張海濤，余建虎，李志蕊，李少鵬，趙燕

中國(guó)飛行試驗(yàn)研究院 飛機(jī)所，西安 710089

在飛機(jī)型號(hào)鑒定試飛或合格審定試飛中，飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度驗(yàn)證是重要的考核項(xiàng)目之一。飛機(jī)設(shè)計(jì)階段常采用CFD、有限元等方法對(duì)其強(qiáng)度及受載狀態(tài)進(jìn)行分析和評(píng)估，并利用風(fēng)洞試驗(yàn)進(jìn)行試驗(yàn)驗(yàn)證，但對(duì)于復(fù)雜結(jié)構(gòu)的載荷計(jì)算結(jié)果精度難以保證。中國(guó)民用航空規(guī)章和國(guó)軍標(biāo)明確要求除非表明確定受載情況的方法可靠，否則用以確定載荷大小和分布的方法必須用飛行載荷測(cè)量來(lái)證實(shí)[1-2]。

飛行載荷實(shí)測(cè)方法包含：應(yīng)變法[3-5]、壓力分布測(cè)量[6]、應(yīng)變天平[7]、光纖測(cè)載法[8]、攝影錄像法[9]和結(jié)構(gòu)監(jiān)控[10-11]等。其中應(yīng)變法由于技術(shù)成熟度高，實(shí)施較為方便，在實(shí)際工程中應(yīng)用較為普遍。

應(yīng)變法測(cè)載是通過(guò)應(yīng)變電橋測(cè)量結(jié)構(gòu)變形，地面校準(zhǔn)試驗(yàn)得到應(yīng)變電橋響應(yīng)和載荷的數(shù)學(xué)模型，然后通過(guò)飛行試驗(yàn)中得到的應(yīng)變電橋響應(yīng)反算出飛行載荷。應(yīng)變改裝位置[5]、校準(zhǔn)試驗(yàn)設(shè)計(jì)和實(shí)施[12]、試驗(yàn)數(shù)據(jù)處理方法[13-18]以及應(yīng)變電橋的選擇[19-20]等均會(huì)影響載荷測(cè)量精度。

T型尾翼是一種較為常見的尾翼氣動(dòng)布局形式，該布局由于具備使平尾免受機(jī)翼機(jī)身下洗影響、操作效率高等優(yōu)點(diǎn)而備受航空界青睞，圖154、MD-80、伊爾-76、RJ21-700及中國(guó)后續(xù)大型運(yùn)輸飛機(jī)都采用了T型尾翼布局。但T型尾翼布局飛機(jī)尾翼受載復(fù)雜，常規(guī)的理論計(jì)算和地面驗(yàn)證試驗(yàn)并不可靠，需要通過(guò)飛行載荷實(shí)測(cè)來(lái)驗(yàn)證優(yōu)化結(jié)構(gòu)強(qiáng)度和理論計(jì)算模型。國(guó)內(nèi)在T型尾翼布局垂尾載荷測(cè)量方面尚無(wú)公開文獻(xiàn)，亟需進(jìn)行深入研究。

本文將利用應(yīng)變法對(duì)T型尾翼布局垂尾載荷實(shí)測(cè)方法進(jìn)行研究，并分析平尾載荷對(duì)垂尾載荷的影響。

1 平尾對(duì)垂尾受載的影響

T型尾翼布局的飛機(jī)平尾安裝在垂尾的翼尖處，平尾載荷通過(guò)垂尾傳遞到機(jī)身上。這就造成垂尾結(jié)構(gòu)受載復(fù)雜，除承受自身慣性力和氣動(dòng)力外，還承受來(lái)自平尾的慣性力和氣動(dòng)力。在飛行中一旦出現(xiàn)垂尾、平尾受載嚴(yán)重狀態(tài)如偏航、俯仰和大側(cè)風(fēng)等機(jī)動(dòng)時(shí)，尾翼結(jié)構(gòu)往往要經(jīng)受很大考驗(yàn)。

圖1為典型T型尾翼布局結(jié)構(gòu)示意圖。從局部放大圖可知，平尾中央翼盒通過(guò)3個(gè)鉸接連接點(diǎn)與垂尾固定連接，其中連接點(diǎn)1和連接點(diǎn)2位于平尾中央翼盒后緣；連接點(diǎn)3位于平尾中央翼盒前緣，它通過(guò)螺旋驅(qū)動(dòng)器連接，可以上下伸縮，這種連接方式即能實(shí)現(xiàn)平尾與垂尾的固定連接，又可實(shí)現(xiàn)平尾安定面隨著指令變化上下偏轉(zhuǎn)。

