基于彈簧系統(tǒng)的飛機(jī)結(jié)構(gòu)扣重技術(shù)

王孟孟, 鄭建軍, 王彬, 唐吉運(yùn)

(中國飛機(jī)強(qiáng)度研究所強(qiáng)度與結(jié)構(gòu)完整性全國重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室, 西安 710065)

通過地面強(qiáng)度試驗(yàn)?zāi)M飛機(jī)服役過程中各類飛行載荷,以此驗(yàn)證飛機(jī)結(jié)構(gòu)剛度、強(qiáng)度等性能滿足適航條款要求,是新型飛機(jī)研制的基本條件,是在役飛機(jī)安全運(yùn)營的基本保障,也是老齡飛機(jī)延壽服役的可靠依據(jù)[1-2]。針對(duì)飛機(jī)服役載荷展開了相關(guān)研究,Main等[3]通過氣動(dòng)載荷和慣性載荷共同作用下的飛機(jī)機(jī)翼根部剪切拉桿疲勞測(cè)試,預(yù)測(cè)了疲勞壽命。Khalil等[4]提出了一種用于減輕機(jī)翼載荷的主動(dòng)流量控制方案,結(jié)果表明,主動(dòng)流量控制方案在陣風(fēng)載荷緩解系統(tǒng)中具有很大的潛力。還有部分學(xué)者開展試驗(yàn)加載方案和試驗(yàn)機(jī)強(qiáng)度數(shù)值分析等研究[5-6],對(duì)試驗(yàn)扣重載荷及施加方法研究較少。

在進(jìn)行飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度試驗(yàn)時(shí),為保證機(jī)體結(jié)構(gòu)受力真實(shí)、考核充分,需先扣除飛機(jī)結(jié)構(gòu)重量和試驗(yàn)設(shè)備重量[7],使飛機(jī)處于“0g”狀態(tài)(相當(dāng)于飛機(jī)結(jié)構(gòu)無重力狀態(tài)),在此基礎(chǔ)上施加試驗(yàn)載荷進(jìn)行結(jié)構(gòu)強(qiáng)度試驗(yàn)[8]。因此,扣重是否準(zhǔn)確直接影響試驗(yàn)載荷施加的準(zhǔn)確性和結(jié)構(gòu)考核的有效性。國內(nèi)以扣重準(zhǔn)確性、安全性及便捷性為目標(biāo),開展了較多研究。王孟孟等[9]在載荷誤差評(píng)估時(shí),根據(jù)預(yù)試結(jié)果調(diào)整扣重量值,從而提升加載準(zhǔn)確性,未詳細(xì)說明扣重方法。鄭建軍等[10]在C919飛機(jī)全機(jī)靜力試驗(yàn)中使用鋼索-滑輪系統(tǒng)對(duì)飛機(jī)機(jī)身進(jìn)行扣重,在機(jī)身蒙皮上開孔,向上加載結(jié)構(gòu)穿出蒙皮的拉桿后端設(shè)置載荷轉(zhuǎn)換杠桿,用于主動(dòng)加載和反配重設(shè)備懸掛。劉冰等[11]在全機(jī)靜力試驗(yàn)扣重時(shí)使用撬杠反配重裝置、滑輪導(dǎo)向反配重裝置和滑輪組反配重扣重裝置,扣除重量包括試驗(yàn)機(jī)機(jī)體結(jié)構(gòu)重量、試驗(yàn)假件重量及試驗(yàn)加載設(shè)備重量等。張柁等[12]在某型飛機(jī)擾流板靜強(qiáng)度試驗(yàn)中采用了滑輪組反配重結(jié)合作動(dòng)器方法進(jìn)行加載和扣重,通過鋼索纏繞方式調(diào)節(jié)結(jié)構(gòu)扣重量值與實(shí)際反配重懸掛量值比例,實(shí)現(xiàn)了大變形結(jié)構(gòu)扣重載荷的施加。王育鵬等[13]在新一代戰(zhàn)斗機(jī)全機(jī)地面強(qiáng)度試驗(yàn)中提出了斜向加載點(diǎn)扣重技術(shù),使飛機(jī)重量計(jì)算值與實(shí)測(cè)值誤差由5%降低至2%。崔明等[14]針對(duì)機(jī)身側(cè)向加載點(diǎn)作動(dòng)器固定支柱與機(jī)翼下表面距離較近,無法在上部安裝扣重裝置問題,設(shè)計(jì)了一種撬杠托盤式扣重裝置,固定于作動(dòng)器下部,通過撬杠原理實(shí)現(xiàn)作動(dòng)器加載設(shè)備的扣重。針對(duì)飛機(jī)部分結(jié)構(gòu)受載后水平方向發(fā)生明顯變形,嚴(yán)沖等[15]提出了隨動(dòng)扣重方法,在滑輪式反配重扣重方法基礎(chǔ)上,通過設(shè)計(jì)運(yùn)動(dòng)軌道,扣重裝置在結(jié)構(gòu)受載后跟隨結(jié)構(gòu)變形實(shí)現(xiàn)隨動(dòng)扣重。通常,飛機(jī)結(jié)構(gòu)受載變形,反配重扣重系統(tǒng)產(chǎn)生阻礙結(jié)構(gòu)變形的摩擦力,影響扣重精度,常規(guī)反配重扣重系統(tǒng)摩擦系數(shù)介于3%～5%[10]。文獻(xiàn)[10]和文獻(xiàn)[16]通過在每一組扣重結(jié)構(gòu)端增加測(cè)力傳感器進(jìn)行預(yù)試,測(cè)得整體摩擦系數(shù),并使用更改加載點(diǎn)載荷或增減反配重重量進(jìn)行補(bǔ)償。

