某型飛機前機身筒段熱載-力載聯合試驗控制技術

牧 彬,李永瑞,張今朝

(1.中國飛機強度研究所 十六室,陜西 西安 710065;2.強度與結構完整性全國重點實驗室,陜西 西安 710065)

1 引 言

大型飛機結構復雜,零部件多,使用包括復合材料、鈦合金、鋁鋰合金等在內的多種材料。飛機在實際服役過程中反復經受氣動加熱,不同材料在溫度作用下的膨脹系數各不相同,導致飛機零部件間相對位置關系發生變化,影響結構件的功能及架構件間的傳力關系,嚴重情況下會危及飛行安全。

以某型飛機前機身筒段混合結構為例。該結構中,登機門多采用金屬材料,運動件及功能件眾多。登機門關閉狀態下,需要與機身完成對接,確保機身內部氣密性。而機身主要由大面積的復合材料構成,在外部熱載荷作用下,金屬材料與復合材料的變形不一致,導致登機門及機身連接區產生相對變形,影響登機門的功能性及飛行安全。因此,在飛機研制過程中需要開展熱應力試驗,對飛機同時施加熱載及力載,以模擬飛機真實服役過程中受到氣動加熱的同時機身氣密艙受到壓力載荷的作用,為驗證飛機結構全局以及局部溫度應力分析方法及有限元分析方法提供技術支持。

國內近年來開展的熱載-力載聯合試驗主要集中于涉及航天器、導彈、發動機葉片等的高溫領域。張偉等人設計了熱載荷、離心載荷及振動載荷等作用的聯合試驗[5],吳大方等人設計了1500℃極端高溫環境下高超聲速飛行器輕質隔熱材料熱/振聯合試驗[6],劉加增等人設計了高溫渦輪葉片內冷通道強化換熱試驗[7]。

對于大型飛機馬赫數低于0.8馬赫、外載溫度低于100℃、加熱面積大于10m2的試驗,國內未見相關報道。本文針對國內首個大型飛機熱載-力載聯合試驗控制需求,提出一種以協調加載控制系統為核心的溫度控制技術,設計了多種溫度數據軟件濾波算法,實現了對試驗溫度高精度控制,為該領域試驗技術發展提供了參考。

2 試驗簡介

某型飛機前機身筒段混合結構如圖1所示,主要考核艙門加強框結構、門鎖結構、金屬框與蒙皮及地板梁連接結構等部位,載荷分為熱載及力載兩部分。熱載荷通過鋪貼加熱帶的方式施加,對于結構有釘頭、螺母等不易鋪貼加熱帶的,需要通過硅膠墊補平后再進行鋪貼;對于窗框、地板橫梁等結構,要求單面加熱,另外一面敷設保溫層;加熱帶及保溫層要求均勻鋪貼?？己瞬课灰竽繕藴囟?0℃,溫度控制誤差不大于1%Pmax(Pmax為目標載荷最大值)。

圖1 飛機前機身筒段混合結構

壓力載荷通過充氣試驗臺施加,充氣試驗臺內部包含充氣比例閥、充氣開關閥、放氣比例閥及放氣開關閥等4種閥門,由協調加載控制系統伺服閥指令控制閥門動作,控制高壓氣體進入氣密艙內部或氣密艙內部氣體釋放到外界環境中。伺服閥指令為正向時,充氣比例閥按指令比例動作,放氣閥門關閉,當正向指令大于30%,充氣開關閥動作;伺服閥指令為負向時,放氣比例閥按指令比例動作,充氣閥門關閉,當負向指令大于30%,放氣開關閥動作。高壓氣源由空壓機提供,壓力氣罐作為存儲介質。飛機氣密艙開孔,安裝氣體管路,充氣及放氣共用一個開孔[8]。前機身筒段密封及支持方式如圖2所示?？己瞬课灰竽繕藟毫?0kPa,控制誤差不大于1%Pmax。

本次試驗的主要特點是熱載與力載共用一套協調加載控制系統,熱載與力載聯合施加,既要控制長周期變化的溫度量,又要控制短周期變化的壓力量,且兩者的控制要求都為1%。

3 試驗控制方案設計

針對上述試驗需求及試驗特點,設計試驗控制方案,如圖3所示。壓力載荷控制以試驗機內部安裝的氣壓傳感器及充氣臺作為閉環控制條件,溫度載荷控制以試驗機內部安裝的T型熱電偶、外置溫度變送器及加熱控制機柜作為閉環控制條件。

