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【摘 要 】本论文通过对全机结构疲劳试验变压心计算、飞机姿态控制和试验多点协调同步加载等技术工作原理的阐述,探索全机疲劳试验技术上的可行性.
【关 键 词 】变压心计算；姿态控制；多点协调加载；全机疲劳
引言
根据试验件的不同疲劳试验可分为典型结构疲劳试验和全尺寸结构疲劳试验,全尺寸结构试验件又分为整机型和分段型,本文仅论述整机型,即,全机疲劳试验.
对典型结构疲劳试验而言,全机疲劳试验优势在于结构试验件的所有细节都比较完整,各部分受载的边界条件,工艺性质以及集合尺寸的相互关系都比较真实,因此结构所有的疲劳敏感部位都将被包含进去而不被遗漏.但是,全机结构尺寸较大,载荷的加载点必然多,带来如下问题：其一,涉及多种受载情况,压心位置不同；其二,姿态的控制困难（譬如全机悬空）；其三,急待解决多点同步协调加载,以确保试验加载精度和优化试验周期.
1全机疲劳试验关键技术
1.1变压心的调整计算
在疲劳试验项目设计中,通常只能用有限个加载作动筒和一套固定杠杆系统完成变载荷的模拟加载,而用有限个加载点进行变载荷情况模拟加载,必然会带来一定的模拟误差,怎样使变载荷情况的模拟误差达到最小,必须在加载通道的设置、载荷分块以及各加载通道的载荷大小进行最佳优选,这就是变载荷情况疲劳试验要解决的技术问题.
1.1.1基本设计情况的选取
按试验任务书给定的疲劳载荷谱,不同的载荷情况对机体产生的损伤程度是不同的.为了提高疲劳试验的准确性,必须首先计算各种载荷情况对机体产生的损伤度的大小,选取损伤度大的载荷情况作为本次试验的基本设计情况.
1.1.2变载荷情况的优选计算
计算方案
1.1.3对奇异载荷点的处理
在优选计算时,还必须注意某些载荷情况会出现奇异点.如某些载荷情况中偶尔会出现量级很小的负载荷值,对这些载荷点一般只能利用弯矩等效的原则分解合并到附近的载荷点上去,与此有关的个别载荷点的误差适当放宽.
1.2飞机姿态的控制
由于全机疲劳试验姿态变化的根本原因是飞机上载荷的不平衡,故姿态控制的基本原理是通过调整试验载荷或其他方法克服试品上不平衡载荷,以控制试品3个方向转动和3个方向平移在允许范围内.通常采用三种方法：
1.2.1采用初始载荷调整法.在低载荷调试时,可以从试品姿态的变化中看出试品不平衡载荷的方向,然后根据具体情况调整若干加载点的初始载荷,使得试品在正式试验中保持较好姿态.
1.2.2采用机械限位方法：在飞机滚转或平移方向上,然液压作动筒基本伸出或收进,或不装液压作动筒,靠反作用力施加载荷.这种位控点将吸收该加载方向的不平衡载荷.
1.3多点协调加载技术
在执行一个新的步指令之前,SmarTEST将对来自所有控制组的控制通道进行同步处理.因此,所有试验速度将保持相同.
C：C机架内放置了SmarTEST控制器,这些控制器与它们自身对应的（液压）作动筒相连.作动筒需要一个不断更新的电流输入,它必须不断测量控制位置和试验件施加在作动筒上的力.
2结论
通过对变压心计算、飞机姿态控制和多点协调同步加载等试验技术的论述以及K8翼身联合体结构疲劳试验的应用实例,充分论证了全机疲劳试验在技术上是可行的.