全尺寸飞机疲劳试验扣重技术及应用

王孟孟; 刘玮; 王彬

doi:10.12404/j.issn.1671-1815.2505798

科学技术与工程 ›› 2026, Vol. 26 ›› Issue (19) :8396-8404 DOI: 10.12404/j.issn.1671-1815.2505798

航空、航天

全尺寸飞机疲劳试验扣重技术及应用

王孟孟 ¹^,² ,
刘玮 ² ,
王彬 ²

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Weight Deduction Technology and Application of Full-scale Aircraft Fatigue Test

WANG Meng-meng ¹^,² ,
LIU Wei ² ,
WANG Bin ²

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摘要

为提高全尺寸飞机疲劳试验扣重准确度,开展扣重技术研究。将扣重过程分阶段执行,各阶段涉及的扣重计算方法给予理论解析,提出扣重平衡计算进一步消除扣重过程中的附加载荷,形成完整的扣重理论方法。设计了双层地板梁杠杆扣重装置、大直径轻质滑轮扣重装置、弹簧系统扣重装置等高精度扣重设备并得到验证与应用。依据扣重理论方法对某型全尺寸飞机疲劳试验结构件、假件和加载设备进行扣重和扣重平衡计算,结合高精度扣重设备,开展验证试验。结果表明:加载至扣重载荷,各约束点载荷误差小于2 kN;疲劳试验中,空中工况各约束点载荷误差小于5 kN的工况占比为94.9%,地面工况各约束点载荷误差小于该点最大载荷3%的工况占比为98.9%。该扣重技术理论方法和装置提升疲劳试验扣重准确度,为某型飞机全机疲劳试验安全平稳运行奠定了基础,为同类问题提供了理论参考。

Abstract

Aiming to improve the accuracy of weight deduction in full-scale aircraft fatigue test, research on weight deduction technology was carried out. The weight deduction process was implemented in stages, with theoretical analysis provided for the weight deduction calculation methods involved in each stage. A weight deduction balance calculation method was proposed to further eliminate additional loads during the weight deduction process, forming a complete theoretical method for weight deduction. A series of high-precision weight deduction devices were designed, including a double-deck floor beam lever weight deduction device, a large-diameter lightweight pulley weight deduction device, and a spring system weight deduction device, all of which were verified and applied. Based on the theoretical method of weight deduction, weight deduction and weight deduction balance calculations were performed on structural parts, dummy parts, and loading equipment of a certain type of full-scale aircraft fatigue test, and verification tests were carried out in combination with high-precision weight deduction equipment. The results show that when loaded to the weight deduction load, the load error at each constraint point is less than 2 kN; in the fatigue test, the proportion of working conditions where the load error at each constraint point is less than 5 kN under air conditions is 94.9%, and the proportion of working conditions where the load error at each constraint point is less than 3% of the maximum load underground conditions is 98.9%. The theoretical method and device of this weight deduction technology improve the accuracy of weight deduction in fatigue tests, lay a foundation for the safe and stable operation of the full-aircraft fatigue test of a certain type of aircraft, and provide a theoretical reference for similar problems.

Graphical abstract

关键词

双层地板梁杠杆扣重装置 / 大直径轻质滑轮扣重装置 / 弹簧系统扣重装置 / 扣重平衡计算 / 约束点误差

Key words

double-deck floor beam lever weight deduction device / large-diameter lightweight pulley weight deduction device / spring system weight deduction device / full-scale aircraft weight deduction balance calculation / constraint reaction force error

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王孟孟, 刘玮, 王彬. 全尺寸飞机疲劳试验扣重技术及应用[J]. 科学技术与工程, 2026, 26(19): 8396-8404 DOI:10.12404/j.issn.1671-1815.2505798

WANG Meng-meng, LIU Wei, WANG Bin. Weight Deduction Technology and Application of Full-scale Aircraft Fatigue Test[J]. Science Technology and Engineering, 2026, 26(19): 8396-8404 DOI:10.12404/j.issn.1671-1815.2505798

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全尺寸飞机地面疲劳强度试验中,通过施加其服役过程各类载荷模拟飞机正常飞行^[1-2],以此表明飞机承载结构疲劳特性满足适航条款要求^[3],是新型飞机研制和老龄飞机延寿的重要验证手段^[4]。飞机地面强度试验中所要求施加的载荷,是以无重力影响^[5-6]的飞机理论载荷。由于加载设备、假件和试验机结构本身具有相当大的重量,未开展试验时,试验件已经处于一定受力状态,为了使结构考核真实且符合设计,试验时需施加额外载荷抵消这些重量,使飞机处于无重力状态的基础上进行强度试验,简称扣重。例如,全尺寸飞机典型工况-机动平衡2.5g(g为重力加速度)工况中,机翼产生的理论气动升力载荷为2.5倍的飞机重量,试验施加的机翼载荷需在理论载荷的基础上叠加机翼自身重量,在机翼重量占比为0.25倍飞机重量时,若不扣除机翼重量将产生10%的欠载,因此,扣重的准确度直接影响对飞机结构的准确考核。静力试验中,由于软式连接点预紧力的影响,加载至一定载荷级后才能实现“0g”状态,之后的载荷级各项数据呈线性,测量数据需外推修正才能得到真值。这种做法在全尺寸飞机疲劳试验中不可取,疲劳试验测量数据的基准为扣重载荷施加完成,在此基础上获得各载荷工况的实测真值。因此,疲劳试验扣重不完全,测量基准发生改变,影响各载荷工况测量数据的可信度。

