一種高效的正常類飛機全機疲勞試驗方法

呂萬韜 熊 俊 趙新新

（中電科蕪湖通用航空產業技術研究院，蕪湖 241000）

0 引言

正常類飛機是CCAR-23 部中規定的9 座以下，最大起飛重量5 700 kg以內的非特技飛行的飛機。對于該類飛機機體結構疲勞性能的評定，AC23-13A建議的最可靠的驗證方法是進行全尺寸飛機疲勞試驗(以下簡稱全機疲勞試驗)。

CCAR 23.571、CCAR 23.572 和CCAR 23.573 為正常類飛機適航需表明疲勞符合性的主要條款要求，對于破壞后會導致災難性后果的結構，必須通過疲勞強度驗證其能承受使用過程中預期重復載荷，或通過破損安全驗證在某一主要結構失效后，剩余結構可承受規定的載荷，或對主要結構的損傷容限性能進行驗證。對于復合材料結構，必須按損傷容限要求進行驗證。

對于23 部飛機的研制，必須考慮其市場經濟性，這就要求型號研制每一項工作都快速且經濟，對于全機疲勞試驗也是如此。

1 國內全機疲勞試驗現狀

對于正常類飛機疲勞驗證要求，一般可以用分析、零部件疲勞試驗、全機疲勞試驗表明符合性，但只有全機疲勞試驗在載荷、構型、邊界條件等方面更接近真實結構。通常要求新機必須進行全機疲勞試驗，通過全機疲勞試驗暴露結構疲勞薄弱部位，驗證分析方法的正確性，確定裂紋擴展壽命，從而制定主結構檢修周期，進而表明對條款的符合性。

全機疲勞試驗流程如圖1所示，整個試驗流程核心在于載荷譜的編制和加載方案的設計。載荷譜中載荷級數決定了試驗周期的長短，加載方案決定了試驗的復雜程度與規模。

圖1 全機疲勞試驗基本流程

目前，國內飛機疲勞試驗使用載荷譜編制方法是直接利用相關規范提供的載荷譜數據與飛機的典型設計任務剖面結合起來編制。對于民機，首先按航線長短分為若干類，每類作為一個飛行剖面，每個飛行剖面細分為各個典型任務段，如地面滑跑、起飛爬升、巡航、下滑、著陸等等，將各量級載荷按實際情況分配至各個剖面及任務段，編制地-空-地譜。這種編譜方法，按預計的使用壽命要求，再考慮到分散系數，載荷總級數一般在104級以上，考慮到周期性的全機結構無損檢測，以及可能出現的試驗件損傷修理，試驗總周期將持續數月甚至一年以上。

全機疲勞試驗一般采用膠布帶 杠桿系統進行加載，考慮全機結構內力的準確性，選擇加載分布載荷，為確保各個工況結構內力偏差較小，對加載點進行分區，根據加載點分區確定作動筒數量。膠布帶杠桿系統只能單向加載，如果載荷譜中有負載荷，上下翼面均需布置加載裝置。對于地-空-地譜，需要加載地面載荷，在起落架加載點位置使用作動筒進行加載。

綜上，開展型號全機疲勞試驗，試驗規模大，周期長，是型號研制中成本巨大的工作項之一。

2 CA42 飛機全機疲勞試驗方法

CA42 飛機全機疲勞試驗采用FAA 認可的DOT/FAA/CT-91/20 (General Aviation Aircraft-Normal Acceleration Data Analysis and Collection Project)中的規范譜進行全機疲勞試驗譜編制，并且對疲勞試驗載荷加載方式進行了簡化。

3 DOT/FAA/CT-91/20

DOT/FAA/CT-91/20 包含對參與NASA VGH通用航空計劃的77 種飛機獲得的重復飛行載荷的分析和總結，同時提供了NASA VGH數據庫中98種飛機的載荷譜數據，這些飛機按用途和發動機數量分為7 組，載荷譜數據擬合曲線可以用作譜原始數據或者外推譜基礎數據。載荷譜分為機動譜和突風譜，譜曲線表示為每海里各級載荷出現的累積頻率，數據概率90%，置信度95%，適用于23 部飛機的機體結構疲勞評定工作。

