閆中午，宗寧，任文廣，李志

(1.中國(guó)商用飛機(jī)有限責(zé)任公司 上海飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院， 上海 201210)(2.沈陽(yáng)飛機(jī)設(shè)計(jì)研究所揚(yáng)州協(xié)同創(chuàng)新研究院有限公司， 揚(yáng)州 225000)(3.中國(guó)航空工業(yè)集團(tuán)有限公司 沈陽(yáng)飛機(jī)設(shè)計(jì)研究所， 沈陽(yáng) 110035)

0 引 言

飛行器從滑行、起飛、爬升、巡航到下降、著陸，在整個(gè)運(yùn)行過(guò)程中都承受著載荷。載荷一般分為兩類：氣動(dòng)載荷和慣性載荷。決定載荷大小及分布的主要因素亦分兩個(gè)方面：一為大氣環(huán)境，二為飛機(jī)自身特性。大氣環(huán)境指空氣的溫度、密度、陣風(fēng)或紊流等；飛機(jī)自身特性指飛機(jī)的外形、重量、速度、加速度、姿態(tài)等，而自身特性的許多方面又取決于駕駛員的操作動(dòng)作。在眾多的決定條件中，有些因素是隨機(jī)變化的[1]。飛行載荷設(shè)計(jì)就是遵循飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度規(guī)范(適航條例)，在繁雜的因素組合條件下，找出各部件的最大受載情況，并確定該情況下載荷的大小和分布。

伴隨著整個(gè)飛行器設(shè)計(jì)的發(fā)展歷程，經(jīng)過(guò)百余年的發(fā)展，無(wú)論是國(guó)外的主制造商，還是國(guó)內(nèi)的相關(guān)科研院所，飛行載荷設(shè)計(jì)都已發(fā)展到了一個(gè)相對(duì)成熟的階段。本文對(duì)飛行載荷設(shè)計(jì)需要遵循的規(guī)范、飛行載荷設(shè)計(jì)方法的發(fā)展歷程、飛行載荷未來(lái)的發(fā)展方向等方面進(jìn)行綜述。

1 世界主要國(guó)家和地區(qū)軍用飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度規(guī)范發(fā)展歷程

1.1 美 國(guó)

軍用飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度規(guī)范的發(fā)展是與飛機(jī)設(shè)計(jì)思想的發(fā)展密切相關(guān)的，飛機(jī)設(shè)計(jì)思想的發(fā)展不斷促進(jìn)軍用飛機(jī)強(qiáng)度規(guī)范的更新。國(guó)內(nèi)外軍用飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)經(jīng)歷了靜強(qiáng)度設(shè)計(jì)、疲勞強(qiáng)度設(shè)計(jì)、安全壽命加損傷容限設(shè)計(jì)以及耐久性加損傷容限設(shè)計(jì)等發(fā)展階段。與之相對(duì)應(yīng)，軍用飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度規(guī)范也經(jīng)歷了如下發(fā)展階段：20世紀(jì)50年代為第一階段，以靜強(qiáng)度設(shè)計(jì)思想為主，美軍代表性強(qiáng)度規(guī)范是MIL-S-5700系列有人駕駛飛機(jī)結(jié)構(gòu)準(zhǔn)則；20世紀(jì)60年代為第二階段，以疲勞強(qiáng)度設(shè)計(jì)思想為主，美軍代表規(guī)范為MIL-A-8860系列飛機(jī)強(qiáng)度和剛度；20世紀(jì)70年代為第三階段，以安全壽命和損傷容限設(shè)計(jì)思想為主，美軍代表規(guī)范為MIL-A-8860A系列飛機(jī)強(qiáng)度和剛度；20世紀(jì)80年代為第四階段，以耐久性和損傷容限思想為主，美軍代表規(guī)范為MIL-A-8860B系列飛機(jī)強(qiáng)度和剛度；20世紀(jì)90年代，規(guī)范進(jìn)入成熟階段，體現(xiàn)了新一代軍用飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)的特點(diǎn)，同時(shí)規(guī)范中涉及定量要求的內(nèi)容均留下空格，供承包方與采購(gòu)方協(xié)商后填寫(xiě)。各個(gè)階段美軍主要規(guī)范如表1所示。

表1 美國(guó)軍用規(guī)范的演變

1.2 俄羅斯(蘇聯(lián))

圖1 機(jī)翼嚴(yán)重受載情況[2]

圖2 機(jī)翼載荷嚴(yán)重情況所對(duì)應(yīng)的飛機(jī)機(jī)動(dòng)[2]

圖3 飛機(jī)垂直俯沖情況[2]

1964年、1968年，蘇聯(lián)《飛機(jī)強(qiáng)度設(shè)計(jì)指南》進(jìn)行了補(bǔ)充，這兩個(gè)版本的強(qiáng)度規(guī)范與1953年版的差別不大。

1978年，蘇聯(lián)出版了新的強(qiáng)度規(guī)范，并在1986年進(jìn)行了補(bǔ)充。該版本的規(guī)范，除了保留了1953年版本中有關(guān)機(jī)翼載荷的計(jì)算情況外，對(duì)尾翼載荷計(jì)算，特別是機(jī)動(dòng)載荷計(jì)算進(jìn)行了重大修改，取消了原來(lái)的第一機(jī)動(dòng)、第二機(jī)動(dòng)等載荷情況，代之以求解飛機(jī)運(yùn)動(dòng)方程來(lái)確定載荷嚴(yán)重情況。

1.3 中 國(guó)

新中國(guó)建立后，從第一個(gè)“五年計(jì)劃”起，就制定了“從仿制、摸透到自行設(shè)計(jì)”的發(fā)展方針。20世紀(jì)60年代，我國(guó)引進(jìn)蘇聯(lián)1953年版的《軍用飛機(jī)強(qiáng)度設(shè)計(jì)指南》，并將其直接進(jìn)行翻譯，作為飛機(jī)設(shè)計(jì)使用的強(qiáng)度規(guī)范(《飛機(jī)強(qiáng)度設(shè)計(jì)指南》)。航空部在1975年以《軍用飛機(jī)強(qiáng)度設(shè)計(jì)指南》為藍(lán)本，編制出我國(guó)第一本強(qiáng)度規(guī)范，即《飛機(jī)強(qiáng)度規(guī)范》(試用本)，其中規(guī)定了飛機(jī)各部件設(shè)計(jì)的若干種載荷嚴(yán)重情況，并給出了載荷計(jì)算方法和分布形式。

