2. 中国飞机强度研究所, 西安 710065;
3. 全尺寸飞机结构静力/疲劳航空科技重点试验室, 西安 710065;
4. 中国航空工业成都飞机设计研究所, 成都 610041
2. AVIC Aircraft Strength Research Institute, Xi'an 710065, China;
3. Aviation Technology Key Laboratory of Full Scale Aircraft Sturcture Static and Fatigue Test, Xi'an 710065, China;
4. AVIC Chengdu Aircraft Design and Research Institute, Chengdu 610041, China
飞机结构强度是飞机型号研制的基础，直接影响飞机的作战性能、经济成本、安全可靠性等。为检验和验证强度是否满足设计指标、符合相关设计标准，在研飞机需要开展地面强度验证试验，即在试验室内通过相关试验手段模拟飞机受载，以此验证飞机强度是否合格。
根据国军标相关要求[1]，飞机的研制要经历设计、制造、试验与试飞等阶段，其中以地面强度验证试验为代表的试验环节尤为重要，不仅是对前期飞机设计、制造的检验，也是飞行安全的强度保障。全机地面强度试验又是飞机地面强度验证试验中规模最庞大、考核最直接、验证最关键的一项试验内容，包括全机静力、全机疲劳试验2个阶段[2]：
1) 全机静力试验主要是验证飞机结构的承载能力、抵抗变形的能力和载荷作用下的响应特性等。通过试验验证结构强度设计的合理性、检验制造工艺、确定结构可增潜力、为结构设计改进提供依据，飞机只有通过了全机静力试验，才能最终确定飞机结构强度是否满足设计要求。
2) 全机疲劳试验即全机耐久性/损伤容限试验，主要目的是暴露结构的疲劳薄弱部位、确定裂纹扩展寿命、确定结构的使用寿命，验证结构是否满足耐久性/损伤容限设计要求，为结构设计、工艺改进提供依据。全机疲劳试验包括耐久性、损伤容限和剩余强度试验等几个阶段。
全机地面强度试验技术，即为完成全机地面强度试验等项目而采取的试验方法和技术措施，包括全机静力和疲劳试验技术。大部分的疲劳试验技术也可用于静力试验，两者互通性较高[3]。早期的飞机通过在飞机结构上施加重物的方式来验证飞机结构的强度。随着几次因结构疲劳而导致灾难性事故的发生，科研人员逐步认识到疲劳强度的重要性，开始考虑飞机的疲劳强度问题，并且随着引入液压操纵技术与装置、集中载荷的分散加载方法(多级杠杆原理)，试验加载更加真实、精确。在20世纪80年代后随着计算机技术的应用，实现了强度试验的多加载点同步协调加载，使强度试验的加载精度、速度与安全性得到大幅提高，也使得飞机能够加速地进行疲劳试验，更快地确定使用寿命[4-5]。目前，全机地面强度试验技术已从原来的以试验加载技术为主向多元化方向发展，包括试验规划[6]、载荷处理[7-8]、数字化设计[9]、飞机支持[10]、试验承载[11]、试验加载[12]、试验测量[13-15]、试验控制[16]、数据分析[17]、损伤检测、健康监测[18-22]等多项内容。
全机地面强度试验技术有欧美和苏联两大技术体系[6]，区别在于：苏联采用集中承载柱/梁、胶布带-杠杆系统的软式加载方式，而欧美采用整体加载框架、拉压垫-杠杆系统的硬式加载方式。中国师承苏联并不断创新发展，形成了自己的一套试验技术体系。但随着战斗机的更新换代，新一代战斗机对全机地面强度试验提出了更高的要求。
以满足新一代战斗机全机地面强度试验新要求为目标，试验团队解读相关试验标准，分析了新一代战斗机结构特点、技术难点和新的要求，制定了试验技术研究计划，从试验的规划、设计、支持、加载、测/控、检测与监测等多方面制定了总体技术方案、进行了技术研究，形成了多项技术成果，包括全硬式单侧双向加载技术、试验综合平台设计技术、试验边界条件模拟技术、动力系统设计技术等。
在新一代战斗机多架次全机地面强度试验(下文称：全机静力/疲劳试验)中，这些新技术得到全面应用和验证，并不断发展、完善，逐步形成了新一代战斗机全机地面强度试验技术，确保了新一代战斗机的按期首飞、持续试飞和正式服役，并支持飞机的设计改进与定型，确保了按期装备部队和飞行安全。
1 试验方案 1.1 试验要求依据GJB67.6A—2008《军用飞机强度和刚度规范—重复、耐久性和损伤容限》、GJB67.9A—2008《军用飞机强度和刚度规范—地面试验》等[1]标准的相关试验验证要求，需规划进行新一代战斗机全机静力/疲劳试验。标准中关于全机静力/疲劳试验主要试验验证内容详见表 1。
| 序号 | 章节 | 内容 |
| 1 | GJB67.6A—2008 4.2.1.2 | 全尺寸飞机耐久性试验。试验目的、试验件、试验谱、试验持续时间、试验检查与进度、试验设备与加载等要求。 |
| 2 | GJB67.9A—2008 3.1 | 地面试验的一般要求。试验安排、单位资质、技术文件、承制方试验技术要求、大纲、质量计划、试验件、件支持、测试仪器、控制系统、机械保护、安全防护、过程观察与见证等要求。 |
| 3 | GJB67.9A—2008 3.3 | 全尺寸结构静强度试验试验。试验目的、试验件、试验项目、试验试验顺序与进度、试验要求(试验程序、加载误差、载荷与简化、数据采集、问题处理、试验件检查与分析等)、可不进行的静强度试验条件等要求。 |
| 4 | GJB67.9A—2008 3.4 | 全尺寸结构损耐久性试验。试验目的、试验件、载荷谱、持续时间、试验件更改与修理、试验件检查、设备和加载要求、风挡/气密座舱与油箱耐久性等要求。 |
| 5 | GJB67.9A—2008 3.5 |
全尺寸结构损伤容限试验。试验目的、试验件、试验谱和加载、裂纹检测、试验持续时间、剩余强度载荷与试验等要求。 |
根据相关标准要求，新一代战斗机先后共规划了多架次的全机静力/疲劳试验。
1.2 试验机特点新一代战斗机全机静力/疲劳试验飞机是严格按照国军标相关设计与制造的要求进行生产和检验，主要结构包括：完整的机身主结构，含武器舱、起落架舱、油箱、座舱、发动机舱、进气道等；完整的机翼，含前襟、副翼、油箱等；其他翼面，含全动垂尾、固定腹鳍、全动鸭翼；起落架、发动机、作动器、挂点等结构采用假件。新一代战斗机特殊的结构形式和载荷分布，给全机静力/疲劳试验带来了诸多技术难题。
