大型無人機(jī)主結(jié)構(gòu)耐久性試驗(yàn)加載技術(shù)

崔明，馮建民，米征，郭俊毫

中國飛機(jī)強(qiáng)度研究所 全尺寸飛機(jī)結(jié)構(gòu)靜力/疲勞航空科技重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，西安 710065

某大型無人機(jī)是我國自主研制的高空長航時(shí)無人機(jī)，該無人機(jī)采用了先進(jìn)的布局設(shè)計(jì)及結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)，具有升力大、阻力小、質(zhì)量輕的優(yōu)點(diǎn)。依照無人機(jī)相關(guān)標(biāo)準(zhǔn)要求，從評定飛機(jī)使用壽命、保障外場飛機(jī)使用安全、實(shí)現(xiàn)飛機(jī)結(jié)構(gòu)經(jīng)濟(jì)合理維修的角度，進(jìn)行全尺寸主結(jié)構(gòu)耐久性試驗(yàn)。通過對試驗(yàn)機(jī)結(jié)構(gòu)施加疲勞交變載荷，用以模擬飛機(jī)在整個(gè)使用期內(nèi)可能遇到的各種空中、地面使用情況，并通過檢查試驗(yàn)機(jī)結(jié)構(gòu)疲勞裂紋的萌生，確定疲勞薄弱部位，重點(diǎn)考核機(jī)翼與機(jī)身連接部位主承力構(gòu)件、垂尾與機(jī)身連接部位主承力構(gòu)件以及起落架與機(jī)身連接部位主承力構(gòu)件。

大型無人機(jī)主結(jié)構(gòu)耐久性試驗(yàn)?zāi)壳霸趪鴥?nèi)尚無相關(guān)資料可供查閱，也無相關(guān)技術(shù)經(jīng)驗(yàn)可供參考，國外可供查閱的資料及借鑒的經(jīng)驗(yàn)也是少之又少，給本項(xiàng)試驗(yàn)帶來前所未有的挑戰(zhàn)。參考常規(guī)飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度試驗(yàn)技術(shù)、無人機(jī)結(jié)構(gòu)靜力試驗(yàn)技術(shù)，結(jié)合該型號(hào)無人機(jī)結(jié)構(gòu)特點(diǎn)及耐久性試驗(yàn)要求，開展創(chuàng)新研究，形成我國自主的大型無人機(jī)主結(jié)構(gòu)耐久性試驗(yàn)加載技術(shù)。

大型無人機(jī)主結(jié)構(gòu)耐久性試驗(yàn)加載技術(shù)包括試驗(yàn)機(jī)約束、載荷優(yōu)化、載荷譜編制、加載裝置研究等。

1 試驗(yàn)機(jī)約束

1.1 約束點(diǎn)設(shè)置

試驗(yàn)機(jī)采用懸空靜定約束，約束試驗(yàn)機(jī)的6個(gè)自由度，如圖1所示。其中，垂向設(shè)置了3個(gè)約束點(diǎn)，分別選在結(jié)構(gòu)剛度較強(qiáng)的起落架上，約束試驗(yàn)機(jī)垂向位移、滾轉(zhuǎn)及俯仰。飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)與機(jī)身連接區(qū)剛度、強(qiáng)度較大，因此在發(fā)動(dòng)機(jī)處設(shè)置了1個(gè)航向約束點(diǎn)，約束試驗(yàn)機(jī)航向位移。為約束試驗(yàn)機(jī)側(cè)向位移及偏航，并且最大程度降低約束點(diǎn)載荷，在前機(jī)身加強(qiáng)框處和發(fā)動(dòng)機(jī)處各設(shè)置了一個(gè)側(cè)向約束點(diǎn)。在約束點(diǎn)上，都安裝有測力傳感器，用于監(jiān)控試驗(yàn)機(jī)任何狀態(tài)下的約束點(diǎn)載荷，保證試驗(yàn)件的安全。

圖1 試驗(yàn)機(jī)約束示意圖Fig.1 Sketch of testing aircraft constraints

1.2 支持夾具設(shè)計(jì)

試驗(yàn)機(jī)垂向約束采用支撐桿支持方式，通過旋轉(zhuǎn)支撐桿上的螺套調(diào)節(jié)約束點(diǎn)高度，由此調(diào)整試驗(yàn)機(jī)支持高度及水平度。垂向支持夾具包括前起垂向支持夾具和主起垂向支持夾具。支持夾具設(shè)計(jì)要滿足強(qiáng)度設(shè)計(jì)要求，并且不影響試驗(yàn)件受載變形，還要便于安裝，便于定期更換測力傳感器。