1986年，我國(guó)正式頒布了國(guó)家標(biāo)準(zhǔn)GJB67-85《軍用飛機(jī)強(qiáng)度和剛度規(guī)范》(簡(jiǎn)稱國(guó)軍標(biāo))[3]，該規(guī)范是以美國(guó)空軍MIL-A-008860系列規(guī)范為主要參考，并結(jié)合我國(guó)當(dāng)時(shí)飛機(jī)設(shè)計(jì)的實(shí)際情況而編制的。其中規(guī)定了飛機(jī)縱/橫/側(cè)向機(jī)動(dòng)所規(guī)定的座艙位移形式(如圖4所示)，求解飛機(jī)機(jī)動(dòng)過(guò)程，選出飛機(jī)嚴(yán)重受載情況下的參數(shù)，并計(jì)算全機(jī)和各部件的載荷。

圖4 座艙縱向操縱位移-時(shí)間圖[3]

2008年，新版《軍用飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度規(guī)范》(GJB67-2008)由中國(guó)人民解放軍總裝備部批準(zhǔn)頒布[4]，作為軍用飛機(jī)飛行載荷設(shè)計(jì)的依據(jù)。該規(guī)范總結(jié)了多年來(lái)軍用飛機(jī)的設(shè)計(jì)經(jīng)驗(yàn)，并參考了美軍《聯(lián)合使用規(guī)范指南》(JSSG-2006)，是一本適用于新一代軍用飛機(jī)研制的《軍用飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度規(guī)范》。

2 世界主要國(guó)家和地區(qū)民用飛機(jī)適航條例發(fā)展歷程

適航來(lái)源于公眾利益和航空工業(yè)發(fā)展的需求。適航是指航空器能在預(yù)期的環(huán)境中安全飛行(包括起飛和著陸)的固有品質(zhì)，這種品質(zhì)可以通過(guò)合適的維修而持續(xù)保持?！帮w機(jī)適航標(biāo)準(zhǔn)”是民用飛機(jī)設(shè)計(jì)、研制、生產(chǎn)及使用維護(hù)中必須滿足的最低安全標(biāo)準(zhǔn)，是多年來(lái)民用飛機(jī)研制、生產(chǎn)及使用維護(hù)經(jīng)驗(yàn)的總結(jié)。

2.1 美 國(guó)

美國(guó)民用航空規(guī)章FAR有著悠久的歷史，隨著FAA(聯(lián)邦航空局)的發(fā)展、設(shè)計(jì)技術(shù)的進(jìn)步以及對(duì)運(yùn)營(yíng)故障和事故的研究而在不斷修訂和更新。其中FAR-23部是正常類、實(shí)用類、特技類和通勤類飛機(jī)適航規(guī)定，F(xiàn)AR-25部為運(yùn)輸類飛機(jī)適航標(biāo)準(zhǔn)。

1903年萊特兄弟首次航空飛行成功，1926年美國(guó)成立航空司，并頒發(fā)第7號(hào)航空通報(bào)(基本要求)，對(duì)飛行員、航圖、導(dǎo)航、適航標(biāo)準(zhǔn)進(jìn)行管理。從1928年到1933年頒發(fā)了一系列航空通報(bào)，對(duì)飛機(jī)結(jié)構(gòu)、發(fā)動(dòng)機(jī)和螺旋槳、飛機(jī)部件和附件提出了適航要求。1934年把航空司更改為航空局，并開(kāi)始制定民用航空規(guī)章，1958年相繼制定頒發(fā)了CAR04(飛機(jī)適航要求)、CAM04(要求和解釋材料)、CAR03(小飛機(jī))、CAR06(旋翼機(jī))、CAR04a-1(TSO)、CAR7(運(yùn)輸類旋翼飛機(jī))。1958年把航空局更改為聯(lián)邦航空當(dāng)局(Federal Aviation Agency，簡(jiǎn)稱FAA)，1965年制定頒發(fā)了FAR21部《適航審定管理程序》，并把CAR相繼轉(zhuǎn)換成FAR，1966年聯(lián)邦航空當(dāng)局更名為聯(lián)邦航空局(Federal Aviation Administration)，不斷采用修正案的形式對(duì)適航規(guī)章進(jìn)行更新。

FAR-25部飛行載荷條款中有較大變化的為25.333“飛行機(jī)動(dòng)包線”和25.341“陣風(fēng)和紊流載荷”。25.333條刪除了陣風(fēng)包線，25.341條更新了離散陣風(fēng)設(shè)計(jì)準(zhǔn)則，并增加了連續(xù)陣風(fēng)設(shè)計(jì)準(zhǔn)則。

2.2 歐 洲

歐盟和美國(guó)在民用航空界的競(jìng)爭(zhēng)需求促進(jìn)了聯(lián)合航空局(JAA)的誕生。20世紀(jì)70年代初，在歐盟范圍內(nèi)成立了JAA，當(dāng)時(shí)的JAA主要負(fù)責(zé)大型運(yùn)輸類飛機(jī)和發(fā)動(dòng)機(jī)的適航技術(shù)要求。1987年JAA的工作范圍擴(kuò)展到了運(yùn)營(yíng)、維修和人員執(zhí)照。1990年JAA正式成立，在歐洲統(tǒng)一了民用飛機(jī)的安全要求——JAR。這時(shí)的JAA不是一個(gè)法律框架下的機(jī)構(gòu)，而是一個(gè)協(xié)會(huì)，在每個(gè)主權(quán)國(guó)家同時(shí)存在適航當(dāng)局，如DGAC-F、DGAC-S、LBA、CAA等。

隨著歐盟國(guó)家一體化步伐的前進(jìn)，以及歐洲民用航空競(jìng)爭(zhēng)的需要，2002年歐盟決定成立具有法律權(quán)限的歐洲航空安全局——EASA。EASA全面接替原JAA的職能，并根據(jù)歐盟法律在成員國(guó)內(nèi)具有強(qiáng)制權(quán)限。開(kāi)始制定CS-21、CS-23、CS-25、CS-E等適航規(guī)章。2004年EASA正式宣布成立。EASA合格審定規(guī)范的規(guī)章多源自于原JAR的相關(guān)文件，例如CS-25就源自于JAR-25。

經(jīng)過(guò)近十年的發(fā)展，EASA已經(jīng)成為與FAA 擁有同等話語(yǔ)權(quán)的重要適航當(dāng)局，EASA規(guī)范也成為與FAR規(guī)范同樣重要的規(guī)范。

在飛行載荷部分，CS-25部相對(duì)于FAR-25部有著顯著差異的是25.331(c)(2)校驗(yàn)機(jī)動(dòng)、25.341陣風(fēng)載荷與25.349(a)滾轉(zhuǎn)機(jī)動(dòng)。目前來(lái)看，國(guó)際上通常采用CS-25部的要求作為等效安全來(lái)代替FAR-25部的規(guī)定。

在檢驗(yàn)機(jī)動(dòng)的要求上，CS25.331(c)(2)采用了較為合理的正弦駕駛艙操縱曲線代替了FAR25.331(c)(2)中對(duì)俯仰角加速度提出的要求，如圖5所示。