1.3 试验难点新一代战斗机起飞重量大、机动过载大，导致了试验的规模大、载荷大，并且飞机的使用寿命长、损伤检测的要求高，对试验的加载精度与速度、可靠性与安全性、检查/维护便捷性、损伤检测与监测等方面提出了更高的要求。试验的主要技术难点有：
1) 如何降低试验规模、加快试验速度。试验规模大、载荷大，需要设置更多的加载点才能满足试验要求，从而导致试验系统整体可靠性降低、静力试验工况间试验换装时间加长、疲劳试验的运行速度降低。需通过研究、应用新的加载技术以替代传统的“胶布带-杠杆系统”加载方法，以节约加载点数量、提高加载点响应速度。
2) 如何实现支持、加载与扣重等边界条件的精确模拟。在以往的试验中：飞机支持约束多采用“撬杠-立柱”形式，结构变形会导致约束系统给飞机附多余约束力，影响试验精度。加载点设计时不能充分考虑自由度，结构变形会导致加载点处附加其他方向分力。在以往试验中未能实现飞机结构、加载设备等重量的完全扣除，导致加载不准确。需通过研究新的支持、加载与扣重技术，解决飞机边界条件难以准确模拟的问题。
3) 如何满足试验可靠性与安全性、检查/维护便捷性的要求。试验系统、设备多而复杂，包括整体承载框架、检查维护平台、线缆线槽、测控设备、照明与监控设备、液压与充气设备等，如何将这些系统和设备进行集成设计、统一管理并且有机结合、互不干扰，是一大难题。需通过规划、设计试验综合平台系统，以实现试验各复杂系统的高度融合，满足试验的加载点承载、检查/维护、各类设备布置、照明与监控等需求。
4) 如何满足试验动力的稳定供给，提高动力装置的使用、维护的便捷性与抗干扰能力。试验的动力是指液压作动筒使用的高压油、充气台使用的高压气及各类设备使用的电源等。液压作动筒、加载充气台等设备多而复杂，相对分散，不易检查、维护。液压管路、充气管路连接复杂、易出错，安全可靠性需提高。用电设备多，存在电磁干扰、漏电等问题，影响试验的安全、稳定。需通合理的规划、设计，使各类动力设备合理布置、便于使用与维护，采用新技术、新设备提高动力系统可靠性和抗干扰能力。
2 总体技术方案全机静力/疲劳试验总体技术方案内容包括载荷处理与谱编制、试验边界条件模拟、试验综合平台、试验动力系统、试验控制与测量、试验损伤检测与监测等方面。通过制定总体技术方案，明确了当前的技术瓶颈、确定了后续技术研究与改进的主要方向和目标，对试验项目起着总体宏观规划与总体协调的作用。
2.1 载荷处理与谱编制在全机静力/疲劳试验中，从气动载荷的气压分布场至试验加载的有限个作动器加载点，需多步骤对载荷进行处理，关键步骤包含有限元离散化、包线工况分析、载荷集中、加载节点选取、节点载荷确定、杠杆系统与加载执行系统设计，最终通过控制系统实现载荷的协调同步施加。
在全机疲劳试验中，还需要编制载荷实施谱，通过试验控制系统来实施加载，分2个步骤：首先列出所有工况的全部加载点载荷；然后根据载荷谱中飞-续-飞谱的试验加载顺序调用加载点载荷。载荷实施谱可以模拟飞机地面-空中-地面的飞行状态。
2.2 试验边界条件模拟全机静力/疲劳试验中，需要准确模拟飞机的边界条件，包括试验的支持约束、加载与扣重等，使飞机的边界条件与真实情况相近，从而保证试验数据的准确性、真实性。
试验支持约束主要用于固定飞机，约束飞机的6个自由度使飞机处于静定状态，在试验过程中承受加载误差并可调节飞机的姿态。飞机约束位置一般为结构较强、刚度较大的部位。全机静力试验可根据不同工况设置多种支持形式，全机疲劳试验仅采用一种支持形式来满足所有工况的试验支持。典型的飞机支持形式如图 1所示。
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| 图 1 全机浮空静定支持示意图 Fig. 1 Schematic of a full-scale aircraft static testing support |
试验加载采用拉压垫/胶布带-杠杆等系统，将液压作动筒集中载荷分散为拉压垫/胶布带处的节点载荷，使气动载荷的模拟更加精确。拉压垫/胶布带-杠杆系统效果图见图 2。
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| 图 2 拉压垫/胶布带-杠杆系统示意图 Fig. 2 Schematic of load pad/strap lever system |
试验机一般在0 g(静止)状态下开展全机静力/疲劳试验，需要对飞机结构重量、加载设备重量等进行扣除，以保证试验的准确性。一般采用撬杠、滑轮等扣重方式将重量扣除，扣重系统如图 3所示。
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| 图 3 扣重系统示意图 Fig. 3 Schematic of weight deduction system |
试验综合平台的设计与规划，需要集成承载系统、检查/维护平台、监控与照明等系统、测控设备等，进行多因素耦合设计，使其融合为一套综合试验系统且可实现各分系统的多种功能。
1) 承载系统，用于承受作动筒的集中载荷，满足试验机的加载需要。有集中承载柱/梁、整体框架等2种典型承载系统，如图 4所示。
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| 图 4 承载系统效果图 Fig. 4 Image of load bearing system |
2) 检查/维护平台，用于检查飞机、加载设备等，维护试验加载、测控等设备。
3) 监控与照明，包括监控系统线路、终端、主机与显示，照明系统线路、光源与电源。
4) 测控设备，包括控制、测量系统的线缆、机柜及其附属设备、测量的应变片、位移传感器等。
2.4 试验动力系统试验动力系统是指驱动试验运行的动力设备、动力源等。包括油(液压作动器及管路)、气(充气台及管路)、电(电源及电路)等：
