前沿|C919大型客机完成2.5g极限载荷静力试验
全机静力试验技术即为完成全机静力试验项目而采取的试验方法和技术措施，其伴随飞机结构设计和验证而发展。早期的全机静力试验采用将飞机反吊，通过在机翼上施加重物的方法来测试飞机主结构的强度。随着飞机结构强度试验技术的发展，逐渐产生了在飞机表面粘贴传载介质作为承载节点，通过杠杆系统将多个节点按杠杆比例连接形成一个组合加载端点，而在加载端点后端通过液压加载机构实现主动加载的加载方法，使得加载载荷分布更准确，可考核的目标也更丰富。随着数字同步协调加载系统的诞生，通过闭环控制系统控制的多点协调同步加载方法使得全机静力试验的精度、速度、可靠性和安全性均得到极大提高。与此同时，试验测量技术、分析技术的进步使得试验结果便于后期的分析和优化，而不必都开展代价高昂的破坏试验。
全机静力试验最多将会采用１０７个液压作动器同时加载，而保证这些液压作动器同步协调加载的控制设备是 ＭＴＳ加载控制系统，其同步协调控制达１６０通道，控制系统误差小于１％。在控制精度上，可控端点误差小于１％ Ｐｍａｘ （Ｐｍａｘ为该点最大试验载荷）；同时，试验控制系统设有静态超差限、动态超差限和限制载荷限等多重保护限，不同的超差对应不同的处理方式，多重保护既可以保证试验的顺利进行，又最大限度地保证了试验安全。在故障诊断方面，控制系统具有故障数据回收功能，可回收故障前后各１０ｓ的数据。每一节点载荷用专用加载胶布带或金属加载块来传递施加模拟气动载荷。见图
这两种节点加载方法的不同之处:专用加载胶布带可以对试验件的法向和切向承受拉力载荷 ,但不能承受压载荷 。而金属加载块可以对试验件的法向轴线旋转 20°范围承受拉压力载荷,但不能承受切向拉压力载荷。机身和尾翼布置节点载荷的方法与上述相同, 此外, 机身结构及成件质量过载力可直接加载到机身框上,也可通过机身框金属卡板加载块来施加 。
为保证试验的加载点协调和控制载荷精度, 首先将加载控制机 、力传感器 、电液伺服系统、液压系统、杠杆系统与飞机相连 ,进行试验前的单点 PID调试。调试过后,将得出 P、I、D三个参数 ,自动输入加载控制机中, 使试验中加载控制的速度、稳定度 、精度最优化。
当加载控制机、力传感器、电液伺服系统、液压系统 、杠杆系统与飞机相连, 逐点完成试验前的 PID参数调试。PID参数与输入 FCS加载机的理论载荷参数、误差控制参数、固定重量参数、传感器系数 、加载步骤一起组成试验程序谱软件, 中央主控计算机、FCS加载机、电液伺服系统、液压系统、杠杆系统与飞机组成硬件,构成了如图 8所示的试验载荷控制原理图。
为保证试验件满足试验要求，需对试验件进行损伤检测。针对不同的材料需要采用不同的无损检测方法，对于金属结构，采用目视、渗透、着色等检测方法，对于复合材料结构，采用多种类型的超声检测方法。在试验中和试验后也需要开展无损检测，以验证试验件在试验过程中和试验后状态是否一致。同时，在试验过程中还将借助应变／位移数据、力传感器数据等各类数据为试验飞机状态提供决策支持。
其实，飞机的载荷试验和万能拉力机系统类似，万能拉力机也是一个大的反馈系统，万能拉力机控制系统采集当前试验的材料形变量和材料承受力，并根据用户设定的试验目标和读取的反馈量，进行材料试验闭环控制。本拉力试验机系统详细的运作过程如下：
（1）用户在万能拉力机控制系统中设置好试验目标，整个材料试验便可以在控制系统监控下自动执行；
（2）控制系统时刻采集拉力试验机的底层数据，即材料形变量和材料承受拉力值；
（3）控制系统根据此反馈量并结合用户设定的试验目标，给出反馈控制量，同时，根据采集的信息进行试验实时数据显示和力-形变、力-时间等曲线的绘制；
（4）控制系统给出的控制量为脉冲信号，此脉冲信号作为伺服驱动器的输入脉冲；
（5）伺服驱动器根据输入的脉冲来控制伺服电机的运转；
（6）伺服电机通过机械传动结构对试验材料施加力，使得材料产生形变。
万能拉力机结构示意图
飞机力学试验是一项较复杂的系统工程, 从载荷计算 、全机平衡处理、试验安装、传感器标定 、控制系统、液压伺服 、机械装置 、试验程序谱编制等, 每个环节都可决定试验的成功与否, 每个环节都可影响试验的质量和误差。随着中国工程技术实力的不断增强，越来越多的民营企业研发出来的试验机设备将会应用的大飞机的研发制造中。