目前,主流的扣重方式有[11-16]:作動(dòng)器扣重、反配重扣重及約束點(diǎn)被動(dòng)扣重。作動(dòng)器扣重方式把扣重量值作為一個(gè)常值載荷直接由作動(dòng)器施加,常用于機(jī)翼、平尾等結(jié)構(gòu)。反配重扣重方式通過導(dǎo)向滑輪/撬杠等懸掛反配重扣除結(jié)構(gòu)及設(shè)備重量,常用于機(jī)身、垂尾等結(jié)構(gòu)。約束點(diǎn)被動(dòng)扣重方式是將與之相連的設(shè)備、假件重量等非考核部件重量直接由該處垂向約束點(diǎn)承擔(dān)。通過反配重方式扣重可實(shí)現(xiàn)在試驗(yàn)運(yùn)行狀態(tài)和停機(jī)狀態(tài)均對(duì)飛機(jī)結(jié)構(gòu)進(jìn)行扣重,卸壓時(shí)刻比較平穩(wěn)。由于滑輪自身摩擦力的影響,扣重量值準(zhǔn)確性受到一定影響。作動(dòng)器扣重方式扣重量值更為準(zhǔn)確,但是在卸壓時(shí)刻,扣重量值瞬間消失,對(duì)于局部集中大質(zhì)量結(jié)構(gòu),沖擊效應(yīng)較為明顯,尤其是在長周期疲勞試驗(yàn)中,頻繁的卸載沖擊對(duì)結(jié)構(gòu)連接區(qū)壽命造成影響。

綜上所述,目前3種扣重方式存在各自的優(yōu)缺點(diǎn),強(qiáng)度試驗(yàn)中根據(jù)其特點(diǎn)應(yīng)用于飛機(jī)不同結(jié)構(gòu)進(jìn)行扣重,對(duì)于飛機(jī)集中大質(zhì)量結(jié)構(gòu)的扣重方法未開展相關(guān)研究。為了更加準(zhǔn)確地進(jìn)行飛機(jī)結(jié)構(gòu)扣重,同時(shí)減小集中大質(zhì)量結(jié)構(gòu)卸壓時(shí)刻對(duì)其連接區(qū)產(chǎn)生沖擊載荷,將研究一種新型扣重方式。在保證試驗(yàn)狀態(tài)準(zhǔn)確扣重的前提下,通過壓縮彈簧[17]的承載特性實(shí)現(xiàn)停機(jī)狀態(tài)飛機(jī)結(jié)構(gòu)扣重,同時(shí)減小作動(dòng)器卸壓瞬間載荷消失對(duì)飛機(jī)結(jié)構(gòu)沖擊效應(yīng)。以此為目的,探索飛機(jī)強(qiáng)度驗(yàn)證試驗(yàn)新型扣重技術(shù),拓展扣重技術(shù)領(lǐng)域范疇。