T型尾翼布局飛機(jī)平尾受載對(duì)垂尾載荷的影響參見圖2的簡(jiǎn)化理論受載模型。假定平尾半翼展長(zhǎng)度為a，當(dāng)平尾受到均布對(duì)稱載荷q時(shí)，平尾傳遞到垂尾的載荷為:沿軸向拉壓載荷FV=2qa，側(cè)向彎矩MV=0，側(cè)向剪力SV=0；而左右平尾受到不同的分布載荷p、q時(shí)，平尾不僅傳遞給垂尾沿軸向的載荷FV=(p+q)a，而且傳遞給垂尾側(cè)向的彎矩MV=0.5(p-q)a2，側(cè)向剪力SV=0。

通過(guò)理論分析發(fā)現(xiàn)，平尾傳遞到垂尾上的載荷主要為軸向拉壓載荷FV和非對(duì)稱受載下的側(cè)向彎矩MV。而飛機(jī)軸向拉壓承載能力很強(qiáng)，一般不作考核，因此，針對(duì)T型尾翼布局飛機(jī)平尾對(duì)垂尾載荷的影響研究主要集中在側(cè)向彎矩MV。

圖1 T型尾翼結(jié)構(gòu)示意圖Fig.1 Schematic diagram of T-shaped empennage structure

圖2 T型尾翼簡(jiǎn)化受力模型Fig.2 Simplified load model of T-shaped empennage

通過(guò)上述分析，為準(zhǔn)確捕捉平尾傳遞到垂尾上的非對(duì)稱彎矩載荷，在如圖3所示的平尾中央翼盒布置應(yīng)變電橋，該電橋?qū)ζ轿矊?duì)稱載荷不敏感，而對(duì)非對(duì)稱載荷敏感。

圖3 平尾中央翼盒應(yīng)變電橋位置Fig.3 Location of strain bridge of horizontal tail central box

2 校準(zhǔn)試驗(yàn)

2.1 試驗(yàn)設(shè)計(jì)

常規(guī)布局尾翼由于平尾和垂尾受載相對(duì)獨(dú)立，在進(jìn)行校準(zhǔn)試驗(yàn)設(shè)計(jì)時(shí)僅考慮自身翼面的受載，顯然該思路不適用于T型尾翼布局下受平尾影響的垂尾校準(zhǔn)試驗(yàn)設(shè)計(jì)。

為充分考慮T型尾翼布局下平尾對(duì)垂尾側(cè)向彎矩的影響，設(shè)計(jì)了平尾非對(duì)稱校準(zhǔn)加載工況。本文以某型T型尾翼布局飛機(jī)垂尾彎矩載荷測(cè)量為例進(jìn)行說(shuō)明。為了更真實(shí)地模擬T型尾翼布局飛機(jī)垂尾受載狀態(tài)，設(shè)計(jì)了垂尾側(cè)向加載工況18個(gè)、平尾非對(duì)稱加載工況14個(gè)、平尾對(duì)稱加載工況20個(gè)，詳見表1，加載點(diǎn)位置及應(yīng)變電橋位置見圖4和圖5。

表1 校準(zhǔn)工況分類統(tǒng)計(jì)Table 1 Classification statistics of calibration condition

圖4 垂尾應(yīng)變電橋位置及加載位置Fig.4 Location of strain bridge of vertical tail and loading points

圖5 平尾應(yīng)變電橋位置和加載位置Fig.5 Location of strain bridge of horizontal tail and loading points

2.2 試驗(yàn)實(shí)施

T型尾翼載荷校準(zhǔn)采用液壓自動(dòng)加載系統(tǒng)加載。平尾校準(zhǔn)工況利用卡板向下加載，垂尾利用專用加載臺(tái)架加載。圖6和圖7分別為平尾和垂尾校準(zhǔn)試驗(yàn)加載。

圖6 平尾校準(zhǔn)示意圖Fig.6 Schematic diagram of horizontal tail calibration

圖7 垂尾校準(zhǔn)示意圖Fig.7 Schematic diagram of vertical tail calibration

2.3 試驗(yàn)結(jié)果

2.3.1 應(yīng)變響應(yīng)