1.2.1 前起垂向支持夾具設(shè)計(jì)

前起垂向支持夾具設(shè)計(jì)與以往不同，有了很大的改進(jìn)。以往支持夾具設(shè)計(jì)僅提供垂向支持，本項(xiàng)試驗(yàn)前起支持夾具設(shè)計(jì)除提供垂向支持外，還具有約束失效保護(hù)、快速便捷更換測力傳感器的功能。

前起垂向支持夾具包括支撐桿、支持盤、螺套、上托耳片、下托耳片、斜撐桿、十字底座等零組件，通過焊接或螺接組裝完成，如圖2所示。其中，支持盤置于上托耳片和下托耳片之間，留有30 mm間隙。支持盤中心處開有圓孔，直徑大于支撐桿直徑20 mm，沿平面四個(gè)正方向均開有槽，槽寬和槽深均大于上托耳片和下托耳片結(jié)構(gòu)尺寸5 mm。斜撐桿由兩個(gè)單耳接頭和螺桿組成，通過旋轉(zhuǎn)螺桿可調(diào)節(jié)斜撐桿長度。支撐桿主要用于試驗(yàn)機(jī)垂向支持，螺套用于調(diào)節(jié)支持高度，上托耳片、下托耳片及斜撐桿用于方便定期更換測力傳感器及支持失效保護(hù)。

圖2 前起垂向支持夾具Fig.2 Vertical support fixture of nose landing gear

前起垂向支持夾具安裝及使用方法如下：

1) 將支持盤開槽沿支撐桿軸向與上托耳片或下托耳片對齊并安裝到支持桿上托耳片和下托耳片之間，水平旋轉(zhuǎn)支持盤90°，就可限制到上托耳片和下托耳片之間。

2) 連接前起假件、支撐桿、測力傳感器及十字底座。

3) 通過調(diào)節(jié)支持桿上的螺套調(diào)節(jié)夾具支持高度。

4) 通過4個(gè)斜撐桿連接支持盤和十字底座。

5) 通過旋轉(zhuǎn)斜撐桿上的螺桿調(diào)節(jié)斜撐桿長度，固定支持盤在上托耳片與下托耳片之間。

6) 在測力傳感器拆換時(shí)，調(diào)節(jié)斜撐桿長度，將支持盤調(diào)節(jié)到上托盤下表面，然后逐漸調(diào)節(jié)支持桿上的調(diào)節(jié)螺套，將前起承重通過上托耳片和支持盤轉(zhuǎn)移到4根斜撐桿上，便可拆除測力傳感器。待測力傳感器換裝后，再恢復(fù)垂向支持桿約束，并調(diào)節(jié)斜撐桿長度將支持盤調(diào)整至初始位置。

1.2.2 主起垂向支持夾具設(shè)計(jì)

考慮試驗(yàn)安全及定期更換主起約束測力傳感器，主起垂向支持夾具設(shè)計(jì)相對以往設(shè)計(jì)作了優(yōu)化，除單點(diǎn)垂向約束裝置外，還配套撬杠裝置，如圖3所示。

圖3 主起垂向支持夾具Fig.3 Vertical support fixture of main landing gear

在試驗(yàn)運(yùn)行或暫停過程中，撬杠裝置松緊螺套一端處于松弛狀態(tài)，起到約束失效保護(hù)作用。在定期需要更換主起約束測力傳感器時(shí)，收緊撬杠一端松緊螺套，并逐漸調(diào)節(jié)支持桿上的調(diào)節(jié)螺套，將主起垂向支持桿承重通過撬杠轉(zhuǎn)移到地面固定設(shè)備，然后拆換測力傳感器。待測力傳感器換裝后，再恢復(fù)主起垂向支持桿約束，并調(diào)節(jié)撬杠裝置松緊螺套一端處于松弛狀態(tài)。

2 載荷優(yōu)化

由于試驗(yàn)過程中只使用一套加載系統(tǒng)，故需將所給載荷優(yōu)化成加載點(diǎn)載荷。載荷優(yōu)化原則是將各載荷工況的載荷優(yōu)化到各部件設(shè)置的加載點(diǎn)上，形成各個(gè)工況的載荷分布，保證優(yōu)化前后各部件總載荷及壓心一致，優(yōu)化后控制剖面的彎矩、剪力、扭矩誤差都在要求范圍內(nèi)，每個(gè)分區(qū)內(nèi)載荷誤差最小，優(yōu)化結(jié)果是各工況各加載點(diǎn)載荷。