扣重的实施质量影响试验加载的准确性与可靠性。Shim^[7]将扣重系统与加载系统、保护系统并列说明,未具体描述扣重系统的组成和原理。Ball等^[8]提出采用分析和试验两种方法验证F-35战斗机满足适航条款要求,采用拉压垫-杠杆全硬式连接方式,给出了各加载点和扣重点安装的布置示意图,未提及试验机和加载设备扣重的具体理论方法。Koji等^[9]介绍了MRJ90支线飞机全尺寸疲劳试验的基本概况,全尺寸飞机共开展24万次飞行循环,为缩短试验周期,采取低载截取方法,检查周期与维修计划一致,文献中图片展示了反配重扣重方式,未介绍疲劳试验中的扣重细节。波音公司在埃弗雷特工厂开展B787飞机强度试验^[10],机翼使用了垂直弦平面加载和扣重,此扣重方法将产生水平方向附加载荷,需考虑扣重附加载荷对全机载荷平衡的影响。

在全尺寸飞机地面强度试验中,随着对飞机强度考核精确性的要求越来越高,扣重系统逐渐成为区别于试验加载系统的独立系统,受关注程度也越来越高。王孟孟等^[11]在起落架载荷误差评估时,提及扣重对加载误差的影响,通过调整扣重量值提升起落架加载准确度。刘冰等^[12]在某型机全机静力试验扣重时采用了主动加载点扣重、撬杠反配重点扣重、约束点被动扣重等方法扣除了试验机结构、试验假件、加载设备等重量。郑建军等^[13]在C919飞机全机静力试验中采用钢索-滑轮对机身结构开展扣重,在机身上蒙皮设置开孔,拉杆穿过开孔下端与地板梁杠杆连接。王育鹏等^[14]在某型战斗机全机地面强度试验中采用斜向加载点扣重技术,实施后飞机重量计算值与实测值误差降低了3%,同时,在民机全机疲劳试验加速研究中设计了一体化框架,实现飞机“0g”扣重^[15]。严冲等^[16]针对飞机结构受载变形情况,提出了随动扣重方法,将滑轮式反配重与运动轨道相连接,实现反配重在飞机结构变形后的随动扣重。张柁等^[17]在开展飞机扰流板强度试验中,为实现大变形结构扣重载荷和飞行载荷的施加,在作动器上安装滑轮组反配重,通过动滑轮形式调整扣重量值与反配重悬挂量值。崔明等^[18]设计了撬杠托盘式扣重装置,解决了加载设备上方无法安装配重的问题。Zichenkov等^[1]介绍了2015—2017年在俄罗斯航空风洞试验室开展的RRJ-95LR飞机,改进型伊尔-76运输机、雅克-130训练战斗机等全尺寸飞机地面强度试验,试验机扣重采用集中点悬挂和约束被动扣重方式,设备扣重采用反配重扣重形式。Shim等^[19]介绍了KC-100飞机全尺寸静力试验的各大系统,试验采用了作动器扣重、反配重扣重方式,扣除了试验机和试验设备的重量。Vaclav等^[20]在开展某型高级喷气式教练机机翼疲劳试验时将机翼固定在非考核结构机身上,选定某机身舱壁固定在承力地坪上,机翼加载采用卡板系统,试验设备重量通过反配重形式进行扣除。

综上所述,扣重技术作为飞机强度试验中一项关键技术,为准确考核飞机结构承载能力和疲劳特性提供基础保障。现有的飞机强度试验扣重均通过设计制造各类加载设备,实现扣重载荷的施加。未对扣重载荷计算原理、计算方法、计算流程等开展系统研究,未对扣重结果实施准确度判断并提出明确指标要求。现从扣重理论进行研究,推导扣重技术涉及的理论计算公式,并研制新型扣重装置,将理论和装置应用于某型全尺寸飞机疲劳试验,并使用疲劳试验中多个工况验证其实施效果。为飞机强度研究人员开展全机级地面强度验证试验扣重载荷计算提供完整理论依据,为扣重装置设计提供实物借鉴。

1 扣重理论及流程

扣重载荷属于飞机强度试验实际施加载荷的一个分支,扣重载荷计算时需在统一坐标系下进行。某型飞机坐标系定义如下,原点O位于机头某特征点,x向为航向向后,y向为垂直向上,z向指向飞机左侧。文中涉及的坐标系均按照此执行。根据试验机结构理论重量、实称重量等数据开展扣重技术研究,扣重技术研究流程图如图1所示。