1) 针对力控加载点，高压液压油通过管路输送到作动筒，通过控制系统与作动筒模块，使作动筒输出力载荷，来实现试验力载荷施加。
2) 针对充气加载点，高压气体通过管路输送到充气台，通过控制系统和充气阀，使充气台输出充气载荷，来实现试验气压载荷施加。
3) 电源主要用于给照明与监控设备、测控设备、液压作动筒、充气台等设备和系统供电，使各试验设备正常、稳定运行。
2.5 试验控制与测量采用多通道同步协调加载控制系统实现试验的加载控制，控制系统、液压作动筒/充气台、测力/气压传感器组成一个控制闭环，实现载荷的精确加载，通过设置动/静踏步保证加载精度、控制保护限保证加载安全可靠、应急回收功能实现故障后的数据回收。
试验采用多通道同步采集系统实现测量数据采集与回收，根据需要配置足够通道的数据采集系统、应变片和位移传感器等，同步采集和回收试验应变、位移等测量数据。
2.6 试验损伤检测与监测在飞机交付前，对飞机进行全面的无损检测，以确认飞机交付状态。在静力试验加载、疲劳试验运行过程中，对飞机状态进行实时损伤检测和健康监测，能快速检测并判断试验损伤。在试验结束后，开展无损检测以确定飞机是否产生损伤和有害变形，确认试验前、试验中与试验后等阶段的飞机状态是否一致。
3 试验技术 3.1 全硬式单侧双向加载技术全硬式单侧双向加载技术是一种先进的载荷施加技术，能模拟施加飞机气动、惯性等载荷并实现飞机单侧双向加载，优点有：载荷传递路径短、响应快，大幅提高加载速度和效率；节约加载点数量，降低安装工作量，提高试验稳定性，利于实时检查、监测和无损检测。在国内外全机静力/疲劳试验中的应用情况如图 5和图 6所示。
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| 图 5 国外单侧双向加载技术应用 Fig. 5 Application of foreign one-sided bidirectional loading technology |
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| 图 6 国内单侧双向加载技术应用 Fig. 6 Application of domestic one-sided bidirectional loading technology |
全硬式单侧双向加载主要是通过拉压垫-杠杆系统等装置来实现，该装置包括拉压垫、双向加载杠杆2部分。主要创新点包括拉压垫设计与粘贴技术、双向加载杠杆设计技术等[23-24]。
3.1.1 拉压垫设计与粘贴技术拉压垫技术研究主要分为拉压垫设计研究与拉压垫粘贴研究2方面。
拉压垫设计技术研究经历了4个阶段。初代拉压垫由胶布带、橡胶、夹具和铝棒组成，解决了施加双向载荷的问题，但由于结构设计形式的局限性导致拉压垫会产生间隙、出现松弛，传载不均匀。第二/三代拉压垫的设计形式简化为“铝板+橡胶块”形式，在铝板上预留连接接口，第三代较第二代在形式上未改进、在粘贴稳定性上有所提高，但都未充分考虑疲劳性能，较为笨重、粘贴面较多、连接强度较低，且不适用于飞机曲面结构。第四代拉压垫采用新的设计理念与制作方法：首次研发了曲面拉压垫，扩大了使用范围和潜力，为实现全硬式单侧双向加载提供了前提条件。通过增加连接衬套、优化结构形式等，提高了疲劳性能、连接稳定性，减轻了重量，采用热硫化工艺，将橡胶与铝块硫化成一体，较原来的粘贴形式连接强度大幅提高。经过几代拉压垫的设计与应用经验的积累、技术的发展，最终形成了标准化、系列化的新型拉压垫，并得到了大规模成功应用。拉压垫示意图见图 7。
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| 图 7 拉压垫示意图 Fig. 7 Schematic of tension pad |
拉压垫粘贴技术研究：为了不破坏飞机自身结构，拉压垫均需通过粘接剂与飞机连接，拉压垫与飞机的粘贴强度直接影响拉压垫的使用载荷和稳定性。研究团队一直在持续地进行拉压垫粘贴技术的研究、技术完善，先后开展了各类粘贴验证试验，从粘接剂种类、粘接界面、粘接环境、粘接压力、粘接材料等不同方面共验证了十几种不同的粘接剂，验证使用了上千块拉压垫。最终，粘贴的拉压垫满足了强度、疲劳、稳定性等多方面需求，粘贴周期由7天缩短到了3天，并编制了多份《拉压垫粘贴工艺规程》。验证试验示意图如图 8所示。
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| 图 8 拉压垫粘贴验证试验 Fig. 8 Verification test of tension pad |
由于拉压垫-杠杆系统载荷模拟准确、加载效率高，能够施加双向载荷，便于试验件无损检测等优点，近些年来在国内得到了迅速发展和广泛应用。与胶布带-杠杆系统的软式连接、单向传载的形式相比，双向加载的硬式连接杠杆系统设计更为复杂，需要综合考虑传载准确性、系统灵活性及稳定性等多方面因素。
为了更好地满足新一代战斗机全机静力/疲劳试验的需求，改善原有技术的不足，进行不断的技术研究与验证，先后设计、研究和应用了四代双向加载杠杆系统，在新一代战斗机多个架次的全机静力/疲劳试验中得到了成功应用，见图 9。其中，第四代拉压垫在前三代双向加载杠杆系统的应用经验与基础上，进行了重大设计改进，杠杆系统重量更轻，传载形式更加合理，灵活性好，不限制加载点处飞机结构的局部变形，并且拥有足够的稳定性和耐久性。在通过优化设计、分析及试验验证，确认技术成熟、安全可靠后，首次在疲劳试验中进行了大规模应用，大大提高了试验运行速度和效率。
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| 图 9 拉压垫-杠杆系统示意图 Fig. 9 Schematic of tension pad and lever system |
全硬式单侧双向加载技术满足了新一代战斗机的机翼(含副翼、襟翼等活动翼面)、鸭翼、垂尾、机身(侧向表面、下表面、边条等处)等多处部位的单侧双向加载，在国内首次实现了全机规模的全硬式单侧双向加载，提高了试验效率、节约了设备占用空间、提高了检查/维护的便捷性。新一代战斗机与某三代战斗机全机疲劳试验的对比情况详见表 2。
