劉彥鵬， 劉克格， 張書明， 閆楚良

(北京飛機強度研究所 北京，100083)

?

有起落架布置的雙三角翼載荷測試技術(shù)研究

劉彥鵬， 劉克格， 張書明， 閆楚良

(北京飛機強度研究所 北京，100083)

針對起落架布置在機翼上從而很難實現(xiàn)對機翼根部切面載荷測試的問題，結(jié)合某型飛機全機載荷測試項目，分析研究了該型機翼的結(jié)構(gòu)特點，并設(shè)計機翼根部彎矩、剪力、扭矩測試應(yīng)變電橋?？紤]到外場無承力結(jié)構(gòu)可作為約束載荷點的試驗條件，提出全機自平衡多點協(xié)調(diào)加載標(biāo)定模型，得到了較準(zhǔn)確的載荷標(biāo)定數(shù)據(jù)。同時對標(biāo)定試驗數(shù)據(jù)進行多元回歸分析，建立了載荷標(biāo)定方程，并通過校驗工況對載荷標(biāo)定方程進行了誤差分析，大載荷下的誤差均不超過5%，可滿足一般的工程要求。最后經(jīng)飛行實測驗證，得到了該類機翼根部切面準(zhǔn)確的載荷-時間歷程。該技術(shù)可以運用到有起落架布置的機翼載荷外場測試上，對起落架以內(nèi)的切面載荷測試可作為通用方法使用。

機翼； 根部載荷； 自平衡標(biāo)定； 載荷標(biāo)定方程； 飛行實測

引 言

作用在機翼上的載荷有：氣動力載荷、結(jié)構(gòu)質(zhì)量載荷及固定在機翼上的部件(發(fā)動機、起落架等)、內(nèi)部裝載(燃油、設(shè)備、武器等)和外掛物(副油箱、武器裝備)所產(chǎn)生的各種載荷，包括拉力、地面反力，后坐力等[1]。在我國將起落架布置在機翼上是飛機設(shè)計中比較常用的一種設(shè)計方式，國內(nèi)現(xiàn)役飛機中，轟6系列飛機，殲5～殲8系列飛機，強5系列飛機，初教6系列飛機，殲教7系列飛機，教8系列飛機以及三代高級教練機，起落架均是以這種設(shè)計方式布置在機翼上[2-3]。對于這些現(xiàn)役飛機結(jié)構(gòu)的延壽工作,首先需要確定其結(jié)構(gòu)正常使用載荷，飛機結(jié)構(gòu)載荷測試往往需要在外場進行，最常用的方法是應(yīng)變法[4-6]。文獻[7]探討了無起落架布置的飛機機翼載荷測量試驗力學(xué)模型以及載荷測試方法。文獻[8]提出對左右鴨翼同時對稱向上施加標(biāo)定載荷，利用飛機重量和后機身托架即可平衡加載載荷引起的飛機移動和轉(zhuǎn)動,不需要對飛機進行復(fù)雜的約束和固定的標(biāo)定技術(shù)。文獻[9]介紹了美國國家航空航天局在實驗室載荷測試的貼片及標(biāo)定技術(shù)，對試驗數(shù)據(jù)進行多元回歸分析[10-11]，建立了飛機機翼結(jié)構(gòu)部件載荷輸入與應(yīng)變輸出關(guān)系方程。

布置在機翼上的起落架對機翼來講是集中載荷，起落架收起和放下影響機翼結(jié)構(gòu)重心位置，進而影響到根肋彎矩和扭矩的載荷標(biāo)定結(jié)果。相對于在實驗室的載荷標(biāo)定，在外場沒有任何承力設(shè)施的情況下對飛機結(jié)構(gòu)部件進行載荷標(biāo)定試驗顯然是異常困難的。

針對這類機翼自身結(jié)構(gòu)及其受力特點，筆者結(jié)合某型高級教練機載荷測試項目，確定了應(yīng)變片的粘貼位置及組橋方式，同時根據(jù)外場試驗實際，建立全機自平衡多點協(xié)調(diào)加載模型。該模型可作為該類機翼載荷標(biāo)定的通用模型，通過以上模型得到機翼的實測載荷-時間歷程合理正確，為該類機翼結(jié)構(gòu)確定延壽工作提供了重要依據(jù)。