1.1 结构理论重量计算

地面强度试验中所使用的全尺寸飞机并非完整飞机,非考核部件视情取消或假件替换。全尺寸试验飞机主要由结构件和假件组成,结构件为考核件;假件为非考核件,用于载荷施加或传递;取消件为非考核件,不参与载荷施加与传递。试验机理论重量G₀为试验飞机各结构件的理论重量总和,理论重心坐标为(X₀,Y₀,Z₀),Y₀为垂直方向坐标,重力作用时不考虑此坐标。根据各结构件理论重量和理论重心求得,计算公式为

(1)

$\left\{\begin{array}{l}{\mathit{G}}_{0}=\stackrel{\mathit{k}}{\sum _{\mathit{i}=1}}{\mathit{G}}_{\mathit{i}}\\ {\mathit{X}}_{0}=\frac{\stackrel{\mathit{k}}{\sum _{\mathit{i}=1}}{\mathit{G}}_{\mathit{i}}{\mathit{X}}_{\mathit{i}}}{\stackrel{\mathit{k}}{\sum _{\mathit{i}=1}}{\mathit{G}}_{\mathit{i}}}\\ {\mathit{Z}}_{0}=\frac{\stackrel{\mathit{k}}{\sum _{\mathit{i}=1}}{\mathit{G}}_{\mathit{i}}{\mathit{Z}}_{\mathit{i}}}{\stackrel{\mathit{k}}{\sum _{\mathit{i}=1}}{\mathit{G}}_{\mathit{i}}}\end{array}\right.$

式(1)中:G_i和X_i、Z_i分别为第i个结构件的理论重量和理论重心坐标,共有k个结构件。

1.2 全尺寸试验机称重

依据飞机结构设置称重点,称重点数不少于三个。采用三点称重,得到实称重量为G_c1、G_c2、G_c3。通过飞机三维模型得到称重点坐标,实称重量及坐标为G_c1(X_c1,Y_c1,Z_c1)、G_c2(X_c2,Y_c2,Z_c2)、G_c3(X_c3,Y_c3,Z_c3)。

称重时,假设飞机附带l个假件和m个加载设备。G_Fi(X_Fi,Y_Fi,Z_Fi)为第i个假件实称重量及重心坐标;G_Qi(X_Qi,Y_Qi,Z_Qi)为第i个加载设备实称重量及重心坐标。试验机结构件实称重量及重心坐标G_0c(X_0c,Z_0c)计算时,需扣除假件及加载设备重量,计算公式为

(2)

$\left\{\begin{array}{l}{\mathit{G}}_{0\mathrm{c}}={\mathit{G}}_{\mathrm{c}1}+{\mathit{G}}_{\mathrm{c}2}+{\mathit{G}}_{\mathrm{c}3}-\stackrel{\mathit{l}}{\sum _{\mathit{i}=1}}{\mathit{G}}_{\mathrm{F}\mathit{i}}-\stackrel{\mathit{m}}{\sum _{\mathit{i}=1}}{\mathit{G}}_{\mathrm{Q}\mathit{i}}\\ {\mathit{X}}_{0\mathrm{c}}=\frac{{\mathit{G}}_{\mathrm{c}1}{\mathit{X}}_{\mathrm{c}1}+{\mathit{G}}_{\mathrm{c}2}{\mathit{X}}_{\mathrm{c}2}+{\mathit{G}}_{\mathrm{c}3}{\mathit{X}}_{\mathrm{c}3}-\stackrel{\mathit{l}}{\sum _{\mathit{i}=1}}\left({\mathit{G}}_{\mathrm{F}\mathit{i}}{\mathit{X}}_{\mathrm{F}\mathit{i}}\right)-\stackrel{\mathit{m}}{\sum _{\mathit{i}=1}}\left({\mathit{G}}_{\mathrm{Q}\mathit{i}}{\mathit{X}}_{\mathrm{Q}\mathit{i}}\right)}{{\mathit{G}}_{\mathrm{c}1}+{\mathit{G}}_{\mathrm{c}2}+{\mathit{G}}_{\mathrm{c}3}-\stackrel{\mathit{l}}{\sum _{\mathit{i}=1}}{\mathit{G}}_{\mathrm{F}\mathit{i}}-\stackrel{\mathit{m}}{\sum _{\mathit{i}=1}}{\mathrm{G}}_{\mathrm{Q}\mathit{i}}}\\ {\mathit{Z}}_{0\mathrm{c}}=\frac{{\mathit{G}}_{\mathrm{c}1}{\mathit{Z}}_{\mathrm{c}1}+{\mathit{G}}_{\mathrm{c}2}{\mathit{Z}}_{\mathrm{c}2}+{\mathit{G}}_{\mathrm{c}3}{\mathit{Z}}_{\mathrm{c}3}-\stackrel{\mathit{l}}{\sum _{\mathit{i}=1}}\left({\mathit{G}}_{\mathrm{F}\mathit{i}}{\mathit{Z}}_{\mathrm{F}\mathit{i}}\right)-\stackrel{\mathit{m}}{\sum _{\mathit{i}=1}}\left({\mathit{G}}_{\mathrm{Q}\mathit{i}}{\mathit{Z}}_{\mathrm{Q}\mathit{i}}\right)}{{\mathit{G}}_{\mathrm{c}1}+{\mathit{G}}_{\mathrm{c}2}+{\mathit{G}}_{\mathrm{c}3}-\stackrel{\mathit{l}}{\sum _{\mathit{i}=1}}{\mathit{G}}_{\mathrm{F}\mathit{i}}-\stackrel{\mathit{m}}{\sum _{\mathit{i}=1}}{\mathit{G}}_{\mathrm{Q}\mathit{i}}}\end{array}\right.$

