大型飛機結構強度試驗姿態轉換與控制

燕晨耀，尹偉，杜星，田文朋，吝繼鋒

(中國飛機強度研究所，強度與結構完整性全國重點實驗室，陜西西安 710065)

0 前言

飛機結構強度試驗是為了模擬飛機飛行載荷而進行的結構強度地面驗證試驗，其實施過程始終在試驗件地面支持的狀態下進行。試驗機在交付時，一般處于托架支持狀態，試驗機從托架狀態到試驗支持狀態，需進行飛機移位、提升以及支持夾具安裝等飛機姿態的轉換。如何保證試驗件安全、高效、準確地到達預定試驗位置且盡早滿足試驗狀態，是結構強度試驗中的重要研究內容[1-3]。

傳統的大型全尺寸試驗機提升方式需要在機身和機翼上選定的吊點處粘貼足夠的膠布帶，多個提升設備分別連接在不同吊點處，通過吊車和人員的配合，試驗機在統一指揮下由人工操作各提升設備進行逐級提升。傳統飛機提升與安裝支持夾具過程存在一定的風險和問題：多個提升設備間的協調性差，導致各點提升速度不統一，飛機姿態不易控制，存在與承載框架碰撞的風險；個別提升設備提升過程并非完全垂向運動，提升達到試驗支持的安裝高度后，航向或側向的安裝位置不準確，因受限于提升設備的運動軌跡導致其位置難以準確調整，上支持夾具困難，調整時間較長；大型飛機的機身、翼展尺寸及質量較大，存在膠布帶脫落或承載結構過載失穩的風險，因難以設置保護措施，存在較大的安全隱患。如何保證大型試驗機姿態轉換過程的安全性、協調性及實施效率，一直以來是飛機結構強度試驗技術人員關注的問題[1-3]。

本文作者以大型飛機全尺寸靜力試驗機為例，提出一種大型飛機結構強度試驗姿態轉換與控制技術。通過位移提升裝置和全浮動式支持平臺設計，形成可靠的飛機姿態轉換系統，確保飛機姿態轉換過程高效且安全；通過多點協調位移控制方案設計，確保飛機姿態平穩提升且協調可控；通過研究飛機姿態實時測算方法，開發可視化監控系統，確保飛機姿態信息準確捕獲且可視化。

1 飛機姿態轉換與控制原理

為避免傳統的提升方式中膠布帶脫落或承載結構過載失穩的風險，將飛機吊點設置在相對剛度較大的3個起落架處，通過在飛機的每個起落架處設置雙位控雙連接回路，采用協調加載控制系統進行六通道位控提升。在協調加載控制系統中，采用載荷譜的形式進行自動位移加載，利用載荷譜命令與位移傳感器反饋形成基于誤差的閉環控制回路，通過閉環控制算法和指令優化算法保證多點提升過程的控制精度和協調性。為保證姿態動態轉換過程中試驗件的安全，通過實時測算飛機姿態相關的位移、角度及重力分布等多維信息，實時解算飛機提升過程中的高度、俯仰角、滾轉角，實現飛機姿態的實時監控及可視化，當飛機姿態發生異常時，設計分級保護機制，使得飛機姿態全程可控。

為滿足飛機提升后快速安裝定位和支持/加載隨動需求，設計專用的全浮動支持平臺，支持裝置上框與升降平臺的滾珠層采用了面與面接觸的設計理念，支持裝置上框與起落架支柱連接形成3個吊點，3個起落架垂向支持形成支持平臺，全浮動支持面與面對接快速完成夾具安裝，實現整機安全高效提升與支持夾具快速安裝。文中提出的飛機姿態轉換與控制方案示意如圖1所示。