1 受力分析及應(yīng)變計方案設(shè)計

該機翼采用適合中低空飛行的雙三角翼設(shè)計，梁式結(jié)構(gòu)由前長桁，前梁，主梁，后長桁四根組成，主起落架轉(zhuǎn)軸在主梁與前梁中間，前梁軸線，主梁軸線與根肋軸線之間是主起落架艙，在對接肋軸線處前長桁、前梁、后長桁路徑均有一定的角度變化，將機翼劃分成雙三角結(jié)構(gòu)。起落架艙中間沒有沿航向布置的肋，起落架艙下方的護板與機翼蒙皮有縫隙，在起落架艙的位置根部測試切面的扭矩依靠機翼的上蒙皮傳遞。

坐標(biāo)系規(guī)定：坐標(biāo)系原點位于飛機雷達(dá)罩尖端；x軸為飛機對稱軸線，并位于機身的制造水平線平面上，指向后機身為正；y軸在機身對稱面內(nèi)垂直于x軸，向上為正；z軸垂直于機身對稱面，指向右翼方向為正。

受力分析：載荷由機翼向機身傳遞過程中，主要的結(jié)構(gòu)內(nèi)力有剪力Qy，彎矩My和扭矩Tz，機翼弦平面內(nèi)的結(jié)構(gòu)寬度和慣性矩很大，其他方向力引起的正應(yīng)力和剪應(yīng)力比My和Qy引起的正應(yīng)力和剪應(yīng)力小的多，故貼片時只考慮Qy，My和Tz，外載荷作用點一般不與機翼結(jié)構(gòu)剛心重合，因而對剛心產(chǎn)生扭矩。該機翼總體受力時，剪力Qy主要由前梁、主梁和強隔板的腹板承擔(dān)，引起剪應(yīng)力。彎矩My主要由前梁、主梁和強隔板的緣條承擔(dān)，引起正應(yīng)力。由于起落架艙沒有傳遞扭矩的肋，起落架轉(zhuǎn)動軸內(nèi)側(cè)切面扭矩的傳遞路徑被斷開，所以扭矩Tz承擔(dān)分成兩部分：a.由前長桁及前梁腹板和蒙皮組成的閉室;b.由主梁及強隔板腹板和蒙皮組成的閉室，并在這些元件中引起剪應(yīng)力。

圖2 剪力、彎矩及扭矩引起的內(nèi)應(yīng)力Fig.2 Internal stress caused by moment，shear and torque

又由于機翼油箱的布置及粘貼應(yīng)變片空間的限制，選擇前梁，主梁及強隔板進行應(yīng)變計的粘貼，其中彎矩電橋由4個單片組成惠斯頓全橋，以增大電橋?qū)我惠d荷的敏感性，降低對其他載荷的敏感性。同時前梁與主梁組成彎矩電橋，主梁與強隔板組成彎矩電橋，前梁與強隔板組成彎矩電橋，每組彎矩電橋均由4個單片組成，應(yīng)變計粘貼在前梁的上、下沿，主梁的上、下沿，強隔板的上、下沿，應(yīng)變柵方向沿翼展方向布置。三組彎矩電橋互為備份。同樣剪力電橋也是前梁、主梁和強隔板兩兩組成惠斯頓全橋，應(yīng)變計采用45°剪力應(yīng)變計，粘貼在前梁、主梁和強隔板的腹板上。對于起落架轉(zhuǎn)動軸線以內(nèi)的切面，扭矩電橋選擇前長桁與前梁組全橋，主梁與強隔板組全橋，應(yīng)變計采用45°剪力應(yīng)變計。

2 全機自平衡多點協(xié)調(diào)加載模型

2.1 全機自平衡多點協(xié)調(diào)加載模型

為了模擬飛機在空中飛行時機翼的受力狀態(tài)，消除主起落架對機翼重心位置的影響，需要將左、右主起落架收起，使機翼與機身連接的機身段懸空，試驗中在飛機重心之后的機身加強框處安裝兩副機身托架，每個機身托架上設(shè)置左、右兩個拉壓傳感器，實時監(jiān)控托架所承受的重量，將其控制在機身框位所能承受的載荷范圍之內(nèi)，防止局部載荷過大對飛機造成損傷。

飛機正常飛行過程中，機翼受到的載荷在其材料的線彈性范圍內(nèi)，機翼標(biāo)定試驗中將材料的線性斜率標(biāo)定出來即可。飛機為現(xiàn)役飛機，標(biāo)定試驗完成后還需執(zhí)行任務(wù)，根據(jù)該類機翼實際的任務(wù)剖面及靜力試驗載荷工況，確定在左、右機翼各設(shè)置11個載荷加載點，設(shè)計加載工況29個，其中有試驗工況和校驗工況，校驗工況不參與標(biāo)定方程的回歸分析，標(biāo)定試驗加載的載荷約為機翼使用載荷的30%，各工況表計算出的壓心位置如圖3所示。