本項(xiàng)試驗(yàn)初始載荷由設(shè)計(jì)方按空中譜載荷和地面譜載荷給出，載荷小且分布不均，各部件不同工況下的壓心較為分散。為保證試驗(yàn)運(yùn)行穩(wěn)定可靠，試驗(yàn)設(shè)計(jì)過程中有限控制加載點(diǎn)數(shù)量。依據(jù)初始載荷及試驗(yàn)機(jī)結(jié)構(gòu)特點(diǎn)，結(jié)合試驗(yàn)設(shè)備規(guī)模，合理設(shè)置控制剖面，合理分區(qū)，提高了優(yōu)化效率，并保證了載荷優(yōu)化結(jié)果誤差，最大限度地降低了加載點(diǎn)數(shù)量，提高了試驗(yàn)運(yùn)行的可靠性。

2.1 空中譜載荷優(yōu)化

空中譜載荷按部件分為機(jī)身載荷、機(jī)翼載荷、尾翼載荷、起落架載荷以及發(fā)動(dòng)機(jī)載荷。其中，機(jī)身載荷包含垂向載荷和側(cè)向載荷，以框站位為單元分別給出。垂向載荷優(yōu)化時(shí)以機(jī)身重點(diǎn)考核框?yàn)閷ο笤O(shè)置了4個(gè)控制剖面，分了5個(gè)區(qū)，每個(gè)分區(qū)各設(shè)置一個(gè)垂向加載點(diǎn)，以各分區(qū)載荷優(yōu)化前后誤差最小為目標(biāo)，保證各控制剖面彎矩、剪力、扭矩在誤差控制要求范圍內(nèi)，并遵守機(jī)身整體平衡的原則進(jìn)行優(yōu)化，計(jì)算出各機(jī)身垂向各加載點(diǎn)載荷。因機(jī)身側(cè)向載荷較小，因此只考慮第2個(gè)控制剖面和第4個(gè)控制剖面，分了3個(gè)區(qū)，每個(gè)分區(qū)各設(shè)置一個(gè)側(cè)向加載點(diǎn)，同樣以各分區(qū)載荷優(yōu)化前后誤差最小為目標(biāo)以及載荷平衡的原則優(yōu)化計(jì)算機(jī)身各側(cè)向加載點(diǎn)載荷。

針對機(jī)身載荷優(yōu)化結(jié)果，隨機(jī)選取104601工況前、后機(jī)身控制剖面的彎剪扭曲線，如圖4、圖5所示，可以看出優(yōu)化前后剖面彎剪扭曲線吻合較好。

圖4 前機(jī)身載荷優(yōu)化對比Fig.4 Comparison of front fuselage load optimization

圖5 后機(jī)身載荷優(yōu)化對比Fig.5 Comparison of rear fuselage load optimization

本項(xiàng)試驗(yàn)主要考核主結(jié)構(gòu)耐久性特性，機(jī)翼活動(dòng)翼面結(jié)構(gòu)尺寸較小，翼面載荷也較小且比較集中，因此將機(jī)翼活動(dòng)翼面載荷等效到機(jī)翼主翼面上所屬控制剖面加載，保證機(jī)翼主翼面控制剖面上受力真實(shí)。機(jī)翼載荷主要為垂向載荷，以節(jié)點(diǎn)載荷的形式給出。因機(jī)翼為大展弦比結(jié)構(gòu)形式，因此從翼尖到翼根設(shè)置了3個(gè)控制剖面作為彎矩和剪力控制剖面，扭矩控制剖面設(shè)置在機(jī)身與機(jī)翼連接前接頭所在框站位，把機(jī)翼分成3個(gè)區(qū)，每個(gè)區(qū)在機(jī)翼前后梁各設(shè)置2個(gè)加載點(diǎn)，節(jié)點(diǎn)載荷從翼尖往翼根對可控制剖面累計(jì)彎矩、剪力、扭矩進(jìn)行載荷優(yōu)化。單個(gè)機(jī)翼載荷優(yōu)化結(jié)果誤差情況統(tǒng)計(jì)如表1～表3所示。

