耐久性/損傷容限試驗(yàn)，主要目的是暴露結(jié)構(gòu)的疲勞薄弱部位、確定裂紋擴(kuò)展壽命、確定結(jié)構(gòu)的使用壽命，驗(yàn)證結(jié)構(gòu)是否滿足耐久性/損傷容限設(shè)計要求，為結(jié)構(gòu)設(shè)計、工藝改進(jìn)提供依據(jù)。全機(jī)疲勞試驗(yàn)包括耐久性、損傷容限和剩余強(qiáng)度試驗(yàn)等幾個階段。

全機(jī)地面強(qiáng)度試驗(yàn)技術(shù)，即為完成全機(jī)地面強(qiáng)度試驗(yàn)等項目而采取的試驗(yàn)方法和技術(shù)措施，包括全機(jī)靜力和疲勞試驗(yàn)技術(shù)。大部分的疲勞試驗(yàn)技術(shù)也可用于靜力試驗(yàn)，兩者互通性較高[3]。早期的飛機(jī)通過在飛機(jī)結(jié)構(gòu)上施加重物的方式來驗(yàn)證飛機(jī)結(jié)構(gòu)的強(qiáng)度。隨著幾次因結(jié)構(gòu)疲勞而導(dǎo)致災(zāi)難性事故的發(fā)生，科研人員逐步認(rèn)識到疲勞強(qiáng)度的重要性，開始考慮飛機(jī)的疲勞強(qiáng)度問題，并且隨著引入液壓操縱技術(shù)與裝置、集中載荷的分散加載方法(多級杠桿原理)，試驗(yàn)加載更加真實(shí)、精確。在20世紀(jì)80年代后隨著計算機(jī)技術(shù)的應(yīng)用，實(shí)現(xiàn)了強(qiáng)度試驗(yàn)的多加載點(diǎn)同步協(xié)調(diào)加載，使強(qiáng)度試驗(yàn)的加載精度、速度與安全性得到大幅提高，也使得飛機(jī)能夠加速地進(jìn)行疲勞試驗(yàn)，更快地確定使用壽命[4-5]。目前，全機(jī)地面強(qiáng)度試驗(yàn)技術(shù)已從原來的以試驗(yàn)加載技術(shù)為主向多元化方向發(fā)展，包括試驗(yàn)規(guī)劃[6]、載荷處理[7-8]、數(shù)字化設(shè)計[9]、飛機(jī)支持[10]、試驗(yàn)承載[11]、試驗(yàn)加載[12]、試驗(yàn)測量[13-15]、試驗(yàn)控制[16]、數(shù)據(jù)分析[17]、損傷檢測、健康監(jiān)測[18-22]等多項內(nèi)容。

全機(jī)地面強(qiáng)度試驗(yàn)技術(shù)有歐美和蘇聯(lián)兩大技術(shù)體系[6]，區(qū)別在于：蘇聯(lián)采用集中承載柱/梁、膠布帶-杠桿系統(tǒng)的軟式加載方式，而歐美采用整體加載框架、拉壓墊-杠桿系統(tǒng)的硬式加載方式。中國師承蘇聯(lián)并不斷創(chuàng)新發(fā)展，形成了自己的一套試驗(yàn)技術(shù)體系。但隨著戰(zhàn)斗機(jī)的更新?lián)Q代，新一代戰(zhàn)斗機(jī)對全機(jī)地面強(qiáng)度試驗(yàn)提出了更高的要求。

以滿足新一代戰(zhàn)斗機(jī)全機(jī)地面強(qiáng)度試驗(yàn)新要求為目標(biāo)，試驗(yàn)團(tuán)隊解讀相關(guān)試驗(yàn)標(biāo)準(zhǔn)，分析了新一代戰(zhàn)斗機(jī)結(jié)構(gòu)特點(diǎn)、技術(shù)難點(diǎn)和新的要求，制定了試驗(yàn)技術(shù)研究計劃，從試驗(yàn)的規(guī)劃、設(shè)計、支持、加載、測/控、檢測與監(jiān)測等多方面制定了總體技術(shù)方案、進(jìn)行了技術(shù)研究，形成了多項技術(shù)成果，包括全硬式單側(cè)雙向加載技術(shù)、試驗(yàn)綜合平臺設(shè)計技術(shù)、試驗(yàn)邊界條件模擬技術(shù)、動力系統(tǒng)設(shè)計技術(shù)等。

在新一代戰(zhàn)斗機(jī)多架次全機(jī)地面強(qiáng)度試驗(yàn)(下文稱：全機(jī)靜力/疲勞試驗(yàn))中，這些新技術(shù)得到全面應(yīng)用和驗(yàn)證，并不斷發(fā)展、完善，逐步形成了新一代戰(zhàn)斗機(jī)全機(jī)地面強(qiáng)度試驗(yàn)技術(shù)，確保了新一代戰(zhàn)斗機(jī)的按期首飛、持續(xù)試飛和正式服役，并支持飛機(jī)的設(shè)計改進(jìn)與定型，確保了按期裝備部隊和飛行安全。

1 試驗(yàn)方案

1.1 試驗(yàn)要求

依據(jù)GJB67.6A—2008《軍用飛機(jī)強(qiáng)度和剛度規(guī)范—重復(fù)、耐久性和損傷容限》、GJB67.9A—2008《軍用飛機(jī)強(qiáng)度和剛度規(guī)范—地面試驗(yàn)》等[1]標(biāo)準(zhǔn)的相關(guān)試驗(yàn)驗(yàn)證要求，需規(guī)劃進(jìn)行新一代戰(zhàn)斗機(jī)全機(jī)靜力/疲勞試驗(yàn)。標(biāo)準(zhǔn)中關(guān)于全機(jī)靜力/疲勞試驗(yàn)主要試驗(yàn)驗(yàn)證內(nèi)容詳見表1。