1 研究思路

根據(jù)扣重載荷、扣重部位結(jié)構(gòu)變形及扣重部位施加載荷等因素,設(shè)計(jì)彈簧系統(tǒng),并配套選取液壓作動(dòng)器。基于彈簧系統(tǒng)的扣重技術(shù)研究思路如圖1所示。

1.1 彈簧材料直徑選擇

依據(jù)壓縮彈簧受力特性,工作狀態(tài)下剪應(yīng)力τ計(jì)算公式為[18]

(1)

式(1)中:P為彈簧承受載荷;D為壓縮彈簧圈中徑;d為彈簧材料橫截面直徑;K為曲度系數(shù)。

彈簧旋繞比C定義為

(2)

工程上C通常取5～8[19],式(1)可改寫為

(3)

曲度系數(shù)K與C關(guān)系為

(4)

對(duì)式(3)進(jìn)行轉(zhuǎn)換,剪應(yīng)力取彈簧材料剪應(yīng)力極限τp,同時(shí)保證彈簧具有足夠強(qiáng)度裕度,彈簧橫截面直徑計(jì)算公式為

(5)

令式(5)中P等于扣重載荷(包含試驗(yàn)件結(jié)構(gòu)或假件重量和加載設(shè)備重量之和),選取彈簧材料,彈簧材料直徑確定后,參考《機(jī)械設(shè)計(jì)手冊(cè)》[19]選取彈簧中徑。

1.2 彈簧剛度計(jì)算

依據(jù)外力功與彈簧變形能相等得到

(6)

式(6)中:W為彈簧壓縮變形量;n為彈簧有效圈數(shù);G為材料剪切模量。

將式(6)進(jìn)行整理得

(7)

按照式(7)進(jìn)行有效圈數(shù)的選取,同時(shí)需考慮扣重載荷引起彈簧壓縮量和試驗(yàn)狀態(tài)飛機(jī)結(jié)構(gòu)朝向彈簧裝置端的最大變形量。

彈簧有效圈數(shù)確定后,根據(jù)其端部支撐形式確定彈簧的自由長度。

彈簧剛度的計(jì)算公式為

(8)

1.3 最大工作載荷

試驗(yàn)狀態(tài),彈簧承受載荷不得大于其額定承載極限。

Fmax=k(Wmax+W)≤Pj

(9)

式(9)中:Wmax為試驗(yàn)狀態(tài)飛機(jī)結(jié)構(gòu)朝向彈簧裝置端最大變形量;Fmax為試驗(yàn)狀態(tài)彈簧承受最大載荷;Pj為彈簧極限承載能力。

1.4 作動(dòng)器參數(shù)匹配

常用的作動(dòng)器示意圖如圖2所示,作動(dòng)器分為有桿腔(活塞桿一端)和無桿腔。作動(dòng)器工作時(shí),低壓腔理論壓力為0,高壓腔壓力為額定壓力p,額定載荷F分為額定壓載Fcmax和額定拉載Fpmax,其計(jì)算公式分別為

圖2 作動(dòng)器示意圖Fig.2 Schematic diagram of oil hydraulic actuator

Fcmax=A1p

(10)

Fpmax=A2p

(11)

彈簧為壓縮彈簧,在試驗(yàn)狀態(tài),作動(dòng)器外放不受影響,作動(dòng)器回收將承受彈簧壓縮載荷和試驗(yàn)載荷,彈簧所承受最大載荷Fmax與試驗(yàn)最大載荷Ftmax之和不超過作動(dòng)器額定拉載,可表示為

Fmax+Ftmax

(12)

此外,還應(yīng)根據(jù)安裝空間及連接結(jié)構(gòu)處變形,選擇作動(dòng)器行程,作動(dòng)器活塞桿自由行程大于彈簧自由行程。

1.5 細(xì)節(jié)設(shè)計(jì)

一套完整扣重裝置包括液壓作動(dòng)器、彈簧系統(tǒng)、測(cè)力傳感器及連接單雙耳,其中單雙耳直接與試驗(yàn)件結(jié)構(gòu)相連,測(cè)力傳感器用于測(cè)量整套設(shè)備向飛機(jī)結(jié)構(gòu)施加的載荷,在試驗(yàn)運(yùn)行期間與液壓作動(dòng)器構(gòu)成閉環(huán)控制,裝置示意圖如圖3所示。