表1 剪力誤差情況統(tǒng)計(jì)Table 1 Case statistics of shear error

表2 彎矩誤差統(tǒng)計(jì)Table 2 Case statistics of bending moment error

表3 扭矩誤差統(tǒng)計(jì)Table 3 Case statistics of torquet error

尾翼包括尾翼主翼面和尾翼活動(dòng)翼面，將尾翼活動(dòng)翼面上的載荷與尾翼主翼面上的載荷一并等效到尾翼主翼面上。尾翼載荷為垂直弦平面載荷，以節(jié)點(diǎn)載荷的形式給出。因翼面結(jié)構(gòu)尺寸較小，所以只設(shè)置了3個(gè)加載點(diǎn)，保證對尾翼根部和尾翼與機(jī)身連接前接頭所在框站位的彎矩、剪力、扭矩控制誤差。

主起落架在空中譜中只有垂向載荷，在主起垂向約束點(diǎn)上被動(dòng)施加，不作優(yōu)化。發(fā)動(dòng)機(jī)載荷包括側(cè)向載荷和垂向載荷，垂向載荷在假件垂向加載點(diǎn)上施加，側(cè)向載荷在作為試驗(yàn)機(jī)側(cè)向約束的發(fā)動(dòng)機(jī)側(cè)向約束點(diǎn)上被動(dòng)施加，也不作優(yōu)化。

2.2 地面譜載荷優(yōu)化

地面譜載荷包括起落架載荷和發(fā)動(dòng)機(jī)推力載荷。為了方便試驗(yàn)中地面航向載荷的施加和平衡，發(fā)動(dòng)機(jī)推力載荷與起落架載荷協(xié)調(diào)優(yōu)化，發(fā)動(dòng)機(jī)航向點(diǎn)為飛機(jī)提供航向約束的同時(shí)被動(dòng)施加發(fā)動(dòng)機(jī)推力載荷。

前、主起落架垂向載荷采用垂向約束被動(dòng)施加的方法進(jìn)行加載，即選取部分機(jī)身垂向加載點(diǎn)、左右機(jī)翼垂向加載點(diǎn)進(jìn)行載荷配平，施加相反方向的載荷，實(shí)現(xiàn)起落架垂向被動(dòng)加載。為保證結(jié)構(gòu)安全，配平加載點(diǎn)載荷不超過平飛巡航工況加載點(diǎn)載荷的80%。

3 載荷譜編制

試驗(yàn)載荷譜將給出試驗(yàn)所有工況加載順序以及各工況經(jīng)過載荷優(yōu)化后的加載點(diǎn)載荷。本項(xiàng)試驗(yàn)載荷譜在常規(guī)方法編制的基礎(chǔ)上，綜合發(fā)動(dòng)機(jī)垂向載荷與發(fā)動(dòng)機(jī)假件扣重，機(jī)翼不同工況垂向載荷等特殊情況進(jìn)行協(xié)調(diào)編制。

3.1 發(fā)動(dòng)機(jī)載荷譜編制

發(fā)動(dòng)機(jī)假件因結(jié)構(gòu)連接形式不能實(shí)現(xiàn)豎直方向單點(diǎn)雙向加載，因此僅設(shè)置了向下加載點(diǎn)，可以施加向下載荷。為實(shí)現(xiàn)向上載荷施加，將向下加載點(diǎn)參與到發(fā)動(dòng)機(jī)假件扣重，扣重值為向上最大載荷。在載荷譜編制中，通過修正向下加載點(diǎn)載荷，利用差值來滿足各工況發(fā)動(dòng)機(jī)垂向載荷施加。加載歷程曲線如圖6所示。

圖6 發(fā)動(dòng)機(jī)加載歷程曲線Fig.6 History curve of engine loading

3.2 機(jī)翼載荷譜編制

在機(jī)翼結(jié)構(gòu)外段，單點(diǎn)向上載荷較大，向下載荷很小，翼尖向上最大變形約1 m。采用常規(guī)的下翼面硬式加載方式，就需要載荷噸位小、行程長的作動(dòng)筒。這樣的作動(dòng)筒設(shè)計(jì)和加工難度大，成本高，并且在加載過程中存在失穩(wěn)的風(fēng)險(xiǎn)，因此機(jī)翼結(jié)構(gòu)外段向下載荷采用配重加載的方式，即在向下加載點(diǎn)懸掛該點(diǎn)最大載荷重量，簡單安全。機(jī)翼結(jié)構(gòu)外段向上載荷采用靜、動(dòng)滑輪組導(dǎo)向的加載方式，該方式具有導(dǎo)向、放大作動(dòng)筒載荷、減少作動(dòng)筒行程、增加作動(dòng)筒收放速率等優(yōu)點(diǎn)。在載荷譜編制過程中，結(jié)合向下加載點(diǎn)懸掛的配重量，修正向上加載點(diǎn)載荷，利用差值來滿足試驗(yàn)運(yùn)行過程中各工況機(jī)翼結(jié)構(gòu)外段加載點(diǎn)載荷。圖7給出了單個(gè)機(jī)翼彎矩變化歷程，可以看出機(jī)翼在一個(gè)起落過程中的受力符合真實(shí)情況。