2 飛機姿態轉換系統

2.1 位移提升裝置

傳統的位控作動缸在大行程位移加載過程中，作動缸的推力桿存在一定幅度的旋轉，極易造成內嵌式位移傳感器的損壞，而內嵌式的位移傳感器維護和計量標檢困難[4-5]。對伺服液壓位控作動缸進行改造設計：在作動缸的兩側各外置固定一套位移測量裝置，在液壓作動缸推力桿的負載端固定一套防旋轉組件。位移測量裝置具體是在小型活塞筒中內置磁致伸縮位移傳感器，小型活塞筒易拆卸，方便位移傳感器的維護和標檢。防旋轉組件主要由液壓作動缸連接拉桿、固定專用件、滾動軸承、位移傳感器連接可轉專用件組成。液壓作動缸推力桿在大行程加載過程中產生旋轉運動時，傳感器連接可轉專用件通過防旋轉組件內部的滾動軸承克服旋轉趨勢，保持位移傳感器連接部分的姿態固定。改造后位控作動缸的結構形式如圖2所示。

圖2 位控作動缸的結構

伺服液壓作動缸位控經改造設計后，具有冗余功能，保證一路位移信號用于閉環位移控制的同時，另外一路位移信號用于位移監視及位控備份，使用過程中對兩路位移信號進行對比監視，降低單路位移反饋失真導致的位控加載風險，提高設備的可靠性。此外，防轉組件防止液壓作動缸在加載過程中因其推力桿轉動影響位移測量裝置，增加大行程位控作動缸位控加載的穩定性。

飛機起落架位置的相對剛度和強度較大，在飛機的前、主起落架假輪處分別設置吊點。吊點通過專用工裝延伸至機身或機翼以外，與提升設備連接。飛機起落架假輪、提升橫梁與支持夾具框架通過螺栓固定，雙位控液壓作動缸通過杠桿及連接件在提升橫梁兩端連接，形成雙位控作動缸提升回路，通過控制系統同步控制2個液壓作動缸進行飛機的升降。

設計可人工提升的手動葫蘆機械保護回路，作為保護裝置可避免控制系統或位控提升回路故障導致的飛機突然墜落，必要時能單獨依靠人工完成飛機姿態調整。在雙位控液壓作動缸提升過程中，由試驗人員操作手動葫蘆，跟隨位控提升回路同步升降。提升回路安裝示意如圖3所示。

圖3 提升回路安裝示意

2.2 全浮動支持平臺

在全機結構強度試驗中，起落架作為試驗支持的主要約束部位，起落架約束和試驗加載狀態的轉換需要對飛機姿態進行頻繁調整，但起落架附近作業空間狹小，存在干涉等問題[6]。目前國內采用的撬杠-立柱式起落架加載和支持形式難以滿足試驗快速換裝及姿態調整的要求，也無法保證大型飛機雙輪高支柱起落架大變形后載荷的精確施加，故需研發新的支持加載方式[7-9]。

根據大型飛機多輪高支柱起落架的結構特點，設計全新的地面支持與加載裝置，其結構包括上框、滾珠層及升降平臺等三部分。3個起落架支持均采用平面對接方式，支持平臺設計扁平加載隨動結構，降低隨動部位高度，提高系統穩定性；支持裝置上框與升降平臺的滾珠層采用面與面接觸的設計理念；平面隨動結構采用平面陣列滾動軸承，降低隨動摩擦力。3個起落架垂向支持形成全浮動支持平臺，可實現飛機姿態調整快速安裝和支持/加載隨動調節[10]。全浮動支持裝置結構如圖4所示。

圖4 全浮動支持裝置結構

3 多點協調的飛機姿態控制

試驗加載控制設備使用協調加載控制系統，其控制原理如圖5所示。主控計算機按照試驗載荷譜對加載控制系統發出指令，加載控制系統驅動液壓伺服系統，并結合傳感器(力/位移)反饋信號對試驗件進行協調加載[11]?？刂葡到y可滿足各加載點協調加載，加載點動態加載誤差(動踏步)及靜態加載誤差(靜踏步)可根據加載點最大載荷進行設置。在加載過程中，若加載點位移誤差超出動踏步設定的誤差帶，加載速率減慢，若加載點誤差在載荷譜端點時不在靜踏步設定的誤差帶內，加載點的命令將會保持當前值，直到其端點誤差到達誤差帶之內，方可繼續進行加載[12]。

