某飞机襟缝翼疲劳试验系统随动加载技术研究

某飞机襟缝翼疲劳试验系统随动加载技术研究
杜峰
【摘要】针对某飞机襟缝翼在运动过程中的受力情况难以模拟的问题,采用“分离式”设计理念,设计了一种由活动框架及运动机构组成的随动加载装置.给出了随动加载装置的两种设计方案,并对两种方案进行了对比分析.设计了活动翼面驱动系统,对控制系统与活动翼面驱动系统的数字I/O直接交流技术开展了深入研究.通过某飞机襟缝翼疲劳试验平台对本文的设计方案进行了验证,证明本文提出的方案合理有效,并在某飞机襟缝翼及其悬挂系统疲劳试验中成功应用,提升了飞机结构疲劳试验技术水平.
【期刊名称】《工程与试验》
【年(卷),期】2017(057)004
【总页数】6页(P68-73)
【关键词】随动加载;双系统协调;活动翼面
【作者】杜峰
【作者单位】中国飞机强度研究所全尺寸飞机结构静力/疲劳实验室,陕西西安710065
【正文语种】中文
【中图分类】V215.5
飞机结构强度试验在新机研制过程中具有不可替代的作用，其中，飞机襟缝翼疲劳试验是飞机疲劳试验的重要组成部分[1]。

襟缝翼是飞机的高升力装置，大多为活
动翼面，在飞机起飞、降落和飞行过程中起着重要的作用。

现代飞机的襟缝翼活动翼面及其操纵机构越来越复杂，其收放可靠性与飞行安全直接相关，一直受到飞机设计、制造和试验者的高度重视[2]。

在某飞机襟缝翼疲劳试验中，要求既要保证在襟缝翼各个活动翼面处于固定位置时疲劳试验载荷的幅值和方向，也要保证襟缝翼各活动翼面在运动过程中的载荷幅值及方向。

同时，试验件的内襟翼、外襟翼、内段缝翼、中段缝翼、外段缝翼等多个活动部件需要设计专门的驱动系统及设备来模拟飞机各活动翼面的运动。

另外，载荷控制系统和襟缝翼翼面驱动系统是两个相互独立的系统，在试验过程中需要协调两个系统的运行[3-5]。

目前，将襟缝翼置于不同角度，再对活动翼面进行疲劳试验，或者基于气动载荷铰链力矩相等的铁鸟舵面收放加载试验[6]，都难以真实模
拟襟缝翼在运动过程中的受力情况，不能满足某襟缝翼疲劳试验的要求。

为了解决这一问题，本文采用“分离式”设计理念，设计了一种由活动框架及运动机构组成的随动加载装置，满足襟缝翼疲劳试验要求。

某飞机襟缝翼疲劳试验要求，襟缝翼按一定轨迹收放，示意见图1。

同时，活动翼面上的疲劳载荷幅值及方向也随之变化。

随动协调加载是疲劳试验的新问题。

随动加载问题在静力试验中也曾出现过，一般采用多个载荷矢量合成的方式来解决。

该方法的优点是利用现有设备达到随动加载的效果，无需其它专用设备。

但对于某飞机襟缝翼疲劳试验来说，这种方法并不适用。

襟缝翼疲劳试验具有多个活动翼面，且需要在单个活动面上设置多个加载点来包含疲劳试验多个工况的载荷压心的特点。

若采用矢量合成方法，会造成所需设备数量庞大及安装空间不足等一系列问题。

基于以上分析，本文采用“分离式”设计理念，将载荷的幅值控制与加载方向控制分开考虑，由活动框架及其运动机构来控制载荷方向，而载荷幅值控制交给已有的协调加载控制系统解决。