圖7 機(jī)翼彎矩變化歷程曲線Fig.7 History curve of wing bending moment

4 加載裝置

4.1 新型拉壓墊彈性體技術(shù)

拉壓墊加載技術(shù)在飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度試驗(yàn)中廣泛應(yīng)用，該技術(shù)能施加拉壓雙向載荷，可以實(shí)現(xiàn)翼面、機(jī)身等處的單側(cè)雙向加載，達(dá)到精簡試驗(yàn)規(guī)模，方便試驗(yàn)件檢查，提高試驗(yàn)運(yùn)行速率的諸多良好效果。

拉壓墊由金屬板和彈性體粘貼組成，彈性體一面粘貼在金屬板上，另一面粘貼在飛機(jī)結(jié)構(gòu)表面，載荷通過拉壓墊彈性體傳遞給飛機(jī)。普通拉壓墊彈性體選擇氯丁或聚氨酯橡膠，適合于試驗(yàn)機(jī)結(jié)構(gòu)較強(qiáng)、節(jié)點(diǎn)載荷較大的飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度試驗(yàn)，如圖8所示，其基本性能指標(biāo)如表4所示。

表4 普通拉壓墊彈性體基本性能指標(biāo)Table 4 Basic performance index of ordinary loading pad elastomer

圖8 普通拉壓墊Fig.8 Ordinary loading pad

該型號(hào)無人機(jī)主要用于高空偵查，其質(zhì)量輕，結(jié)構(gòu)較弱，因此耐久性試驗(yàn)載荷也較小，單個(gè)節(jié)點(diǎn)拉向或壓向最大載荷都不超過1 kN。一般拉壓墊彈性體基本可以滿足該型號(hào)試驗(yàn)載荷施加要求，但其硬度較大，如果和試驗(yàn)件表面貼合度差，受力部位易產(chǎn)生應(yīng)力集中，造成試驗(yàn)件表面局部變形或損傷。其次，一般拉壓墊彈性體質(zhì)量相比試驗(yàn)載荷較大，對試驗(yàn)加載精度和約束反力影響較大，因此需要一種硬度適宜，質(zhì)量較輕、并且滿足強(qiáng)度和壽命要求的新型拉壓墊彈性體用于無人機(jī)耐久性試驗(yàn)。

經(jīng)過市場調(diào)研和甄別，選取了兩類聚氨酯微孔彈性體作為新型拉壓墊彈性體進(jìn)行研究，分別記作A類和B類，其基本性能指標(biāo)如表5所示。

表5 新型拉壓墊彈性體基本性能指標(biāo)Table 5 Basic performance index of new type of loading pad elastomer

按照拉壓墊粘貼、制作工藝，將兩類聚氨酯微孔彈性體分別與鋁板粘貼制作成拉壓墊，然后粘貼到試驗(yàn)夾具(Q235鋼)上，采用液壓作動(dòng)筒和測力傳感器進(jìn)行抗拉強(qiáng)度測試，測試數(shù)據(jù)結(jié)果如表6所示，部分測試結(jié)果形態(tài)如圖9所示。

表6 新型拉壓墊彈性體抗拉強(qiáng)度測試結(jié)果Table 6 Tensile strength test results of new type of loading pad elastomer

圖9 新型拉壓墊破壞形態(tài)Fig.9 Damage pattern of new type of loading pad

在測試過程中發(fā)現(xiàn)，兩類聚氨酯微孔彈性體拉壓墊都是局部脫膠再加上結(jié)構(gòu)破壞而失效，最大載荷狀態(tài)彈性體變形約120%。由驗(yàn)證結(jié)果得知，B類聚氨酯微孔彈性體滿足硬度適宜、質(zhì)量較輕、壽命長久的要求，并且滿足飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度試驗(yàn)中，拉壓墊使用不小于0.71 MPa的強(qiáng)度要求。