圖5 協調加載控制原理

多點協調的飛機姿態控制方案如圖6所示。包括3種類型的控制通道，具體為：(1)主控通道。用于控制液壓位控作動缸的位移提升，位移主控通道設置合適的閉環控制參數、動/靜踏步參數及誤差限，保證位移加載的跟隨性、協調性和安全性；(2)監視通道。位控作動缸冗余設計的位移傳感器可用于位移監視及位控備份，液壓作動缸的負載端連接測力傳感器，用于各吊點重力監視；(3)計算通道。用于將多路反饋進行數學運算得到計算反饋，位移計算通道是對同一吊點中同一個位控作動缸的位控通道反饋和位移監視通道反饋進行對比監視，保證位控作動缸位移反饋的正確性，力計算通道是對同一吊點的2個作動缸的力反饋進行對比監視，保證吊點兩端載荷的平穩性。

圖6 飛機提升控制方案

通過對控制通道的反饋及加載誤差設置上下限定值，對超限及超差設置觸發動作，根據協調加載控制方案設置分級保護機制：主控通道及監視通道超限則觸發控制系統互鎖，液壓系統卸壓；主控通道超差或踏步則觸發控制系統保持，停止執行載荷譜，液壓系統不卸壓；監視通道或計算通道超限，則觸發控制系統保持，停止執行載荷譜，液壓系統不卸壓。

4 飛機姿態可視化監控系統

大型飛機姿態動態變化過程中，飛機與復雜試驗系統干涉、碰撞風險高，對綜合反映飛機姿態變化的角度、位移、載荷等信息實時測算及監控至關重要。常規的強度試驗姿態監控手段只局限于錄像、吊點載荷及約束點支反力，對飛機提升過程中的飛機姿態缺乏相對全面的監控手段。通過開發可視化監控系統，對飛機姿態相關的多維信息(高度、滾轉角、俯仰角)進行實時監控，監控系統根據監控數據實時更新驅動三維空間顯示模型的姿態，進而實現飛機姿態的三維姿態實時顯示與監控。

4.1 位移及角度測算

在飛機機頭、機尾、左右兩側機翼及機身中部布置位移測量點，具體實施方案見圖7。其中機頭1號點和機尾3號點測量垂向和側向位移，機翼4號點和5號點測量垂向和航向位移，機身3號點只測量垂向位移，飛機提升高度、滾轉角及俯仰角由以上位移測量值在測量軟件中實時解算。

圖7 測量實施方案

目前國內外對目標姿態測量有接觸和非接觸式[13-14]，由于試驗視場多因素干涉影響且非接觸式測量解算復雜，因此在結構強度試驗中，主要采用拉線式電流型位移傳感器進行接觸式位移測量[15]。文中通過在地面上擺放拉線式位移傳感器，以投影法原理間接測量每個測量點的位移。

投影法測量原理如圖8所示，在地面沿測量的方向(側向或航向)上布置的2個位移傳感器M、N，傳感器測量值分別記為s1、s2，其中初始安裝位置的3個距離a、b、c可通過激光測距儀獲得。當被測點P變形至點P′時，P在MN上的投影由Q移動至Q′，根據幾何關系及余弦定理可得出P在MN方向上的位移量PMN：

圖8 投影法測量原理

PMN=|NQ|-|NQ′|=c×cosβ-(c+s2)×

(1)

由式(1)可知，初始安裝距離a、b、c確定且不變，P僅s1、s2與有關，且不受其他方向變形影響[16]。

空間被測點P、P′分別與位移傳感器M、N組成的三角形半周長為

d=1/2(a+b+c)，d′=1/2(a+b+s1+c+s2)

(2)

由海倫公式可得，2個三角形的面積為

(3)

因此，在垂直方向上的位移變化量為

P⊥=2S′/a-2S/a=2/a(S′-S)

