冀美珊 代月松 劉珺

摘? 要：飛機靜力/疲勞試驗是飛機研制中不可或缺的環(huán)節(jié)，是對飛機強度、結(jié)構(gòu)壽命與可靠性進行評定結(jié)論的重要依據(jù)。試驗通過研究試驗件的支持與約束、試驗載荷的簡化與優(yōu)化、試驗載荷的施加與控制、試驗數(shù)據(jù)的測量與采集、試驗損傷的檢測與監(jiān)控等方面，確保試驗順利實施。文章結(jié)合飛機靜力/疲勞試驗技術(shù)的發(fā)展，對試驗相關(guān)技術(shù)和方法進行了分析。

關(guān)鍵詞：靜力/疲勞試驗;試驗加載;試驗支持/約束;試驗測控;無損檢測

中圖分類號：V216? ? ? ? ? 文獻標志碼：A? ? ? ? ?文章編號：2095-2945（2019）06-0149-02

1 概述

飛機靜力/疲勞試驗是保證飛機結(jié)構(gòu)完整性的重要手段之一。在新機研制過程中，為了驗證設計分析方法、檢驗制造工藝、保證試飛和使用安全，我國現(xiàn)行的軍機強度規(guī)范及民用航空規(guī)章均對飛機結(jié)構(gòu)（含結(jié)構(gòu)部件）的強度試驗作了明確的要求。

飛機靜力/疲勞試驗是在地面環(huán)境下模擬飛機在使用過程中可能遇到的受力狀況，從而對其進行強度驗證和校核。飛機靜力/疲勞試驗是涵蓋多個學科的綜合性試驗，同時，試驗的要求、試驗件的種類和結(jié)構(gòu)特點也不盡相同。

2 飛機靜力/疲勞試驗技術(shù)

飛機靜力試驗用于驗證結(jié)構(gòu)是否符合強度要求，對所有影響飛行安全的結(jié)構(gòu)進行靜力試驗。飛機的各個部件在不同使用狀態(tài)下有不同的環(huán)境效應，會承受不同的氣動力或慣性載荷，也就是不同部件有不同的嚴重受載狀態(tài)，靜力試驗實際上是對全機和每個部件及其連接結(jié)構(gòu)分別進行考核。

飛機疲勞試驗則是暴露結(jié)構(gòu)的疲勞薄弱部位，驗證疲勞分析方法的正確性;暴露經(jīng)分析和研制試驗未能識別出的結(jié)構(gòu)危險部位、薄弱環(huán)節(jié)，為結(jié)構(gòu)改進、工藝改進、飛行改型提供依據(jù);同時獲得結(jié)構(gòu)的應力分布、裂紋形成壽命、裂紋擴展壽命等，以驗證飛機結(jié)構(gòu)是否滿足耐久性/損傷容限設計目標要求[1]。

飛機靜力/疲勞試驗是飛機型號定型和取證的必要條件之一，為了實現(xiàn)飛機靜力/疲勞試驗的目的，需重視驗證試驗的總體設計和規(guī)劃，對試驗的項目、內(nèi)容及順序都要進行周密的設計和安排，整個試驗涉及的主要技術(shù)包括試驗設計、試驗加載、試驗支持/約束、試驗測控、無損檢測等。

2.1 試驗設計技術(shù)

現(xiàn)代飛機由于使用情況復雜，導致載荷狀態(tài)特別多，如民用飛機經(jīng)常受到垂向突風、橫向突風等，軍用飛機則由于不同的作戰(zhàn)和訓練任務常受到機動載荷。飛機靜力/疲勞試驗設計主要是根據(jù)飛機結(jié)構(gòu)設計準則、飛行任務剖面所確定的使用包線，分析、確定使用中可遇到的主要靜力和動力載荷工況及其大小與分布確定，開展試驗總體規(guī)劃和設計方法研究，包括載荷的確定、載荷施加方式確定、試驗場地布置、加載設備選擇與連接、安裝方案設計等任務。

2.2 試驗加載技術(shù)

在全機靜力/疲勞試驗中，需通過一定的手段將載荷施加到飛機結(jié)構(gòu)上。在飛機結(jié)構(gòu)強度試驗的初期，常采用重物加載的方式，隨著飛機結(jié)構(gòu)尺寸和載荷的增大，該方法已很少采用。目前試驗中，常采用的載荷施加方法有以下幾種：膠布帶/杠桿系統(tǒng)加載、作動筒直接加載、卡板引入、拉壓氣墊引入、氣壓加載等。其中，膠布帶/杠桿系統(tǒng)加載具有設計簡單、實施方便、傳載準確等特點，是國內(nèi)飛機靜力/疲勞試驗的主要加載方式。

目前，隨著試驗要求的逐漸提高，真空吸盤的加載方式也逐漸應用到結(jié)構(gòu)強度試驗中，該方法具有不損壞飛機結(jié)構(gòu)表面的優(yōu)點，但由于加載力的限制，常用于小型飛機或加載力較小的試驗中。

2.3 試驗支持/約束技術(shù)

飛機靜力/疲勞試驗通常在懸空垂向支持下進行，使飛機/試驗件處于合適的高度，以便有空間使飛機/試驗件自由變形和安裝試驗加載設備。飛機懸空支持約束點應盡量遠離試驗主要考核部位，并盡量選在剛度較大的部位;約束點不能限制試驗件變形，以免使非考核部位出現(xiàn)過度變形和局部破壞。