圖3 左側(cè)機翼加載點及壓心位置Fig.3 Left wing load point and pressing position

飛機機翼地面標(biāo)定加載試驗，載荷按照10%一級進行逐級加載，當(dāng)左、右機翼同時加載時，由于采用的是人工加載方式，有可能會造成左、右加載的不同步，這樣就會造成左、右機翼承受的剪力大小與位置的不同，左、右會產(chǎn)生一個剪力差ΔF，即

(1)

其中：FZ為左機翼受到的來自加載千斤頂?shù)目傒d荷；FY為右機翼受到的來自加載千斤頂?shù)目傒d荷。

如圖4所示，由ΔF引起Mx和Mz的會造成飛機發(fā)生滾轉(zhuǎn)和俯仰，就會給飛機試驗安全帶來隱患。另外，可以計算出兩邊機翼的標(biāo)定總載荷為10 t，提供的飛機自重為5.6 t，如果只是將飛機托起利用飛機自重進行載荷加載，載荷只能加載到56%，飛機就會脫離機身托架，無法完成剩余標(biāo)定載荷的施加，不能滿足標(biāo)定試驗對加載載荷的要求。

圖4 機翼不對稱加載模型Fig.4 Asymmetric wing loading model

基于以上兩點原因，作者設(shè)計了以下模型對該機翼進行載荷標(biāo)定。

左、右平尾各選取4個點通過松緊螺套與地軌桁架連接，選取飛機縱向?qū)ΨQ面與10框、32框在下機身的兩個交點以及兩個副油箱掛點共4個點通過松緊螺套與地軌桁架連接，將前起落架機輪拆除，安裝起落架機輪假件與地軌桁架連接。起落架機輪假件設(shè)計時考慮到前起落架在實際使用過程中，不存在兩端受拉的工作情況，故只讓其受承受機翼不對稱加載引起的Mx，而不承受垂向約束載荷，以保證起落架在加載過程中的安全。圖5為加載總載荷超過飛機重量時，整體受力理論模型。

圖5 全機自平衡多點協(xié)調(diào)加載理論模型Fig．5 Self-balanced of the whole structure multiple -point coordinated loading theoretical model

(2)

(3)

其中：Fn為加載千斤頂給飛機的載荷；F10為10框約束載荷；Ff a為副油箱前掛點約束載荷；Ff b為副油箱后掛點約束載荷；F33為33框約束載荷;Fpwi為飛機平尾第i個載荷平衡力。

如圖6所示，加載千斤頂放置在地軌上，地軌是由若干組槽鋼組成的桁架結(jié)構(gòu)，地軌直接鋪在地面上，與地面不做任何連接，加載千斤頂上端與機翼接觸。當(dāng)旋動加載千斤頂對機翼施加載荷，千斤頂同樣會對地軌施加壓載荷，當(dāng)加載總載荷不超過飛機自重時，飛機除自身重力及托架的支撐力外，只受到來自千斤頂?shù)南蛏系牧Γ瑯拥剀壋亓暗孛娼o地軌的支撐力外，也只受到來自千斤頂向下的力。

圖6 全機自平衡多點協(xié)調(diào)加載模型Fig．6 Self-balanced of the whole structure multiple-point coordinated loading model

對于飛機來講，在上面提到的由ΔF引起的Mx會由平尾產(chǎn)生的不對稱約束載荷以及前起落架來平衡掉，由ΔF引起的Mz會由平尾產(chǎn)生的不對稱約束載荷以及機身前后約束載荷的差值來平衡掉。即

(4)

(5)

在計算過程中，根據(jù)機翼加載載荷調(diào)整各約束點載荷，保證約束點載荷都在限制載荷范圍之內(nèi)即可。在實際試驗加載的過程中，首先調(diào)整各個約束點上的松緊螺套，使各個約束點不能有預(yù)加載荷，在飛機脫離托架后，再調(diào)整各個約束點的松緊螺套，使各約束點的載荷控制在計算載荷的附近，以確保飛機上各約束點不會破壞。這樣飛機、地軌、加載千斤頂以及鋼絲繩組成一個整體，千斤頂所發(fā)出的力作為整體的內(nèi)力。