基于“分离式”设计理念，本文确定了两种设计方案。

方案一是通过位控作动筒控
制活动框架转动，使加载作动筒安装底座跟随活动翼面加载点运动，示意见图2。

方案二是通过位控作动筒控制活动框架直线运动，使加载作动筒安装底座跟随活动翼面加载点运动，示意见图3。

飞机襟翼的运动轨迹转角较大，为41.5°，并且襟翼下表面有摇臂结构的存在，缝翼的结构决定了只适合在上翼面进行加载，因此最后确定采用方案一。

活动框架由两个“C”形摇臂、斜支臂、加载横梁、绞支横杆等组成，活动框架可以绕两个摇臂的单耳接头的转轴转动，见图4上半部分。

“C”形摇臂采用下部“L”形钢整体加工成单耳及上半部分“Γ”形方形空心钢摇臂嵌合成整体的设计，同时兼顾了强度及自身重量问题。

绞支横杆上的与位控作动筒相连的单耳内嵌关节轴承，避免卡死。

底座采用双支柱设计，通过底座及不等高的两个双耳来控制转轴的空间位置，见图5。

随动加载装置的各个部分形成整体，见图6，整个运动机构的几何关系见图7。

随动加载装置的角度与位控作动筒伸缩指令趋近于线性关系(见图8)。

通过几何关系运算，确定安装在随动加载装置上的位控作动筒的收放指令。

利用已有的试验加载协调控制系统驱动位控作动筒运动，驱动加载设备安装框架绕活动翼面转轴转动。

通过时间控制，保证加载设备安装框架的角速度与活动翼面的角速度一致，即运动中的随动加载装置和襟缝翼相对静止，安装在随动加载装置上的襟缝翼疲劳试验加载作动筒等效于静止状态的力控作动筒加载，实现加载设备(力控作动筒)与活动翼面的协调运动，从而将复杂的随动加载问题简化为单方向疲劳载荷施加。

活动翼面驱动系统组成示意框图见图9。

如图9所示，活动翼面驱动系统由襟/缝翼驱动系统、信号调理箱、工控机及接口3大部分组成。

各部分的构成及完成的功能如下：
襟/缝翼驱动系统部分：完成襟/缝翼动作驱动，包括提供动力源的马达、测量驱动扭矩的扭矩传感器、传递扭力的扭力管、适应襟翼/缝翼几何形状变化而能进行扭
力传递的角齿轮箱、带动襟翼/缝翼动作的作动器(襟翼4个，缝翼6个)、测量马
达转速的测速传感器、完成马达制动的电磁制动器、测试襟翼/缝翼舵面倾斜量的
倾斜传感器(襟翼4个，缝翼6个)、测试襟翼/缝翼绝对位置的位置传感器等。

信号调理箱：信号调理部分完成检测信号和驱动信号的调理放大，包括马达控制驱动器、马达转速测试调理器、马达制动电磁驱动器，以及扭矩测量、开关量信号(含：系统保护开关量、系统控制开关量)的调理、4/6路倾斜传感器及绝对位置传
感器信号的调理、系统工作电源等。

工控机及接口：工控机完成襟缝翼疲劳试验驱动系统的控制，完成与加载控制计算机(上位机)的通信。

接口电路含A/D转换器、D/A转换器、保护输入开关量、控
制输出开关量、襟/缝翼绝对位置检测、襟/缝翼舵面倾斜量检测、与加载控制计算机通信等接口。

活动翼面驱动系统工作过程为：驱动系统工控机与加载控制计算机(上位机)先通信，相互确认工作状态就绪。

加载控制计算机在启动按规定载荷谱加载开始的同时，命令驱动系统按规定的襟/缝翼舵面运动方向驱动襟/缝翼舵面运动。

驱动系统实时检测襟/缝翼舵面运动速度、襟/缝翼舵面运动位置、襟/缝翼舵面倾斜量、襟/缝翼扭矩和襟/缝翼运动过限等，当检测襟/缝翼舵面运动位置到达规定位置时，驱动系统在通知加载控制计算机的同时，停止襟/缝翼舵面运动，加载系统继续按规定的载
荷谱加载。

加载系统再命令驱动系统按规定的襟/缝翼舵面运动方向驱动襟/缝翼舵面运动，并在襟/缝翼舵面运动过程中按载荷谱加载。

在襟/缝翼舵面运动加载中过程，当加载系统或驱动系统检测到报警时，要相互通知，并立即停止试验、保护襟/缝翼试件、进行声光报警。

活动翼面驱动系统是在工控机控制下工作的，其测控软件模块图见10。

该襟缝翼疲劳试验要求，襟翼、缝翼舵面在加载过程中要同步到达各自的规定角度，而且运动过程要求平稳。

襟翼舵面的运动范围为：0°-15°、15°-0° 和0°-41.5°、41.5°-0°，对应的缝翼舵面运动范围为：0°-20.85°、20.85°-0°和0°-20.85°、20.85°-0°。