(4)

以飛機水平構造線為縱向基準，以飛機左右主起落架連線為橫向基準，通過飛機機頭和機尾的垂向位移實時解算飛機俯仰角，通過飛機左右翼尖的垂向位移解算飛機滾轉角。

4.2 三維姿態實時顯示

在CATIA軟件中建立飛機及承載框架的三維模型，將飛機姿態相關信息(高度、俯仰角、滾轉角)測量和計算方法編程寫入測量設備，由監控系統實時讀取測量設備數據，監控系統根據傳感器數據更新驅動顯示模型更新，監測信息窗口顯示監測點位移變化、飛機俯仰角和滾轉角，各監控信息設置上下限定值，監控數據發生異常情況時則系統報警，實現飛機姿態的多維變量實時監控及可視化。飛機提升過程中的姿態監控系統界面如圖9所示。

圖9 飛機姿態監控系統界面

5 驗證與應用

5.1 測試驗證

為了驗證文中方法的合理性，設計模擬試驗，采用橫梁模擬飛機結構及質量，質量略大于飛機質量。根據飛機質量分布及理論載荷，在保證一定安全系數的前提下選擇相應的吊具，具體信息見表1。先對液壓作動缸的響應速度及全行程位控加載的跟隨性進行測試，調整液壓伺服閥的閥偏及PID等控制參數，保證位控加載過程響應迅速且跟隨性良好。液壓位控作動缸的卸載流量閥調整為常閉狀態，保證位控作動缸的拉、壓兩腔油壓在卸壓瞬間不發生變化，即位控作動缸保持在當前位置不動。為實現自動加載，需建立試驗載荷譜，載荷譜的參數具體包括加載波形、加載速度、加載步長及加載時間等[17]。

表1 吊點設置及吊具使用信息

在飛機結構強度試驗中，一般均選擇正弦波(Sine)函數作為加載波形[1]，在加載指令發出的初始階段及達到末端時間段，加載指令平緩變化，不易引起過沖及振動且便于控制器進行調整[18]。但飛機提升的最佳狀態是連續緩慢提升和降落，若在每一級加載級數之間進行頻繁調整，則會導致飛機提升速度頻繁地突然變化，不利于大型飛機姿態的平穩轉換。經研究測試，斜波(Ramp)更適用于飛機位控提升，正弦波和斜波加載曲線對比效果如圖10所示。

圖10 正弦波(a)和斜波(b)加載曲線對比

如圖10所示，以前起落架吊點的左側位控作動缸為例，模擬試驗件在向上提升100 mm的過程中，以斜波為加載波形的加載過程跟隨性更好，加載誤差明顯較小，加載效果優于正弦波形，因此，此次飛機提升選擇斜波函數作為位控加載波形。

以斜波函數作為加載波形，加載開始和停止階段的端點值誤差與加載速度有關。對加載速度進行測試，不同速度下的測試結果如表2所示。

表2 加載速率測試結果

由表2可知：隨著加載速度的增加，加載過程的穩態時間逐漸加長，最大跟隨誤差會逐漸增大，且最大誤差發生在過沖位置。為保證加載精度，綜合考慮飛機姿態轉換過程的實施效率和安全性，飛機提升至最高位置過程中，速度設置為5 mm/s，選擇加載步長為50 mm，飛機降落至支持平臺過程中，速度設置為2.5 mm/s，選擇加載步長為10 mm?？刂葡到y可連續執行載荷譜，也可單波段分步執行。提升過程可選擇在載荷譜的任一載荷行端點處或中間轉換過程的任意時刻停止。

經充分驗證后，協調加載控制系統主要參數設置為：(1)動態誤差為5‰FS(FS為位移傳感器滿量程3 m)、靜態誤差為2‰FS；(2)外環誤差帶設為10‰FS；(3)前提升點力監視通道上下限設置理論載荷±2 000 N，主提升點力監視通道上下限設置為理論載荷±4 000 N，位控作動缸雙位移計算通道的誤差上下限設置為±5 mm。