| 试验 | 飞机尺寸长/m×宽/m | 加载通道/个 | 拉压垫-杠杆使用比例/% | 运行速度/(波段·天-1) |
| 某三代战斗机全机疲劳试验 | 17×10 | 105 | ＜10 | 5 067 |
| 新一代战斗机全机疲劳试验 | 21×13 | 120 | 100 | 9 741 |
新一代战斗机尺寸较某三代战斗机更大，但在大规模应用了全硬式单侧双向加载技术后，加载规模降低、运行速度加快。
3.2 试验综合平台设计技术试验综合平台设计包括：承载框架设计、检查/维护平台设计、监控与照明等系统设计规划、测控设备设计规划等。在新一代战斗机全机静力/疲劳试验中，试验综合平台逐步的发展、完善，结构更加安全可靠、子系统更多、功能更完善、使用更便捷、融合度更高，从最初的仅能满足承载需要，到能实现检查/维护的需要，最终满足了试验的承载、检查/维护、照明与监控、测控等多功能需求，并实现了各系统的高度融合。
3.2.1 综合平台设计在试验综合平台设计前，详细的分析试验特点、需求与要求，编制总体设计方案，提出相关设计要求、目的、内容和指标等，指导试验综合平台设计、安装与使用。根据设计要求制定了设计目标：实现所有加载作动筒固定、为检查/维护平台提供支撑、为监控与照明系统提供支持、为测控等试验设备的合理布置提供空间。以往试验中大多在地面布置加载底座和立柱实现作动筒的固定和加载，此种加载方式增加现场设备的摆放量，容易造成现场设备运输、工具出入困难。
首次提出了“无顶棚式”的承载框架设计新理念：加载形式上取消了机身上侧加载点，利用新加载技术，在机身下侧布置加载点，解决机身加载问题，此种加载形式可取消飞机上侧框架设计，减少设计工作。承载框架根据飞机高度设计分为上、下2层，上层为检查平台提供支撑，视野开阔、方便检查，下层用于固定加载底座和立柱等设备，地面为底层，不摆放加载设备，利于人员和设备的出入、飞机和设备的检查/维护。承载框架示意图见图 10。
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| 图 10 承载框架示意图 Fig. 10 Schematic of load-bearing frame |
根据试验检查平台功能特点，设计新型“桁架-花纹板”式平台，实现了飞机和试验设备的“全包围”检查/维护，使用方便、安全性高、重量轻、刚度好、外形美观。根据试验综合平台特点，上层为开敞形式，无需布置照明设施，下层平台与底层地面处，环绕机身布置照明设备，满足现场照明需求。根据试验监控需要，在综合平台上间隔布置录像监控系统，实时监控试验状态，监控设备维护方便，线缆设计融入综合平台中。根据飞机特点，将测量和控制设备布置在机身后侧，控制和测量线缆固定在框架下层平台下表面，减少下层平台设备摆放，有利于试验设备的检查、维护和集中管理，同时使下层平台更美观、整洁。试验设备布置情况见图 11。
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| 图 11 试验设备布置示意图 Fig. 11 Schematic of test equipment layout |
承载框架作为试验综合平台的基础支撑结构，是试验综合平台的关键部分，需进行强度分析和优化设计，确保结构强度、刚度和稳定性[25-26]。根据有限元分析结果对框架型材和结构进行了迭代优化设计，优化设计后的强度分析结果见图 12，框架安全裕度大于5，满足框架的设计要求，能安全、可靠地承受试验的各类载荷、各类设备重量。
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| 图 12 承载框架有限元分析结果 Fig. 12 Finite element analysis results of load-bearing frame |
将承载框架、检查/维护平台、监控照明系统和测控设备等进行了多系统耦合设计，效果图见图 13。试验应用的结果证明，所有加载点加载满足试验需求，整个试验的检查与维护工作更便捷，提高了试验的可靠性，首次实现了全机疲劳试验全包围、无死角的带载无损检查。
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| 图 13 试验综合平台设计效果图 Fig. 13 Design rendering of comprehensive test platform |
试验边界条件模拟是否准确直接关系到试验的加载准确性、约束稳定性和扣重精确性等。边界条件模拟技术主要包括低附加约束支持系统设计、低附加力加载点设计、斜向加载点扣重设计等技术内容。
3.3.1 低附加约束支持系统设计技术在以往全机静力/疲劳试验中，试验多采用“撬杠-立柱”的垂向约束形式，由于空间限制等因素导致约束位置距约束装置较近，变形后引起其他方向的附加约束较大。本次设计吸取了以往的经验教训，对支持系统进行改进，如图 14所示：垂向约束采用“撑杆式”设计形式，释放了约束空间，飞机变形后引起的附加约束力降低，且撑杆结构简单，占用空间小，避免了干涉问题；侧向约束采用“对拉”设计形式，拉伸并固定于较远距离，增加了约束的稳定性，大幅减小了变形引起的附加约束力；航向约束采用“均载器”设计形式，将约束2个位置合并为一个约束点的同时又不影响相对变形、不增加刚度，约束更真实。
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| 图 14 低附加约束系统设计效果图 Fig. 14 Design rendering of low additional restraint system |