圖3 基于彈簧系統(tǒng)的扣重裝置剖視圖Fig.3 Section view of weight deduction device based on the spring system

依據(jù)上述方法進(jìn)行彈簧和作動(dòng)器的選取,之后進(jìn)行彈簧系統(tǒng)細(xì)節(jié)設(shè)計(jì)。細(xì)節(jié)設(shè)計(jì)包括防磕碰設(shè)計(jì)、壓縮量可調(diào)節(jié)設(shè)計(jì)、易觀察設(shè)計(jì)及彈簧保護(hù)設(shè)計(jì)等,彈簧系統(tǒng)示意圖如圖4所示。

圖4 彈簧系統(tǒng)剖視圖Fig.4 Section view of spring system

(1)防磕碰設(shè)計(jì)。彈簧系統(tǒng)套嵌在作動(dòng)器活塞桿上,為防止工作過程中彈簧磕碰活塞桿,設(shè)計(jì)彈簧支持板,并與下保護(hù)套筒構(gòu)成環(huán)形凹槽。上保護(hù)套筒內(nèi)腔內(nèi)設(shè)置環(huán)形凹槽。彈簧兩端均被固定于凹槽內(nèi),限制彈簧水平方向滑移磕碰活塞桿。

(2)彈簧保護(hù)設(shè)計(jì)。保護(hù)套筒分為上、下保護(hù)套筒,當(dāng)彈簧壓縮至接近極限時(shí),上、下保護(hù)套筒相貼合,即S=0,S為上、下保護(hù)套筒貼合面間距,防止作動(dòng)器活塞桿繼續(xù)收縮壓潰彈簧。

(3)壓縮量可調(diào)節(jié)設(shè)計(jì)。下支持板與下保護(hù)套筒通過螺紋連接,通過向上、向下旋轉(zhuǎn)保護(hù)套筒調(diào)節(jié)彈簧壓縮量從而調(diào)節(jié)彈簧所施加的載荷,調(diào)節(jié)完成后使用調(diào)節(jié)螺母鎖死。

(4)易觀察設(shè)計(jì)。作動(dòng)器活塞桿從下支持板的內(nèi)圓孔處伸入并貫穿下支持板內(nèi)腔,延伸到彈簧內(nèi)腔中;上保護(hù)套筒朝向軸心方向貫穿開設(shè)有多個(gè)觀察孔,沿圓周均勻分布,用于觀察彈簧與上保護(hù)套筒的接觸狀況、以及活塞桿與連接螺柱的對(duì)接。

2 設(shè)計(jì)與驗(yàn)證

以某扣重點(diǎn)扣重載荷15 kN,結(jié)構(gòu)最大載荷65 kN,最大變形30 mm為設(shè)計(jì)要求。將扣重載荷代入式(3),選用材料55CrSiA,許用切應(yīng)力740 MPa,剪切模量G取79 000 MPa,C取5,得到d大于18.44 mm,考慮工作載荷的影響、強(qiáng)度試驗(yàn)工裝安全系數(shù),最終選擇彈簧直徑25 mm,彈簧中徑為120 mm,彈簧節(jié)距為38.89 mm,自由伸長量400 mm,有效圈數(shù)n為9。作動(dòng)器選擇額定載荷100 kN,行程為500 mm,可以滿足理論式(12)要求,在停機(jī)狀態(tài),調(diào)節(jié)保護(hù)套筒壓縮彈簧,并通過測(cè)力傳感器反饋,使彈簧承受載荷等于扣重載荷,實(shí)現(xiàn)停機(jī)狀態(tài)飛機(jī)集中大質(zhì)量結(jié)構(gòu)的扣重。

基于彈簧系統(tǒng)的扣重裝置主要進(jìn)行兩方面驗(yàn)證:剛度驗(yàn)證和扣重功能驗(yàn)證。剛度驗(yàn)證主要檢測(cè)產(chǎn)品制造、設(shè)計(jì)的符合性,扣重功能驗(yàn)證檢驗(yàn)載荷反饋的跟隨性和卸壓后扣重功能的有效性。驗(yàn)證試驗(yàn)安裝三維示意圖如圖5所示,現(xiàn)場(chǎng)照片如圖6所示。

圖5 彈簧系統(tǒng)扣重裝置安裝三維示意圖Fig.5 Three-dimensional diagram of the weight deduction device installation