圖5 CS-25部校驗(yàn)機(jī)動(dòng)的駕駛艙操縱曲線[5]

在滾轉(zhuǎn)機(jī)動(dòng)的動(dòng)作上，CS25.349(a)比FAR25.349(a)增加了要求，即在速度VA與VC時(shí)，在達(dá)到穩(wěn)定滾轉(zhuǎn)速率時(shí)要求操縱器件突然回到中立位置。

對(duì)于25.341陣風(fēng)載荷，CS-25部與FAR-25部相比，主要差異是連續(xù)陣風(fēng)參考速度不同，此外針對(duì)翼吊布局的飛機(jī)增加了25.341(c)條的陣風(fēng)設(shè)計(jì)要求。

2.3 俄羅斯(蘇聯(lián))

由于歷史原因，蘇聯(lián)最初在發(fā)展民用飛機(jī)產(chǎn)業(yè)時(shí)，制定了一套與西方國(guó)家不同的適航體系與標(biāo)準(zhǔn)。蘇聯(lián)解體后，俄羅斯才開(kāi)始逐步將民用飛機(jī)適航標(biāo)準(zhǔn)向西方靠攏。1991年12月30日，俄羅斯等12個(gè)獨(dú)聯(lián)體國(guó)家在明斯克成立了國(guó)家間航空委員會(huì)(IAC)，通過(guò)了“關(guān)于民用航空和空間使用的國(guó)家間協(xié)議”，為這些成員國(guó)家制定了統(tǒng)一的適航條例和法規(guī)，對(duì)運(yùn)輸類飛機(jī)采用AR-25部為適航標(biāo)準(zhǔn)，該條例采用與美國(guó)FAR-25部章節(jié)對(duì)應(yīng)的方式編制。

與FAR-25部相比，AR-25部通常要求更為嚴(yán)苛，在較多條款上與FAR存在不同之處。例如在25.349條款中增加了增升構(gòu)型下滾轉(zhuǎn)機(jī)動(dòng)的要求；在當(dāng)量空速VC～VD范圍內(nèi)，AR-25要求負(fù)向最大載荷系數(shù)均保持與VC為同一值，而FAR-25要求從VC的-1線性變化到VD的0，如圖6～圖7所示。

圖6 FAR-25規(guī)定的機(jī)動(dòng)包線[6]

圖7 AR-25規(guī)定的機(jī)動(dòng)包線

2.4 中 國(guó)

我國(guó)的適航管理工作和適航規(guī)章標(biāo)準(zhǔn)制定相對(duì)于美國(guó)而言，起步時(shí)間較晚。民航局以美國(guó)聯(lián)邦航空規(guī)章(FAR)為參照藍(lán)本，分別于1985年頒布了CCAR-25部《運(yùn)輸類飛機(jī)適航標(biāo)準(zhǔn)》，1986年頒布了CCAR-23部《正常類、實(shí)用類、特技類和通勤類飛機(jī)適航規(guī)定》，并相繼制定35部、33部、27部、29部、21部等，到1992年基本建立了和FAR相當(dāng)?shù)倪m航審定規(guī)章體系。

CCAR-25部經(jīng)過(guò)35年的發(fā)展，已經(jīng)修訂到了R4版，新版還在制定中。在飛行載荷條款上CCAR-25部與FAR-25部無(wú)明顯差異。

伴隨中國(guó)航空制造業(yè)和航空運(yùn)輸業(yè)的日益繁榮，中國(guó)適航體系得到了不斷完善和提高，在小飛機(jī)和機(jī)械類機(jī)載設(shè)備領(lǐng)域，具備了和歐美適航體系相當(dāng)?shù)倪m航能力。

自2003年開(kāi)始，我國(guó)對(duì)國(guó)產(chǎn)新支線飛機(jī)ARJ21-700的型號(hào)合格審定，到2014年取證成功；2007年啟動(dòng)了C919大型客機(jī)的型號(hào)合格審定工作；2010年啟動(dòng)了AG600水陸兩棲飛機(jī)的型號(hào)合格審定工作；2014年又在北京建立了中國(guó)民用航空發(fā)動(dòng)機(jī)適航審定中心，使得我國(guó)在大飛機(jī)上的適航規(guī)范不斷得到型號(hào)的實(shí)踐，適航能力也在逐步提高。

3 飛行載荷設(shè)計(jì)方法

要準(zhǔn)確確定飛行器的載荷，主要有以下四大環(huán)節(jié)：載荷場(chǎng)景定義、機(jī)動(dòng)載荷仿真、分布載荷計(jì)算、氣動(dòng)彈性靜力學(xué)分析。

3.1 載荷場(chǎng)景定義

合理的定義載荷場(chǎng)景與能否準(zhǔn)確設(shè)計(jì)飛行載荷息息相關(guān)，在正確理解設(shè)計(jì)規(guī)范(適航條例)的基礎(chǔ)上，根據(jù)規(guī)范的要求、工程設(shè)計(jì)的經(jīng)驗(yàn)、飛行器自身的特點(diǎn)選定飛行載荷設(shè)計(jì)需要的原始數(shù)據(jù)，如質(zhì)量、重心、慣量、設(shè)計(jì)高度、設(shè)計(jì)速度、過(guò)載包線等，確定載荷計(jì)算的范圍是載荷場(chǎng)景定義的精髓所在。

國(guó)外主制造商，如波音、空客等，在型號(hào)設(shè)計(jì)中，較早地引入了系統(tǒng)工程理論，并借助這一工具，結(jié)合大量型號(hào)的經(jīng)驗(yàn)教訓(xùn)，完善了載荷場(chǎng)景定義的流程和方法。在型號(hào)的研制過(guò)程中，一般會(huì)根據(jù)已有的型號(hào)經(jīng)驗(yàn)和具體的型號(hào)特征，制定系統(tǒng)全面的載荷設(shè)計(jì)場(chǎng)景和要求，作為型號(hào)設(shè)計(jì)工作的依據(jù)和參考。尤其是在型號(hào)設(shè)計(jì)早期，各專業(yè)綜合權(quán)衡確定合理的型號(hào)載荷設(shè)計(jì)場(chǎng)景要求，并在詳細(xì)設(shè)計(jì)凍結(jié)之前完成設(shè)計(jì)載荷構(gòu)型凍結(jié)。目前整個(gè)載荷場(chǎng)景定義的流程和方法都已比較成熟，并伴隨新型號(hào)的設(shè)計(jì)、新系統(tǒng)的引入逐步完善。但因?yàn)檩d荷設(shè)計(jì)場(chǎng)景或要求一般為已有型號(hào)經(jīng)驗(yàn)總結(jié)和型號(hào)設(shè)計(jì)特征及特殊需要的集中體現(xiàn)，大多作為主制造商內(nèi)部型號(hào)研制設(shè)計(jì)原則和手冊(cè)，基本沒(méi)有公開(kāi)資料可供國(guó)內(nèi)查詢和參考。