在以往全机静力/疲劳试验的加载点设计中，特别是接头、卡板、初代拉压垫-杠杆等硬式加载点，不考虑加载点的自由度问题，多采用“大孔小螺栓”的连接方式，飞机变形后连接处会出现卡滞、传载不均匀、附加额外力等问题。本次设计吸取了以往的经验教训，对加载点进行设计改进：对整套加载点系统进行自由度设计，考虑作动筒底座、传感器、接头、杠杆、拉压垫、飞机等多个部位自由度的释放与限制，整个加载点系统处于静定状态，能快速传递双向载荷，提高了加载点的传载稳定性和可靠性；加载点系统各连接处采用“紧配合”的设计形式，杜绝了装配间隙，加快了传载速度，并设计采用了“易装配”装置(法兰、锥形套等)以便于拆装；采用有限元分析方法，对整套加载点系统进行了强度、刚度、稳定性与自由度分析，并规划完成了验证试验，确保了加载点安全可靠且附加力小。加载点系统有限元分析示意图如图 15所示。
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| 图 15 加载点系统分析示意图 Fig. 15 Schematic of loading device analysis |
针对新一代战斗的结构形式特点，如垂尾、鸭翼、腹鳍等为斜翼面，原扣重方法无法满足其要求，不能实现结构与设备重量的完全扣除，并且以往的试验中也未完全考虑作动筒的扣重问题。本次设计、研究并应用了一种斜向扣重技术：首先，将飞机结构重、加载设备重进行合成换算，求出总重心和重量；其次，将重量分解为沿加载方向和垂直加载方向的2个分力；最后，通过作动筒施加扣重载荷将沿作动筒方向的重量分量扣除，在扣重点处通过滑轮反配重的形式将垂直作动筒方向的重量分量扣除。该技术能实现飞机结构及所有设备重量的完全扣除，无附加重量传递到飞机上，扣重更真实、精确，扣重载荷计算方便，结构形式紧凑、易操作，使飞机重量的计算与实测对比误差由5%降低至了2%。斜向扣重设计效果图见图 16。
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| 图 16 斜向扣重设计效果图 Fig. 16 Design rendering of weight deduction system |
以往全机静力/疲劳试验动力系统设计规划较简单，仅采用现有设备进行简单安装、连接与调试，以实现其基本功能[27-28]。新一代战斗机对于试验安全性、可靠性的要求更高，试验动力系统关系到试验成败，因此需进行详细的设计规划，并采用新设备、新方法，以达到设计目标。本次动力系统设计的创新内容包括：
1) 液压设备、管路设计与规划。针对加载点载荷和变形设计了专用作动筒，优化了作动筒的重量和行程，减小了作动筒重量，避免了作动筒行程浪费。将保护模块与作动筒分离安装，保护模块集中安装，便于作业人员开/关油路、检查液压设备运行状态、设备集中管理与维护。主管道与保护模块之间采用硬管代替软管，现场管道整洁、便利，保护模块的出口至作动筒采用橡胶软管连接，软管更有利于吸收液压振动。为防止油管连接错误，对液压设备高、低压接头的进行防错设计，避免连接错误，提高可靠性。作动筒与模块分离示意图见图 17。
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| 图 17 作动筒与控制模块示意图 Fig. 17 Schematic of hydraulic actuator and control module |
2) 充气台、管路设计与规划。针对充气加载点多，充气管路复杂等问题，设计并应用了新型集成式充气台，简化了管道连接，便于充气台的集中管理、操作和运行状态监控，提高了设备使用的安全性、便捷性。由于以往试验的放气速度较慢，成为影响试验效率的重要因素，因此设计采用了多出口的放气回路，实现了1个充气点同时控制多个放气出口，提高了放气速度。设计采用“气水箱”装置对飞机油箱等气密结构进行物理保护，可通过调节水箱的水柱高度来控制最大气压值，当气压超过设计值后，将水箱中水排出后进行放气，提高了充气的安全性和可靠性。充气加载系统示意图见图 18。
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| 图 18 充气加载系统示意图 Fig. 18 Schematic of pneumatic loading system |
3) 电源、电路的设计与规划。试验测控设备、作动筒、充气台、照明与监控设备等均需要稳定的电源供给方能正常工作，电源、电路的设计与规划直接关系到试验的安全、可靠与稳定。设计、定制了专用配电柜，根据负载量身定做，核心试验设备分路控制互不影响，并减少插座使用以避免电涌、接触不良等现象，提高了可靠性。设计采用电磁屏蔽罩、双地线保护(电源地与信号地)防止电磁辐射干扰测量数据。统一规划电路走线、设计专用电线槽，防止线缆磨损、漏电，降低电磁辐射，检查/维护和使用更方便。
4 试验技术发展与应用从新一代战斗机第1架次全机静力试验开始，便逐步开展新技术的研究与应用，试验新技术得到了不断发展与进步，积累了丰富的应用经验，在新一代战斗机全机疲劳试验中，得到大规模应用。新一代战斗机多架次的全机静力/疲劳试验，也见证了多项试验新技术从无到有、从有到精的历程。这些新技术的研究与成功应用，大幅提升了中国战斗机全机静力/疲劳验的技术水平。
1) 在第1架次全机静力试验中，部分应用了单侧双向加载技术，实现了部分新技术的初步应用，积累了新技术应用经验。
2) 在第2架次全机静力试验中，部分应用了试验综合平台设计技术、动力系统设计技术、单侧双向加载技术，实现了多项新技术的应用。
3) 在全机疲劳试验中，应用了全硬式单侧双向加载技术、试验综合平台设计技术、边界条件模拟技术、动力系统设计技术等多项新技术，实现了多项新技术大规模成熟应用。
5 结论以新一代战斗机全机静力/疲劳验为研究背景，分析了试验特点、要求和技术难点，制定了总计技术方案，规划、研究了多项新技术，在多架次全机静力/疲劳试验中成功应用并不断发展，形成了新一代战斗机全机地面强度试验技术。
1) 通过全硬式单侧双向加载技术的研究与应用，国内首次实现了全机静力/疲劳试验的全硬式单侧双向加载，缩减了规模，释放了空间，加快了试验换装效率、运行速度，提高了试验安全可靠性。
2) 通过试验综合平台设计技术的研究与应用，实现了试验现场承载框架、检查/维护平台、照明与监控、试验设备等子系统的高度集成化及多功能融合，使试验现场整洁有序、安全便捷。
3) 通过边界条件模拟技术的研究与应用，使试验加载、支持与扣重等边界条件模拟更加精准，降低了附加力、附加约束及附加重量对试验的影响，提高了试验的精度、安全可靠性等。