圖6 彈簧系統(tǒng)扣重裝置安裝現(xiàn)場(chǎng)照片F(xiàn)ig.6 Photo of the weight deduction device installation

如圖5所示,假設(shè)承載橫梁為飛機(jī)集中大質(zhì)量結(jié)構(gòu),其重量通過配重調(diào)節(jié),承載橫梁通過柱鉸固定于立柱上,承載橫梁繞柱鉸旋轉(zhuǎn)用于模擬飛機(jī)變形,上/下限位橫梁用于模擬飛機(jī)最大向上和向下變形,測(cè)力傳感器安裝于承載橫梁與彈簧系統(tǒng)之間,用于測(cè)量整套裝置施加的載荷,彈簧系統(tǒng)固定于作動(dòng)器活塞桿驅(qū)動(dòng)端面。

2.1 彈簧剛度驗(yàn)證

將作動(dòng)器固定,安裝彈簧系統(tǒng),通過逐級(jí)增加配重,讀取測(cè)力傳感器反饋(測(cè)力傳感器讀數(shù)正數(shù)表示拉載,負(fù)數(shù)表示壓載)并記錄彈簧壓縮量(測(cè)量上、下保護(hù)板間隙S,圖7),重復(fù)三次,記錄結(jié)果如表1所示,剛度數(shù)據(jù)通過載荷差量除以間隙尺寸差量得到。對(duì)3次數(shù)據(jù)取均值得到彈簧剛度為246 N/mm,設(shè)計(jì)剛度為244.8 N/mm,偏差0.49%,滿足設(shè)計(jì)要求。

表1 彈簧剛度實(shí)測(cè)數(shù)值Table 1 Test measured value of spring stiffness

圖7 彈簧壓縮量測(cè)量照片F(xiàn)ig.7 Photo of spring compression value measurement

2.2 扣重功能驗(yàn)證

分別將未安裝彈簧系統(tǒng)的作動(dòng)器和安裝了彈簧系統(tǒng)的作動(dòng)器按照?qǐng)D5進(jìn)行現(xiàn)場(chǎng)組裝,其中安裝了彈簧系統(tǒng)的裝置在卸壓狀態(tài)下通過調(diào)節(jié)配重重量和彈簧系統(tǒng)調(diào)節(jié)螺母,使承載杠桿處于懸浮狀態(tài)(不接觸上、限位橫梁)且測(cè)力傳感器示數(shù)為-15 kN。將上述兩套設(shè)備分別施加20 kN載荷,平穩(wěn)后卸壓,控制系統(tǒng)高頻率采集了卸壓前后載荷數(shù)據(jù),繪制成曲線如圖8所示。可以看出,在試驗(yàn)狀態(tài)[圖8(a)、圖8(b)中橫坐標(biāo)0之前],安裝彈簧系統(tǒng)和未安裝彈簧系統(tǒng)的作動(dòng)器均可實(shí)現(xiàn)載荷命令與反饋的良好跟隨;卸壓后[圖8(a)、圖8(b)中橫坐標(biāo)0之后],未安裝彈簧系統(tǒng)的作動(dòng)器載荷基本降為零載(-423 N),安裝了彈簧系統(tǒng)的作動(dòng)器載荷為壓向-15.3 kN,與預(yù)期的-15 kN偏差為2%,扣重精度良好,可以實(shí)現(xiàn)卸壓后對(duì)承載橫梁持續(xù)施加扣重載荷的作用;卸壓時(shí)刻[圖8(a)、圖8(b)中橫坐標(biāo)0],安裝了彈簧系統(tǒng)的作動(dòng)器載荷轉(zhuǎn)換平穩(wěn),震蕩較小。