表1 全機(jī)靜力/疲勞試驗(yàn)驗(yàn)證內(nèi)容

根據(jù)相關(guān)標(biāo)準(zhǔn)要求，新一代戰(zhàn)斗機(jī)先后共規(guī)劃了多架次的全機(jī)靜力/疲勞試驗(yàn)。

1.2 試驗(yàn)機(jī)特點(diǎn)

新一代戰(zhàn)斗機(jī)全機(jī)靜力/疲勞試驗(yàn)飛機(jī)是嚴(yán)格按照國軍標(biāo)相關(guān)設(shè)計與制造的要求進(jìn)行生產(chǎn)和檢驗(yàn)，主要結(jié)構(gòu)包括：完整的機(jī)身主結(jié)構(gòu)，含武器艙、起落架艙、油箱、座艙、發(fā)動機(jī)艙、進(jìn)氣道等；完整的機(jī)翼，含前襟、副翼、油箱等；其他翼面，含全動垂尾、固定腹鰭、全動鴨翼；起落架、發(fā)動機(jī)、作動器、掛點(diǎn)等結(jié)構(gòu)采用假件。新一代戰(zhàn)斗機(jī)特殊的結(jié)構(gòu)形式和載荷分布，給全機(jī)靜力/疲勞試驗(yàn)帶來了諸多技術(shù)難題。

1.3 試驗(yàn)難點(diǎn)

新一代戰(zhàn)斗機(jī)起飛重量大、機(jī)動過載大，導(dǎo)致了試驗(yàn)的規(guī)模大、載荷大，并且飛機(jī)的使用壽命長、損傷檢測的要求高，對試驗(yàn)的加載精度與速度、可靠性與安全性、檢查/維護(hù)便捷性、損傷檢測與監(jiān)測等方面提出了更高的要求。試驗(yàn)的主要技術(shù)難點(diǎn)有：

1) 如何降低試驗(yàn)規(guī)模、加快試驗(yàn)速度。試驗(yàn)規(guī)模大、載荷大，需要設(shè)置更多的加載點(diǎn)才能滿足試驗(yàn)要求，從而導(dǎo)致試驗(yàn)系統(tǒng)整體可靠性降低、靜力試驗(yàn)工況間試驗(yàn)換裝時間加長、疲勞試驗(yàn)的運(yùn)行速度降低。需通過研究、應(yīng)用新的加載技術(shù)以替代傳統(tǒng)的“膠布帶-杠桿系統(tǒng)”加載方法，以節(jié)約加載點(diǎn)數(shù)量、提高加載點(diǎn)響應(yīng)速度。

2) 如何實(shí)現(xiàn)支持、加載與扣重等邊界條件的精確模擬。在以往的試驗(yàn)中：飛機(jī)支持約束多采用“撬杠-立柱”形式，結(jié)構(gòu)變形會導(dǎo)致約束系統(tǒng)給飛機(jī)附多余約束力，影響試驗(yàn)精度。加載點(diǎn)設(shè)計時不能充分考慮自由度，結(jié)構(gòu)變形會導(dǎo)致加載點(diǎn)處附加其他方向分力。在以往試驗(yàn)中未能實(shí)現(xiàn)飛機(jī)結(jié)構(gòu)、加載設(shè)備等重量的完全扣除，導(dǎo)致加載不準(zhǔn)確。需通過研究新的支持、加載與扣重技術(shù)，解決飛機(jī)邊界條件難以準(zhǔn)確模擬的問題。

3) 如何滿足試驗(yàn)可靠性與安全性、檢查/維護(hù)便捷性的要求。試驗(yàn)系統(tǒng)、設(shè)備多而復(fù)雜，包括整體承載框架、檢查維護(hù)平臺、線纜線槽、測控設(shè)備、照明與監(jiān)控設(shè)備、液壓與充氣設(shè)備等，如何將這些系統(tǒng)和設(shè)備進(jìn)行集成設(shè)計、統(tǒng)一管理并且有機(jī)結(jié)合、互不干擾，是一大難題。需通過規(guī)劃、設(shè)計試驗(yàn)綜合平臺系統(tǒng)，以實(shí)現(xiàn)試驗(yàn)各復(fù)雜系統(tǒng)的高度融合，滿足試驗(yàn)的加載點(diǎn)承載、檢查/維護(hù)、各類設(shè)備布置、照明與監(jiān)控等需求。

4) 如何滿足試驗(yàn)動力的穩(wěn)定供給，提高動力裝置的使用、維護(hù)的便捷性與抗干擾能力。試驗(yàn)的動力是指液壓作動筒使用的高壓油、充氣臺使用的高壓氣及各類設(shè)備使用的電源等。液壓作動筒、加載充氣臺等設(shè)備多而復(fù)雜，相對分散，不易檢查、維護(hù)。液壓管路、充氣管路連接復(fù)雜、易出錯，安全可靠性需提高。用電設(shè)備多，存在電磁干擾、漏電等問題，影響試驗(yàn)的安全、穩(wěn)定。需通合理的規(guī)劃、設(shè)計，使各類動力設(shè)備合理布置、便于使用與維護(hù)，采用新技術(shù)、新設(shè)備提高動力系統(tǒng)可靠性和抗干擾能力。