4) 通过动力系统设计技术的研究与应用，使液压设备便于检查、维护与管理，设备可靠与稳定性提高，试验充气加载的速度、安全可靠性大幅提升，电器设备的辐射、电涌、干扰等问题得到了解决，试验更安全、稳定可靠。
| [1] |
中国人民解放军总装备部. GJB 67.9A-2008军用飞机结构强度规范——地面试验[S].北京: 总装备部军标出版发行部, 2008. General Armament Department of the PLA. GJB 67.9A-2008 Military airplane structural strength specification-Part 9-Ground tests[S]. Beijing: General Armament Department Military Standard Publishing Department, 2008(in Chinese). |
| [2] |
强宝平. 全尺寸飞机结构试验技术[J]. 航空科学技术, 2012(6): 10-13. QIANG B P. Evaluation of full scale aircraft structure strength test technology[J]. Aeronautical Science & Technology, 2012(6): 10-13. (in Chinese) |
| Cited By in Cnki | Click to display the text | |
| [3] |
中国飞机强度研究所. 航空结构强度技术[M]. 北京: 航空工业出版社, 2013: 357. Aircraft Strength Research Institute. Aircraft structure strength technology[M]. Beijing: Aviation Industry Press, 2013: 357. (in Chinese) |
| [4] |
吴波, 舒成辉. 基于可靠性准则的飞机结构强度验证力法研究[J]. 航空科学技术, 2016, 27(3): 41-45. WU B, SHU C H. Research on certification method for aircraft structural strength based on reliability criterion[J]. Aeronautical Science & Technology, 2016, 27(3): 41-45. (in Chinese) |
| Cited By in Cnki (1) | Click to display the text | |
| [5] |
薛景川, 薛铁军, 郑妥仲. 原苏联民航飞机耐久性和损伤容限设计与试验技术发展概况[J]. 航空学报, 1993, 14(3): A202-A204. XUE J C, XUE T J, ZHENG T Z. The general situation of design and test technique development on civil aircraft durability and damage tolerance of previous USSR[J]. Acta Aeronautica et Astronautic Sinica, 1993, 14(3): A202-A204. (in Chinese) |
| Cited By in Cnki | Click to display the text | |
| [6] |
范瑞娟, 王新波, 杨剑锋. 通用飞机全尺寸疲劳试验验证技术[J]. 航空科学技术, 2016, 27(6): 57-61. FAN R J, WAND X B, YANG J F. Technique of the full-scale fatigue verification test for general aircraft[J]. Aeronautical Science & Technology, 2016, 27(6): 57-61. (in Chinese) |
| Cited By in Cnki (1) | Click to display the text | |
| [7] |
刘冰, 张赟, 刘玮, 等. 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. LIU B, ZHANG Y, LIU W, et al. Load process technology based on error control for static strength test of high-aspect ratio wing[J]. Science Technology and Engineering, 2017, 17(30): 356-360. (in Chinese) |
| Cited By in Cnki | Click to display the text | |
| [8] |
王正平, 韩鸿源. 飞机结构试验载荷演算方法研究[J]. 西北工业大学学报, 1999, 17(4): 649-652. WANG Z P, HAN H Y. A method for load calculation in aircraft structure test[J]. Journal of Northwestern Polytechnical University, 1999, 17(4): 649-652. (in Chinese) |
| Cited By in Cnki (9) | Click to display the text | |
| [9] |
