大型民用飛機縫翼全尺寸靜力試驗載荷設計

何志全，劉楊，李澤江

中國商飛上海飛機設計研究院，上海 201210

大型運輸類飛機在起飛和降落過程中，必須使用增升裝置[1]。前緣縫翼作為增升裝置的重要組成部分，對增加升力和延緩失速都有著重要影響[2-3]。在飛機起飛或降落的大迎角狀態下，前緣縫翼可以改變機翼的相對彎度、提高最大升力系數，還可以增加有效弦長，從而增加機翼升力[4]。對前緣縫翼的設計，除了要滿足氣動、噪聲等方面的要求外，還要同時滿足重量、剛度和強度的要求[5]。Pang等[6]對某型飛機前緣縫翼結構的失效機理和可靠性問題進行了系統的分析和評估，而依據CCAR-25-R4[7]的要求，必須通過靜力試驗來表明縫翼結構在最嚴酷的受載狀態下依然具有足夠的安全性。國內外研究學者對飛機靜力試驗技術開展了廣泛的研究：劉興科等[8]研究了大展弦比機翼靜力試驗技術，提出了機翼盒段大變形狀態下的試驗載荷的準確施加方法；劉佳[9]研究了后機身結構靜力試驗方案設計技術，合理地模擬了后機身結構的支持和邊界條件；李衛平等[10]研究了發動機吊掛靜力試驗技術，設計了一套吊掛靜力試驗系統，并驗證了該系統的可靠性；陳博和陸慧蓮[11]研究了主起落架連接區靜力試驗技術，對比了試驗數據和分析結果，驗證了分析方法的正確性；胡亮文和宋乾福[12]研究了飛機靜力試驗中的載荷分配問題，提出了通過構造帶內力約束的拉格朗日極值函數分配試驗載荷的方法。以上學者取得了豐碩的研究成果，在試驗方案設計、邊界條件模擬、試驗載荷分配、試驗數據對比分析等方面給本文提供了重要的技術參考。對于民用飛機前緣縫翼結構，由于它具有尺寸小、曲率變換劇烈、載荷大、受載姿態不斷變化[13-14]等特點，在靜力試驗中對其復雜的受載狀態進行準確的模擬有著較大的技術挑戰，如何設計出符合適航要求的試驗實施載荷，是本文研究的主要內容。

前緣縫翼的氣動載荷沿展向和環向都在不斷變化。在飛機起飛、巡航和降落過程中，隨著縫翼姿態的不同，其受載狀態的差異非常明顯，試驗中真實地模擬縫翼的載荷分布尤為困難。本文形成了一套前緣縫翼靜力試驗載荷設計技術，提出了試驗基準載荷篩選、試驗實施載荷轉換以及試驗加載方案優化的有效方法，并成功應用于某大型民用飛機前緣縫翼全尺寸靜力試驗中。試驗結果表明，本文形成的載荷設計技術可以有效地實現對縫翼結構安全性的考核以及對縫翼強度分析方法的驗證。

1 縫翼結構簡介

某大型民用飛機在每側機翼的前上方都布置了5段縫翼，如圖1所示。其中1#縫翼通過4根 滑軌與固定前緣相連，2#～5#縫翼通過2根滑軌與固定前緣相連。

圖1 某大型民用飛機縫翼布置示意圖Fig.1 Diagram of slats layout of a large civil aircraft

在2#～5#縫翼的中間布置有限位擋塊，當縫翼收起時限位擋塊與固定前緣的中間肋接觸，傳遞部分垂向載荷，并起到限制縫翼變形的作用；當縫翼放下時，限位擋塊不傳載。

2 縫翼靜力試驗載荷設計

本文針對前緣縫翼靜力試驗載荷設計的難點，研究了試驗基準載荷的篩選、實施載荷的優化和加載方案的設計，形成了前緣縫翼靜力試驗載荷設計技術，設計流程如圖2所示。

2.1 試驗基準載荷篩選

在大型民用飛機的飛行載荷中，與前緣縫翼相關的載荷狀態有幾十種，其中包含了飛機起飛、巡航和降落時的所有姿態。本節首先按照氣動總載的大小篩選出了縫翼不同打開角度下的嚴重載荷工況，如表1所示。然后建立縫翼有限元模型，對縫翼結構在嚴重載荷工況下的內力進行分析，進一步基于文獻[15]的方法對縫翼主承力結構及其連接區的安全裕度進行計算，縫翼各部位最小安全裕度對應的危險載荷工況見表2。