2 總體技術(shù)方案

全機(jī)靜力/疲勞試驗(yàn)總體技術(shù)方案內(nèi)容包括載荷處理與譜編制、試驗(yàn)邊界條件模擬、試驗(yàn)綜合平臺、試驗(yàn)動力系統(tǒng)、試驗(yàn)控制與測量、試驗(yàn)損傷檢測與監(jiān)測等方面。通過制定總體技術(shù)方案，明確了當(dāng)前的技術(shù)瓶頸、確定了后續(xù)技術(shù)研究與改進(jìn)的主要方向和目標(biāo)，對試驗(yàn)項目起著總體宏觀規(guī)劃與總體協(xié)調(diào)的作用。

2.1 載荷處理與譜編制

在全機(jī)靜力/疲勞試驗(yàn)中，從氣動載荷的氣壓分布場至試驗(yàn)加載的有限個作動器加載點(diǎn)，需多步驟對載荷進(jìn)行處理，關(guān)鍵步驟包含有限元離散化、包線工況分析、載荷集中、加載節(jié)點(diǎn)選取、節(jié)點(diǎn)載荷確定、杠桿系統(tǒng)與加載執(zhí)行系統(tǒng)設(shè)計，最終通過控制系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)載荷的協(xié)調(diào)同步施加。

在全機(jī)疲勞試驗(yàn)中，還需要編制載荷實(shí)施譜，通過試驗(yàn)控制系統(tǒng)來實(shí)施加載，分2個步驟：首先列出所有工況的全部加載點(diǎn)載荷；然后根據(jù)載荷譜中飛-續(xù)-飛譜的試驗(yàn)加載順序調(diào)用加載點(diǎn)載荷。載荷實(shí)施譜可以模擬飛機(jī)地面-空中-地面的飛行狀態(tài)。

2.2 試驗(yàn)邊界條件模擬

全機(jī)靜力/疲勞試驗(yàn)中，需要準(zhǔn)確模擬飛機(jī)的邊界條件，包括試驗(yàn)的支持約束、加載與扣重等，使飛機(jī)的邊界條件與真實(shí)情況相近，從而保證試驗(yàn)數(shù)據(jù)的準(zhǔn)確性、真實(shí)性。

試驗(yàn)支持約束主要用于固定飛機(jī)，約束飛機(jī)的6個自由度使飛機(jī)處于靜定狀態(tài)，在試驗(yàn)過程中承受加載誤差并可調(diào)節(jié)飛機(jī)的姿態(tài)。飛機(jī)約束位置一般為結(jié)構(gòu)較強(qiáng)、剛度較大的部位。全機(jī)靜力試驗(yàn)可根據(jù)不同工況設(shè)置多種支持形式，全機(jī)疲勞試驗(yàn)僅采用一種支持形式來滿足所有工況的試驗(yàn)支持。典型的飛機(jī)支持形式如圖1所示。

圖1 全機(jī)浮空靜定支持示意圖

試驗(yàn)加載采用拉壓墊/膠布帶-杠桿等系統(tǒng)，將液壓作動筒集中載荷分散為拉壓墊/膠布帶處的節(jié)點(diǎn)載荷，使氣動載荷的模擬更加精確。拉壓墊/膠布帶-杠桿系統(tǒng)效果圖見圖2。

試驗(yàn)機(jī)一般在0g(靜止)狀態(tài)下開展全機(jī)靜力/疲勞試驗(yàn)，需要對飛機(jī)結(jié)構(gòu)重量、加載設(shè)備重量等進(jìn)行扣除，以保證試驗(yàn)的準(zhǔn)確性。一般采用撬杠、滑輪等扣重方式將重量扣除，扣重系統(tǒng)如圖3所示。

圖2 拉壓墊/膠布帶-杠桿系統(tǒng)示意圖

圖3 扣重系統(tǒng)示意圖

2.3 試驗(yàn)綜合平臺

試驗(yàn)綜合平臺的設(shè)計與規(guī)劃，需要集成承載系統(tǒng)、檢查/維護(hù)平臺、監(jiān)控與照明等系統(tǒng)、測控設(shè)備等，進(jìn)行多因素耦合設(shè)計，使其融合為一套綜合試驗(yàn)系統(tǒng)且可實(shí)現(xiàn)各分系統(tǒng)的多種功能。

1) 承載系統(tǒng)，用于承受作動筒的集中載荷，滿足試驗(yàn)機(jī)的加載需要。有集中承載柱/梁、整體框架等2種典型承載系統(tǒng)，如圖4所示。

圖4 承載系統(tǒng)效果圖

2) 檢查/維護(hù)平臺，用于檢查飛機(jī)、加載設(shè)備等，維護(hù)試驗(yàn)加載、測控等設(shè)備。

3) 監(jiān)控與照明，包括監(jiān)控系統(tǒng)線路、終端、主機(jī)與顯示，照明系統(tǒng)線路、光源與電源。

4) 測控設(shè)備，包括控制、測量系統(tǒng)的線纜、機(jī)柜及其附屬設(shè)備、測量的應(yīng)變片、位移傳感器等。

2.4 試驗(yàn)動力系統(tǒng)

試驗(yàn)動力系統(tǒng)是指驅(qū)動試驗(yàn)運(yùn)行的動力設(shè)備、動力源等。包括油(液壓作動器及管路)、氣(充氣臺及管路)、電(電源及電路)等：

1) 針對力控加載點(diǎn)，高壓液壓油通過管路輸送到作動筒，通過控制系統(tǒng)與作動筒模塊，使作動筒輸出力載荷，來實(shí)現(xiàn)試驗(yàn)力載荷施加。

2) 針對充氣加載點(diǎn)，高壓氣體通過管路輸送到充氣臺，通過控制系統(tǒng)和充氣閥，使充氣臺輸出充氣載荷，來實(shí)現(xiàn)試驗(yàn)氣壓載荷施加。