刘亚龙, 王生楠, 刘海峰, 等. 基于MSC/PATRAN的飞机结构强度静力试验数据实时跟踪与处理系统开发[J]. 航空学报, 2007, 28(1): 84-89. LIU Y L, WANG S N, LIU H F, et al. Development of test data tracking, analyzing and processing system for aircraft structural strength based on MSC/PATRAN platform[J]. Acta Aeronautica et Astronautic Sinica, 2007, 28(1): 84-89. (in Chinese) |
| Cited By in Cnki (15) | Click to display the text | |
| [10] |
刘权良, 尹伟, 夏峰. 飞机结构静强度试验支持方案的确定[J]. 航空科学技术, 2012(5): 32-35. LIU Q L, YING W, XIA F. The determination of support scheme for aircraft static strength verification test[J]. Aeronautical Science & Technology, 2012(5): 32-35. (in Chinese) |
| Cited By in Cnki (4) | Click to display the text | |
| [11] |
王高利, 唐吉运. 全尺寸飞机结构试验约束点载荷误差分析及优化[J]. 工程与试验, 2014, 54(2): 42-46. WANG G L, TANG J Y. Error analysis & optimization for constraint point load of full scale aircraft test[J]. Engineering & Test, 2014, 54(2): 42-46. (in Chinese) |
| Cited By in Cnki | Click to display the text | |
| [12] |
刘冰, 夏峰, 张建峰, 等.全尺寸飞机静强度试验扣重技术研究[C]//第六届中国航空学会青年科技论坛论文集.北京: 航空工业出版社, 2014: 425-429. LIU B, XIA F, ZHANG J F, et al. Research of weight deduct of static test ob full scale aircraft[C]//6th CSAA S & T Technique Youth. Beijing: Aviation Industry Press, 2014: 425-429(in Chinese). |
| [13] | SEEBACHER S, OSTEN W, BAUMBACH T, et al. The determination of material parameters of microcomponents using digital holography[J]. Optics and Lasers in Engineering, 2001, 36(2): 103-126. |
| Click to display the text | |
| [14] | GUASTAVINO R, GORANSSON P. A 3D displacement measurement methodology for anisotropic porous cellular foam materials[J]. Polymer Testing, 2007, 26(6): 711-719. |
| Click to display the text | |
| [15] | WU J, YUAN S, ZHOU G, et al. Design and evaluation of a wireless sensor network based aircraft strength testing system[J]. Sensors, 2009, 9(6): 4195-4210. |
| Click to display the text | |
| [16] | KWEDER J, PANTHER C C, SMITH J E. Applications of circulation control, yesterday and today[J]. International Journal of Engineering, 2010, 4(5): 411-429. |
| Click to display the text | |
| [17] | ZHAO H W, DUAN S H, FENG J M. A preliminary study on application of closed-loop cross compensation control in accelerated fatigue testing[C]//33rd AIAA Aerodynamic Measurement Technology and Ground Testing Conference.Reston: AIAA, 2017. |
| [18] | BOLLER C. Next generation structural health monitoring and its integration into aircraft design[J]. International Journal of Systems Science, 2000, 31(11): 1333-1349. |
| Click to display the text | |
| [19] | ZOU Y, TONG L, STEVEN G P. Vibration-based model-dependent damage (delamination) identification and health monitoring for composite structures-A review[J]. Journal of Sound and Vibration, 2000, 230(2): 357-378. |
