基于整机的单点超大载荷静强度试验方案设计技术

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基于整机的单点超大载荷静强度试验方案设计技术
刘冰， 郑建军 ，王彬
（中国飞机强度研究所 全尺寸飞机结构静力/疲劳航空科技重点试验室，陕西西安 710065）
［摘 要］根据民用飞机机翼顶起点局部结构严重工况静力试验技术需求，研制了一套用于机翼顶起结构静力试验的试验系统，解决了基于整机的单点超大载荷施加、全机试验配平等关键技术。

采用单点接头施加，设计了单点超大载荷施加系统和全机配平系统，顺利完成了飞机机翼顶起点局部结构严重工况试验。

试验结果表明，试验系统工作稳定可靠，顶起点结构在该工况下未发生有害塑性变形，其强度、刚度满足设计要求。

试验结果可作为机翼顶起点结构强度、刚度性能的评定依据，同时为有限元模型修正提供数据支持。

［关键词］民用飞机；机翼顶起点；静力试验；单点超大载荷；全机配平［中图分类号］V216.1 ［文献标志码］A
飞机全机顶起是飞机维护必不可少的操作程序[1]，飞机起落架的拆装更换、密封圈更换、起落架的收放试验及操纵系统检查、飞机的水平测量、飞机的大修及定检等工作都需要在飞机顶起状态下实施。

飞机顶起点局部结构在飞机顶起过程中，承受并传递来自地面的反力，对飞机的安全考核至关重要，是保证飞机安全维护的重要结构。

其中，机翼顶起是全机顶起的一个重要组成部分，机翼顶起时，首先要保证操作安全性。

顶起过程中，机翼顶起承载巨大的顶起载荷，对机翼结构和顶垫、机翼千斤顶都提出了非常高的承载要求。

基于整机的机翼顶起点局部结构静力试验可以更加真实地反映该区域的载荷传递，然而近几年来飞机体型越来越大且结构越加复杂，导致基于整机的顶起点局部结构静力试验风险系数越来越高，考核区域试验载荷施加的难度越来越大，主要表现为载荷大，顶起点结构复杂等。

国内对基于整机的结构试验开展了较多研究，但是针对顶起结构的加载方式研究较少，仅有整机或机身、机翼、起落架及吊挂等飞机关键结构试验供参考：2019年，郑建军开展了C919飞机全机静力试验技术研究，提出了大型民机静力试验支持及加载等新方法[2]；2018年，刘玮等开展了基于地板结构的机身双层双向加载技术研究，开发了一种机身载荷施加策略及配套的加载装置设计技术[3]；2017年，刘冰开展了基于误差控制的大展弦比机翼静强度试验载荷处理技术研究[4]；2016年，卓轶等提出了一种采用拉压垫进行结构强度试验加载的方法，实现了多加载节点拉压双向载荷的高效、准备施加[5]；2018年，王鑫等提出了一种适用于双垂尾大变形静力试验的加载方法，解决了双垂尾结构大变形试验加载干涉的问题[6]；2018年，夏峰等开展了全机静力试验多轮多支柱起落架支持与加载技术，发展了多轮多支柱起落架加载、换装技术和工作流程[7]；2020年，郭琼等开展了全尺寸飞机结构静力试验约束点载荷计算及应用技术研究，提出了一种科学高效的全机静力试验误差计算理论和算法[8]。

综上所述，现阶段对基于整机的飞机顶起点结构静力试验研究较少，关于单点超大载荷施加及全机配平技术研究几乎空白。

基于大型飞机的飞机顶起点结构静力试验是其结构强度研究的重要方法和基础，试验结果可作为结构强度性能的依据，并为建立精确的分析模型提供数据支持。

因此，本
文以某型飞机机翼顶起点局部结构为研究对象，从载荷施加、配平、及加载夹具设计等方面开展面向整机的飞机顶起点结构静力试验技术研究并进行试验验证，最终达到提高试验精度和质量的目的。

1 试验件及试验工况
1.1 试验件
某型飞机全机顶起静力试验中，主要考核与千斤顶顶垫接触或连接的顶起局部结构，机翼顶起点严重工况重点考核部位如下：顶起连接结构、壁板蒙皮、后梁结构及机翼千斤顶顶垫。

1.2 试验载荷
顶起点的载荷主要来自试验机自重并考虑侧向分量，根据CCA Ｒ25.519中的要求，千斤顶垫与局部结构必须设计成能够单独承受作用于每个顶起点的垂直静反力2倍的垂直载荷，因此某型号飞机千斤顶垫需要承受的垂直载荷约600kN，水平载荷约100kN。

试验中，该结构单点综合载荷达到608kN，并需要在其他区域施加与之匹配的全机配平载荷。

1.3 加载系统设计指标
试验系统包括试验台架及控制、测量系统。

由于试验件支持高度较高，因此试验载荷施加夹具需要具有足够的强度，以支持加载作动器。

同时，试验台架也需要足够的刚度，避免试验台架的过度变形，引起加载、支持的误差。

此外，试验加载、测量系统需要满足足够精度，试验系统指标具体说明见表1。

表1 试验系统指标
名称性能指标数据/说明
夹具强度安全系数>4夹具刚度结构变形<5mm 夹具加工加工误差<0.5mm
加载精度±1%测量精度
±1%
试验前对试验载荷施加夹具强度、刚度进行试验验证，对试验加载、测量系统进行标定。

2 试验方案
2.1 试验支持
试验一般采用六自由度静定支持[9]，本项目全机静定支持方式在前起落架约束垂向位移，左、右主起落架约束垂向位
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试验技术与装备
移和航向位移，右主起落架约束侧向位移。