3) 電源主要用于給照明與監(jiān)控設(shè)備、測控設(shè)備、液壓作動筒、充氣臺等設(shè)備和系統(tǒng)供電，使各試驗(yàn)設(shè)備正常、穩(wěn)定運(yùn)行。

2.5 試驗(yàn)控制與測量

采用多通道同步協(xié)調(diào)加載控制系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)試驗(yàn)的加載控制，控制系統(tǒng)、液壓作動筒/充氣臺、測力/氣壓傳感器組成一個控制閉環(huán)，實(shí)現(xiàn)載荷的精確加載，通過設(shè)置動/靜踏步保證加載精度、控制保護(hù)限保證加載安全可靠、應(yīng)急回收功能實(shí)現(xiàn)故障后的數(shù)據(jù)回收。

試驗(yàn)采用多通道同步采集系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)測量數(shù)據(jù)采集與回收，根據(jù)需要配置足夠通道的數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)、應(yīng)變片和位移傳感器等，同步采集和回收試驗(yàn)應(yīng)變、位移等測量數(shù)據(jù)。

2.6 試驗(yàn)損傷檢測與監(jiān)測

在飛機(jī)交付前，對飛機(jī)進(jìn)行全面的無損檢測，以確認(rèn)飛機(jī)交付狀態(tài)。在靜力試驗(yàn)加載、疲勞試驗(yàn)運(yùn)行過程中，對飛機(jī)狀態(tài)進(jìn)行實(shí)時損傷檢測和健康監(jiān)測，能快速檢測并判斷試驗(yàn)損傷。在試驗(yàn)結(jié)束后，開展無損檢測以確定飛機(jī)是否產(chǎn)生損傷和有害變形，確認(rèn)試驗(yàn)前、試驗(yàn)中與試驗(yàn)后等階段的飛機(jī)狀態(tài)是否一致。

3 試驗(yàn)技術(shù)

3.1 全硬式單側(cè)雙向加載技術(shù)

全硬式單側(cè)雙向加載技術(shù)是一種先進(jìn)的載荷施加技術(shù)，能模擬施加飛機(jī)氣動、慣性等載荷并實(shí)現(xiàn)飛機(jī)單側(cè)雙向加載，優(yōu)點(diǎn)有：載荷傳遞路徑短、響應(yīng)快，大幅提高加載速度和效率；節(jié)約加載點(diǎn)數(shù)量，降低安裝工作量，提高試驗(yàn)穩(wěn)定性，利于實(shí)時檢查、監(jiān)測和無損檢測。在國內(nèi)外全機(jī)靜力/疲勞試驗(yàn)中的應(yīng)用情況如圖5和圖6所示。

圖5 國外單側(cè)雙向加載技術(shù)應(yīng)用

圖6 國內(nèi)單側(cè)雙向加載技術(shù)應(yīng)用

全硬式單側(cè)雙向加載主要是通過拉壓墊-杠桿系統(tǒng)等裝置來實(shí)現(xiàn)，該裝置包括拉壓墊、雙向加載杠桿2部分。主要創(chuàng)新點(diǎn)包括拉壓墊設(shè)計與粘貼技術(shù)、雙向加載杠桿設(shè)計技術(shù)等[23-24]。

3.1.1 拉壓墊設(shè)計與粘貼技術(shù)

拉壓墊技術(shù)研究主要分為拉壓墊設(shè)計研究與拉壓墊粘貼研究2方面。

拉壓墊設(shè)計技術(shù)研究經(jīng)歷了4個階段。初代拉壓墊由膠布帶、橡膠、夾具和鋁棒組成，解決了施加雙向載荷的問題，但由于結(jié)構(gòu)設(shè)計形式的局限性導(dǎo)致拉壓墊會產(chǎn)生間隙、出現(xiàn)松弛，傳載不均勻。第二/三代拉壓墊的設(shè)計形式簡化為“鋁板+橡膠塊”形式，在鋁板上預(yù)留連接接口，第三代較第二代在形式上未改進(jìn)、在粘貼穩(wěn)定性上有所提高，但都未充分考慮疲勞性能，較為笨重、粘貼面較多、連接強(qiáng)度較低，且不適用于飛機(jī)曲面結(jié)構(gòu)。第四代拉壓墊采用新的設(shè)計理念與制作方法：首次研發(fā)了曲面拉壓墊，擴(kuò)大了使用范圍和潛力，為實(shí)現(xiàn)全硬式單側(cè)雙向加載提供了前提條件。通過增加連接襯套、優(yōu)化結(jié)構(gòu)形式等，提高了疲勞性能、連接穩(wěn)定性，減輕了重量，采用熱硫化工藝，將橡膠與鋁塊硫化成一體，較原來的粘貼形式連接強(qiáng)度大幅提高。經(jīng)過幾代拉壓墊的設(shè)計與應(yīng)用經(jīng)驗(yàn)的積累、技術(shù)的發(fā)展，最終形成了標(biāo)準(zhǔn)化、系列化的新型拉壓墊，并得到了大規(guī)模成功應(yīng)用。拉壓墊示意圖見圖7。