通過(guò)試驗(yàn)加載，得到了垂尾和平尾應(yīng)變電橋數(shù)據(jù)。

1) 垂尾應(yīng)變響應(yīng)

圖8為垂尾彎矩電橋響應(yīng)隨平尾校準(zhǔn)載荷F的變化曲線，圖中：ε1為垂尾前梁彎矩，ε2為垂尾后梁彎矩，HTSL為平尾對(duì)稱加載，HTUL為平尾非對(duì)稱加載，VTL為垂尾加載。在平尾對(duì)稱加載時(shí)，ε1和ε2電橋響應(yīng)很小，而在平尾非對(duì)稱加載和垂尾加載時(shí)電橋響應(yīng)明顯與載荷線性相關(guān)，且線性度和單一性均很好，說(shuō)明垂尾彎矩電橋?qū)Υ刮草d荷和平尾非對(duì)稱載荷敏感，對(duì)平尾對(duì)稱載荷不敏感。

圖9為垂尾電橋響應(yīng)系數(shù)R[14]隨加載點(diǎn)到測(cè)載剖面距離d的變化曲線。圖中HTFUL為平尾前梁非對(duì)稱加載、HTBUL為平尾后梁非對(duì)稱加載、VTFL為垂尾前梁加載、VTBL為垂尾后梁加載?？煽闯鲈谄轿卜菍?duì)稱載荷工況和垂尾加載工況下，垂尾彎矩電橋ε1和ε2的響應(yīng)系數(shù)R與距離d明顯線性相關(guān)。

圖8 垂尾應(yīng)變電橋響應(yīng)隨平尾校準(zhǔn)載荷變化Fig.8 Vertical tail strain bridge response vs horizontal tail calibration load

圖9 垂尾應(yīng)變電橋響應(yīng)系數(shù)隨距離的變化Fig.9 Vertical tail strain bridge response coefficient vs distance

綜合圖8和圖9可得出，垂尾電橋ε1和ε2響應(yīng)與平尾非對(duì)稱彎矩及垂尾彎矩線性相關(guān)，這與理論受力分析結(jié)果完全相同。因此垂尾載荷建模時(shí)需要將平尾非對(duì)稱工況引入垂尾載荷方程建模，才能更加真實(shí)模擬T型尾翼布局下的垂尾受載。需要指出的是此時(shí)測(cè)量的垂尾彎矩包含垂尾彎矩和平尾傳遞給垂尾的彎矩。為了準(zhǔn)確得到垂尾彎矩，可利用平尾中央翼盒應(yīng)變電橋分離出平尾傳遞給垂尾的彎矩。

2) 平尾中央翼盒應(yīng)變響應(yīng)

平尾中央翼盒應(yīng)變電橋ε3在平尾對(duì)稱加載和非對(duì)稱加載時(shí)的應(yīng)變電橋響應(yīng)如圖10所示。圖11為電橋ε3在平尾前、后梁非對(duì)稱加載時(shí)響應(yīng)系數(shù)隨加載點(diǎn)到測(cè)載剖面距離d的響應(yīng)曲線。

圖10 平尾應(yīng)變電橋響應(yīng)隨平尾校準(zhǔn)載荷的變化Fig.10 Horizontal tail strain bridge response vs horizontal tail calibration load

從圖10和圖11中可明顯看出，平尾中央翼盒處應(yīng)變電橋與平尾非對(duì)稱彎矩具有強(qiáng)線性關(guān)系，因此可使用該電橋測(cè)量平尾非對(duì)稱彎矩。

圖11 平尾應(yīng)變電橋響應(yīng)系數(shù)隨距離的變化Fig.11 Horizontal tail strain bridge response coefficient vs distance

2.3.2 載荷方程建模

常規(guī)的載荷建模過(guò)程中僅使用垂尾校準(zhǔn)工況，載荷模型[4]為

(1)

本文在進(jìn)行垂尾載荷建模時(shí)引入了平尾非對(duì)稱載荷工況，考慮了平尾載荷對(duì)垂尾的影響，使垂尾載荷模型樣本更加豐富，更加符合T型尾翼結(jié)構(gòu)飛機(jī)垂尾的真實(shí)受載，載荷模型為