每个约束点上，都安装有载荷传感器，对约束点的载荷进行监视。

在此支持状态下，整个飞机呈静定状态，具体如图1所示。

在试验件典型部位布置应变片和位移测量点，贴片位置选取易操作、应力大、应力梯度小的区域，测量点位置选取考核区域关注部位。

3 试验结果
对机翼顶起点局部结构严重工况进行试验，试验按照先预试消除结构间隙、再正式试验的程序进行。

正式试验时，将试验载荷分为30级，前24级以５%为一级为加载间隔，后6级以1%为一级逐级加载。

对应每一步加载进行应变、位移测量。

试验过程中，试验系统工作正常，试验台架及顶起点局部结构没有产生破坏现象。

试验结束后检查，试验台架、加载假件及顶起点结构未产生裂纹及有害塑性变形。

表明试验台架、加载假件具有足够刚度、强度，顶起点结构能承受试验工况。

试验中顶起点结构部分应变-载荷曲线见图
3。

图1 某型飞机静定支持示意图
2.2 试验加载
试验考核部位加载点为机翼顶起1#点，该点载荷较大，因此设计专用支持台架。

试验台架由正交化立柱、联合横梁及承载底座构成。

联合横梁由40号槽钢焊接而成，用螺栓固定于底部支撑立柱。

联合横梁与承载底座采用螺栓连接，横梁与底座均增加加强肋，作特殊设计，保证试验夹具整体强度。

底部正交支撑立柱采用地脚螺栓固定于实验室地轨中，通过组合实现夹具多方向整体支撑。

承载底座固定于联合横梁上，其上设计加载作动器专用连接孔。

作动器通过连接孔固定与承载底座上，其转轴方向依据试验变形情况安装，作动器顶端设计专用顶球与试验件顶垫配合施加载荷。

作动器沿载荷力线方向可以随试验机变形做小角度的自由偏转，不产生附加约束。

试验加载夹具示意图见图2。

图2 试验加载夹具示意图
2.3 试验配平
依据试验件结构，机翼顶起点载荷施加采用顶球配合顶垫方式。

试验中，该点载荷大，载荷施加方式特殊，存在较大风险。

同时为避免出现过大的约束载荷，需要在试验飞机非考核部位上施加配平载荷。

经过综合分析，采用顶起点周围结构施加垂向配平载荷，采用发动机假件结构施加航向及垂向配平载荷，采用顶起点对称机身部位施加侧向配平载荷。

该中载荷配平方式结合试验机约束点可实现全机载荷平衡，并保证机翼顶起点结构位移变形较小，显著降低试验风险。

最终配平载荷用到的垂向加载点有 5个，航向加载点有 2 个，侧向加载点有4 个。

机翼的垂向配平载荷用以平衡飞机的滚转力矩，航向配平载荷施加在发动机假件上，用以平衡飞机的偏航力矩。

机身配平载荷用以平衡飞机的俯仰、偏航力矩。

2.4 试验控制与测量
试验采用多点协调加载系统加载，该系统是采用国外控制器，配合国产的液压系统，集成出一套完整的、技术指标符合要求的多通道航空结构多点协调加载系统。

测量系统包括应变测量系统和位移测量系统。

应变测量系统由应变片、导线及应变测量仪器组成；位移测量系统包括位移计与测量仪器（与应变测量系统共用）。

图3 顶起点结构部分应变-载荷曲线示意图
4 结论
本文提出一套基于整机的单点超大载荷静力试验的试验方案，并对某型号飞机机翼顶起点局部结构严重工况进行了试验。

试验顺利完成，表明试验方案科学合理、试验台架安全可靠。

在试验过程中，考核结构无有害塑性变形，表明顶起点结构具有足够的强度。

试验结果可作为该型号飞机顶起点局部结构强度、刚度性能的评定依据，同时可以为完善有限元模型提供数据支持。

参考文献
[1] 王燕玲.机翼顶起设计解析[J].民用飞机设计与研究，2015（2）:93-98.
[2] 郑建军，唐吉运，王彬文.C919飞机全机静力试验技术[J].航空学报，2019,40（1）：522-564.
[3] 刘玮，滕青，刘冰.基于地板结构的机身双层双向加载技术[J].航空学报，2018,39（5）:221-230
[4] 刘冰，张赟，刘玮.基于误差控制的大展弦比机翼静强度试验载荷处理技术[J].科学技术与工程，2017,17（30）:356-360.
[5] 卓轶，吕媛波，张文东.飞机结构强度试验中拉压垫加载技术研究[J].科学技术与工程，2016,16（2）:244-248.
[6] 王鑫，杜峰，杨海. 基于随动加载试验技术的双垂尾结构强度[J].科学技术与工程，2018,18（7）:259-262.
[7] 夏峰，穆家琛.全机静力试验多轮多支柱起落架支持与加载技术[J].科学技术与工程，2018,18（30）:238-244.
[8] 郭琼，夏峰，刘冰，等.全尺寸飞机结构静力试验约束点载荷计算及应用[J].科学技术与工程，2020,20（19）:7934-7940.
[9] 刘冰.大型飞机全机静力试验静定支持与约束技术及其应用[J].科学技术与工程，2019,19（11）:287-292.
作者简介
刘冰（1986—），男，安徽蚌埠人，硕士研究生，高级工程师，主要研究方向：全尺寸飞机结构强度试验研究。

加载百分数
应变值（μt ）
0 10 20 30 40 50 60 70 80 90 100 110 120 130 140 150
0-200-400-600-800-1000-1200-1400-1600-1800。