圖2 大型民用飛機縫翼全尺寸靜力試驗載荷設計流程Fig.2 Process of load design for full scale static test of slat on large civil aircraft表1 某大型民用飛機縫翼嚴重載荷工況Table 1 Extreme loading cases of slat of a large civil aircraft

編號縫翼姿態飛行馬赫數有效迎角/(°)L1收起0.75L2收起0.411L3打開0.319L4打開0.317L5打開0.316L6打開0.314

表2 縫翼各部位危險載荷工況Table 2 Extreme loading cases of slat structure

在進行試驗基準載荷篩選時，并非所有零部件的危險工況都相同，因此與適航審查方一同確定了縫翼靜力試驗載荷的篩選原則：

1) 縫翼收起狀態和放下狀態各篩選出一個試驗載荷工況。

2) 篩選出的載荷工況對縫翼各零部件和連接區的覆蓋面最廣。

3) 對于個別零部件的危險工況與所篩選出的基準載荷不同的情形，其安全性可通過相似結構的試驗結果結合強度分析進行考核。

由表2可知，收起工況L1對縫翼翼面結構危險位置的覆蓋面最廣，是縫翼翼面結構的嚴重載荷工況；而放下工況L3對縫翼滑軌危險位置的覆蓋面最廣，是縫翼滑軌的嚴重載荷工況；對于部分零部件和連接區，存在不是L1或L3最危險的工況，由于其結構形式與其他幾段縫翼相同位置的結構形式十分接近，通過對相似結構的試驗進行考核，并基于試驗結果對有限元模型和強度分析方法的驗證，表明其適航符合性。綜上，本文將L1和L3工況作為試驗基準載荷。

2.2 試驗實施載荷轉換

2.1節篩選出的試驗基準載荷的形式為氣動分布載荷，無法在靜力試驗中直接加載。本文進一步研究了試驗實施載荷的轉換方法，步驟如下：

步驟1確定試驗基準載荷對應的縫翼姿態，建立局部加載坐標系，坐標系原點位于每段縫翼前緣線與內端肋的交點，X軸(弦向)從原點指向縫翼尾緣與內端肋的交點，Z軸(側向)從原點沿著前緣線指向縫翼外側，Y軸垂直于XOZ平面向下，如圖3所示。

步驟2將全機坐標系下氣動分布式的試驗基準載荷轉換到局部加載坐標系中。

步驟3對轉換后的分布載荷進行剖面化處理，將相鄰幾個站位上的分布載荷合成為剖面集中載荷，合成后舍去數值很小的側向載荷分量，只保留垂向和弦向分量。

縫翼可加載面積小、載荷大，如果分別對剖面集中載荷的垂向和弦向分量進行正交加載，加載設備將很難同時保證2個方向的載荷分布。而各剖面的集中載荷大都為異面射線，無法在同一個合力方向進行加載。為此，本文進一步對試驗實施載荷進行了優化。

基于以上方法優化出的試驗實施載荷，可以更加準確地模擬氣動載荷的大小和分布。

圖3 縫翼全尺寸靜力試驗實施載荷優化Fig.3 Optimization of implementary load for full-size static test of slat

2.3 試驗加載方案優化

機翼變形后縫翼載荷壓心位置的計算過程如下：在有限元模型中確定與機翼變形前的縫翼載荷壓心位置最接近的4個節點，計算4個節點受載后的位移，并按照單元形函數進行插值得到壓心處的位移值；然后根據受載前的壓心坐標計算出機翼變形后各段縫翼載荷壓心在全機坐標系中的位置。

旋轉后的試驗載荷真實地反應了機翼大變形后的縫翼受載狀態，可用于縫翼靜力試驗中。

圖4 機翼變形對縫翼影響示意圖Fig.4 Diagram of influence of deformation of wing on slat

圖5 縫翼載荷方向變化示意圖Fig.5 Diagram of load direction change on slat

2.4 試驗載荷有效性評估

本文通過試驗基準載荷篩選，試驗實施載荷轉換、試驗加載方案優化等步驟，設計出了縫翼靜力試驗載荷。經過一系列簡化、轉換和優化后，試驗載荷不可避免地會與理論設計載荷存在差異，為了達到通過靜力試驗考核縫翼結構強度的目的，適航規章要求試驗載荷應具有如下特性：