新型拉壓墊彈性體在該型號(hào)無人機(jī)主翼面結(jié)構(gòu)加載點(diǎn)上首次應(yīng)用，取得了良好效果。

4.2 作動(dòng)筒專用扣重裝置設(shè)計(jì)

在飛機(jī)結(jié)構(gòu)耐久性試驗(yàn)設(shè)計(jì)中，為保證試驗(yàn)載荷施加準(zhǔn)確，對試驗(yàn)件重量、加載設(shè)備重量進(jìn)行扣除。試驗(yàn)件重量包括試驗(yàn)件自身重量，粘貼在試驗(yàn)件上的拉壓墊、膠布帶、測量應(yīng)變片及導(dǎo)線的重量，通過系數(shù)修正，將實(shí)際重量按理論重量的分布在試驗(yàn)垂向加載點(diǎn)和反配重扣重點(diǎn)上扣除。加載設(shè)備重量包括杠桿系統(tǒng)重量和連接件重量，在垂向加載點(diǎn)上扣除。針對結(jié)構(gòu)質(zhì)量輕、試驗(yàn)載荷小的無人機(jī)結(jié)構(gòu)耐久性試驗(yàn)，側(cè)向加載作動(dòng)筒的重量不容忽視，否則會(huì)影響到支反力的監(jiān)控以及地面工況起落架被動(dòng)加載的準(zhǔn)確性。側(cè)向加載作動(dòng)筒的重量一般在重心處采用反配重的形式進(jìn)行扣除。針對該型號(hào)試驗(yàn)，因機(jī)身個(gè)別側(cè)向加載點(diǎn)作動(dòng)筒固定支柱的頂部與機(jī)翼下表面距離太近，故不能采取常規(guī)的扣重方式，因此設(shè)計(jì)了一種作動(dòng)筒專用扣重裝置。該裝置主要由扣重撬杠支座、扣重撬杠梁以及配重組成，通過連接螺接固定在支柱側(cè)面?？壑匮b置如圖10、圖11所示。

圖10 作動(dòng)筒專用扣重裝置示意圖Fig.10 Sketch of special deduction device for actuator

圖11 作動(dòng)筒專用扣重裝置Fig.11 Special deduction device for actuator

作動(dòng)筒專用扣重裝置采用杠桿原理設(shè)計(jì)，如圖12所示。圖中：

圖12 杠桿原理圖Fig.12 Schematic of leverage

·=·

(1)

式中：為配重懸掛重量；為配重懸掛點(diǎn)距支點(diǎn)螺栓位置的距離；為側(cè)向加載作動(dòng)筒的重量；為側(cè)向加載作動(dòng)筒的重心位置距支點(diǎn)螺栓位置的距離。

通過調(diào)整配重懸掛量，保證側(cè)向加載作動(dòng)筒重量不落在試驗(yàn)機(jī)上。該裝置設(shè)計(jì)新穎，加工、安裝簡單，且占用空間小，實(shí)現(xiàn)了側(cè)向加載作動(dòng)筒扣重的目的。

5 結(jié) 論

大型無人機(jī)主結(jié)構(gòu)耐久性試驗(yàn)采用以上加載技術(shù)，目前已完成半倍疲勞壽命的強(qiáng)度考核。

1) 約束點(diǎn)設(shè)置方法合理可靠，能夠真實(shí)考核到試驗(yàn)機(jī)關(guān)鍵部位的疲勞強(qiáng)度。前起、主起垂向支持夾具設(shè)計(jì)方法即起到試驗(yàn)機(jī)支持、保護(hù)作用，又便于試驗(yàn)現(xiàn)場快速更換測力傳感器。

2) 試驗(yàn)載荷優(yōu)化中各部件控制剖面的選取方法以及部件之間載荷的協(xié)調(diào)配平，滿足了所有工況載荷的施加。

3) 載荷譜在常規(guī)方法編制的基礎(chǔ)上，綜合發(fā)動(dòng)機(jī)垂向載荷與發(fā)動(dòng)機(jī)假件扣重，機(jī)翼外段垂向向上和垂向向下載荷進(jìn)行協(xié)調(diào)編制，利用差值實(shí)現(xiàn)不同工況發(fā)動(dòng)機(jī)、機(jī)翼垂向雙向精確加載。

4) 通過新型拉壓墊彈性體研究，設(shè)計(jì)作動(dòng)筒專用扣重裝置，實(shí)現(xiàn)了無人機(jī)輕結(jié)構(gòu)、小載荷的精確加載。