拉壓墊粘貼技術(shù)研究：為了不破壞飛機(jī)自身結(jié)構(gòu)，拉壓墊均需通過粘接劑與飛機(jī)連接，拉壓墊與飛機(jī)的粘貼強(qiáng)度直接影響拉壓墊的使用載荷和穩(wěn)定性。研究團(tuán)隊一直在持續(xù)地進(jìn)行拉壓墊粘貼技術(shù)的研究、技術(shù)完善，先后開展了各類粘貼驗(yàn)證試驗(yàn)，從粘接劑種類、粘接界面、粘接環(huán)境、粘接壓力、粘接材料等不同方面共驗(yàn)證了十幾種不同的粘接劑，驗(yàn)證使用了上千塊拉壓墊。最終，粘貼的拉壓墊滿足了強(qiáng)度、疲勞、穩(wěn)定性等多方面需求，粘貼周期由7天縮短到了3天，并編制了多份《拉壓墊粘貼工藝規(guī)程》。驗(yàn)證試驗(yàn)示意圖如圖8所示。

3.1.2 雙向加載杠桿設(shè)計技術(shù)

由于拉壓墊-杠桿系統(tǒng)載荷模擬準(zhǔn)確、加載效率高，能夠施加雙向載荷，便于試驗(yàn)件無損檢測等優(yōu)點(diǎn)，近些年來在國內(nèi)得到了迅速發(fā)展和廣泛應(yīng)用。與膠布帶-杠桿系統(tǒng)的軟式連接、單向傳載的形式相比，雙向加載的硬式連接杠桿系統(tǒng)設(shè)計更為復(fù)雜，需要綜合考慮傳載準(zhǔn)確性、系統(tǒng)靈活性及穩(wěn)定性等多方面因素。

圖7 拉壓墊示意圖

圖8 拉壓墊粘貼驗(yàn)證試驗(yàn)

為了更好地滿足新一代戰(zhàn)斗機(jī)全機(jī)靜力/疲勞試驗(yàn)的需求，改善原有技術(shù)的不足，進(jìn)行不斷的技術(shù)研究與驗(yàn)證，先后設(shè)計、研究和應(yīng)用了四代雙向加載杠桿系統(tǒng)，在新一代戰(zhàn)斗機(jī)多個架次的全機(jī)靜力/疲勞試驗(yàn)中得到了成功應(yīng)用，見圖9。其中，第四代拉壓墊在前三代雙向加載杠桿系統(tǒng)的應(yīng)用經(jīng)驗(yàn)與基礎(chǔ)上，進(jìn)行了重大設(shè)計改進(jìn)，杠桿系統(tǒng)重量更輕，傳載形式更加合理，靈活性好，不限制加載點(diǎn)處飛機(jī)結(jié)構(gòu)的局部變形，并且擁有足夠的穩(wěn)定性和耐久性。在通過優(yōu)化設(shè)計、分析及試驗(yàn)驗(yàn)證，確認(rèn)技術(shù)成熟、安全可靠后，首次在疲勞試驗(yàn)中進(jìn)行了大規(guī)模應(yīng)用，大大提高了試驗(yàn)運(yùn)行速度和效率。

圖9 拉壓墊-杠桿系統(tǒng)示意圖

3.1.3 應(yīng)用效果

全硬式單側(cè)雙向加載技術(shù)滿足了新一代戰(zhàn)斗機(jī)的機(jī)翼(含副翼、襟翼等活動翼面)、鴨翼、垂尾、機(jī)身(側(cè)向表面、下表面、邊條等處)等多處部位的單側(cè)雙向加載，在國內(nèi)首次實(shí)現(xiàn)了全機(jī)規(guī)模的全硬式單側(cè)雙向加載，提高了試驗(yàn)效率、節(jié)約了設(shè)備占用空間、提高了檢查/維護(hù)的便捷性。新一代戰(zhàn)斗機(jī)與某三代戰(zhàn)斗機(jī)全機(jī)疲勞試驗(yàn)的對比情況詳見表2。

新一代戰(zhàn)斗機(jī)尺寸較某三代戰(zhàn)斗機(jī)更大，但在大規(guī)模應(yīng)用了全硬式單側(cè)雙向加載技術(shù)后，加載規(guī)模降低、運(yùn)行速度加快。

3.2 試驗(yàn)綜合平臺設(shè)計技術(shù)

試驗(yàn)綜合平臺設(shè)計包括：承載框架設(shè)計、檢查/維護(hù)平臺設(shè)計、監(jiān)控與照明等系統(tǒng)設(shè)計規(guī)劃、測控設(shè)備設(shè)計規(guī)劃等。在新一代戰(zhàn)斗機(jī)全機(jī)靜力/疲勞試驗(yàn)中，試驗(yàn)綜合平臺逐步的發(fā)展、完善，結(jié)構(gòu)更加安全可靠、子系統(tǒng)更多、功能更完善、使用更便捷、融合度更高，從最初的僅能滿足承載需要，到能實(shí)現(xiàn)檢查/維護(hù)的需要，最終滿足了試驗(yàn)的承載、檢查/維護(hù)、照明與監(jiān)控、測控等多功能需求，并實(shí)現(xiàn)了各系統(tǒng)的高度融合。

3.2.1 綜合平臺設(shè)計

在試驗(yàn)綜合平臺設(shè)計前，詳細(xì)的分析試驗(yàn)特點(diǎn)、需求與要求，編制總體設(shè)計方案，提出相關(guān)設(shè)計要求、目的、內(nèi)容和指標(biāo)等，指導(dǎo)試驗(yàn)綜合平臺設(shè)計、安裝與使用。根據(jù)設(shè)計要求制定了設(shè)計目標(biāo)：實(shí)現(xiàn)所有加載作動筒固定、為檢查/維護(hù)平臺提供支撐、為監(jiān)控與照明系統(tǒng)提供支持、為測控等試驗(yàn)設(shè)備的合理布置提供空間。以往試驗(yàn)中大多在地面布置加載底座和立柱實(shí)現(xiàn)作動筒的固定和加載，此種加載方式增加現(xiàn)場設(shè)備的擺放量，容易造成現(xiàn)場設(shè)備運(yùn)輸、工具出入困難。