| Click to display the text | |
| [20] |
郭方宇, 袁慎芳, 鲍峤. 基于导波的飞机结构腐蚀损伤监测研究[J]. 航空制造技术, 2018, 61(7): 70-76. GUO F Y, YUAN S F, BAO Q. Research on corrosion damage monitoring of aircraft structure based on guided wave[J]. Aeronautical Manufacturing Technology, 2018, 61(7): 70-76. (in Chinese) |
| Cited By in Cnki | Click to display the text | |
| [21] |
孙侠生, 肖迎春. 飞机结构健康监测技术的机遇与挑战[J]. 航空学报, 2014, 35(12): 3199-3212. SUN X S, XIAO Y C. Opportunities and challenges of aircraft structural health monitoring[J]. Acta Aeronautica et Astronautic Sinica, 2014, 35(12): 3199-3212. (in Chinese) |
| Cited By in Cnki (17) | Click to display the text | |
| [22] |
马保全, 周正干. 航空航天复合材料结构非接触无损检测技术的进展及发展趋势[J]. 航空学报, 2014, 35(7): 1787-1803. MA B Q, ZHOU Z G. Progress and development trends of composite structure evaluation using noncontact nondestructive testing techniques in aviation and aerospace industries[J]. Acta Aeronautica et Astronautic Sinica, 2014, 35(7): 1787-1803. (in Chinese) |
| Cited By in Cnki (126) | Click to display the text | |
| [23] | LUKE G, VAN BLARICUM T. The use of bonded rubber pads for the application of loads for structural testing of the p-3 orion leading edge: DSTO-TR-0433[R]. Melbourne: DSTO Aeronautical and Maritime Research Laboratory, 1997. |
| [24] |
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. ZHUO Y, LYU Y B, ZHANG W D. The research of tension/compression pad load technique in structure strength test[J]. Science Technology and Engineering, 2016, 16(2): 244-248. (in Chinese) |
| Cited By in Cnki (4) | Click to display the text | |
| [25] |
巴塔西, 法洋洋, 于哲峰, 等. 基于CATIA的飞机结构试验加载杠杆系统参数化建模方法[J]. 实验室研究与探索, 2012, 31(2): 54-58. BA T X, FA Y Y, YU Z F, et al. Parameterized modeling for whiffletree loading system in aircraft structure test based on CATIA[J]. Research and Explobation in Laboratory, 2012, 31(2): 54-58. (in Chinese) |
| Cited By in Cnki (3) | Click to display the text | |
| [26] | ZE X. Digital simulation of full scale static test of aircraft[J]. Chinese Journal of Aeronautics, 2005, 18(2): 138-141. |
| Click to display the text | |
| [27] | BATES D, SMITH G, LU D, et al. Rapid thermal non-destructive testing of aircraft components[J]. Composites Part B:Engineering, 2000, 31(3): 175-185. |
| Click to display the text | |
| [28] |
杜星, 王鑫涛. 阀控非对称缸单向加载方法研究[J]. 机床与液压, 2017, 45(22): 105-108. DU X, WANG X T. Unidirectional loading method for valve controlled asymmetric cylinder[J]. Machine Tool & Hydraulics, 2017, 45(22): 105-108. (in Chinese) |
| Cited By in Cnki | Click to display the text |