國(guó)內(nèi)的載荷設(shè)計(jì)雖然經(jīng)過(guò)了諸多型號(hào)的設(shè)計(jì)，積累了較多的設(shè)計(jì)要求和驗(yàn)證的經(jīng)驗(yàn)，但是對(duì)于規(guī)范，如GJB/CCAR/FAR/CS/AR等的條款差異分析與解析不夠深入，還缺乏系統(tǒng)全面的載荷設(shè)計(jì)場(chǎng)景/要求。場(chǎng)景定義的發(fā)展起步較晚，國(guó)內(nèi)的主機(jī)院所都缺乏系統(tǒng)全面的民用飛機(jī)全機(jī)載荷設(shè)計(jì)場(chǎng)景/要求，仍然存在大量偏保守的載荷場(chǎng)景定義和工程假設(shè)。在很多場(chǎng)景的研究上亟需投入更多的精力。

3.2 機(jī)動(dòng)載荷仿真

在確定了載荷設(shè)計(jì)場(chǎng)景后，需要建立飛行器的飛行動(dòng)力學(xué)模型，并依據(jù)規(guī)范中規(guī)定的要求為這一模型設(shè)置邊界條件，通過(guò)數(shù)學(xué)方法對(duì)模型進(jìn)行分析，進(jìn)而確定飛行器的運(yùn)動(dòng)姿態(tài)及相應(yīng)的部件總載荷。這就解決了載荷設(shè)計(jì)中的第二方面問(wèn)題——機(jī)動(dòng)載荷仿真。

在建立飛行動(dòng)力學(xué)模型時(shí)，一般把大地視為平面，把飛行器視為剛體，則飛行器在空中的運(yùn)動(dòng)，既有質(zhì)心的平移，又有繞質(zhì)心的轉(zhuǎn)動(dòng)。根據(jù)牛頓第二定律，可以得到飛行器的基本運(yùn)動(dòng)方程：

(1)

對(duì)這一運(yùn)動(dòng)方程進(jìn)行求解，可以得到飛機(jī)的運(yùn)動(dòng)姿態(tài)及相應(yīng)的載荷。在機(jī)動(dòng)載荷仿真計(jì)算的發(fā)展過(guò)程中，主要經(jīng)歷了以下三個(gè)階段：

(1) 早期階段

在飛行器載荷設(shè)計(jì)的早期，計(jì)算機(jī)輔助設(shè)計(jì)尚未普及，計(jì)算機(jī)的運(yùn)算能力也不足以支撐完整的時(shí)間歷程分析，機(jī)動(dòng)載荷的仿真分析主要是通過(guò)對(duì)數(shù)學(xué)模型進(jìn)行分析、歸納、簡(jiǎn)化，從時(shí)間歷程中抽取部件的嚴(yán)重載荷點(diǎn)。蘇聯(lián)1953年頒布的《飛機(jī)強(qiáng)度設(shè)計(jì)指南》就是一個(gè)典型的例子，在該指南中，給出了平尾嚴(yán)重載荷的計(jì)算方法。

平尾的平衡載荷：

(2)

式中：PPH為平尾的平衡載荷；Cmww為無(wú)尾飛機(jī)的俯仰力矩系數(shù)；q為速壓；S為參考面積；cA為參考長(zhǎng)度；Lpw為平尾尾力臂。

在得到平尾的平衡載荷后，指南中歸納總結(jié)出兩種典型的機(jī)動(dòng)狀態(tài)(簡(jiǎn)稱一機(jī)動(dòng)和二機(jī)動(dòng))。

一機(jī)動(dòng)的平尾載荷計(jì)算方法為

(3)

式中：Pjd為平尾的機(jī)動(dòng)載荷；Mzww為無(wú)尾飛機(jī)的俯仰力矩系數(shù)；K為經(jīng)驗(yàn)系數(shù)；Spw為尾翼的參考面積。

二機(jī)動(dòng)的平尾載荷計(jì)算方法為

(4)

在民用飛機(jī)載荷設(shè)計(jì)的初期，采用的也是類似的方法，以急劇非校驗(yàn)機(jī)動(dòng)情況為例，該機(jī)動(dòng)情況的平尾載荷計(jì)算方法為

Lt=Ltnz=1+kr×Lδe×Δδemax

(5)

式中：Lt為非校驗(yàn)機(jī)動(dòng)的平尾載荷；Ltnz=1為1g平飛時(shí)的平尾載荷；kr為響應(yīng)系數(shù)，可采用較保守的kr=0.9；Lδe為升降舵單位偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生的平尾載荷；Δδemax為升降舵最大可用偏度。

綜上所述，在機(jī)動(dòng)載荷仿真分析的早期階段，軍用飛機(jī)和民用飛機(jī)的計(jì)算思路和方法基本一致。這種方法的優(yōu)點(diǎn)在于直擊機(jī)動(dòng)過(guò)程的物理本質(zhì)，把控影響飛行載荷的主要參數(shù)，方便快捷，即使在現(xiàn)代飛行載荷設(shè)計(jì)的初步階段依然適用。

(2) 發(fā)展階段

20世紀(jì)80年代，隨著計(jì)算機(jī)輔助技術(shù)的進(jìn)步，研究人員所掌握的設(shè)計(jì)工具越來(lái)越豐富，開(kāi)始通過(guò)自主編程或者商用軟件逐步進(jìn)行機(jī)動(dòng)過(guò)程時(shí)間歷程的仿真分析。但受限于計(jì)算機(jī)的運(yùn)算能力，在這一階段，通常將飛機(jī)的機(jī)動(dòng)情況分為對(duì)稱機(jī)動(dòng)、偏航機(jī)動(dòng)、滾轉(zhuǎn)機(jī)動(dòng)三大類，在每個(gè)方向上進(jìn)行單自由度或兩自由度的仿真分析，對(duì)于一些機(jī)動(dòng)程度較高的戰(zhàn)斗機(jī)，在某些工況下，研究人員開(kāi)始嘗試使用六自由度進(jìn)行仿真分析。

以對(duì)稱機(jī)動(dòng)為例，假設(shè)機(jī)動(dòng)是純對(duì)稱的，速度和高度保持不變，可以導(dǎo)出相對(duì)體軸系的對(duì)稱機(jī)動(dòng)飛行運(yùn)動(dòng)方程[7]：

(6)

