在《大国鲲鹏》中有一段大运全机破坏试验的记录，当大运全机强度试验宏伟壮观的现场第一次呈现在了世人面前，尤其当试验不断加载，飞机翼尖变形达到了令人不可思议的3.45米，这一壮观、罕见的画面在社会上引起了广泛热议。而全机破坏试验就属于我们今天所要了解的航空强度“积木式”验证体系中的全机级试验。
按照航空强度“积木式”验证体系，大运在试制阶段安排了三项全机验证试验——静力、耐久性/损伤容限和地面振动。
由于大运飞机结构具有外形尺寸大（翼展达50米）、吨位大（起飞重量近200吨）、技术新（新材料、新结构、新工艺应用多）、结构复杂（机身大开口、多轮多支柱起落架）等特点，给全机强度试验在试验技术和试验能力等方面都提出了新的挑战。
全机静力试验
大运全机静力试验目的是验证飞机结构静强度是否满足型号设计规范的要求，验证强度、刚度计算方法的合理性及检验制造工艺可靠性，确定结构的承载能力，为后续结构完善和改型提供试验依据。
大运全机静力试验分为首飞前、首飞后第一阶段和次承力部件三个阶段进行。从2012年5月至2018年6月，历时六年完成了全部静力试验项目。
全机静力首飞前试验
大运研制进度紧凑，试验周期异常紧张，而全机静力首飞前试验更是决战首飞的关键战场之一。
面对试验规模大、难度高、进度紧等困难，试验全线高度重视、周密规划，提前开展了大量的试验技术攻关和验证工作，先期即完成了包括机翼大变形加载及测量技术、大容积气密舱快速充卸压试验技术、货舱地板试验加载技术、多轮多支柱起落架支持与加载技术、一体化整体加载框架设计技术、超大规模试验系统可靠增长技术、海量测试数据管理技术等关键技术攻关工作。通过这些试验关键技术研究和验证，化解了试验技术风险，为首飞前及后续试验奠定了坚实的技术基础，确保了试验顺利进行。
首飞前试验包括部件及全机严重工况限制载荷试验、起落架连接区及发动机吊挂高载试验、操纵系统极限载荷试验、活动翼面功能检查试验等，共计13项70个工况。该阶段试验验证是确保首飞安全必须进行的项目，完成后可进行首飞和后续试飞。
从2012年5月12日试验机运抵强度所开始，试验团队历经200多个日日夜夜，攻克了一个个试验难关，于2012年12月27日高质量地完成了首飞前全部试验项目，为飞机首飞发出了第一张结构强度通行证。
全机静力首飞后第一阶段试验
首飞后第一阶段试验项目主要包括全机研究性限制载荷试验、全机严重工况极限载荷试验、部件高载试验等，共计18项46个工况。该阶段试验可为小批量生产决策提供试验依据。与首飞前相比，试验难度更大、风险更高、周期更紧。
机身气密强度试验90%极限载荷试验是首飞后风险较高的试验项目。飞机充气体积大，充气载荷大、近1.2个大气压。为了保证安全，试验团队详尽分析了试验风险，采取了包括多台大流量充气台并联使用、多测点测压、轻型泡沫填充、多重安全防护等多项技术和安全措施，于2014年9月9日顺利完成了该试验项目。
全机破坏试验是该阶段最后一项试验，试验工况为稳定俯仰2.5g，试验载荷为120%极限载荷。试验共设置了194个加载点、应变测量13592片、位移测量点242个。该试验是国内规模最大、载荷最大、变形最大、测量数据量最大的同类型试验，并可能总体破坏，面临着巨大的试验风险。
针对试验风险，试验团队应用“大型飞机全机静强度试验可靠性增长技术”，对试验设计、准备和实施等环节的可靠性问题进行了分析和梳理，并采取了多项技术和管理措施，确保了试验的一次成功。
2014年9月29日，稳定俯仰2.5g试验正式进行，当加载到110%极限载荷、翼尖变形3.45米时，飞机结构发生破坏，试验取得圆满成功。通过全机破坏试验，摸清了大运飞机结构强度，确定了结构的承载能力，为后续结构完善和改型提供了试验依据，其重要意义不亚于首飞成功。
大运全机破坏试验
次承力部件静力试验
大运次承力部件试验共规划19个项目，76个工况。经过全机破坏试验，飞机结构出现大范围破坏，修复工作到2015年10月31日完成，接着开始了第二阶段次承力部件静力试验。
虽然该阶段主要考核次承力部件，但部分试验项目工况载荷形式更加复杂，试验加载空间更加狭小，试验件状态变化较多且易出现损伤，试验件换装、改装、设计周期长等，给试验设计和实施工作带来很多困难和风险。