可以看出，襟翼、缝翼舵面同步到达规定的角度是不一样的，要同步
到达，襟翼和缝翼的驱动速度就不能相同。

另外，襟翼舵面的运动范围有两种，要保证襟翼和缝翼同步到达，缝翼的驱动速度必须有两种。

为了达到上述要求，采用了驱动速度数字闭环控制模式保证恒速，多级速度编码设定襟翼、缝翼驱动速度，驱动电机在启动、停止阶段以可编程的“S曲线”模型进行加速、减速。

该疲劳试验要求，襟翼、缝翼舵面位置精度为±0.5°，否则会影响加载方向的准确性或造成襟翼/缝翼作动器卡死。

为了达到上述要求，选用了高精度的多圈绝对值编码器来测量带动襟翼、缝翼舵面动作的扭力管转角，并且采用了动态自动归零方法消除累积误差、动态预设停机提前量设置停机时间。

这些方法保证了疲劳试验中襟缝翼舵面反复多次运动，而面位置精度始终不超过±0.5°
该襟缝翼疲劳试验要求，试验要模拟襟缝翼舵面在飞行过程的载荷。

这就带来了试验过程中加载与驱动的动态协调问题，即加载速度与驱动速度的匹配问题。

若试验过程中驱动速度比加载速度快，则试验件承受的载荷达不到要求值或被卸载；若驱动速度比加载速度慢，则试验件承受的载荷会超过要求值。

采用了加载系统和驱动系统通信时间开销最小的直接I/O通信技术，通过严格控制同步时间、严格控制
运行时间，同时在载荷谱中采用了驱动系统动作预先预测等技术手段，建立了满足要求的控制模型，使这一难题得到了很好的解决，控制流程见图11。

为了验证本文设计的方案，开展了验证试验的研究。

物理验证试验选取了如图12
所示的襟缝翼疲劳试验平台。

试验件是某飞机的襟缝翼结构，采用本文的设计方案
进行安装。

试验加载结果曲线如图13和图14所示，从图中可以看出，本文方法实现了对疲劳载荷加载方向和幅值的分离控制，保证了运动过程中的襟翼、缝翼舵面疲劳载荷的动态协调加载，襟翼、缝翼的平稳多级恒速驱动，保证了襟翼、缝翼的精确角度控制，实现了加载控制系统和活动翼面驱动系统在疲劳试验中的动态协调。

试验证明，针对该襟缝翼疲劳试验的技术难点，本文试验设计和试验实施技术是可行和有效的。

通过设计和试验结果分析，可以得到以下结论：
(1)设计随动框架及运动机构，实现了对疲劳载荷加载方向和幅值的分离控制，保证了运动过程中的襟翼、缝翼舵面疲劳载荷的动态协调加载；
(2)采用了驱动数字闭环控制技术、多级速度编码设定技术及可编程的“S曲线”模型电机加速技术，实现了襟翼、缝翼的平稳多级恒速驱动；
(3)采用了动态自动归零方法，消除了累积误差，保证了襟翼、缝翼的精确角度控制；
(4)采用了直接I/O通信技术，严格控制同步时间及运行时间，通过驱动系统预测等技术手段，实现了加载控制系统和活动翼面驱动系统在疲劳试验中的动态协调。

【相关文献】
[1]刘金甫.飞机结构疲劳试验系统的研制及其发展动向[J].测控技术,1992,26(4):8-9.
[2]陈建国.飞机襟缝翼收放功能试验随动加载研究[J].工程与试验,2015,55(3):1-4.
[3]庞宝才,董登科,弓云昭,等.襟缝翼可动翼面的随动加载方法研究[J].机械科学与技
术,2014,33(10):1590-1593.
[4]李小军,陆慧莲,李凯.一种主动驱动随动加载的前缘缝翼和襟翼疲劳试验技术[J].民用飞机设计与研究,2014,(3):17-21.
[5]郑牧,赵春兰,薛伟松.一种复杂襟翼试验精确随动加载系统[J].测控技术,2011,30:173-175.
[6]陈建国,司冀,等.飞机铁鸟舵面加载系统[J].兵工自动化,2015,34(1):71-75.。