圖8 對(duì)稱機(jī)動(dòng)飛行參數(shù)時(shí)間歷程

(3) 成熟階段

20世紀(jì)末，隨著計(jì)算機(jī)輔助設(shè)計(jì)技術(shù)的成熟，大量的六自由度的時(shí)間歷程仿真成為可能，同時(shí)，由于先進(jìn)的主動(dòng)控制技術(shù)越來(lái)越多的應(yīng)用于軍、民用飛行器，尤其在詳細(xì)設(shè)計(jì)階段，耦合主動(dòng)控制技術(shù)的六自由度機(jī)動(dòng)載荷仿真也成為型號(hào)設(shè)計(jì)必須解決的問(wèn)題。

1995年2月，Langley首先定義了一種名為the Langley Standard Real-time Simulation in C++ (LaSRS++)的飛行動(dòng)力學(xué)框架結(jié)構(gòu)，通過(guò)對(duì)多種飛機(jī)的測(cè)試，證明LaSRS++項(xiàng)目是卓有成效的。隨后AIAA又開(kāi)發(fā)了用于飛行器物理建模的通用文件標(biāo)準(zhǔn)。在這些研究的基礎(chǔ)上，國(guó)外的主機(jī)制造商成功開(kāi)發(fā)出了靈活性、拓展性高的動(dòng)力學(xué)仿真工具，并將之應(yīng)用于機(jī)動(dòng)載荷分析，還可與飛行控制律耦合，機(jī)動(dòng)載荷仿真結(jié)果越來(lái)越準(zhǔn)確。

國(guó)內(nèi)各大主機(jī)院所，例如沈陽(yáng)飛機(jī)設(shè)計(jì)研究所、成都飛機(jī)設(shè)計(jì)研究所、上海飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院等，在跟蹤國(guó)外飛行仿真最新發(fā)展成果的基礎(chǔ)上，結(jié)合控制律的設(shè)計(jì)，陸續(xù)研發(fā)出耦合飛控系統(tǒng)的飛行動(dòng)力學(xué)仿真模型，并成功應(yīng)用于機(jī)動(dòng)載荷分析。國(guó)內(nèi)某型機(jī)耦合控制律的機(jī)動(dòng)載荷分析結(jié)果如圖9所示。

(a) 側(cè)桿位移時(shí)間歷程

(c) 右副翼偏度時(shí)間歷程

(d) 左擾流板偏度時(shí)間歷程

(e) 右擾流板偏度時(shí)間歷程

(f) 滾轉(zhuǎn)角速度時(shí)間歷程

(g) 滾轉(zhuǎn)角加速度時(shí)間歷程

(h) 滾轉(zhuǎn)角時(shí)間歷程

3.3 分布載荷計(jì)算

完成了機(jī)動(dòng)載荷分析后，僅僅只是獲得了飛行載荷的概貌，要開(kāi)展強(qiáng)度分析，還需要知道各部件載荷的分布——即通過(guò)壓力分布數(shù)據(jù)獲得各部件氣動(dòng)載荷的分布，再結(jié)合質(zhì)量數(shù)據(jù)，求解出慣性力分布，將氣動(dòng)力、慣性力分布疊加，獲得“凈載荷”的分布。

氣動(dòng)載荷的分布，主要是指以下兩方面：(1)翼面展向壓心位置/翼面展向力的分布；(2)翼剖面的壓心位置/翼剖面弦向的載荷分布。

氣動(dòng)分布載荷計(jì)算的發(fā)展與機(jī)動(dòng)載荷仿真相似，也主要分為三個(gè)階段。

(1) 早期階段

早期的氣動(dòng)分布載荷計(jì)算，主要是通過(guò)工程估算或者理論計(jì)算的方法，利用小擾動(dòng)線化理論，將一般的擾流問(wèn)題線化為幾個(gè)解的疊加[8]。

基于線化假定，可以將繞翼型(三元問(wèn)題也與此類似)流動(dòng)的問(wèn)題線化為幾個(gè)解的疊加，既彎扭貢獻(xiàn)、迎角貢獻(xiàn)、彎度貢獻(xiàn)(舵偏)及厚度貢獻(xiàn)四個(gè)部分的疊加。在實(shí)際計(jì)算中，如果僅僅需要壓差系數(shù)ΔCp，而不是求壓力系數(shù)Cp時(shí)，通常略去對(duì)ΔCp無(wú)貢獻(xiàn)而僅僅對(duì)Cp有貢獻(xiàn)的對(duì)稱厚翼部分。

一般將上述擾流問(wèn)題稱為“基礎(chǔ)氣動(dòng)力計(jì)算”。根據(jù)實(shí)際需要，研究人員通過(guò)編制程序即可完成“基礎(chǔ)氣動(dòng)力計(jì)算”，進(jìn)而結(jié)合機(jī)動(dòng)仿真分析的結(jié)果，獲得氣動(dòng)分布載荷。

(2) 發(fā)展階段

隨著風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù)的成熟，逐漸轉(zhuǎn)化為以風(fēng)洞測(cè)壓試驗(yàn)為主要依據(jù)求解部件氣動(dòng)力的分布。

風(fēng)洞測(cè)壓試驗(yàn)就是在風(fēng)洞模型表面的適當(dāng)位置布置測(cè)壓孔，測(cè)壓孔通過(guò)導(dǎo)管與壓強(qiáng)傳感器相連，即可測(cè)得模型表面的壓強(qiáng)分布，如果全面進(jìn)行高低速測(cè)壓試驗(yàn)，建立一整套高低速的壓力分布數(shù)據(jù)庫(kù)，通過(guò)插值即可求得氣動(dòng)載荷分布。某型機(jī)的風(fēng)洞測(cè)壓試驗(yàn)現(xiàn)場(chǎng)圖如圖10～圖11所示。

圖10 高速風(fēng)洞測(cè)壓試驗(yàn)

圖11 低速風(fēng)洞測(cè)壓試驗(yàn)

使用風(fēng)洞測(cè)壓試驗(yàn)結(jié)果獲得載荷分布積分后，一般與機(jī)動(dòng)載荷仿真分析得到姿態(tài)及總載荷是不一致的，這種不一致，俗稱“載荷不平衡”。造成這種不平衡的原因有很多，既有風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷牟粎f(xié)調(diào)性，也有測(cè)力測(cè)壓試驗(yàn)修正體系的不協(xié)調(diào)性。如何解決這種不平衡，給出合理有效的分布載荷，是研究人員需要重點(diǎn)研究的問(wèn)題。