表2 兩項全機(jī)疲勞試驗(yàn)對比

首次提出了“無頂棚式”的承載框架設(shè)計新理念：加載形式上取消了機(jī)身上側(cè)加載點(diǎn)，利用新加載技術(shù)，在機(jī)身下側(cè)布置加載點(diǎn)，解決機(jī)身加載問題，此種加載形式可取消飛機(jī)上側(cè)框架設(shè)計，減少設(shè)計工作。承載框架根據(jù)飛機(jī)高度設(shè)計分為上、下2層，上層為檢查平臺提供支撐，視野開闊、方便檢查，下層用于固定加載底座和立柱等設(shè)備，地面為底層，不擺放加載設(shè)備，利于人員和設(shè)備的出入、飛機(jī)和設(shè)備的檢查/維護(hù)。承載框架示意圖見圖10。

根據(jù)試驗(yàn)檢查平臺功能特點(diǎn)，設(shè)計新型“桁架-花紋板”式平臺，實(shí)現(xiàn)了飛機(jī)和試驗(yàn)設(shè)備的“全包圍”檢查/維護(hù)，使用方便、安全性高、重量輕、剛度好、外形美觀。根據(jù)試驗(yàn)綜合平臺特點(diǎn)，上層為開敞形式，無需布置照明設(shè)施，下層平臺與底層地面處，環(huán)繞機(jī)身布置照明設(shè)備，滿足現(xiàn)場照明需求。根據(jù)試驗(yàn)監(jiān)控需要，在綜合平臺上間隔布置錄像監(jiān)控系統(tǒng)，實(shí)時監(jiān)控試驗(yàn)狀態(tài)，監(jiān)控設(shè)備維護(hù)方便，線纜設(shè)計融入綜合平臺中。根據(jù)飛機(jī)特點(diǎn)，將測量和控制設(shè)備布置在機(jī)身后側(cè)，控制和測量線纜固定在框架下層平臺下表面，減少下層平臺設(shè)備擺放，有利于試驗(yàn)設(shè)備的檢查、維護(hù)和集中管理，同時使下層平臺更美觀、整潔。試驗(yàn)設(shè)備布置情況見圖11。

3.2.2 關(guān)鍵結(jié)構(gòu)強(qiáng)度分析

承載框架作為試驗(yàn)綜合平臺的基礎(chǔ)支撐結(jié)構(gòu)，是試驗(yàn)綜合平臺的關(guān)鍵部分，需進(jìn)行強(qiáng)度分析和優(yōu)化設(shè)計，確保結(jié)構(gòu)強(qiáng)度、剛度和穩(wěn)定性[25-26]。根據(jù)有限元分析結(jié)果對框架型材和結(jié)構(gòu)進(jìn)行了迭代優(yōu)化設(shè)計，優(yōu)化設(shè)計后的強(qiáng)度分析結(jié)果見圖12，框架安全裕度大于5，滿足框架的設(shè)計要求，能安全、可靠地承受試驗(yàn)的各類載荷、各類設(shè)備重量。

圖10 承載框架示意圖

圖11 試驗(yàn)設(shè)備布置示意圖

圖12 承載框架有限元分析結(jié)果

3.2.3 應(yīng)用效果

將承載框架、檢查/維護(hù)平臺、監(jiān)控照明系統(tǒng)和測控設(shè)備等進(jìn)行了多系統(tǒng)耦合設(shè)計，效果圖見圖13。試驗(yàn)應(yīng)用的結(jié)果證明，所有加載點(diǎn)加載滿足試驗(yàn)需求，整個試驗(yàn)的檢查與維護(hù)工作更便捷，提高了試驗(yàn)的可靠性，首次實(shí)現(xiàn)了全機(jī)疲勞試驗(yàn)全包圍、無死角的帶載無損檢查。

圖13 試驗(yàn)綜合平臺設(shè)計效果圖

3.3 邊界條件模擬技術(shù)

試驗(yàn)邊界條件模擬是否準(zhǔn)確直接關(guān)系到試驗(yàn)的加載準(zhǔn)確性、約束穩(wěn)定性和扣重精確性等。邊界條件模擬技術(shù)主要包括低附加約束支持系統(tǒng)設(shè)計、低附加力加載點(diǎn)設(shè)計、斜向加載點(diǎn)扣重設(shè)計等技術(shù)內(nèi)容。

3.3.1 低附加約束支持系統(tǒng)設(shè)計技術(shù)

在以往全機(jī)靜力/疲勞試驗(yàn)中，試驗(yàn)多采用“撬杠-立柱”的垂向約束形式，由于空間限制等因素導(dǎo)致約束位置距約束裝置較近，變形后引起其他方向的附加約束較大。本次設(shè)計吸取了以往的經(jīng)驗(yàn)教訓(xùn)，對支持系統(tǒng)進(jìn)行改進(jìn)，如圖14所示：垂向約束采用“撐桿式”設(shè)計形式，釋放了約束空間，飛機(jī)變形后引起的附加約束力降低，且撐桿結(jié)構(gòu)簡單，占用空間小，避免了干涉問題；側(cè)向約束采用“對拉”設(shè)計形式，拉伸并固定于較遠(yuǎn)距離，增加了約束的穩(wěn)定性，大幅減小了變形引起的附加約束力；航向約束采用“均載器”設(shè)計形式，將約束2個位置合并為一個約束點(diǎn)的同時又不影響相對變形、不增加剛度，約束更真實(shí)。

3.3.2 低附加力加載點(diǎn)設(shè)計技術(shù)