1.3 扣重系数计算

扣重系数K表示实称重量和理论重量的比值,表达式为

(3)K=G_0c/G₀

由于实称重心和理论重心不重合,引起偏心矩包括绕x轴转动趋势的滚转矩ΔM_x、绕z轴转动趋势的俯仰矩ΔM_z,计算公式为

(4)

$\left\{\begin{array}{l}\mathrm{\Delta }{\mathit{M}}_{\mathit{x}}=-{\mathit{G}}_{0\mathrm{c}}({\mathit{Z}}_{0\mathrm{c}}-{\mathit{Z}}_{0})\\ \mathrm{\Delta }{\mathit{M}}_{\mathit{z}}={\mathit{G}}_{0\mathrm{c}}({\mathit{X}}_{0\mathrm{c}}-{\mathit{X}}_{0})\end{array}\right.$

式(4)中:ΔM_x、ΔM_z正、负号按照力矩矢量计算时遵循的右手螺旋法则。

1.4 结构扣重

设某项试验中设置加载点、扣重点和约束点总共有n个,产生的力矢量为F₁、F₂、…、F_n。

飞机结构分部件和分区后,按照理论重量和理论重心就近在对应的加载点、扣重点和约束点上扣除,扣重后各区域之间、各部件之间所产生的附加力、附加力矩最小。按照上述原则结构扣重完成后,在所设置的n个力矢量上产生的载荷表示为F_1g、F_2g、…、F_ng,未参与扣重的加载点、扣重点、约束点载荷矢量为0。结构实际扣重需乘以扣重系数,则结构实际扣重矢量为KF_1g、KF_2g、…、KF_ng,所有参与结构扣重的力矢量在垂直方向分量总和与实称结构重量相等。即

(5)K$\stackrel{\mathit{n}}{\sum _{\mathit{i}=1}}$(F_i_g)_y=G_0c

式(5)中:(F_ig)_y为力矢量F_ig的垂向分量。F_ig矢量的表达式为

(6)F_i_g=(F_i_g)_xi+(F_i_g)_yj+(F_i_g)_zk

式(6)中:i、j、k为三方向单位向量。

1.5 偏心矩消除

偏心矩在结构扣重完成后消除,偏心矩包含滚转矩和俯仰矩,计算见式(4),俯仰矩消除选择机头和机尾垂向加载点,滚转矩消除选择左、右对称加载点。消除偏心矩所需载荷为F_1X、F_2X、…,F_n_X,偏心矩消除需施加力偶,引入载荷矢量满足式

(7)

$\left\{\begin{array}{l}({\mathrm{F}}_{1\mathit{X}}{)}_{\mathrm{x}}+({\mathrm{F}}_{2\mathit{X}}{)}_{\mathrm{x}}+\dots +({\mathrm{F}}_{\mathrm{n}\mathit{X}}{)}_{\mathrm{x}}=0\\ ({\mathrm{F}}_{1\mathit{X}}{)}_{\mathrm{y}}+({\mathrm{F}}_{2\mathit{X}}{)}_{\mathrm{y}}+\dots +({\mathrm{F}}_{\mathrm{n}\mathit{X}}{)}_{\mathrm{y}}=0\\ ({\mathrm{F}}_{1\mathit{X}}{)}_{\mathrm{z}}+({\mathrm{F}}_{2\mathit{X}}{)}_{\mathrm{z}}+\dots +({\mathrm{F}}_{\mathrm{n}\mathit{X}}{)}_{\mathrm{z}}=0\\ {\mathrm{M}}_{\mathrm{x}}\left({\mathit{F}}_{1\mathit{X}}\right)+{\mathrm{M}}_{\mathrm{x}}\left({\mathit{F}}_{2\mathit{X}}\right)+\dots +{\mathrm{M}}_{\mathrm{x}}\left({\mathit{F}}_{\mathrm{n}\mathit{X}}\right)=\mathrm{\Delta }{\mathrm{M}}_{\mathrm{x}}\\ {\mathrm{M}}_{\mathrm{y}}\left({\mathit{F}}_{1\mathit{X}}\right)+{\mathrm{M}}_{\mathrm{y}}\left({\mathit{F}}_{2\mathit{X}}\right)+\dots +{\mathrm{M}}_{\mathrm{y}}\left({\mathit{F}}_{\mathrm{n}\mathit{X}}\right)=0\\ {\mathrm{M}}_{\mathrm{z}}\left({\mathit{F}}_{1\mathit{X}}\right)+{\mathrm{M}}_{\mathrm{z}}\left({\mathit{F}}_{2\mathit{X}}\right)+\dots +{\mathrm{M}}_{\mathrm{z}}\left({\mathit{F}}_{\mathrm{n}\mathit{X}}\right)=\mathrm{\Delta }{\mathrm{M}}_{\mathrm{z}}\end{array}\right.$