2.2 標(biāo)定試驗數(shù)據(jù)分析

標(biāo)定試驗完成后，鑒于建立標(biāo)定載荷方程時多元線性回歸的需要，首先要對標(biāo)定試驗數(shù)據(jù)進行分析，對參與試驗的應(yīng)變計電橋隨加載載荷變化的響應(yīng)特性進行分析，主要包括電橋的重復(fù)性、穩(wěn)定性、線性度和靈敏度[12-13]。在確保某一應(yīng)變電橋以上幾種特性均良好的前提下，還需繪制應(yīng)變電橋的響應(yīng)系數(shù)曲線，以進一步判斷各應(yīng)變電橋與其對應(yīng)載荷的變化是否符合單一性規(guī)律。剪力電橋的響應(yīng)系數(shù)不隨加載點位置變化，彎矩電橋和扭矩電橋的響應(yīng)系數(shù)隨彎矩坐標(biāo)和扭矩坐標(biāo)呈線性變化。圖7給出某一工況下右機翼根部切面，彎矩電橋，剪力電橋，前長桁與前梁扭矩電橋，主梁與強隔板扭矩電橋輸出隨載荷變化的歷程。圖7中縱坐標(biāo)記錄碼值(無量綱)，其與微應(yīng)變?yōu)榫€性正相關(guān)。從圖7中可以看

圖7 各測量電橋的輸出歷程Fig.7 The output of each measuring bridge

出，三次加載試驗，彎矩電橋及剪力電橋輸出的重復(fù)性非常理想，對每個電橋的輸出和相應(yīng)的載荷輸入做一元線性回歸分析，得出r和F值都能滿足檢驗要求并在各加載級內(nèi)具有良好的線性相關(guān)度。同時兩組扭矩電橋反應(yīng)也比較理想。

圖8中選取壓心靠近機翼后梁的4個工況，壓心位置沿后梁展向分布，從圖中可以看出彎矩電橋的響應(yīng)系數(shù)基本呈線性變化，剪力電橋的響應(yīng)系數(shù)基本不變，符合理想彎矩電橋和剪力電橋的變化規(guī)律。扭矩電橋的響應(yīng)系數(shù)由于剛軸位置的影響有待進一步分析，考慮到以后的實測、編譜和疲勞試驗剪力電橋與彎矩電橋是主要的載荷參數(shù)，扭矩電橋的響應(yīng)系數(shù)作為參考。通過以上的電橋的規(guī)律，表明本次試驗中，無論是貼片位置，組橋方式以及加載模型是合理可行的，同時也表明本次試驗數(shù)據(jù)準(zhǔn)確，符合作為該類機翼載荷多元線性回歸建模的要求。

圖8 典型工況中相同載荷下各類型電橋隨距根肋距離變化歷程Fig.8 Typical operating conditions the output of strain -gage bridge with distance from root section at the same load

3 載荷方程的建立與飛行實測3.1 建立標(biāo)定方程

標(biāo)定數(shù)據(jù)處理的數(shù)學(xué)模型為

(6)

其中：βij為回歸系數(shù)矩陣；eM，eQ，eT為隨機誤差，認(rèn)為服從標(biāo)準(zhǔn)正態(tài)分布，經(jīng)過逐步回歸分析后，得到了根部切面的最優(yōu)回歸方程，計算F的值遠(yuǎn)遠(yuǎn)大于其臨界值，證明載荷輸入與應(yīng)變輸出之間有良好的線性關(guān)系。

3.2 誤差分析

通過標(biāo)定方程估算載荷，與實際施加的檢驗載荷對比，根據(jù)檢驗誤差公式

(7)

計算出各工況各級載荷的誤差分布，如圖9所示。從圖9中看出，由于結(jié)構(gòu)間隙等因素的影響，載荷在較小的時候誤差相對較大，但隨著載荷的增大，誤差大小開始收斂，剪力和彎矩的誤差在3%以內(nèi)，扭矩的誤差在5%以內(nèi)，誤差結(jié)果符合工程測試的要求。

圖9 左側(cè)機翼根部切面誤差Fig.9 Left wing root section error

3.3 飛行實測

將飛行中得到實測應(yīng)變數(shù)據(jù)帶入到載荷標(biāo)定方程中，可得到機翼的飛行實測載荷，圖10中給出了右側(cè)機翼根部切面一個完整飛行起落的載荷-時間歷程。

圖10中零點為飛機停機狀態(tài)，起飛過程中，在起落架未離地之前，機翼根部載荷主要由地面通過起落架給飛機的載荷、機翼升力以及機翼慣性載荷共同決定。當(dāng)起落架離地，機翼根部載荷主要由機翼升力及慣性載荷決定，飛機降落后，由于燃油的消耗，飛機整體載荷減少，地面通過起落架給機翼的支反力也減小，相應(yīng)的根部載荷也減少，表現(xiàn)在圖10中就是載荷在零線以下。