(2)

式中：MVi、MHi分別為垂尾和平尾校準(zhǔn)工況加載時(shí)對(duì)應(yīng)的彎矩載荷；ε為應(yīng)變電橋響應(yīng)；K為載荷方程的系數(shù)矩陣；s為引入載荷方程的垂尾應(yīng)變電橋數(shù)量；n、m分別為垂尾和平尾校準(zhǔn)工況數(shù)量；Vi、Hi分別為垂尾和平尾校準(zhǔn)工況。

將對(duì)應(yīng)的試驗(yàn)校準(zhǔn)數(shù)據(jù)分別代入式(1)、式(2)中，利用最小二乘法即可得到系數(shù)矩陣K，從而得到兩種不同的垂尾彎矩方程。為了實(shí)測(cè)平尾非對(duì)稱彎矩，利用平尾中央翼盒處應(yīng)變電橋建立了平尾非對(duì)稱彎矩方程。具體載荷模型及誤差見表2。

表2中MV1為利用垂尾常規(guī)建模方法得到的載荷方程，MV2為引入平尾非對(duì)稱載荷時(shí)新的垂尾建模方法得到的載荷方程，MH為平尾非對(duì)稱彎矩載荷方程。從試驗(yàn)結(jié)果可以明顯看出，載荷方程MV2比MV1的校準(zhǔn)結(jié)果精度提升了2.16%，說(shuō)明本文提出的方法是有效的。

表2 T型尾翼載荷方程Table 2 Equations for T-shaped empennage load

3 飛行試驗(yàn)

使用本文方法測(cè)量分析偏航機(jī)動(dòng)和滾轉(zhuǎn)機(jī)動(dòng)下T型尾翼受載嚴(yán)重時(shí)的垂尾彎矩。

在高度H=30 000 ft(1 ft=0.304 8 m)、馬赫數(shù)Ma=0.82時(shí)執(zhí)行偏航機(jī)動(dòng)，飛行參數(shù)及載荷時(shí)間歷程如圖12所示，其中Ny為飛機(jī)側(cè)向過(guò)載。隨著方向舵開始偏轉(zhuǎn)，飛機(jī)側(cè)滑角和側(cè)向過(guò)載逐漸變大，垂尾根部彎矩MV2和平尾非對(duì)稱彎矩MH隨之增加。對(duì)平尾非對(duì)稱彎矩和垂尾根部彎矩進(jìn)行對(duì)比分析可發(fā)現(xiàn)，平尾非對(duì)稱彎矩對(duì)垂尾根部剖面彎矩影響十分顯著，平尾最大不對(duì)稱彎矩占垂尾根部彎矩的57.6%。

圖12 偏航機(jī)動(dòng)時(shí)間歷程Fig.12 Yaw maneuver time course

在高度H=30 000 ft、Ma=0.82時(shí)執(zhí)行滾轉(zhuǎn)機(jī)動(dòng)，飛行參數(shù)及載荷時(shí)間歷程如圖13所示。隨著左右副翼開始偏轉(zhuǎn)，滾轉(zhuǎn)角逐漸增大，平尾非對(duì)稱彎矩MH和垂尾根部彎矩MV2均顯著增大，平尾最大非對(duì)稱彎矩占垂尾根部彎矩的61.9%。

圖13 滾轉(zhuǎn)機(jī)動(dòng)時(shí)間歷程Fig.13 Roll maneuver time course

4 結(jié) 論

1) 具有中央翼盒的平尾結(jié)構(gòu)，在中央翼盒處進(jìn)行應(yīng)變改裝可有效測(cè)得平尾非對(duì)稱載荷。

2) 通過(guò)試驗(yàn)證明，本文提出的測(cè)載方法有效可靠，載荷方程誤差由5.30%降至3.14%，該方法可用于后續(xù)其他飛機(jī)T型尾翼載荷實(shí)測(cè)。

3) T型尾翼布局飛機(jī)平尾不對(duì)稱彎矩載荷對(duì)垂尾彎矩影響十分顯著，偏航機(jī)動(dòng)嚴(yán)重受載狀態(tài)時(shí)可達(dá)到垂尾彎矩的57.6%，滾轉(zhuǎn)機(jī)動(dòng)嚴(yán)重受載狀態(tài)時(shí)可達(dá)到垂尾彎矩的61.9%。