为解决试验过程中遇到的难题，试验团队密切协调，优化试验方案、调整试验顺序，开发了异面载荷处理技术，设计了新型支持加载夹具等，保障了各试验项目的顺利完成。2018年6月29日，随着承力部件静力试验阶段最后一项试验——APU安装系统100%极限载荷试验的顺利完成，标志着大运全机静力试验圆满收官。
大运全机静力试验的完成，不仅对我国自主设计的大型军用运输机结构强度进行了验证，也使我国的全机强度试验技术跨上了一个新的台阶。
全机耐久性/损伤容限试验
耐久性/损伤容限试验是通过模拟飞机在使用中的重复载荷来暴露飞机结构薄弱部位，验证结构主要受力构件的疲劳特性及损伤容限特性，验证结构损伤的修理方法，为确定飞机的检修期、制订飞机结构检修大纲提供试验依据，保证在役飞机在寿命周期内的使用安全。
试验采用“飞—续—飞”试验载荷谱进行2倍至2.5倍目标寿命的耐久性试验，当试验进行至2倍寿命后主要结构出现裂纹时，耐久性试验结束。耐久性试验时，舱门关闭状态1个随机谱块（1/10倍寿命期）试验和舱门打开状态试验交替进行，舱门打开状态试验时，斜台处于放下水平位置，集中施加货物空投前、后对应的载荷情况和循环次数。
研制前期，强度所就开始了试验载荷处理和试验技术攻关研究，相继完成了试验策划、试验总体要求、质量保证措施、风险分析和预防措施，以明确试验的总体技术方案、质量保证措施，并预防或降低试验的风险。
在试验前期，根据试验机特点及试验周期长的问题，强度所主要进行了3项试验关键技术攻关：
机翼大变形加载技术
全机疲劳试验过程中翼尖变形大，为确保试验加载精度，针对翼尖大变形区域采用了随动平台加载的方式。
随动加载平台主要由随动机构、平台驱动结构和位移传感器组成。试验加载的过程中，随着机翼的变形，随动平台控制器依据传感器信号，控制随动平台运动，从而保证加载方向的正确。
经过验证试验证明，随动平台机构运动稳定、流畅、无卡滞，能够根据机翼的变形，实时调整垂向加载方向，保证机翼载荷施加的准确性和试验考核的真实性。
多轮多支柱起落架支持与加载技术
大运飞机采用多轮多支柱主起落架，在全尺寸飞机疲劳试验过程中，为保持试验机静定支持，要求前中两个主起落架假轮载荷相等。为了保持试验件的姿态，保证试验载荷的施加，必须支持并约束试验件。通过起落架将飞机悬空支持并静定约束是一种常用的方案。在大运全尺寸飞机疲劳试验过程中，首次采用了均载器联合约束方式，使前后主起落架液压作动筒后端压力值保持一致，前中起落架的载荷完全相等。
试验在停止或应急保护过程中，前起落架和前中主起落架各约束点的反馈值较大，需要后主起施加部分载荷，与前起落架、前中主起落架共同模拟试验机的正常停放。针对试验过程中后主起主动加载和试验停止时后主起主动支持的难点，首次引入了多轮多支柱起落架载荷限制技术。
载荷限制系统主要由测力传感器、专用液压作动器和蓄能器组成。在正常试验加载时，通过液压作动器和与后主起落架假轮连接的测力传感器对后主起落架施加垂向载荷。在试验停机以及应急保护过程中，通过蓄能器压力设置，限制起落架的载荷，实现后主起落架的主动支持。
由于多轮多支柱起落架空间位置限制，各主起落架航向载荷施加困难，如采用常规单向加载方案，加载连接件长，严重影响试验效率。根据主起落架缓冲器结构布局，设计了起落架航向加载装置，采用航向载荷双向叠加施加技术，解决了小空间加载难题。
试验实施加速技术
大运全机结构耐久性与损伤容限试验力控加载点195个和1个充压点，需要的液压/气压系统规模非常大。如果设计不合理，会导致系统压力不足，将影响疲劳试验的效率和可靠性。从节约能源的角度出发，也需要优化液压/气压系统的设计和元器件的匹配性。强度所通过大规模液压/气压系统设计与高效配置技术攻关研究，达到了优化液压/气压系统设计和匹配性，进而提高大运全机结构耐久性与损伤容限试验效率和可靠性的目的。
液压系统设计时，根据不同加载部位，采用粗细不同的油路设计，以满足加载作动筒流量要求，针对机翼翼尖长行程作动筒，设置了粗油管，在左右翼尖各配置了液压蓄能站，以满足机翼大变形瞬时加载的大流量需求。