式(7)中:M_x(F_1X)为力矢量F_1X在x方向产生的力矩分量。其他表达式规则与之相同。

1.6 假件及设备扣重

假件、加载设备扣重均依据理论重心和实称重量在对应的加载点、扣重点和约束点上扣除,假件扣重矢量表示为F_1Q、F_2Q、…、F_nQ,加载设备扣重矢量表示为F_1F、F_2F、…、F_nF。

1.7 加载点预紧力施加

疲劳试验尽量采用可施加拉、压双向载荷的硬式连接方式加载点,对于软式或顶杆式加载点,仅可施加单向载荷,需施加初始预紧力以减小风险和提高运行效率,预紧力施加后在就近的加载点或扣重点将其消除,施加的预紧力和消除预紧力载荷矢量表示为F_1P、F_2P、…、F_nP,预紧力施加和预紧力消除载荷矢量和为0。

1.8 扣重平衡计算

参与扣重的加载点、扣重点或约束点力线并非均平行于y轴,需进行扣重平衡计算。通过施加部分航向、侧向载荷抵消扣重引入的航向、侧向附加载荷,施加载荷矢量为F_1B、F_2B、…、F_nB,扣重平衡计算,所有扣重载荷满足关系式

(8)

$\left\{\begin{array}{l}\stackrel{\mathit{n}}{\sum _{\mathit{i}=1}}\left\{\mathit{K}\right[\left({\mathit{F}}_{\mathit{i}\mathrm{g}}{)}_{\mathit{x}}\right]\left\}\right({\mathit{F}}_{\mathit{i}\mathrm{F}}{)}_{\mathit{x}}+({\mathit{F}}_{\mathit{i}\mathrm{Q}}{)}_{\mathit{x}}+({\mathit{F}}_{\mathit{i}\mathrm{P}}{)}_{\mathit{x}}+\left({\mathit{F}}_{\mathit{i}\mathrm{B}}{)}_{\mathit{x}}\right]=0\\ \mathit{　}\mathit{　}\stackrel{\mathit{n}}{\sum _{\mathit{i}=1}}\left[\right({\mathit{F}}_{\mathit{i}\mathrm{B}}{)}_{\mathit{y}}]=0\\ \stackrel{\mathit{n}}{\sum _{\mathit{i}=1}}\left\{\mathit{K}\right[\left({\mathit{F}}_{\mathit{i}\mathrm{g}}{)}_{\mathit{z}}\right]+({\mathit{F}}_{\mathit{i}\mathrm{F}}{)}_{\mathit{z}}+({\mathit{F}}_{\mathit{i}\mathrm{Q}}{)}_{\mathit{z}}+({\mathit{F}}_{\mathit{i}\mathrm{P}}{)}_{\mathit{z}}+({\mathit{F}}_{\mathit{i}\mathrm{B}}{)}_{\mathit{z}}\}=0\\ \stackrel{\mathit{n}}{\sum _{\mathit{i}=1}}\left\{\mathit{K}\right[{\mathit{M}}_{\mathit{x}}\left({\mathit{F}}_{\mathit{i}\mathrm{g}}\right)]+{\mathit{M}}_{\mathit{x}}({\mathit{F}}_{\mathit{i}\mathrm{F}})+{\mathit{M}}_{\mathit{x}}({\mathit{F}}_{\mathit{i}\mathrm{Q}})+{\mathit{M}}_{\mathit{x}}({\mathit{F}}_{\mathit{i}\mathrm{P}})+\\ \mathit{　}\mathit{　}{\mathit{M}}_{\mathit{x}}\left({\mathit{F}}_{\mathit{i}\mathrm{B}}\right)\}=-{\mathit{G}}_{0\mathrm{c}}{\mathit{Z}}_{0\mathrm{c}}-\stackrel{\mathit{l}+\mathit{p}}{\sum _{\mathit{i}=1}}({\mathit{G}}_{\mathrm{F}\mathit{i}}{\mathit{Z}}_{\mathrm{F}\mathit{i}})-\stackrel{\mathit{m}+\mathit{q}}{\sum _{\mathit{i}=1}}({\mathit{G}}_{\mathrm{Q}\mathit{i}}{\mathit{Z}}_{\mathrm{Q}\mathit{i}})\\ \stackrel{\mathit{n}}{\sum _{\mathit{i}=1}}\left\{\mathit{K}\right[{\mathit{M}}_{\mathit{y}}\left({\mathit{F}}_{\mathit{i}\mathrm{g}}\right)]+{\mathit{M}}_{\mathit{y}}({\mathit{F}}_{\mathit{i}\mathrm{F}})+{\mathit{M}}_{\mathit{y}}({\mathit{F}}_{\mathit{i}\mathrm{Q}})+{\mathit{M}}_{\mathit{y}}({\mathit{F}}_{\mathit{i}\mathrm{P}})+\\ \mathit{　}\mathit{　}{\mathit{M}}_{\mathit{y}}\left({\mathit{F}}_{\mathit{i}\mathrm{B}}\right)\}=0\\ \stackrel{\mathit{n}}{\sum _{\mathit{i}=1}}\left\{\mathit{K}\right[{\mathit{M}}_{\mathit{z}}\left({\mathit{F}}_{\mathit{i}\mathrm{g}}\right)]+{\mathit{M}}_{\mathit{z}}({\mathit{F}}_{\mathit{i}\mathrm{F}})+{\mathit{M}}_{\mathit{z}}({\mathit{F}}_{\mathit{i}\mathrm{Q}})+{\mathit{M}}_{\mathit{z}}({\mathit{F}}_{\mathit{i}\mathrm{P}})+\\ \mathit{　}\mathit{　}{\mathit{M}}_{\mathit{z}}\left({\mathit{F}}_{\mathit{i}\mathrm{B}}\right)\}={\mathit{G}}_{0\mathrm{c}}{\mathit{X}}_{0\mathrm{c}}+\stackrel{\mathit{l}+\mathit{p}}{\sum _{\mathit{i}=1}}({\mathit{G}}_{\mathrm{F}\mathit{i}}{\mathit{X}}_{\mathrm{F}\mathit{i}})+\stackrel{\mathit{m}+\mathit{q}}{\sum _{\mathit{i}=1}}({\mathit{G}}_{\mathrm{Q}\mathit{i}}{\mathit{X}}_{\mathrm{Q}\mathit{i}})\end{array}\right.$