圖8 作動(dòng)器運(yùn)行卸壓曲線Fig.8 Pressure relief curve of actuator operation

3 強(qiáng)度試驗(yàn)應(yīng)用

某型號(hào)飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)位于機(jī)翼8肋前梁區(qū)域,在全機(jī)疲勞試驗(yàn)中,發(fā)動(dòng)機(jī)為非考核結(jié)構(gòu),與發(fā)動(dòng)機(jī)連接的吊掛結(jié)構(gòu)和機(jī)翼區(qū)域?yàn)榭己私Y(jié)構(gòu),根據(jù)加載需要,設(shè)計(jì)制造了發(fā)動(dòng)機(jī)假件,單邊發(fā)動(dòng)機(jī)假件重量為29 kN,為典型的集中大質(zhì)量結(jié)構(gòu),發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)置兩個(gè)垂向加載點(diǎn),扣除載荷分別為15 kN和14 kN。向下最大載荷為65 kN,向下最大變形為30 mm,作動(dòng)器參數(shù)規(guī)格選擇額定載荷100 kN、500 mm行程(與驗(yàn)證試驗(yàn)中裝置相同)。在停機(jī)狀態(tài),調(diào)節(jié)保護(hù)套筒壓縮彈簧,通過讀取測(cè)力傳感器反饋,使彈簧承受載荷等于扣重載荷。該技術(shù)應(yīng)用三維示意圖如圖9所示,強(qiáng)度試驗(yàn)應(yīng)用現(xiàn)場(chǎng)照片如圖10所示。

圖9 強(qiáng)度試驗(yàn)應(yīng)用三維示意圖Fig.9 Three-dimensional diagram of aircraft strength test application

圖10 強(qiáng)度試驗(yàn)應(yīng)用現(xiàn)場(chǎng)照片F(xiàn)ig.10 Photos of aircraft strength test application

目前該型號(hào)飛機(jī)全機(jī)疲勞試驗(yàn)已啟動(dòng)運(yùn)行,隨機(jī)選取320 s時(shí)間內(nèi)正常運(yùn)行的載荷數(shù)據(jù),將試驗(yàn)運(yùn)行端點(diǎn)數(shù)據(jù)繪制成曲線如圖11所示,可以看出,載荷反饋跟隨良好,最大誤差小于工程允許的2%Pmax(Pmax為該加載點(diǎn)疲勞試驗(yàn)中最大載荷),彈簧系統(tǒng)對(duì)于試驗(yàn)狀態(tài)載荷施加不產(chǎn)生影響。

圖11 正常運(yùn)行曲線Fig.11 Curve of normal operation

選取某時(shí)刻卸壓數(shù)據(jù)(14 kN扣重點(diǎn)),控制系統(tǒng)高頻采集了卸壓前后載荷數(shù)據(jù),將回收載荷數(shù)據(jù)繪制成曲線如圖12所示。可以看出,卸壓前反饋載荷跟隨良好,卸壓時(shí)刻載荷轉(zhuǎn)換平穩(wěn),卸壓后測(cè)力傳感器示值-14 kN,誤差小于1%。表明彈簧扣重系統(tǒng)對(duì)試驗(yàn)機(jī)結(jié)構(gòu)持續(xù)施加扣重載荷,扣重載荷精度良好,符合扣重預(yù)期。

圖12 卸壓前后曲線Fig.12 Curve before and after pressure relief

4 結(jié)論

針對(duì)飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)等局部集中大質(zhì)量結(jié)構(gòu),提出基于彈簧系統(tǒng)的飛機(jī)結(jié)構(gòu)扣重技術(shù),并給出扣重裝置研制思路、設(shè)計(jì)細(xì)節(jié)、驗(yàn)證方法及應(yīng)用效果。通過驗(yàn)證試驗(yàn)和型號(hào)試驗(yàn)應(yīng)用數(shù)據(jù),得出如下結(jié)論。

(1)基于彈簧系統(tǒng)的扣重裝置在試驗(yàn)過程中不影響作動(dòng)器載荷(包括扣重載荷和結(jié)構(gòu)載荷)的準(zhǔn)確施加,與傳統(tǒng)作動(dòng)器扣重效果相同,比配重扣重方法(誤差小于5%)精度更高。

(2)停機(jī)狀態(tài)可以實(shí)現(xiàn)扣重載荷持續(xù)施加,與傳統(tǒng)配重扣重效果相同,解決了傳統(tǒng)作動(dòng)器卸壓后無法施加扣重載荷的問題,且扣重誤差小于1%。

(3)卸壓時(shí)刻,作動(dòng)器施加試驗(yàn)載荷與彈簧系統(tǒng)施加扣重載荷轉(zhuǎn)換平穩(wěn),未發(fā)生載荷沖擊現(xiàn)象,提高了試驗(yàn)安全性。

該項(xiàng)扣重技術(shù)在某型號(hào)飛機(jī)全機(jī)疲勞試驗(yàn)中得到應(yīng)用,為飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度試驗(yàn)扣重提供一種新的技術(shù)途徑。