基于帶主動矩控制的全機疲勞試驗載荷處理技術

朱亞輝，王 彬

（中國飛機強度研究所，陜西 西安 710065）

在全尺寸飛機結構疲勞試驗中，準確的載荷施加是模擬飛機真實受載的關鍵，從而有效地考核飛機關鍵結構部位的承載能力。在傳統全尺寸飛機結構疲勞試驗中，往往通過膠布帶、拉壓墊、卡板等形式對飛機結構施加節點載荷，然后通過杠桿系統來施加相應載荷。疲勞試驗中受到加載作動筒數量的限制以及考慮到加載效率只能采用一套加載系統，不能保證所有工況下節點載荷與真實載荷相一致。因此，在全機疲勞試驗載荷處理中，會選取一些重點考核的控制剖面，保證加載點載荷對這些剖面彎矩、剪力、扭矩與原始載荷對控制剖面的彎矩、剪力、扭矩誤差控制在一定范圍內，通過一套加載裝置完成所有工況下的載荷施加，保證疲勞試驗中加載的效率和精度。

本文在載荷處理理論研究的基礎上，推導了帶主動矩情況下節點載荷對控制剖面的的彎矩、剪力、扭矩累積計算方法，并結合某型機全機疲勞試驗機身載荷處理對載荷處理方法進行了介紹，處理后大部分控制剖面彎矩、剪力誤差控制在2%以內，滿足試驗要求。

1 載荷處理方法

1.1 載荷處理步驟

疲勞試驗載荷處理過程，通常分以下步驟。

（1）節點載荷處理；

（2）節點載荷對控制剖面的彎矩、剪力、扭矩計算；

（3）加載點設置；

（4）設置彎、剪、扭剖面控制誤差及各剖面彎、剪、扭加權系數；

（5）載荷優化計算，求得各工況下加載點載荷。

載荷處理步驟如圖1所示。

圖1 載荷處理步驟

1.1.1 節點載荷處理

由于機身膠布帶/拉壓墊-杠桿系統的限制，某些節點載荷過小時加載過程中無法將杠桿拉起導致加載不準確，或者杠桿力臂比過大導致載荷分配出現誤差，同時過密的杠桿布置也增加安裝工作量和檢查的難度，使各項成本增加而對控制剖面載荷施加的精度微乎其微。因此需對原始節點載荷進行處理，將一些小載荷分配到相鄰的膠布帶/拉壓墊節點，簡化膠布帶/拉壓墊-杠桿數量，并結合現場情況，將飛機上不便于粘貼膠布帶/拉壓墊或對其他結構或加載有干擾的節點載荷處理到相鄰節點。

1.1.2 節點載荷對控制剖面的累積彎矩、剪力和扭矩

通過每個工況下的節點載荷對控制剖面累積彎矩、剪力、扭矩，得到原始節點載荷對控制剖面的彎剪扭，并用于計算優化過程中的約束條件和目標函數。

1.1.3 加載點設置

機翼加載點設置：機翼原始載荷為節點載荷，需對機翼載荷進行區域劃分，計算分區壓心，根據壓心位置選取加載點。

機身加載點設置：機身原始載荷為框載，每框單獨設置一個加載點或與相鄰框通過杠桿系統組成一個加載點，其設置原則如下。

（1）根據優化算法計算求解原則，每相鄰控制剖面間不少于2個加載點（機身載荷關于飛機對稱面對稱，不需考慮扭矩）；

（2）處理后各框載荷不超過其承載能力；

（3）加載點載荷不超過現場設備的加載能力。

1.1.4 設置彎、剪、扭誤差及加權系數

根據彎矩、剪力、扭矩的權重，設置相應的加權系數以計算目標函數。

1.1.5 載荷處理優化計算

讀入加載點數量、加載點坐標、控制剖面信息后，對加載點載荷進行達代計算，使得設置的目標函數值最小并保證優化后的加載點載荷對控制剖面的彎、剪、扭誤差在設置的誤差限以內。

1.2 帶主動矩的控制剖面彎、剪、扭計算方法

原始載荷中如果帶有主動矩，除了需要計算節點載荷對控制剖面的彎、剪、扭外，還需疊加上各個方向的主動矩對控制剖面彎矩的影響。主動矩的計算受坐標系定義的影響，本文中的推導基于某種坐標系定義，如圖2所示。

圖2 某機翼控制剖面示意圖

圖注1：x軸為飛機航向，逆航向為正；y軸為機翼展向，右機翼方向為正；z軸為飛機垂向，向上為正。

圖注2：機冀彎矩剖面沿翼肋方向，取翼肋方向兩點確定剖面直線，左右機翼點1（x1，y1）、點2（x2，y2）如圖2所示扭矩控制剖面為彎矩控制剖面中垂線。

圖注3：只有彎矩控制剖面以外的點向剖面累計彎剪扭；扭矩控制部面兩側的點都進行累計。

與歐美高校相比較，我國藥學生宣誓儀式尚未普及。國內較早舉行的高校有西安醫科大學(現為西安交通大學醫學部)。1993年該校藥學專業畢業生舉行宣誓儀式,校長為畢業生授予學士帽并頒發學位證書后，系主任帶領畢業生莊嚴宣誓，誓言強調為了祖國藥學事業發展與人類健康而奮斗的決心。學生普遍反映畢業生宣誓是畢業教育的極佳方式，給他們留下了終生難忘的深刻記憶，鞭策他們在藥學生涯中執著追求，不斷進取[10]。