AC 23-13A中的附錄1 也按飛機類別提供了6類規范譜，數據形式與DOT/FAA/CT-91/20 一致，但對于同類飛機，譜曲線過載增量因子(acc.frac.：)范圍較DOT/FAA/CT-91/20 小，表明AC 23-13A認為這類飛機在使用過程中不會出現這部分高載，也說明DOT/FAA/CT-91/20 是相對保守的。

4 全機疲勞試驗譜編制

CA42 型飛機為正常類雙發飛機，依據DOT/FAA/CT-91/20，取雙發通用飛機預計服役過程中典型任務剖面的加速度數據，并據此編制CA42 飛機全機疲勞試驗載荷譜。取雙發通用飛機突風和機動載荷譜中B基準(90%/95%)數據，如圖2 所示，按負突風、正突風、負機動和正機動四種情況給出4 組數據，每組數據第一列為過載增量因子，第二列為每海里累積超越頻次(N)，忽略規范譜原始數據中過載增量因子±0.6 以內的載荷，取補償系數為1.1。

圖2 DOT/FAA/CT-91/20 原始數據截取

CA42 飛機載荷譜編制相關基本數據：

平均空速 V=158 kts(6 000 ft，75%載荷)

檢查周期 T=6 000 hrs

疲勞分散系數 f=3

低載裁剪系數 k0.6=1.1

限制突風過載 nLLF.g=3.86

限制機動過載 nLLF.m=3.8

過載n=1 時載荷比例 kLL.LLF.n=26.18%

譜載荷基礎工況見表1。

表1 譜載基礎工況

4.1 譜載荷計算

對正高載突風譜載荷各級載荷進行計算：

以第一級增量載荷因子0.6 為例，ng=2.716

CA42 飛機為全復合材料飛機，需要考慮不同環境影響系數ke(1.1、1.2、1.3)，和低載裁剪補償系數1.1。

對各級載荷因子對應的過載及載荷進行計算，計算結果如圖3 所示。

圖3 正高載突風載荷計算

4.2 載荷級數計算

對正高載突風譜各級載荷頻次進行計算：

圖2 中N為在每海里的飛行中累積超越對應載荷增量因子的頻次，以第一級載荷增量因子0.6為例，Npnm=0.210 11×10-3。

對于CA42 飛機，在一個檢查周期內的全部飛行內載荷達到增量因子的頻次：

出于試驗中周期性檢查的考量，將試驗譜拆成A、B、C三組，第一級載荷每組超越累積頻次分別為200、199、199，如圖4 所示。

圖4 突風譜及下分大組各級累積頻次

CA42 飛機為全復合材料飛機，按CCAR23.573條款要求，全機疲勞試驗需要考慮材料偏差和環境對復合材料的影響，因此在載荷譜編制時，將一個單組載荷近似等分為3 小組，分別考慮1.1、1.2、1.3的環境影響系數，將A組(200)拆分為66、67、67 小組。由于66 為載荷增量因子超過0.6 的累積總級數，其中包含了其他相對更高各級載荷，因此需要減去下一級增量因子的級數就能得到單這一級載荷(0.6≤＜0.65)的加載級數，如圖5 所示。

圖5 加載級數離散

按以上步驟，分別計算三個疲勞工況突風譜、機動譜的載荷和級數，各工況的A、B、C各組總級數見表2。

表2 譜載荷各組及總級數

4.3 試驗譜編制

以A組為例，說明試驗加載譜編制。

1)分別將正高載、正低載、負低載三個工況內突風譜和機動譜合并，并按載荷值從大到小進行排序。對于復合材料飛機，高載一般不會產生裂紋擴展遲滯效應，按此順序加載對裂紋擴展影響不大，排序主要目的是對工況載荷進行截取。

2)載荷譜取正高載譜的高載區域，取正低載譜的低載區域，取全部負低載譜，這樣可以保證載荷水平真實。截取正低載最后195 級載荷，與負低載194 級載荷按(+、-)順序依次組合成195 級加載循環，即每個加載循環載荷峰值為正低載工況載荷，載荷谷值為負低載工況載荷。