式(8)中:p和q为称重结束后,新装的假件数量和加载设备数量。则每个加载点、扣重点和约束点扣重载荷为上述载荷之和,表达式为

(9)

$\left\{\begin{array}{l}{\mathit{F}}_{1\mathit{d}}=\mathit{K}{\mathit{F}}_{1\mathit{g}}+{\mathit{F}}_{1\mathit{Q}}+{\mathit{F}}_{1\mathit{F}}+{\mathit{F}}_{1\mathit{P}}+{\mathit{F}}_{1\mathit{B}}\\ {\mathit{F}}_{2\mathit{d}}=\mathit{K}{\mathit{F}}_{2\mathit{g}}+{\mathit{F}}_{2\mathit{Q}}+{\mathit{F}}_{2\mathit{F}}+{\mathit{F}}_{2\mathit{P}}+{\mathit{F}}_{2\mathit{B}}\\ \mathit{　}\mathit{　}\mathit{　}\mathit{　}\mathit{　}\mathit{　}\mathit{　}\mathit{︙}\\ {\mathit{F}}_{\mathrm{n}\mathit{d}}=\mathit{K}{\mathit{F}}_{\mathrm{n}\mathit{g}}+{\mathit{F}}_{\mathrm{n}\mathit{Q}}+{\mathit{F}}_{\mathrm{n}\mathit{F}}+{\mathit{F}}_{\mathrm{n}\mathit{P}}+{\mathit{F}}_{\mathrm{n}\mathit{B}}\end{array}\right.$

1.9 扣重效果验证

通过对全尺寸飞机施加扣重载荷并开展疲劳试验,分析约束点实测载荷与理论载荷(理论载荷为飞行载荷叠加扣重载荷)之间的误差,表明扣重计算的准确性。

2 高精度扣重装置

全尺寸飞机疲劳试验中,机身结构重量通常采用反配重扣除,机翼和水平尾翼等结构重量通过加载点施加扣重载荷扣除,如图2所示。反配重扣重方式可持续为试验机施加扣重载荷,摩擦力的存在导致扣重精度不高。加载点扣重方式扣重精度高,停机状态无法提供扣重载荷。通过对全尺寸飞机结构特征的调研和对传统扣重装置优缺点的分析,研制了大直径轻质滑轮扣重装置、双层地板梁杠杆扣重装置、弹簧系统扣重装置等高精度扣重设备。

2.1 大直径轻质滑轮扣重装置

传统钢索-滑轮反配重扣重方式实施中存在一定的摩擦力,通过在扣重系统连接试验机结构端安装测力传感器测得传统钢索-滑轮(滑轮直径100 mm),扣重装置摩擦系数介于3%~5%^[12-13]。为减小扣重滑轮摩擦阻力对扣重精度的影响,设计了直径为300 mm的铝材质扣重滑轮,滑轮与螺栓连接处内嵌2个滚柱轴承,外形如图3所示。在滑轮转动所需启动力矩相同的情况下,通过增大直径和减小滑轮质量,减小了启动摩擦力和摩擦系数,减小了摩擦力对扣重载荷的影响,通过测试,摩擦系数降低至1%之内。因此,大直径滑轮扣重装置可代替传统的滑轮反配重扣重装置,用于飞机机身结构和设备、垂尾结构和设备、水平加载设备等的扣重。

2.2 双层地板梁杠杆扣重装置

机身舱通常包括客舱和货舱,其主要飞行载荷为客/货舱惯性载荷,载荷通过地板梁滑轨结构传递至机身结构。为了真实模拟机身载荷传递路径,开展机身双层地板双向加载及扣重研究并设计加载、扣重装置^[21]。

疲劳试验中通过各工况载荷分布,客/货舱载荷比例等因素,选择或构造典型工况进行双层地板梁杠杆系统设计,优先保证飞行载荷的准确模拟,通过预先设置接头实现扣重载荷的施加。