在以往全機(jī)靜力/疲勞試驗(yàn)的加載點(diǎn)設(shè)計中，特別是接頭、卡板、初代拉壓墊-杠桿等硬式加載點(diǎn)，不考慮加載點(diǎn)的自由度問題，多采用“大孔小螺栓”的連接方式，飛機(jī)變形后連接處會出現(xiàn)卡滯、傳載不均勻、附加額外力等問題。本次設(shè)計吸取了以往的經(jīng)驗(yàn)教訓(xùn)，對加載點(diǎn)進(jìn)行設(shè)計改進(jìn)：對整套加載點(diǎn)系統(tǒng)進(jìn)行自由度設(shè)計，考慮作動筒底座、傳感器、接頭、杠桿、拉壓墊、飛機(jī)等多個部位自由度的釋放與限制，整個加載點(diǎn)系統(tǒng)處于靜定狀態(tài)，能快速傳遞雙向載荷，提高了加載點(diǎn)的傳載穩(wěn)定性和可靠性；加載點(diǎn)系統(tǒng)各連接處采用“緊配合”的設(shè)計形式，杜絕了裝配間隙，加快了傳載速度，并設(shè)計采用了“易裝配”裝置(法蘭、錐形套等)以便于拆裝；采用有限元分析方法，對整套加載點(diǎn)系統(tǒng)進(jìn)行了強(qiáng)度、剛度、穩(wěn)定性與自由度分析，并規(guī)劃完成了驗(yàn)證試驗(yàn)，確保了加載點(diǎn)安全可靠且附加力小。加載點(diǎn)系統(tǒng)有限元分析示意圖如圖15所示。

圖14 低附加約束系統(tǒng)設(shè)計效果圖

圖15 加載點(diǎn)系統(tǒng)分析示意圖

3.3.3 斜向加載點(diǎn)扣重技術(shù)

針對新一代戰(zhàn)斗的結(jié)構(gòu)形式特點(diǎn)，如垂尾、鴨翼、腹鰭等為斜翼面，原扣重方法無法滿足其要求，不能實(shí)現(xiàn)結(jié)構(gòu)與設(shè)備重量的完全扣除，并且以往的試驗(yàn)中也未完全考慮作動筒的扣重問題。本次設(shè)計、研究并應(yīng)用了一種斜向扣重技術(shù)：首先，將飛機(jī)結(jié)構(gòu)重、加載設(shè)備重進(jìn)行合成換算，求出總重心和重量；其次，將重量分解為沿加載方向和垂直加載方向的2個分力；最后，通過作動筒施加扣重載荷將沿作動筒方向的重量分量扣除，在扣重點(diǎn)處通過滑輪反配重的形式將垂直作動筒方向的重量分量扣除。該技術(shù)能實(shí)現(xiàn)飛機(jī)結(jié)構(gòu)及所有設(shè)備重量的完全扣除，無附加重量傳遞到飛機(jī)上，扣重更真實(shí)、精確，扣重載荷計算方便，結(jié)構(gòu)形式緊湊、易操作，使飛機(jī)重量的計算與實(shí)測對比誤差由5%降低至了2%。斜向扣重設(shè)計效果圖見圖16。

圖16 斜向扣重設(shè)計效果圖

3.4 動力系統(tǒng)設(shè)計技術(shù)

以往全機(jī)靜力/疲勞試驗(yàn)動力系統(tǒng)設(shè)計規(guī)劃較簡單，僅采用現(xiàn)有設(shè)備進(jìn)行簡單安裝、連接與調(diào)試，以實(shí)現(xiàn)其基本功能[27-28]。新一代戰(zhàn)斗機(jī)對于試驗(yàn)安全性、可靠性的要求更高，試驗(yàn)動力系統(tǒng)關(guān)系到試驗(yàn)成敗，因此需進(jìn)行詳細(xì)的設(shè)計規(guī)劃，并采用新設(shè)備、新方法，以達(dá)到設(shè)計目標(biāo)。本次動力系統(tǒng)設(shè)計的創(chuàng)新內(nèi)容包括：

1) 液壓設(shè)備、管路設(shè)計與規(guī)劃。針對加載點(diǎn)載荷和變形設(shè)計了專用作動筒，優(yōu)化了作動筒的重量和行程，減小了作動筒重量，避免了作動筒行程浪費(fèi)。將保護(hù)模塊與作動筒分離安裝，保護(hù)模塊集中安裝，便于作業(yè)人員開/關(guān)油路、檢查液壓設(shè)備運(yùn)行狀態(tài)、設(shè)備集中管理與維護(hù)。主管道與保護(hù)模塊之間采用硬管代替軟管，現(xiàn)場管道整潔、便利，保護(hù)模塊的出口至作動筒采用橡膠軟管連接，軟管更有利于吸收液壓振動。為防止油管連接錯誤，對液壓設(shè)備高、低壓接頭的進(jìn)行防錯設(shè)計，避免連接錯誤，提高可靠性。作動筒與模塊分離示意圖見圖17。

2) 充氣臺、管路設(shè)計與規(guī)劃。針對充氣加載點(diǎn)多，充氣管路復(fù)雜等問題，設(shè)計并應(yīng)用了新型集成式充氣臺，簡化了管道連接，便于充氣臺的集中管理、操作和運(yùn)行狀態(tài)監(jiān)控，提高了設(shè)備使用的安全性、便捷性。由于以往試驗(yàn)的放氣速度較慢，成為影響試驗(yàn)效率的重要因素，因此設(shè)計采用了多出口的放氣回路，實(shí)現(xiàn)了1個充氣點(diǎn)同時控制多個放氣出口，提高了放氣速度。設(shè)計采用“氣水箱”裝置對飛機(jī)油箱等氣密結(jié)構(gòu)進(jìn)行物理保護(hù)，可通過調(diào)節(jié)水箱的水柱高度來控制最大氣壓值，當(dāng)氣壓超過設(shè)計值后，將水箱中水排出后進(jìn)行放氣，提高了充氣的安全性和可靠性。充氣加載系統(tǒng)示意圖見圖18。

