大型飛機主起落架連接區靜力試驗誤差控制技術

劉 冰， 王孟孟， 鄭建軍， 郭 瓊， 張永強

(中國飛機強度研究所全尺寸飛機結構靜力/疲勞航空科技重點試驗室， 西安 710065)

作為飛機的主要結構區域，飛機主起落架連接區在飛機起飛和著陸兩個階段，承受并傳遞來自地面的反力，對飛機的安全考核至關重要。基于整機的主起落架連接區結構靜力試驗可以更加真實地反映主起落架連接區結構的載荷傳遞。近年來，飛機起落架連接的結構形式和布局越來越多樣，導致基于整機的起落架連接區靜力試驗難度系數越來越高，考核區域試驗載荷精準施加的難度越來越大，主要表現為起落架同時受垂向載荷、航向載荷及側向載荷[1-2]，受載后起落架變形較大，試驗過程中起落架輪心處的變形量越來越大等。

中國對飛機起落架結構開展了較多研究，主要集中在起落架本身強度和噪聲試驗等領域。何鑫等[3]建立了直升機起落架試驗系統的剛柔耦合動力學模型，開展了直升機起落架虛擬靜力試驗方法研究；杜星等[4]開展了全機結構試驗起落架隨動加載技術研究，提出了一種適用于全機狀態下起落架試驗的隨動加載方法；劉興強等[5]采用仿真與試驗的手段對不同來流速度下某型飛機前起落架 1/6 縮比模型的噪聲特性進行了研究；李大偉等[6]開展了某型飛機起落架加載系統設計研究，實現了對起落架氣動載荷的準確模擬；劉冰[7]以海鷗300飛機起落架為研究對象，通過仿真分析和靜力試驗對其靜強度進行研究；王洪憲[8]對起落架收放性能進行了較為深入的研究，完成了該型起落架收放試驗系統的設計，并對仿真結果進行了試驗驗證；夏峰等[9]開展了全機靜力試驗多輪多支柱起落架支持與加載技術，發展了多輪多支柱起落架加載、換裝技術和工作流程。

綜上所述，現階段對基于整機的起落架連接區靜力試驗研究較少，關于試驗誤差控制技術研究幾乎空白。基于大型飛機的起落架連接區靜力試驗是其結構強度研究的重要方法和基礎，試驗結果可作為結構強度性能的依據，并為建立精確的分析模型提供數據支持。因此，以某型飛機主起落架連接區為研究對象，從載荷施加、扣重、飛機姿態及結構變形等方面開展面向整機的主起落架連接區靜力試驗誤差控制技術研究并進行試驗驗證，最終達到提高試驗精度和質量的目的。

1 試驗誤差問題分析

1.1 試驗約束點反饋值計算原理

在主起落架連接區靜力試驗中，將飛機固定在試驗支持/約束夾具上，對試驗機主起落架施加外載進行強度考核。在靜定約束的情況下，無論約束點是否參與了全機平衡，它的載荷反饋總是真實存在的。約束點載荷誤差可以從另一個方面反映飛機結構靜力試驗加載結果，是加載質量的綜合衡量指標之一[10]。為了有效地減少約束點載荷誤差，需對相關影響因素進行仔細分析，找出主要原因并制定誤差控制技術方案。

針對主起落架連接區靜強度試驗，可將試驗機支持模型簡化[11]。該狀態下試驗機受到自身重量、試驗扣重載荷及支持夾具支持載荷的作用，理論簡化模型可暫不考慮扣重載荷，且認為飛機重心位于飛機對稱面上，試驗機支持簡化模型如圖1所示。

一個空間物體靜定所需要的自由度數量為6個，根據剛體靜力學并從工程實施的可行性及安全性考慮，以實現約束載荷的靜定可計算為目標，對起落架約束載荷進行簡化，最終確定飛機約束項為6項，即約束飛機的航向、垂向、側向及飛機的滾轉、偏航和俯仰3個方向的力矩。此時飛機受力簡化模型如圖2所示。

由圖2可得到飛機原點處的3項合力、3項合力矩與試驗支持載荷及飛機重力關系,如式(1)所示。

圖2 試驗機靜定支持簡化模型

約束點處的載荷反饋在試驗前可以通過式(1)計算得到，并通過與試驗中約束點實測值對比來分析試驗加載精度。

(1)

式(1)中：m為試驗中載荷施加點總數；Fxn、Fyn、Fzn、FyL、FzL、Fzp取值范圍依據約束點結構承載強度值設置；飛機結構重量值G向下為負；前起落架、左主起落架、平尾及試驗機重心坐標分別設為(X1，Y1，Z1)、(X2，Y2，Z2)、(X3，Y3，Z3)、(X4，Y4，Z4)。

1.2 試驗誤差分析

整機靜強度試驗規模龐大，是一個多系統融合的復雜試驗系統。試驗過程中，各試驗系統自身精度、加載設備安裝精度、試驗控制參數、試驗扣重、試驗件變形等都會影響試驗最終精度，降低試驗質量。