分别在机身客/货舱地板梁滑轨设置杠杆系统,每4个框组合成一套加载装置,杠杆载荷分配符合机身框之间典型工况下承受惯性载荷比例关系。客舱杠杆系统、货舱杠杆系统通过末级杠杆组合,载荷分配符合典型工况下客/货舱间承受惯性载荷比例关系。

杠杆系统设计完成后,在机身蒙皮设置开孔。向下与向上均使用拉杆与双层地板梁杠杆系统连接后通过开孔穿出机身。机身向下拉杆用于垂向向下载荷和机身滚转矩的施加,机身向上拉杆穿出机身蒙皮后,与转换杠杆连接,转换杠杆上设置3个连接孔,中间孔用于垂向向上载荷施加,两端孔连接反配重扣重设备。采用钢索通过大直径轻质滑轮导向后连接配重,双层地板梁杠杆加载及扣重装置如图4所示。双层地板梁扣重装置在真实模拟机身载荷传递路径的基础上,实现结构及设备的扣重,适用于飞机中机身段具有客/货舱两舱地板梁滑轨形式或单独客舱地板梁滑轨形式的扣重。

2.3 弹簧系统扣重装置

为准确且持续为飞机大质量结构施加扣重载荷,同时减小卸油压瞬间冲击载荷,设计弹簧系统扣重装置。在液压作动器活塞杆安装弹簧,实现停机状态和运行状态对飞机结构的准确扣重,同时减小液压作动器卸油压瞬间对连接结构的冲击^[22]。

对弹簧扣重系统进行验证,安装示意图如图5所示,将安装弹簧系统的作动器和常规作动器均加载至20 kN后卸压,卸压曲线如图6、图7所示,常规作动器卸压后载荷降为零,安装了扣重弹簧的作动器载荷降至压向15 kN。验证结果表明弹簧扣重系统可以实现飞机发动机集中大质量结构停机状态和运行状态的精确扣重,并具有减小卸油压瞬间冲击的功能。在弹簧系统扣重装置设计时,需避免弹簧系统的压溃风险,该处结构的朝向作动器变形量值不得大于弹簧压溃所需变形量值。

3 扣重技术实施与验证

某型全尺寸飞机需开展3倍寿命疲劳试验,累计开展14.4万次飞行循环,疲劳试验设置主动加载点120个,反配重扣重点18个,约束点6个。其试验机结构件包括机翼(含中央翼)、机身、垂直尾翼、吊挂,不含机头非承力功能件、舱门和活动翼面等结构。假件包含起落架、发动机、平尾等。

3.1 扣重系数计算

依据该型全尺寸飞机质量分布报告,试验机结构包含机翼、机身、垂直尾翼、吊挂理论重量、重心如表1所示。依据式(1)得到理论重量、理论重心坐标为G₀=164 317 N,X₀=21 238 mm,Z₀=-29 mm。

应变计、导线及其他部分设备安装完成后,对全尺寸试验机进行三点称重。称重重量包含:机身、机翼(含中央翼)、垂直尾翼、吊挂、前起假件、左/右主起落架假件、左/右发动机假件、平尾假件;加载拉压垫、杠杆系统、地板梁杠杆、充气设备及其他设备,称重结果如表2所示。称重时已安装假件和加载设备重量等统计结果如表3所示。

依据式(2)及表2、表3数据,求得实称重量G_0c=178 010 N,实称重心X_0c=21 139 mm,Z_0c=-36 mm。根据式(3)、式(4),扣重系数K=178 010/164 317=1.083,滚转矩ΔM_x=1.2×10⁷ N·mm,俯仰矩ΔM_z=1.77×10⁷ N·mm。

3.2 结构扣重

全尺寸飞机结构件包括机身、机翼、垂尾、吊挂。机身、机翼等连续结构按照载荷处理控制剖面对其进行分区,各区域重量在该区域加载点或扣重点上扣除。其中,机身28框-72框区域采用双层地板梁杠杆和大直径轻质滑轮等设备扣重,安装形式如图8所示。机翼重量分区后在对应机翼加载点上扣除。中央翼重量在就近机身扣重点上扣除。结构件扣重结果乘以扣重系数。

3.3 偏心矩消除

理论重心与实测重心不重合引起俯仰矩由机身4-8框垂向加载点和机身79-82框垂向加载点消除;滚转矩由左、右主起垂向约束消除,载荷分配依据式(7)进行。

3.4 假件扣重

假件包含起落架假件,发动机假件,平尾假件等。起落架假件重量在起落架垂向约束点扣除,偏心矩在就近加载点平衡。平尾假件在相应4个平尾垂向加载点上扣除。发动机假件采用弹簧系统扣重装置对其扣重,如图9所示。单边发动机假件重量为29 kN,设置2个加载点,根据发动机假件重心位置,计算2个加载点扣除重量分别为15 kN和14 kN。