(3) 成熟階段

近些年，計(jì)算流體力學(xué)(CFD)技術(shù)日趨成熟，計(jì)算數(shù)據(jù)也越來(lái)越多地應(yīng)用于型號(hào)設(shè)計(jì)中。CFD技術(shù)通過(guò)對(duì)計(jì)算域進(jìn)行離散，采用數(shù)值方法在上述離散網(wǎng)格點(diǎn)對(duì)控制方程(Navier-Stokes方程或Euler方程)進(jìn)行求解，以獲得流場(chǎng)在離散空間和時(shí)間序列上的定量描述，用以研究和預(yù)測(cè)流體的運(yùn)動(dòng)規(guī)律、對(duì)物體的作用特征等。通過(guò)數(shù)值模擬的方法可以任意改變研究對(duì)象的外形和流體性質(zhì)，可以更加方便、高效、低成本地分析飛行器的氣動(dòng)分布，為分布載荷的計(jì)算分析帶來(lái)了極大便利。在國(guó)外，鑒于CFD技術(shù)的高效性、經(jīng)濟(jì)性，越來(lái)越多的主機(jī)制造商傾向于以CFD數(shù)據(jù)為主，風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)為輔作為載荷計(jì)算的主要輸入。在國(guó)內(nèi)，CFD技術(shù)也越來(lái)越受到載荷工程師的青睞。CFD技術(shù)在A380客機(jī)研制中的應(yīng)用實(shí)例如圖12所示。

圖12 CFD技術(shù)在A380研發(fā)過(guò)程的應(yīng)用

3.4 氣動(dòng)彈性靜力學(xué)分析

彈性結(jié)構(gòu)在氣動(dòng)載荷中會(huì)產(chǎn)生氣動(dòng)彈性現(xiàn)象，20世紀(jì)30年代，Cox和Pugsley首先提出了“氣動(dòng)彈性”一詞，用來(lái)描述這一現(xiàn)象。

氣動(dòng)彈性問(wèn)題大致分為兩類，一類是包含空氣動(dòng)力、彈性力和慣性力相互作用的氣動(dòng)彈性問(wèn)題，稱之為氣動(dòng)彈性動(dòng)力學(xué)問(wèn)題；另一類則是只包含空氣動(dòng)力和彈性力相互作用的氣動(dòng)彈性問(wèn)題，稱之為氣動(dòng)彈性靜力學(xué)問(wèn)題，這一類問(wèn)題也是飛行載荷專業(yè)的重要工作內(nèi)容。

氣動(dòng)彈性靜力學(xué)問(wèn)題主要包含兩種類型，一類是扭轉(zhuǎn)發(fā)散問(wèn)題及載荷的重新分布，另一類則是操縱效率及操縱反效問(wèn)題。

在氣動(dòng)彈性靜力學(xué)分析中，研究人員采用的主要?dú)鈩?dòng)力分析方法是線性氣動(dòng)力方法，包括片條理論、基于線化勢(shì)流理論的低階面元法和高階面元法等方法，這類方法能很好地和結(jié)構(gòu)有限元的分析方法相結(jié)合，重新構(gòu)建一體化的靜氣動(dòng)彈性方程，在型號(hào)設(shè)計(jì)分析中被廣泛使用。NASTRAN、ZONAIR、ASTROS等分析軟件中的氣動(dòng)彈性模塊都使用這類方法，但線性氣動(dòng)力分析方法也存在著不足，不能用于流場(chǎng)壓縮效應(yīng)顯著的跨聲速范圍。

為了解決上述不足，人們又研究使用高精度的氣動(dòng)力方程(N-S方程或Euler方程)和CSD(計(jì)算結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué))方法相結(jié)合求解，在此基礎(chǔ)上，發(fā)展出了緊密耦合和松散耦合的方法。20世紀(jì)末，這類方法在國(guó)外研究較多，進(jìn)入21世紀(jì)，國(guó)內(nèi)的流固耦合研究也發(fā)展迅速。但這類方法一般分析耗費(fèi)巨大，在工程實(shí)踐中往往局限于對(duì)有限狀態(tài)進(jìn)行校核。

基于線性和非線性氣動(dòng)力方法的優(yōu)缺點(diǎn)，人們又發(fā)展了一種準(zhǔn)非線性方法，該方法可以引用高精度的CFD計(jì)算數(shù)據(jù)或試驗(yàn)數(shù)據(jù)，可適用于大迎角等非線性氣動(dòng)力狀態(tài)，這一方法在近些年研究較多[9]。

4 嚴(yán)重載荷選取方法

即使根據(jù)規(guī)范的要求，合理定義了載荷場(chǎng)景，考慮到重量、高度、速度、機(jī)動(dòng)情況等多種因素的組合，也考慮到機(jī)動(dòng)時(shí)間歷程中每個(gè)瞬時(shí)的載荷，將使載荷工況數(shù)目達(dá)到海量級(jí)別，對(duì)這些工況全部進(jìn)行載荷分布計(jì)算，即使在計(jì)算機(jī)輔助設(shè)計(jì)高度發(fā)達(dá)的今天，也是很困難的。而即使完成了這些工況的分布載荷計(jì)算，后續(xù)的強(qiáng)度分析工作也是不現(xiàn)實(shí)的。為了不遺漏臨界載荷情況，又大幅減少?gòu)?qiáng)度分析的工作量，臨界載荷篩選是必不可少的。

在現(xiàn)代飛行載荷設(shè)計(jì)的早期，受設(shè)計(jì)工具和手段的限制，研究人員主要通過(guò)設(shè)計(jì)點(diǎn)法和單值包線法[1]進(jìn)行載荷的篩選：

首先，通過(guò)分析機(jī)動(dòng)或陣風(fēng)過(guò)程的時(shí)間歷程，結(jié)合飛機(jī)的氣動(dòng)特性，采用設(shè)計(jì)點(diǎn)的概念來(lái)挑選典型的載荷特征點(diǎn)。以飛行器偏航機(jī)動(dòng)的垂尾載荷為例，如圖13所示，垂尾載荷主要有三個(gè)設(shè)計(jì)點(diǎn)，這三個(gè)設(shè)計(jì)點(diǎn)不僅載荷大小不同，其分布形態(tài)也各不相同，第一設(shè)計(jì)點(diǎn)，其載荷主要由舵偏貢獻(xiàn)產(chǎn)生，屬于后壓心情況；第二設(shè)計(jì)點(diǎn)則由最大側(cè)滑和最大舵偏反相疊加產(chǎn)生，屬于前壓心情況；第三設(shè)計(jì)點(diǎn)是由單純的側(cè)滑產(chǎn)生，屬于正常壓心。這三個(gè)設(shè)計(jì)點(diǎn)基本概括了偏航機(jī)動(dòng)過(guò)程的特征。

圖13 偏航機(jī)動(dòng)響應(yīng)曲線

經(jīng)過(guò)設(shè)計(jì)點(diǎn)法選擇后得到的載荷結(jié)果，進(jìn)一步進(jìn)行氣動(dòng)力分布及慣性力分布計(jì)算，并求出各框位、肋位凈載荷分布值，將多種載荷情況的某一力素，如剪力、彎矩、扭矩等，做出沿展向或軸向的極值包線，得到部件的單值包線，如圖14所示。