1.2.1 載荷施加端誤差

(1)加載控制系統誤差。進行全機靜力試驗的加載控制設備采用多點協調試驗加載控制系統，通過控制液壓伺服作動器把載荷施加到試件上。控制系統的誤差小于1%。

(2)試驗安裝誤差。全機靜力/疲勞試驗是一項復雜龐大的系統工程，試驗現場的安裝工作量非常大，在安裝過程中會存在精度誤差。

1.2.2 扣重端誤差

試驗扣重是指進行飛機結構靜力/疲勞試驗時扣除飛機結構重量和試驗設備重量，使得試驗時飛機處于零重狀態。在進行結構試驗時，為了使分析結果和試驗結果具有可比性，通常需要消除重力的影響。

消除整機重量引起的影響時，需要考慮結構質量及其分布的影響，同時還要考慮加載設備、測量設備、假件等影響。現階段為保證載荷的準確施加，試驗中的協調系統越來越復雜，加載系統越來越龐大，這些影響因素相互關聯，部分難以準確度量，因此試驗機及試驗加載系統的重量扣除均存在一定誤差。

1.2.3 飛機姿態變化誤差

主起落架連接區靜力試驗中單側起落架作為載荷主動施加區域，無法作為約束部位，因此在試驗中飛機姿態容易發生一定改變，尤其對于采用長支柱起落架且固定于機翼上的試驗機。此時由于飛機機翼柔性較大導致單側約束起落架發生較大變形等多個因素，造成飛機機體姿態整體移動，進而導致加載點在機體上的載荷施加位置產生微小改變，造成所施加的載荷方向相對于機體坐標發生了變化，由此產生載荷誤差。

1.2.4 起落架變形導致的誤差

對于大型長支柱起落架飛機，特別是當起落架固定于機翼上時，大載荷引起起落架較大變形。例如某型飛機兩點滑行剎車工況起落架變形情況，航向預估位移近200 mm，垂向和側向預估位移也近100 mm。起落架受載變形后加載設備實際施加載荷方向與理論分析方向不一致，對試驗考核部位的加載精度造成較大影響，同時導致全機平衡狀態被打破，試驗約束點載荷與理論分析值差值增大。

2 誤差控制技術

針對載荷施加端，其控制系統誤差帶有隨機性，在每個主動加載點誤差均在1%以內時，約束點誤差在理論值附近上下波動，不足以對約束點載荷誤差產生較大影響；安裝誤差可以用作業文件來規范和保證，處于作業文件規定范圍內的安裝誤差對約束點載荷誤差影響較小。

因此，影響試驗誤差的主要原因可歸結為結構變形、飛機姿態和扣重誤差。

2.1 起落架本體變形誤差控制

2.1.1 加載點預置

試驗前預估起落架輪心處的變形量，在試驗安裝時將加載裝置根據輪心處變形量預先偏轉一定角度，如圖3所示。當試驗加載過程中起落架產生最大變形即試驗加載到最大載荷時，保證起落架加載點各方向載荷的施加方向準確。如果起落架輪心處的變形量預估不準確，則試驗加載到最大載荷時仍然存在一定的加載誤差，因此需通過多次調試和測量獲得加載點最終預置安裝位置。

圖3 預置加載方式

2.1.2 隨動加載

現階段飛機起落架連接區地面靜強度試驗垂向載荷相較于其他兩個方向更大，因此以垂向載荷隨動加載為研究對象。

技術方案采用平面滾動軸承或滾珠的結構形式設計隨動加載裝置平面隨動機構，鋼珠或滾柱以上部分鋼板稱為移動板，鋼珠或滾柱以下部分鋼板稱為固定板，將作動筒筒體固定至移動板上，利用平面隨動機構的高承載、滾動運動的低摩擦特性實現起落架隨動加載裝置的隨動加載功能，如圖4所示，移動板、鋼珠或滾柱及底座之間在水平面內運動時相對位置無約束關系。

2.1.3 變載荷譜

通過各級載荷的矢量合成與分解，在試驗中重新計算各級實加載荷，可實現載荷的準確施加。此種技術方案需通過理論分析計算得到重點考核加載級起落架理論位移，然后采用線性插值方法計算出各個加載級數的三向理論位移，進而計算得到各級施加載荷，過程較為復雜。

2.2 試驗件整機姿態變化誤差控制

依據現有飛機靜力試驗支持約束技術將試驗機簡化為剛體模型，如圖5所示。首先計算得到試驗中飛機姿態理論變形約束點航向、側向位控作動筒所需調整值。其次通過預試得到試驗機姿態在試驗中實際變化量，根據此變化量對位控作動筒參數進行修正。將修正后調整值輸入位控作動筒控制系統，在試驗中主動實時調整飛機姿態，最終實現試驗中飛機姿態精確控制。