由于试验机机身气密舱容积大，在充压试验时会充入大量气体，风险极大。为了降低试验的风险，减少充气的体积，加快充放气的速度，需要对机舱进行充分填充。因此，研究了一种新的填充技术，在试验机进行机身内部检查时，无需将填充物移出舱外，且填充物与加载设备空间上严格独立，不影响其正常运行。强度所通过关键技术攻关，为大运全机耐久性/损伤容限试验打下了坚实的基础。
全机地面振动试验
全机地面振动试验也是首飞前必须完成的一项全机重点试验任务，目的是测试飞机主要结构和主操纵面的重要振动模态，包括各阶模态的振动频率、振动型态及结构阻尼系数，为动力计算模型和动力相似模型的进一步修正和飞机首飞安全性评估提供依据。
大运为悬臂式上单翼、T型尾翼、翼吊发动机总体布局，机翼为典型大展弦比超临界机翼，这类飞机的一阶弹性模态频率低且低频模态密集，对飞机的悬浮支托和模态识别与分离都带来了较大的挑战。如大运在10Hz以下有数十支振动模态，且全机结构模态密集、频率相近且耦合明显，而各类结构和操纵面的安装间隙和摩擦等非线性因素也为测试带来了新的困难。
本次试验是国内首次进行如此大吨位、复杂构型的全机地面振动试验，技术难度远高于以往，尤其在飞机支托、模态识别等方面具有很大的难点，需要解决大型飞机的悬浮支持和安全保护问题、机翼大变形低频模态的激励和识别、机翼多外挂和T型尾翼引发的密集模态或耦合模态的识别等技术难题。强度所在试验准备阶段进行了大量的研究和技术攻关：
大型飞机的悬浮支持和安全保护
在本次试验前，国内外没有任何一款空气弹簧系统能够满足本次试验的要求。强度所根据该型飞机满载下支持频率不大于0.5Hz、起落架保持悬空的支托要求，自主研发了一套200吨级大型空气弹簧支持系统，该系统主要由三套80吨空气弹簧、专用液压升降底座和位控式空气弹簧专用充气装置等组成，成功解决了飞机的悬浮支持问题。
机翼大变形低频模态的激励和识别
为了获得准确的机翼低频固有模态，必须使机翼低频模态测试时产生较大变形，以克服机翼各种间隙、摩擦等非线性影响。改变了传统激振力配置方式，在机翼中部配置一对大推力激振器，并配套研制了一套可移动式激振器升降平台，这样既提高了机翼激励力，使机翼产生较大变形振动，又能解决激振器“超”行程的问题，降低激振器动圈附加质量的不利影响，从而提高了机翼模态测试精度，解决了机翼大变形状态下低频模态的识别问题。
机翼多外挂和T型尾翼的密集模态或耦合模态的识别
为了解决密集模态的识别问题，采用了相位共振与相位分离相结合的试验方法，而对于飞机结构频谱中的非密集模态，直接采用相位共振法获得模态识别结果，对于飞机频谱中的密集模态，则采用窄带数学识别（步进正弦法）获得各阶模态参数，并利用这些模态参数求得与相位共振法对应的优化激振力矢量，然后进行模态识别及分离。
强度所经过13个日夜的连续奋战，安全、优质、提前完成了试验任务，获得了客观、真实、可靠的试验数据，高纯度模态和良好的正交性，为飞机首飞安全性评估提供了可靠的数据保证。同时，本次试验还具有不少创新点，比如：
安全、可靠的大吨位、自由膜式高压、低刚度、大位移、多自由度的空气弹簧设计
80吨空气弹簧采用单层高压橡胶囊连接，主体与贮气部分分开的设计形式，具有高压、低刚度、大位移、多自由度等特点，大大降低了空气弹簧的刚度和本体高度，解决了本次试验支持频率要求低、支托点位置距离地面距离小的问题。它的研制成功也填补了国内大型空气弹簧研制的空白，性能指标达到国际领先水平。
大型飞机空气支托空气弹簧专用升降底座设计
专用液压升降底座具有自动控制、同步升降等特点，它的成功研制实现了大型飞机在支托中各支托点同步升降，大大降低了飞机支托的风险，具有较高的安全性和可靠性，同时提高了大型飞机的支托效率，使支托飞机所用时间缩短一半以上，并且操作非常灵活、方便。
强度所科学构建的国际一流的航空强度“积木式”验证体系，提供了一个系统的试验与分析迭代，从飞机材料的单层级直达全尺寸结构验证，在千锤百炼中为大运保驾护航，获得的上万个精确性能数据在大运研制中发挥了重要作用，也为未来型号的强度研究与验证打下了坚实的基础。
成绩已成为过去，强度所整装再出发，将继续牢固树立航空报国情怀，把型号研制扛在肩上，勇做型号攻关排头兵，一以贯之、锲而不舍、扎扎实实、脚踏实地，以实干绽放风采，为建设新时代航空强国做出更大的贡献！
(审核编辑: 智汇小新)