飛機支持/約束有多種方法，因考核部位不同而異。通過三個起落架將飛機懸空支持并約束是全機支持/約束的一種常用方案[2]，該方案將三個起落架通過假輪懸吊于杠桿的一端，杠桿另一端設置位移控制作動筒，在主起落架處設航向約束和側(cè)向約束。部件級結(jié)構(gòu)通常采用非標試驗設備進行支持/約束。

2.4 試驗測控技術(shù)

試驗控制系統(tǒng)是飛機靜力/疲勞試驗的重要設備之一，它直接控制著每個施加于試驗件的各載荷的大小、方向、精度及相互間的協(xié)調(diào)性，控制著各加載點載荷是否正確、精度是否滿足試驗要求，以及試驗能力的大小和加載方式等方面。早期的機械、液壓加載方式要靠人工調(diào)節(jié)載荷的大小，難以完成復雜的試驗加載，特別是多通道協(xié)調(diào)加載。而隨著電液伺服技術(shù)和計算機技術(shù)的發(fā)展，使得由計算機控制的多通道協(xié)調(diào)試驗加載成為可能。

試驗測量系統(tǒng)用于飛機靜力/疲勞試驗中的應變、位移、載荷等信息的測量與監(jiān)控，其測量結(jié)果是進行結(jié)構(gòu)強度分析和判定的重要依據(jù)，測量精度影響著試驗的質(zhì)量。應變計是測量結(jié)構(gòu)應變的傳感器，試驗測量系統(tǒng)應具有實時數(shù)據(jù)遠程傳輸與顯示和試驗數(shù)據(jù)實時處理分析能力，系統(tǒng)可根據(jù)試驗情況任意組合和分離。

早期國內(nèi)飛機結(jié)構(gòu)強度試驗均采用手動測量方式，隨著電子信息技術(shù)和計算機技術(shù)的發(fā)展，原手動測量方式已逐步被全自動測量方式所取代，提高了試驗測量的效率。如今，虛擬儀器技術(shù)以及光學測量技術(shù)得到了廣泛的研究，是飛機靜力/疲勞試驗測量技術(shù)發(fā)展的方向。

2.5 無損檢測技術(shù)

無損檢測是獲得飛機結(jié)構(gòu)的損傷形成和損傷擴展規(guī)律的重要手段，早期的結(jié)構(gòu)損傷檢測主要采用光學-目視檢查法，該方法操作簡便、直觀、成本低，但由于人的肉眼分辨率低，只能發(fā)現(xiàn)寬度較大的裂紋。

目前常規(guī)的無損檢測方法包括：滲透檢測、磁粉檢測、超聲波檢測、渦流檢測、射線檢測等。隨著新材料的應用，尤其是復合材料在飛機設計生產(chǎn)中的大量使用，對結(jié)構(gòu)損傷檢測的要求越來越高，未來飛機結(jié)構(gòu)強度試驗無損檢測技術(shù)主要朝著更高效、更快速、自動化檢測、缺陷可視化的方向發(fā)展，近年來推出了電子剪切成像技術(shù)、紅外成像檢測技術(shù)以及結(jié)構(gòu)健康監(jiān)測技術(shù)，可用于特殊的復合材料結(jié)構(gòu)以及飛機結(jié)構(gòu)實時監(jiān)測[3]。

3 結(jié)束語

飛機結(jié)構(gòu)強度技術(shù)隨著我國航空工業(yè)的發(fā)展而逐步發(fā)展和提高，飛機靜力/疲勞試驗技術(shù)也隨著我國航空工業(yè)發(fā)展的需求和科學技術(shù)的發(fā)展而不斷豐富拓展，并在多個型號的研制中得到應用。目前，已經(jīng)建立起以試驗設計技術(shù)、試驗加載技術(shù)、試驗支持/約束技術(shù)、試驗測控技術(shù)、無損檢測技術(shù)等為核心的飛機結(jié)構(gòu)強度試驗體系。

而隨著飛機研制水平的不斷深入和提高，對結(jié)構(gòu)強度質(zhì)量和效率的要求也將越來越高，這就要求飛機靜力/疲勞試驗必須采用更先進的試驗技術(shù)與方法。目前，隨著計算機技術(shù)與傳感器技術(shù)的快速發(fā)展，飛機結(jié)構(gòu)強度虛擬試驗技術(shù)、飛機結(jié)構(gòu)健康監(jiān)測技術(shù)也正逐步應用到飛機結(jié)構(gòu)強度試驗中，為我國飛機研制或改型提供技術(shù)支持與保障。

參考文獻：

[1]蔣祖國，田丁栓，周占廷.飛機結(jié)構(gòu)載荷/環(huán)境譜[M].電子工業(yè)出版社，2012，04.

[2]劉權(quán)良，尹偉，夏峰.飛機結(jié)構(gòu)靜強度試驗支持方案的確定[Z].中俄航空科技學術(shù)會專輯，2012，05.

[3]張詠軍，張詠紅，王航宇.無損檢測新技術(shù)在航空工業(yè)的應用[J].無損檢測，2011（3）.