本文中以右機翼控制剖面主動矩Ny的處理方式為例進行推導。

原始節點0坐標（x0，y0，z0）含有主動矩Ny，根據彎矩公式Ny=-Fz×x，假設新的一個節點1的坐標為（x0+δ，y0，z0），則原始節點0的載荷為Fz0，原始節點1的載荷為Fz1，根據定義滿足：

2 某型飛機全機疲勞試驗機身載荷處理應用及分析

機身載荷處理方法：將各載荷情況的載荷處理成一種載荷分布下的載荷，處理后的總載荷值及壓心與處理前的載荷及壓心相同，處理后對若干要求的控制剖面的彎矩、剪力、扭矩誤差盡量最小。

2.1 機身原始載荷

機身原始載荷分為向上載荷和向下載荷，載荷處理中將向上載荷和向下載荷分開處理，避免上下載荷使控制剖面的彎矩、剪力相抵，造成處理后的局部載荷誤差較大。機身原始載荷共有30個框的載荷，其中4個框為向上載荷，26個框為向下載荷。

機身框原始載荷計算：不同過載下平尾載荷有向上和向下兩種情況，根據兩種不同過載下機身框平衡載荷，插值計算出各種過載下的機身框載荷和機翼平尾載荷，插值完后進行平衡計算，發現合力平衡，而力矩不平衡，選擇機身后端2個承載能力較強的框調整載荷使得力矩平衡。計算得到各個工況下的機身載荷，計算后的機身載荷與機翼、平尾載荷能夠保證全機平衡。

2.2 加載點設置

為了減小設備需求及試驗現場安裝工作量、使現場更整潔，將相鄰框組合為加載點，加載點設置原則如下。

（1）相鄰框通過杠桿系統組合為一個加載點；

（2）杠桿級數不宜過多，造成長杠桿自重大且影響傳力；

（3）每個加點載荷不宜過大，考慮現場設備加載能力；

（4）保證相鄰控制剖面上有2個以上的加載點。

由于本例載荷譜中CASE1工況占了90%以上，因此加載點設置根據CASE1工況設置，保證CASE1工況下受力與原始載荷一致，其他工況下載荷根據設置的加載點進行處理。

2.3 向下載荷處理

對向下加載點載荷進行處理時，從前往后選取5個控制剖面，剪力、彎矩從前往后累計到前、中機身較強的3個機身框，從后往前累計到后機身較強的2個機身框。計算原始載荷對各控制剖面彎矩、剪力和扭矩，根據非線性等式/不等式優化算法，計算得到機身向下加載點載荷。

2.4 向上載荷處理

對向上加載點進行載荷處理時，由于機身框段向上點載荷數量少，在各載荷情況下有向上載荷的機身框上設置向上加載點，CASE1工況外的向上小載荷可忽略。對前機身載荷累計剪力和彎矩，根據載荷壓心位置將載荷分配到CASE1工況向上載荷的加載點上，使載荷合力和壓心位置不變。對后機身載荷累計剪力和彎矩，根據載荷壓心位置將載荷分配到CASE1工況向下載荷的加載點上，使載荷合力和壓心位置不變。

組合向上加載點載荷和向下加載點載荷，得到機身加載點載荷。

2.5 載荷調整

對加載點載荷進行檢查，優化后某些工況下出現個別加載點載荷過大的情況，需要將過大加載點載荷往其他相鄰加能點進行調整，保證不影響總體的平衡與對各控制剖面的彎矩、剪力和扭矩。

將優化后的加載點載荷，計算各個機身框載荷，并與原始框載作對比，如與原始框載相差較大需作調整，盡量保證處理后框載與原始框載的分布一致。

優化得到的機身加載點載荷，與機翼、平尾載荷組合后進行全機平衡驗算，確保合力與彎矩平衡。

2.6 載荷處理結果與平衡驗算

由于工況數較多，從每種載荷狀態下挑選出一個典型工況查看載荷處理后的結果，見表1和表2。

表1 典型工況下各控制剖面誤差 單位：%

表2 典型工況下優化后平衡計算

3 結論

試驗載荷的處理是疲勞試驗的關鍵過程之一，特別是將試驗原始載荷譜轉化為試驗實施載荷譜，科學合理的載荷處理可以降低試驗規模，提高試驗效率。針對某型飛機全機疲勞試驗提出了基于帶主動矩控制的疲勞試驗載荷處理技術，合理簡化了整個載荷處理流程，處理后大部分控制剖面彎矩、剪力誤差控制在2%以內，載荷分布合理。

本文推導了帶主動矩的控制剖面彎矩、剪力、扭矩計算方法，為某型飛機坐標系下剖面累積計算方法提供了標準規范。帶主動矩控制的全機疲勞試驗載荷處理方法處理得到的載荷結果滿足試驗要求，已成功應用于某型機全機疲勞試驗并完成了4倍疲勞壽命試驗，具有較高的應用價值，對同類型飛機全機疲勞試驗載荷處理具有一定指導意義。