圖14 部件載荷單值包線

隨著認(rèn)識(shí)的不斷提高，研究人員意識(shí)到單一的單值包線法并不能完整覆蓋臨界載荷工況，對(duì)于傳力路徑較為簡(jiǎn)單的部件，單值包線基本能涵蓋載荷的臨界情況，而對(duì)于現(xiàn)代飛行器的主要承力部件，其傳力路徑都較為復(fù)雜，某些較大的但又不是極值的載荷組合也會(huì)成為設(shè)計(jì)情況。為了對(duì)單值包線法進(jìn)行補(bǔ)充，又發(fā)展出了組合包線法[1,7,10-11]。

組合包線法通常采用的組合為：彎矩—剪力、彎矩—扭矩，剪力—扭矩。通常在機(jī)身類部件上選定6～8個(gè)框位，如結(jié)構(gòu)對(duì)接框(前段、中段、尾段框)，集中質(zhì)量框(前起落架框、主起落架框)等典型框位上繪制復(fù)合包線。對(duì)于翼面類部件，通常選定4～6個(gè)剖面，如翼根剖面，操縱面區(qū)剖面、翼尖剖面及各結(jié)構(gòu)對(duì)接面等典型剖面上繪制組合包線。某型飛機(jī)機(jī)翼典型剖面的組合包線如圖15～圖16所示。

參數(shù)選擇法和組合包線法的使用使得載荷篩選越來(lái)越精細(xì)，通過(guò)多種方法的互為補(bǔ)充，即可最終確定臨界載荷設(shè)計(jì)情況，并得到全部的數(shù)據(jù)信息，可以保證嚴(yán)重載荷情況不被遺漏。

圖15 彎矩-剪力包線

圖16 彎矩-扭矩包線

5 飛行載荷的驗(yàn)證

飛行載荷設(shè)計(jì)本質(zhì)上是一種預(yù)測(cè)技術(shù)，而為了表明驗(yàn)證載荷計(jì)算方法和設(shè)計(jì)輸入數(shù)據(jù)是否準(zhǔn)確有效，用于結(jié)構(gòu)強(qiáng)度校核的載荷預(yù)測(cè)值相對(duì)于真實(shí)飛行是否可靠或偏保守[12]，則必須通過(guò)載荷試飛加以驗(yàn)證。

飛行載荷試飛一般安排在試飛的早期階段，在完成必要的空速校準(zhǔn)試飛后就可以開(kāi)展載荷的試飛。這種安排的好處包括：①保證后續(xù)試飛安全；②盡早發(fā)現(xiàn)存在的不足；③便于安排與其他科目的結(jié)合試飛；④避免測(cè)試改裝失效。

經(jīng)過(guò)幾十年的發(fā)展，目前載荷試飛的測(cè)量方法已基本成熟，主要分為壓力分布和應(yīng)變測(cè)量?jī)煞N方法，兩種方法的特點(diǎn)如表2所示。

表2 壓力分布方法和應(yīng)變測(cè)量方法的特點(diǎn)

在規(guī)劃載荷試飛時(shí)可以根據(jù)飛機(jī)特點(diǎn)，針對(duì)不同的部件合理選用不同的測(cè)量方法。常規(guī)的方案是機(jī)翼、平尾、垂尾主翼面用應(yīng)變法測(cè)量剪力、彎矩和扭矩，機(jī)翼同時(shí)布置若干測(cè)壓剖面；襟翼、縫翼等增升裝置測(cè)量表面壓力分布；主飛控翼面通過(guò)應(yīng)變測(cè)量鉸鏈力矩。測(cè)量機(jī)翼、尾翼載荷經(jīng)典的方法是在主傳力路徑上粘貼應(yīng)變電橋(如圖17所示)，通過(guò)載荷方程[13]得到翼面不同展向站位的累積凈載荷(剪力、彎矩和扭矩)。應(yīng)變電橋位置的選擇需要綜合考慮傳力相對(duì)單純(彎剪扭不耦合)、改裝空間足夠、避開(kāi)應(yīng)力集中或突變區(qū)域等因素，并充分考慮試飛中外界大氣溫度隨高度的大幅變化，做好溫度補(bǔ)償措施，這一點(diǎn)與地面常溫試驗(yàn)存在很大差異。

圖17 應(yīng)變改裝示意圖[13]

為了準(zhǔn)確測(cè)量主翼面的剪力、扭矩、彎矩，地面校準(zhǔn)試驗(yàn)是必不可少的，如圖18所示。

圖18 地面校準(zhǔn)試驗(yàn)[14]

在飛機(jī)改裝完成后，將其停在機(jī)庫(kù)中約束固定，對(duì)機(jī)翼、平尾、垂尾等主要承力結(jié)構(gòu)施加各種已知的剪力/彎矩/扭矩組合載荷，記錄應(yīng)變電橋的輸出，根據(jù)輸入載荷和電橋輸出關(guān)系優(yōu)選得到剪力/彎矩/扭矩的載荷方程，如式(7)所示[15]。試飛時(shí)測(cè)得電橋輸出后，通過(guò)此載荷方程反算出機(jī)體載荷[15-18]。

(7)

對(duì)于副翼、升降舵、方向舵這些作動(dòng)器連桿連接的主飛控翼面，則可以在作動(dòng)器連桿上粘貼應(yīng)變片測(cè)量拉/壓力，進(jìn)而通過(guò)不同偏度的幾何關(guān)系即可得到活動(dòng)面的鉸鏈力矩。試飛前也需要通過(guò)地面試驗(yàn)校準(zhǔn)應(yīng)變與拉/壓力間的關(guān)系方程。地面試驗(yàn)和數(shù)據(jù)分析通常要耗費(fèi)數(shù)周時(shí)間，在規(guī)劃安排時(shí)需在試飛期間預(yù)留出充足的停飛周期。

壓力分布測(cè)量是在蒙皮表面粘貼測(cè)壓帶，或者直接在蒙皮上打孔，用測(cè)壓軟管將測(cè)壓孔與掃描閥連接，采集壁面的壓力分布數(shù)據(jù)。對(duì)于尺寸較大的翼面(如機(jī)翼主翼盒)，可以在蒙皮表面粘貼測(cè)壓帶(外徑2 mm以上)，此種測(cè)試改裝對(duì)試飛機(jī)原有結(jié)構(gòu)的改動(dòng)較少。但對(duì)尺寸較小的結(jié)構(gòu)(如前緣縫翼，如圖19所示)不適用，因?yàn)闇y(cè)壓帶對(duì)原有氣動(dòng)外形的改變較大，氣動(dòng)干擾不可忽略。對(duì)此可以單獨(dú)加工外形相同的測(cè)壓試驗(yàn)件，直接在蒙皮上打孔，缺點(diǎn)是對(duì)原有結(jié)構(gòu)有改動(dòng)(需合理布置安裝維護(hù)口蓋)，成本高。