針對提升過程可能出現的風險和故障進行充分識別，制定相應的保護措施，并進行驗證，具體包括：(1)冗余控制驗證：位控作動缸位移主反饋出現故障，則迅速切換監視通道為主控通道；(2)異常卸壓驗證：控制系統出現異常保護卸壓時，位控作動缸在懸掛模擬試驗件長時間內，各吊點位控作動缸的活塞桿保持卸壓位置不動，保證試驗機在控制系統異常保護的情況下，空中停放安全；(3)提升系統故障導致無法使用處理措施：姿態轉換過程中，位控作動缸及控制系統出現故障無法使用，對手動葫蘆提升方案進行演練，保證試驗機安全。

5.2 應用分析

將文中方法應用于某飛機全機靜力試驗，飛機的提升及支持夾具安裝實施現場如圖11所示。

圖11 飛機提升及支持夾具安裝實施現場

液壓位控作動缸連接飛機各個吊點，在協調加載控制系統的作用下，按照載荷譜以5 mm/s的速度，每級提升50 mm，逐級提升至2 700 mm高度，機械回路實時跟隨位控提升點。飛機達到2 700 mm高度后保持不動，待前、主起垂向支持夾具到位后，逐級降低飛機高度，在3個上框與支持平臺距離小于100 mm時，降落速度降至2.5 mm/s，每級降落10 mm，直至3個起落架上框底面均與支持平臺表面貼合，完成飛機質量轉移。安裝側向、航向約束，通過前主起垂向約束調整飛機水平面高度和俯仰，通過左右主起航向約束調整飛機航向位置和偏航，通過側向約束調整飛機側向位置，通過左右主起垂向約束調整飛機滾轉，重復調整直至飛機姿態符合靜力試驗要求。

在飛機姿態轉換的過程中，通過開發的可視化監控系統，采用飛機三維姿態測算與顯示技術，全程監控飛機俯仰角、滾轉角以及力反饋并實時顯示在現場大屏幕中，輔助試驗指揮人員全方位實時了解飛機姿態變化情況。飛機姿態顯示與監控系統界面如圖12所示。

圖12 飛機姿態顯示與監控

飛機提升過程中，最大滾轉角為0.08°，最大俯仰角為0.15°。以左主起落架前端吊點為例，提升過程位移加載命令-反饋曲線、加載誤差曲線、力反饋監視曲線如圖13所示。吊點位移加載跟隨性良好，最大位移加載誤差為6.5 mm，吊點的力反饋波動較小，一直在靜態反饋的±2 000 N范圍以內?？傊?，在飛機提升與降落過程中，其姿態始終平穩、安全、可控，達到了預期的效果。

圖13 前起落架前端吊點提升過程監視曲線

采用文中的大型飛機姿態裝換與控制技術，該飛機靜力試驗機安全、高效地完成了姿態轉換，歷時僅1.5 h，其實施效率較傳統方法提高了約35%，可靠性及安全性大幅提升。

6 結論

針對大型飛機傳統提升方式中存在的膠布帶脫落、局部失穩以及多種提升設備間不協調等風險問題，提出了一種大型飛機結構強度試驗姿態轉換與控制方法。設計了基于位移提升裝置和全浮動支持平臺的大型飛機姿態轉換輔助系統，結合協調加載控制系統，提出了基于多點協調的位移提升控制方案，實現了飛機姿態的平穩轉換和精準控制。通過研究飛機姿態實時測量算法，開發可視化監控系統，實現了飛機姿態轉換過程的多維變量實時監控。文中方法有效地保證了某飛機全機靜力試驗飛機提升與支持夾具安裝過程安全、高效且精準控制，極大地提高了試驗機的安全性，實施效率提升35%以上。

文中方法具有很強的推廣價值，特別是大尺寸重型飛機的姿態轉換與控制，有助于提高大型飛機結構強度試驗姿態轉換的實施效率和可靠性。