2.3 試驗件扣重精度控制

依據總體保證、考核精確原則。首先依據“部件-整機-部件”的試驗機重量計算方法，通過精確的重量計算提高試驗技術能力。通過將試驗機、假件及加載測量設備分開計算，重量計算結果與飛機實際重量分布非常接近，能夠進行準確的試驗扣重。

其次針對局部加載區域，其加載杠桿、作動器設備則通過承重得到其真實重量和重心，采用直接扣重、分區等效分配扣重及重心比例分配扣重等方法扣除其重量。

3 試驗整體方案

選取某型飛機地面強度試驗機為研究對象，按照試驗程序進行預試及正式試驗，開展主起落架連接區靜力試驗誤差控制技術應用工作。

3.1 試驗載荷

試驗載荷為篩選出主起落架連接區結構的受載嚴重工況，某型飛機主起落架連接區工況如表1所示。試驗中起落架載荷處理到起落架假件加載接頭上，在機身、機翼施加平衡載荷。所有載荷匯總計算得到3項合力、3項合力矩，通過式(1)計算可得到該工況下約束點理論載荷值。

表1 某型機主起落架連接區試驗工況

3.2 試驗支持

試驗采用主起落架連接區試驗支持方式，在平尾約束垂向位移，左主起落架約束垂向位移和側向位移，前起落架約束垂向位移、航向位移和側向位移。每個約束點上都安裝有載荷傳感器，對約束點的載荷進行監視，其中航向、側向采用位控約束作動筒以便于調整試驗機姿態。在此支持狀態下，整個飛機呈靜定狀態。

3.3 試驗結果

以主起落架連接區靜力試驗轉彎工況為例，試驗采用飛機姿態主動控制技術和基于扣重系數的扣重方案，起落架垂向采用隨動加載，側向與航向采用預置加載，加載示意圖如圖6所示。

圖6 起落架加載示意圖

正式試驗前進行多次預試以驗證試驗系統的可靠性。本次試驗將篩選出多次試驗中關注的數據進行對比分析，確保所提出的試驗誤差控制方案可靠穩定。試驗關注部位兩次加載至60%限制載荷時應變數據重復性對比結果如表2所示，表2中數據表明試驗方案穩定可靠。

試驗中逐級加載，對每一級均進行應變、位移的測量。試驗中載荷由5%～100%過程中試驗設備性能較好，因此選取此過程中各級載荷下試驗數據進行分析。選取考核區域中主起連接區側接頭處一花片為研究對象，8935071/8935072/8935073分別為其0°片、45°片和90°片，其測得的數據結果如圖7所示，3個方向的應變數據均符合預期，線性度較好，表明試驗方案合理。

表2 某型機主起落架連接區試驗應變數據重復性對比

圖7 主起落架連接區應變-載荷曲線

考核工況為轉彎工況，側向載荷較大，因此重點關注試驗機航向約束和側向約束理論計算值與實測值差值，將其作為試驗載荷施加誤差指標之一。試驗中考核的起落架將產生空間三維變形，其軌跡復雜。而試驗更關注考核部位最終狀態是否滿足試驗要求，固將考核的起落架理論變形后坐標代入相應公式計算約束點理論反饋，不考慮試驗中其變形狀態。

試驗機航向約束點與側向約束點均安裝了測力傳感器，試驗中可測得并記錄每一加載級數約束點力反饋值。由圖8數據對比分析可見，試驗機航向約束點理論與實測差值呈現先增大后減小趨勢，加載到100%時航向約束差值為3 477 N，試驗機側向約束點差值較為穩定，差值最大為2 728 N。上述結果表明，試驗載荷施加過程，約束點載荷變化趨勢與考核部位加載作動器安裝點預置方案預期一致，誤差滿足試驗要求。結合試驗考核部位應變及位移數據，試驗整個過程載荷施加準確，試驗誤差控制技術方案合理可靠，進一步提高了試驗精度。

圖8 主起落架連接區靜力試驗約束點實測值與理論值對比

4 結論

主起落架連接區作為飛機結構的重要區域之一，對飛機的安全飛行至關重要。提出了基于整機的主起落架連接區靜力試驗誤差控制技術，通過分析全機約束點載荷誤差的影響因素，篩選確定影響試驗考核部位的載荷施加準確性的主要因素，并對主要因素進行控制，確保主起落架考核載荷的準確施加。

將提出的技術應用在某大型民機主起落架連接區靜力試驗中，試驗結果表明通過采用的飛機姿態主動控制及起落架隨動加載等誤差控制技術，有效提升了加載精度，試驗約束點反饋趨勢與預期一致，約束點理論與實測差值較好地滿足了試驗要求，試驗誤差控制達到了更高的水平且可靠性更高。所述試驗誤差控制技術在較少增加成本的基礎上顯著提高了試驗加載精度和試驗效率，具有較高的工程應用價值，可為同類試驗提供參考。