圖3 控制方案架構

試驗設計50型充氣加載試驗臺,以一個DN50型氣動比例閥、兩個DN100型氣動開關閥并列構成充氣控制閥門組,以一個DN50型氣動比例閥、一個DN100型氣動開關閥并列構成放氣控制閥門組,采用西門子S700-200型PLC,編寫控制程序,實現控制指令接收、轉換。充氣加載試驗臺如圖4所示。

圖4 充氣加載試驗臺

試驗設計24路加熱控制機柜,由24路直流繼電器-交流接觸器組件、可控硅電源模塊組成。繼電器接收控制指令控制電路開通及關閉,接觸器提供大電流控制能力,可控硅電源為加熱帶提供電源,可以通過調節給定電壓來控制電源輸出功率。加熱控制機柜如圖5所示。

圖5 加熱控制機柜

綜上所述,協調加載控制系統在控制溫度及壓力兩個物理量時同時采用了連續控制及離散控制兩種控制方式,控制系統組成如表1所示。

表1 控制系統組成

4 數據處理方法

溫度采集數據作為溫度閉環控制的輸入量,從T型熱電偶到溫度變送器,再接入協調加載控制設備,容易受到大功率加熱裝置及試驗件內氣體壓力的影響而產生波動,導致控制器數字輸出DO信號不停動作,加熱控制柜中繼電器處于長時間開通關閉狀態,影響控制效果及設備安全。因此,需要重點對溫度采集數據進行軟件濾波。

試驗采用FlexTest200型協調加載控制設備,其以安全、穩定、高精度著稱。設備支持采用自定義控制輸入通道的方式進行軟件編程,提供固定函數類型及邏輯判斷條件。復雜矩陣運算或計算量較大的濾波算法,無法移植到協調加載控制設備中運行,取滑動平均值濾波方法及中位值濾波方法作為研究對象。

滑動平均值濾波方法是將采集到的溫度數據放置到一個固定長度的隊列,數據放置采用先入先出的方式,新數據放進隊列的尾部,放棄隊列首部數據,將隊列中所有數據求平均值作為濾波輸出?；瑒悠骄禐V波方法計算量小,程序簡單。

中位值濾波方法是對一個固定長度的數據隊列按照從大到小排序,取中間值作為濾波輸出的方法。該方法同樣遵循先入先出的原則,且數據隊列為奇數。假設數據隊列為N,則首次排序需要進行N-1次比較,二次排序需要利用上次排序剩余的N-1組數據進行N-2次排序,依次類推。

選擇試驗調試過程30℃～40℃加載中的100個采樣點作為樣本,兩種濾波算法數據隊列長度取5,中位值濾波方法做3次冒泡排序。兩種濾波算法結果對比如圖6所示,可以看出,滑動平均值濾波方法處理后的數據過渡平滑,而中位值濾波方法處理后的數據具有明顯的滯后現象,且中位值濾波計算量顯著多于平均值方法,因此在后續試驗中,采用滑動平均值濾波方法。

圖6 濾波方法對比

5 試驗結果

依據試驗大綱規定,開展100%載荷試驗。試驗加載分為兩步,首先逐級施加力載到70kPa后保持,隨后開始加熱,從室溫開始加熱到40℃,以20℃為一級,逐級加載至80℃,每級加載時間20min,保載時間20min并進行10次測量作為試驗結果,其次進行溫度載荷保持,10min內逐級退載力載荷,最后以加載要求逐級退載溫度載荷。試驗載荷過程如圖7所示。

取壓力70kPa保持階段,溫度從60℃加熱到80℃過程的數據,如圖8所示?？梢缘贸?溫度控制誤差最大為0.9%,壓力控制誤差最大為0.7%,均能夠滿足試驗大綱1%的誤差控制要求,達到了試驗考核的目的。

圖8 100%試驗數據

6 結束語

本文通過分析某型飛機前機身筒段熱載-力載聯合試驗需求,設計試驗壓力載荷及溫度載荷控制方案,對比兩種溫度數據濾波方法,實現了長周期溫度量與短周期壓力量聯合控制,加載精度滿足試驗大綱要求。本次試驗為國內首次進行的大尺寸飛機結構熱載-力載聯合試驗,為后續型號研制提供了一定的技術儲備。