3)截取正高載前365 級載荷，每級載荷與0 組成一個載荷循環。

4)將365 個循環的高載譜與195 個循環的低載譜組成A組試驗加載譜，如圖6 所示，B、C組處理方式類似，A、B、C三組總的加載循環數分別為560、558、558。

圖6 試驗加載譜

綜上，CA42 飛機全機疲勞試驗譜三組，總計1 676 個加載循環，代表6 000 飛行小時。

5 AC 23-13A載荷譜級數計算與對比

選擇AC 23-13A附錄1 中的雙發非增壓飛機突風譜和機動譜過載增量因子0.6 以上數據，進行譜級數計算，原始數據如圖7 所示。

圖7 AC 23-13A規范原始數據

按3.2 節載荷譜級數計算方法計算得到正負突風譜、機動譜級數見表3 所示。正載荷級數共計2 567 級，負載荷級數共計495 級，負載荷級數插入正載荷中，總加載循環以正載荷級數計為2 567 級。

對比DOT/FAA/CT-91/20，依據AC 23-13A規范譜計算得到的加載循環增加了891，增加比例達到50%，因此選擇依據DOT/FAA/CT-91/20 編制疲勞試驗譜能有效縮減試驗周期。

表3 AC 23-13A規范譜載荷級數

6 加載方式

CA42 飛機為全復合材料飛機，需要按CCAR23.573 條要求開展全機疲勞試驗，驗證失效后會導致災難性后果的結構的損傷容限特性。通過機體結構失效安全分析，破壞后會引起災難性后果的結構主要包括機身、機翼翼梁、平尾等，因此選擇加載方式時，要保證這類結構件的內力與飛行中真實受載情況一致，其余結構件的內力分布的準確性不做要求。起落架及起落架安裝相關結構經失效安全分析認為損傷后不影響飛機安全，因此全機疲勞試驗中不考慮地面譜；發動機安裝支架按失效安全考慮，全機疲勞試驗不重復考核。按以上原則，CA42 飛機選擇在機身主動加載，機翼、平尾端部被動加載，左右主起落架、發動機安裝架加載配平載荷，保證機翼根部扭矩。全機共計2 個主作動筒、4 個次作動筒，主作動筒載荷范圍0 kN～50 kN，次作動筒載荷范圍0 kN～20 kN。作動筒與試驗件剛性連接，可以實現正反雙向加載。被動加載點布置三向力傳感器，其中機翼端部為加載控制點，載荷譜各級載荷均為機翼支反力載荷，全機疲勞試驗加載方式示意圖如圖8 所示。

全機疲勞試驗與全機靜力試驗加載方式一致，沒有新增試驗設備、工裝成本，整個全機疲勞試驗成本主要為試驗工時和無損檢測成本。

圖8 CA42 飛機全機疲勞試驗加載方式

7 CA42 飛機全機疲勞試驗情況

CA42 飛機全機疲勞試驗在中電科蕪湖鉆石飛機適航試驗室完成。如圖9 所示，完成第一階段A組載荷譜試驗用時20 天，大部分時間用于試驗加載調試；第二階段B組載荷譜試驗一切順利，用時1天；第三階段C組載荷譜試驗用時2 天，包括剩余強度試驗。全機疲勞試驗繼全機靜力試驗完成后開始啟動，以剩余強度試驗完成為結束，包括3 次全機結構無損檢測，整個項目僅用時不到2 個月。雖然AC23-13A中不要求在取證周期內必須完成全機疲勞試驗，但在取證申請后及時完成全機疲勞試驗能有效的推進取證進度。

圖9 CA42 飛機全機疲勞試驗

8 結論

通過選擇合適的規范譜進行載荷譜編制，以及選擇僅保證主承力結構內力真實的加載方式，可以有效的縮減試驗周期，降低試驗成本，這兩點對于以市場、經濟需求為導向的通用飛機研制是至關重要的。

對于CA42 飛機，僅考核主承力結構的疲勞特性，這會導致飛機檢修期內，其他不影響飛行安全的薄弱部位可能發生結構失效，會增加飛機的使用維護成本。另外由于試驗樣機在完成了靜力試驗、疲勞試驗后，仍有充裕的剩余強度，因此對飛機主結構進行減重研究是型號升級的下一步目標。