1) 試驗載荷的總剪力、總彎矩和總扭矩扭不小于理論設計載荷。

2) 結構在試驗載荷和理論設計載荷下的內力分布基本一致。

3) 在試驗載荷下，結構危險點的內力應不小于理論設計載荷下的內力，試驗載荷下的結構內力狀態偏嚴酷。

本文按照以上要求，通過有限元建模對試驗狀態和理論設計狀態進行對比，分析2種狀態下的剪力、彎矩和扭矩的差異，分析縫翼結構在試驗載荷和理論設計載荷作用下的內力狀態差異。當分析結果不滿足要求時，根據最大差異量放大試驗載荷，并基于調整后的試驗載荷重新進行試驗態評估，確保試驗載荷能夠覆蓋理論設計載荷。最終形成的試驗載荷與理論設計載荷的差異如表3所示。

對比結果表明，試驗載荷與理論設計載荷的差異很小，且試驗載荷剪力、彎矩和扭矩均可覆蓋理論設計載荷。

本文選取縫翼典型承載部件下長桁作為分析對象，對比縫翼下長桁的應變，歸一化后的對比結果如圖6所示。圖中各點的百分比表示在試驗載荷和理論設計載荷下，下長桁應變大小的差異，正值表示試驗載荷下的應變計算結果偏高。

表3 試驗載荷與理論設計載荷差異Table 3 Difference between test load and design load %

注：正值表示試驗載荷偏大。

圖6 下長桁應變在試驗載荷和理論設計載荷下有限元計算結果對比Fig.6 Comparison of finite element calculation results FEM analyses of strains at bottom stringer between test load condition and design load condition

分析結果表明，在試驗載荷和理論設計載荷下，下長桁應變分布基本一致，最大應變位置沒有變化，且試驗狀態的應變更高，試驗載荷下的內力狀態可以覆蓋理論設計載荷。

綜上，試驗載荷可以有效的實現對縫翼結構靜強度的考核。

4 試驗結果

本文基于所設計的試驗載荷進行了某大型民用飛機前緣縫翼靜力試驗。收起狀態主要考核縫翼翼面，放下狀態主要考核縫翼滑軌。試驗加載過程平穩，載荷協調，位移和應變數據無異常，縫翼結構未發生失效，試驗后對試驗件進行了人工收放檢查，收放過程無卡滯，試驗結果符合預期，滿足適航要求。

本文進一步進行了試驗載荷狀態下實測應變數據與有限元計算結果的對比分析，收起狀態1# 縫翼下長桁應變歸一化后的對比結果見圖7，放下狀態縫翼滑軌緣條應變歸一化后的對比結果見圖8。圖中各點的百分比表示在試驗載荷下，測量點應變的實測結果與計算結果大小的差異，正值表示計算結果偏大。

圖7 下長桁實測應變與有限元計算結果對比Fig.7 Comparison of measured strains of bottom stringer with its results by finite element calculation

圖8 滑軌緣條實測應變與有限元計算結果對比Fig.8 Comparison of measured strains of track stringer with its results by finite element calculation

試驗分析結果表明，所建立的有限元模型內力計算結果可以偏保守地反映出縫翼結構的內力狀態，將有限元結果用于強度分析可以保證縫翼結構的安全性。

5 結 論

本文形成了一種前緣縫翼靜力試驗載荷設計技術，該技術成功應用到了某大型民用飛機的縫翼全尺寸靜力試驗中。論文的主要貢獻有3點：

1) 提出了大型民用飛機前緣縫翼靜力試驗載荷篩選方法，基于最小安全裕度原則實現了試驗基準載荷的篩選。

2) 提出了前緣縫翼靜力試驗基準載荷向試驗實施載荷的轉換方法，實現了氣動分布載荷向試驗實施載荷的轉換。

3) 在前緣縫翼靜力試驗中對試驗載荷采用了斜加載方式，形成了一套斜加載參數計算方法。

試驗結果表明了本文所提出的載荷設計方法的合理性和有效性，滿足適航條款的要求。