大型飞机主起落架静力试验加载控制技术研究

燕晨耀，吝继锋，王晓鑫

(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)

全机静力试验中，起落架安装试验旨在考核起落架与机身连接的强度及刚度[1]。大型灭火/水上救援水陆两栖飞机主起落架与机身连接限制载荷静力试验在某全机静力试验机上进行，试验的目的是为验证飞机主起落架与机身连接结构对CCAR-25的25.305、25.307条款的符合性提供试验数据及依据，为获取飞机主起落架与机身连接结构的强度和刚度特性数据提供试验依据。

在全机静力试验中，起落架部位由于加载空间小，往往需要设计专用的起落架随动加载装置[2]。起落架加载技术是全机静力试验的核心技术，主要针对垂向载荷施加[3]。为了保证起落架在结构强度试验加载过程中的加载准确性和安全性，需对其加载控制方案进行研究。本文主要对大型灭火/水上救援水陆两栖飞机主起落架与机身连接限制载荷静力试验中的加载控制方案进行研究。

2.1 加载方案

大型水陆两栖飞机主起落架与机身连接静力试验采用主起落架试验支持。主起落架试验支持定义如下：在左、右机翼7肋～11肋及前起落架各设置1个垂向对拉点约束垂直方向线位移，这3个约束点可提供垂向、俯仰和滚转约束；
在左、右内侧发动机假件各设置1个航向约束点，提供航向和偏航约束；
在前起落架布置侧向约束点，可提供侧向约束。在此支持状态下，飞机呈静定约束，见图1。

图1 主起落架试验支持方式示意图

AG600飞机主起落架与机身连接限制载荷静力试验某工况主要考核主起落架垂向杆、垂向杆接头及其连接结构。主起落架载荷主要包含垂向载荷、航向载荷和侧向载荷。通过对主起落架试验载荷进行处理和全机配平，得到试验实施载荷。机翼垂向载荷、机身垂向载荷、机身航向载荷、机身侧向载荷采用胶布带杠杆系统进行加载，胶布带杠杆系统示意图如图2所示。短舱载荷采用发动机假件接头进行加载，发动机假件及其接头如图3所示。

图3 发动机假件接头

主起落架航向、侧向载荷在主起假轮加载接头处加载，主起落架垂向载荷采用随动加载装置在主起假轮加载接头处随动加载。主起落架假件及其加载方式如图4所示[4]。主起落架随动加载装置上框通过杠杆系统将载荷传递至起落架假轮，具体连接形式如图5所示。图5中，起落架双轮承受的垂向载荷分别由两个测力传感器进行监控。为保证垂向载荷的精准施加，应计算两个传感器的总反馈作为垂向加载作动筒闭环控制环路的主反馈。试验加载设备主要采用液压作动筒和测力传感器。

图4 主起假轮加载方式

图5 主起随动加载装置上框连接形式

2.2 控制方案

试验加载控制设备使用MOOG协调加载控制系统，加载控制原理如图6所示。主控计算机按照试验载荷谱对加载控制系统发出指令，加载控制系统驱动液压伺服系统，并结合传感器(力/气压/位移)反馈信号对试验件进行协调加载[5]。

图6 加载控制原理

控制系统误差不大于1%FS(FS为满量程)，即相对每一级载荷值，均满足：(1)各加载点协调加载；
(2)加载点动态误差≤2.5%Pmax(Pmax为该点最大载荷值)；
(3)加载点静态误差≤1%Pmax；
(4)试验系统具有能够自动保存加载系统保护前后各10s载荷数据的能力，故障数据采样频率不低于200Hz。

MOOG协调加载控制系统采用改进的PID闭环控制原理进行力控加载，控制逻辑如图7所示。

图7 MOOG控制系统PID控制原理

图中，PIDF分别为比例增益、积分系数、阻尼系数、前馈系数，CMD为加载通道的当前命令，FBK为加载通道的实时反馈。控制系统伺服输出信号A为CMD和加载过程实时误差E经过PIDF运算之后的综合结果，闭环控制的计算过程为[6]：

E=CMD-FBK
A=CMD×F+E×(∑PID)

(1)

MOOG协调加载控制系统计算通道的输出结果不能直接用作其它控制通道的反馈，为实现用双测力传感器的总反馈作为闭环控制环路的主反馈，需对试验加载控制通道进行重新组织。本文提出一种基于计算通道的加载控制技术，具体原理为：建立3个物理通道，控制通道1为力传感器1监视通道，控制通道2为力传感器2监视通道，控制通道3为主控通道，通过计算通道将两个力传感器反馈进行求和取反，将计算结果叠加在主控通道的载荷谱指令上，将主控通道实际的物理反馈置零，主控通道实际加载指令和反馈的计算过程为：

IN(x)=CMD
CMD′=IN(x)-(FBK1+FBK2)
FBK′=0

(2)

式(2)中，IN(x)为主控通道载荷谱指令CMD的调用函数，CMD′为主控通道的实际的控制器指令。主控通道的每个运行周期的加载误差E′及伺服控制输出结果A′的计算过程为：

E′=CMD-FBK1-FBK2
A′=CMD′×F+E′×(∑PID)

(3)

主控通道实际指令引入的两个监视通道力反馈均属于高频分量，在前馈控制中进行微分计算会引入高频振荡，因此主控通道应取消前馈控制环节[7]。主控通道的控制环路具体形式如图8所示。

图8 主控通道的控制环路

为验证基于计算反馈的加载控制技术的合理性，搭建与主起垂向加载形式及原理相同的测试平台(如图9所示)。测试平台中两个传感器分别通过地脚螺栓进行固定，共同连接在同一杠杆两端，液压作动筒连接杠杆中间位置，进行加载测试，加载方向为垂直于杠杆。测力传感器精度为0.3级，液压作动筒采用21kPa液压油。

图9 测试平台

按照结构强度试验规程，先对传感器进行校验、调零、拉压，对液压作动筒进行收放、连点、调谐。协调加载控制系统为了减少执行机构加压瞬间的明显冲击，试验启动时会使所有加载点的命令与物理通道的当前反馈相等，即当前所有控制通道的加载误差均接近于0。系统加压瞬间，控制系统伺服输出信号接近于0，对执行机构不做任何调整，因此试验系统没有明显冲击现象。但是，本文方法将主控通道的物理反馈置零，而主控通道的控制命令在加压瞬间为计算通道的取反结果，即两个监视通道的负反馈之和。为了减少加压瞬间执行机构的冲击，应在系统启动之后，将主控通道的指令CMD手动改为计算通道的当前运算结果[7]，即使系统加压前主控通道的控制指令CMD′接近于0。基于计算反馈的加载控制技术实施流程如图10所示。

图10 调试流程

将基于计算反馈的加载控制技术应用于大型灭火/水上救援水陆两栖飞机主起落架与机身连接67%限制载荷静力试验，主起落架的垂向加载过程曲线如图11所示，主起落架最大应变的应变响应如图12所示。通过对加载曲线及应变响应结果的分析发现，试验加载过程平稳、准确，加载误差最大为0.28%Pmax。

图11 加载过程曲线

图12 应变响应结果

本文通过对大型灭火/水上救援水陆两栖飞机主起落架静力试验加载控制技术进行研究，提出一种基于计算通道的协调加载控制技术，通过设计测试平台进行验证，并在试验中成功应用。测试及应用结果表明，基于计算通道的主起落架加载过程准确、平稳，应变响应线性良好，满足结构强度试验的加载要求，该技术具有一定的推广价值。

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