3) 電源、電路的設(shè)計與規(guī)劃。試驗(yàn)測控設(shè)備、作動筒、充氣臺、照明與監(jiān)控設(shè)備等均需要穩(wěn)定的電源供給方能正常工作，電源、電路的設(shè)計與規(guī)劃直接關(guān)系到試驗(yàn)的安全、可靠與穩(wěn)定。設(shè)計、定制了專用配電柜，根據(jù)負(fù)載量身定做，核心試驗(yàn)設(shè)備分路控制互不影響，并減少插座使用以避免電涌、接觸不良等現(xiàn)象，提高了可靠性。設(shè)計采用電磁屏蔽罩、雙地線保護(hù)(電源地與信號地)防止電磁輻射干擾測量數(shù)據(jù)。統(tǒng)一規(guī)劃電路走線、設(shè)計專用電線槽，防止線纜磨損、漏電，降低電磁輻射，檢查/維護(hù)和使用更方便。

圖17 作動筒與控制模塊示意圖

圖18 充氣加載系統(tǒng)示意圖

4 試驗(yàn)技術(shù)發(fā)展與應(yīng)用

從新一代戰(zhàn)斗機(jī)第1架次全機(jī)靜力試驗(yàn)開始，便逐步開展新技術(shù)的研究與應(yīng)用，試驗(yàn)新技術(shù)得到了不斷發(fā)展與進(jìn)步，積累了豐富的應(yīng)用經(jīng)驗(yàn)，在新一代戰(zhàn)斗機(jī)全機(jī)疲勞試驗(yàn)中，得到大規(guī)模應(yīng)用。新一代戰(zhàn)斗機(jī)多架次的全機(jī)靜力/疲勞試驗(yàn)，也見證了多項試驗(yàn)新技術(shù)從無到有、從有到精的歷程。這些新技術(shù)的研究與成功應(yīng)用，大幅提升了中國戰(zhàn)斗機(jī)全機(jī)靜力/疲勞驗(yàn)的技術(shù)水平。

1) 在第1架次全機(jī)靜力試驗(yàn)中，部分應(yīng)用了單側(cè)雙向加載技術(shù)，實(shí)現(xiàn)了部分新技術(shù)的初步應(yīng)用，積累了新技術(shù)應(yīng)用經(jīng)驗(yàn)。

2) 在第2架次全機(jī)靜力試驗(yàn)中，部分應(yīng)用了試驗(yàn)綜合平臺設(shè)計技術(shù)、動力系統(tǒng)設(shè)計技術(shù)、單側(cè)雙向加載技術(shù)，實(shí)現(xiàn)了多項新技術(shù)的應(yīng)用。

3) 在全機(jī)疲勞試驗(yàn)中，應(yīng)用了全硬式單側(cè)雙向加載技術(shù)、試驗(yàn)綜合平臺設(shè)計技術(shù)、邊界條件模擬技術(shù)、動力系統(tǒng)設(shè)計技術(shù)等多項新技術(shù)，實(shí)現(xiàn)了多項新技術(shù)大規(guī)模成熟應(yīng)用。

5 結(jié) 論

以新一代戰(zhàn)斗機(jī)全機(jī)靜力/疲勞驗(yàn)為研究背景，分析了試驗(yàn)特點(diǎn)、要求和技術(shù)難點(diǎn)，制定了總計技術(shù)方案，規(guī)劃、研究了多項新技術(shù)，在多架次全機(jī)靜力/疲勞試驗(yàn)中成功應(yīng)用并不斷發(fā)展，形成了新一代戰(zhàn)斗機(jī)全機(jī)地面強(qiáng)度試驗(yàn)技術(shù)。

1) 通過全硬式單側(cè)雙向加載技術(shù)的研究與應(yīng)用，國內(nèi)首次實(shí)現(xiàn)了全機(jī)靜力/疲勞試驗(yàn)的全硬式單側(cè)雙向加載，縮減了規(guī)模，釋放了空間，加快了試驗(yàn)換裝效率、運(yùn)行速度，提高了試驗(yàn)安全可靠性。

2) 通過試驗(yàn)綜合平臺設(shè)計技術(shù)的研究與應(yīng)用，實(shí)現(xiàn)了試驗(yàn)現(xiàn)場承載框架、檢查/維護(hù)平臺、照明與監(jiān)控、試驗(yàn)設(shè)備等子系統(tǒng)的高度集成化及多功能融合，使試驗(yàn)現(xiàn)場整潔有序、安全便捷。

3) 通過邊界條件模擬技術(shù)的研究與應(yīng)用，使試驗(yàn)加載、支持與扣重等邊界條件模擬更加精準(zhǔn)，降低了附加力、附加約束及附加重量對試驗(yàn)的影響，提高了試驗(yàn)的精度、安全可靠性等。

4) 通過動力系統(tǒng)設(shè)計技術(shù)的研究與應(yīng)用，使液壓設(shè)備便于檢查、維護(hù)與管理，設(shè)備可靠與穩(wěn)定性提高，試驗(yàn)充氣加載的速度、安全可靠性大幅提升，電器設(shè)備的輻射、電涌、干擾等問題得到了解決，試驗(yàn)更安全、穩(wěn)定可靠。