圖10 右側(cè)機翼根部切面載荷-時間歷程Fig．10 Right wing root section load-time

4 結(jié) 論

1) 針對起落架布置在機翼上的雙三角機翼載荷測試中根部載荷測試問題，設(shè)計了應(yīng)變計組橋方案，建立了全機自平衡多點協(xié)調(diào)加載模型，進行了載荷方程建模，并用于實測，較準(zhǔn)確地得出了該類機翼根部切面的載荷，有效地解決了該機翼根部切面載荷測試問題。

2) 在沒有任何外部承力設(shè)施的條件下，筆者建立的全機自平衡多點協(xié)調(diào)加載模型對多種型號有相似結(jié)構(gòu)的機翼載荷標(biāo)定具有通用性。

[1] 閆楚良. 飛機載荷譜實測技術(shù)與編制原理[M]. 北京:航空工業(yè)出版社, 2010: 71-73.

[2] 李為吉. 飛機總體設(shè)計[M]. 西安：西北工業(yè)大學(xué)出版社, 2005: 97-103.

[3] 閆楚良, 蘇開鑫. 飛機起落架安全壽命與損傷容限設(shè)計[M]. 北京：航空工業(yè)出版社, 2011: 119-132.

[4] 吳宗岱, 陶寶琪.應(yīng)變測量原理及技術(shù)[M].北京：國防工業(yè)出版社, 1982: 34-37.

[5] 劉鴻文, 呂榮坤. 材料力學(xué)試驗[M]. 北京：高等教育出版社, 2005: 39-54.

[6] Skopinski T H, Aiken W S, Jr Huston W B. Calibration strain-gage installations in aircraft structures for the measurement of flight loads[R]. NASA Report 1178 , Hampton: Langley Aeronautical Laboratory, 1954: 35-67.

[7] 閆楚良，張書明，卓寧生．飛機機翼結(jié)構(gòu)載荷測量試驗力學(xué)模型與數(shù)據(jù)處理[J]. 航空學(xué)報, 2000, 21(1): 56-59．

Yan ChuIiang, Zhang Shuming, Zhuo Ningsheng. Mechanical model and data processing of load measurement test for the airplane′s wing structure [J]. ActaAeronautica ET Astronautica Sinica,2000, 21(1)：56-59．(in Chinese)

[8] 曹景濤.飛機全動式鴨翼載荷飛行測量技術(shù)[J] . 航空學(xué)報, 2015, 36(4): 1135-1141.

Cao Jingtao. Aircraft all movable canard load flight measurement technology [J]. Acta Aeronautica ET Astronautica Sinica，2015，36(4): 1135-1141. (in Chinese)

[9] Jenkins J M, De Angelis V M. A summary of numerous strain-gage load calibrations on aircraft wings and tails in a technology format [R].NASA Technical Me-

morandum 4804. California: Dryden Flight Research Center, 1997: 20-134.

[10]段垚奇，劉克格，趙麗娜，等.飛機載荷標(biāo)定試驗數(shù)據(jù)的多元回歸選元方法[J] .振動、測試與診斷，2015, 35(1): 178-182.

Duan Yaoqi, Liu Kege, Zhao Lina, et al. Selection method of multiple regression elements for load calibraton test data [J]. Journal of Vibration, Measurement & Diagnosis，2015, 35(1): 178-182. (in Chinese)

[11]易丹輝.統(tǒng)計預(yù)測-方法與應(yīng)用[M].北京:中國統(tǒng)計出版社, 2001:67-92.

[12]楊全偉.艦載飛機攔阻鉤載荷實測方法研究[J] . 航空學(xué)報, 2015,36(4): 1162-1168.

Yang Quanwei. Research on flight measurement method of a carrier-based aircraft arresting hook loads [J]. Acta Aeronautica ET Astronautica Sinica，2015，36(4)：1162-1168．(in Chinese)

[13]蔣祖國，田丁栓.飛機結(jié)構(gòu)載荷/環(huán)境譜[M].北京:電子工業(yè)出版社, 2012:260-267.

10.16450/j.cnki.issn.1004-6801.2016.05.029

國家自然科學(xué)基金資助項目(50135010)

2015-10-12；

2016-01-17

V217+.32; TH114

劉彥鵬，男，1986年4月生，碩士、工程師。主要研究方向為飛機結(jié)構(gòu)可靠性。曾發(fā)表《飛機腹鰭載荷標(biāo)定真空加載試驗系統(tǒng)設(shè)計及實現(xiàn)》(《科學(xué)技術(shù)與工程》2012年第12卷第24期)等論文。

E-mail:yanpengliu@139.com