3.5 设备扣重

设备包含拉压垫-杠杆系统、地板梁杠杆及其他设备。机身、机翼拉压垫-杠杆系统按照载荷处理控制剖面对其分区,各加载点扣除各自拉压垫杠杆系统重量,拉压垫-杠杆质心与加载点力线不重合引起的力矩由该区域加载点共同消除。地板梁杠杆分区后在就近机身扣重点上扣除。其他各类设备在最近的加载点、扣重点或约束点扣除。

水平加载设备,使用反配重扣除,扣重形式如图10所示,此部分重量载荷不计入试验扣重载荷。

3.6 预指令施加

为保证试验实施中地板梁杠杆加载点始终处于拉紧状态,在试验中能快速响应。经验证,在地板梁垂向加载点均施加196 N载荷,可使所有连接件处于拉紧状态,因此,地板梁垂向加载点预指令均选取196 N。同时,使用与该点连接的机身反配重或该点反向加载点进行载荷消除,载荷直接传递至地板梁杠杆且相互抵消,对飞机结构无影响,力及力矩求和均为0。

3.7 全机扣重平衡计算

某型全尺寸飞机疲劳试验机翼加载点均为斜向加载,扣重引入x向、z向附加载荷。x向附加载荷在左、右扰流板航向加载点和左、右发动机假件航向加载点上平衡。z向附加载荷左右对称,相互抵消。

扣重完成后检验式(8)成立,对起落架垂向约束点根据式(9)进行计算,扣重载荷量值如表4所示。总扣重载荷为401 kN,包含表3中称重重量和称重后新增假件及设备重量。

3.8 实施结果分析

全尺寸飞机疲劳试验通常采用空间6自由度静定约束方式,垂向设置3个约束点,每种载荷状态下约束点存在唯一理论载荷。每个约束点安装测力传感器,通过分析约束点实测载荷与理论载荷误差判断扣重载荷和飞行载荷施加是否准确。

加油压后,作动器施加扣重载荷,分析垂向约束点实测载荷与该点扣重载荷误差,随机选取3次施加扣重载荷后约束反力误差结果如表5所示。可知,实测载荷负值表示传感器承受压载,载荷方向垂直向上,误差为实测载荷与理论载荷差值,各约束点载荷误差小于2 kN。

选取0.6倍寿命疲劳试验数据进行统计分析。空中工况,各垂向约束点载荷误差小于5 kN的工况占比为94.9%;地面工况,各垂向约束点误差小于3%P_max(P_max为所有地面工况中该约束点承受的最大载荷)的工况占比为98.9%。如图11所示给出疲劳试验某谱块右主起垂向约束点实测载荷与理论载荷对比曲线,可见右主起垂向约束理论载荷与实测载荷趋势一致。

疲劳试验中部分约束点载荷误差超过5 kN或3%P_max的主要原因。

(1)疲劳试验主动点静态误差为2%P_max,主动点误差将累积在约束点上体现。

(2)试验机变形引起力线改变,各向分量发生变化。

(3)大直径轻质扣重滑轮转动时,仍存在摩擦阻力,阻碍飞机主动变形方向,引起起落架垂向约束点误差。

约束点被动承受加载点、扣重点、飞机及设备重量等所有主动载荷的不平衡载荷,其载荷误差反映各大系统运行的准确性。随着扣重准确度的提高,疲劳试验整体运行质量得到提升。查阅国内外适航条款^[3,23-24],针对全尺寸飞机疲劳地面强度试验尚未提出约束反力误差要求,基于目前公开文献资料中^{[7-10,12-13,25]}的扣重装置相关图片、涉及的控制参数以及试验机的变形情况推断:地面工况约束点误差约为5%P_max。本研究中采用的完整扣重理论和高精度扣重设备将扣重精度提升了2%P_max。

4 结论

全尺寸飞机疲劳试验扣重技术包含扣重载荷计算的完整理论方法和提高扣重精度所研制的装置。

(1)细化分析了全尺寸飞机扣重各阶段涉及的力学理论,首次提出了扣重平衡计算方法,通过建立整套扣重载荷与各系统重量之间的力学平衡关系,形成了完整的扣重载荷计算方法。

(2)研制了用于进一步提高扣重精度的双层地板梁扣重装置、大直径滑轮扣重装置、弹簧系统扣重装置等。双层地板梁扣重装置在真实模拟机身载荷传递路径的基础上,实现了具有客舱、货舱的飞机中机身段结构及加载设备的扣重;大直径滑轮扣重装置将反配重扣重方式摩擦系数由3%~5%降低至1%之内;弹簧系统扣重装置实现了飞机集中大质量结构停机状态和运行状态的准确扣重。

(3)上述扣重理论与扣重装置应用于某型全尺寸飞机疲劳试验,验证结果表明:扣重载荷下约束点误差小于2 kN,误差小于该飞机扣重载荷总和的0.5%;开展了0.6倍寿命的疲劳试验,94.9%的空中工况约束点载荷误差满足5 kN要求,98.9%的地面工况约束点载荷误差满足3%P_max要求。

研究的扣重计算方法、扣重装置可作为全机级地面强度验证试验扣重载荷计算和扣重装置设计的理论依据与实物借鉴。

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Received	Published	Revised
2025-08-07	2026-07-08	2025-12-16
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2026-08-06

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