圖19 測(cè)壓孔示意圖

隨著測(cè)量技術(shù)的發(fā)展，波音公司首先在B787飛機(jī)的載荷試飛中采用了一種新型的帶狀壓力測(cè)壓系統(tǒng)[19]，該系統(tǒng)尺寸較小，可以直接貼在蒙皮表面，直接輸出壓力值的電信號(hào)。在獲得壁面的壓力分布數(shù)據(jù)后，通過(guò)對(duì)封閉曲面積分可以得到翼面的氣動(dòng)載荷，取得了較好的效果。但這種方法在國(guó)內(nèi)的載荷試飛中應(yīng)用尚未普及，亦無(wú)成功案例。

通常，載荷試飛不直接驗(yàn)證嚴(yán)重載荷[20]，因此無(wú)需進(jìn)行臨界情況的試飛。而且飛行載荷主要分析頻率2 Hz以下的機(jī)體靜載荷，適用定常氣動(dòng)假設(shè)[21]。多數(shù)情況下機(jī)動(dòng)試飛中機(jī)體所受的氣動(dòng)力是不斷變化的，因此機(jī)動(dòng)動(dòng)作越劇烈，非定常氣動(dòng)影響越大。除失速或抖振外，計(jì)算分析模型主要使用定常氣動(dòng)力，因而試飛機(jī)動(dòng)動(dòng)作應(yīng)盡量保持較長(zhǎng)時(shí)間穩(wěn)定段。失速或抖振試飛側(cè)重于通過(guò)試飛測(cè)量理論上難以準(zhǔn)確預(yù)測(cè)的氣動(dòng)力，尤其是測(cè)量平尾上的非對(duì)稱載荷[22]。

選擇試飛點(diǎn)(一個(gè)試飛點(diǎn)指特定速度、高度、重量重心、過(guò)載與機(jī)動(dòng)動(dòng)作的一種組合)的基本原則是保證試飛安全。除必要的失速和抖振試飛外，載荷試飛在飛行手冊(cè)規(guī)定的包線范圍內(nèi)進(jìn)行即可。

試飛完成后需從大量試飛數(shù)據(jù)中挑選出與試飛大綱要求符合性最好的試飛結(jié)果進(jìn)行分析[23-24]。對(duì)比分析流程圖如圖20所示。在用載荷方程計(jì)算載荷時(shí)，需要設(shè)置電橋零值。尾翼內(nèi)沒(méi)有油箱，在試飛前停機(jī)狀態(tài)可以將電橋的初始值賦值為零。機(jī)翼則不同，可以將空油箱對(duì)應(yīng)的電橋輸出作為零值，每架次機(jī)翼油箱內(nèi)裝載燃油后，試飛前停機(jī)狀態(tài)的電橋初始值是零值加燃油慣性力產(chǎn)生的電橋輸出值[25]。

圖20 試飛載荷對(duì)比分析

經(jīng)處理后將設(shè)計(jì)載荷與試飛載荷進(jìn)行對(duì)比。某型機(jī)翼面站位彎矩隨過(guò)載變化曲線如圖21所示，可以看出：線性部分設(shè)計(jì)結(jié)果與試飛結(jié)果吻合很好，非線性部分設(shè)計(jì)結(jié)果比試飛結(jié)果略保守。

圖21 翼面站位彎矩對(duì)比

壓力分布的對(duì)比(如圖22所示)更為直觀，如果分析與試飛測(cè)得的壓力分布形態(tài)一致，曲線包絡(luò)面積接近，則兩者氣動(dòng)載荷接近。

圖22 某型機(jī)翼面壓力分布對(duì)比

除了型號(hào)試飛中的載荷試飛，還可以在運(yùn)營(yíng)航線的飛機(jī)上采集載荷數(shù)據(jù)，為飛機(jī)延壽、增大商載等積累飛行數(shù)據(jù)作為依據(jù)[26]。

6 飛行載荷設(shè)計(jì)展望

經(jīng)過(guò)了幾十年的發(fā)展，無(wú)論是國(guó)際上的主要制造商，還是國(guó)內(nèi)的主機(jī)院所，飛行載荷設(shè)計(jì)都已發(fā)展到了一個(gè)相對(duì)成熟的階段。國(guó)內(nèi)的飛行載荷計(jì)算能力與國(guó)際先進(jìn)水平差距不大。未來(lái)國(guó)內(nèi)飛行載荷發(fā)展的方向?qū)⒅饕劢乖谛录夹g(shù)應(yīng)用、試驗(yàn)驗(yàn)證等方向，主要有以下三方面：

(1) 載荷控制律一體化設(shè)計(jì)

主動(dòng)控制技術(shù)是未來(lái)飛行器設(shè)計(jì)的一個(gè)重要發(fā)展方向，無(wú)論是軍用飛機(jī)還是民用飛機(jī)，越來(lái)越多的型號(hào)采用先進(jìn)的主動(dòng)控制技術(shù)，而目前國(guó)內(nèi)控制律設(shè)計(jì)與載荷設(shè)計(jì)之間大多采用串聯(lián)的工作模式，相對(duì)獨(dú)立，這種工作模式載荷收益有限且迭代周期長(zhǎng)，不利于快速迭代設(shè)計(jì)。因此，深入開(kāi)展載荷與控制律綜合設(shè)計(jì)研究，對(duì)于載荷設(shè)計(jì)與控制律設(shè)計(jì)，都具有重要的理論指導(dǎo)意義和工程實(shí)用價(jià)值。

(2) 彈性載荷設(shè)計(jì)

現(xiàn)代飛行器結(jié)構(gòu)柔度大，復(fù)合材料應(yīng)用比例高，對(duì)氣動(dòng)彈性載荷設(shè)計(jì)的要求也越來(lái)越高。目前，彈性載荷設(shè)計(jì)主要依賴于理論計(jì)算，而不同的理論計(jì)算方法都存在一定的局限性，如DLM方法，雖然計(jì)算速度快，應(yīng)用廣泛，但在跨聲速區(qū)其計(jì)算精度較差；而CFD/CSD耦合雖然可以較好地計(jì)算飛行器的氣動(dòng)彈性，但其運(yùn)算速度較慢，不適合大范圍的工程應(yīng)用。如何綜合不同理論計(jì)算方法的優(yōu)缺點(diǎn)，建立一套完整的彈性載荷設(shè)計(jì)體系是國(guó)內(nèi)研究人員需要重點(diǎn)研究的方向。

(3) 飛模載荷試飛驗(yàn)證

飛行載荷設(shè)計(jì)最終還要進(jìn)行試飛驗(yàn)證，當(dāng)前，型號(hào)研制多采用真機(jī)進(jìn)行載荷試飛驗(yàn)證，成本較高，且受改裝工藝、飛行安全等影響，驗(yàn)證的范圍也有限。而飛模試驗(yàn)在載荷分析方法、氣動(dòng)彈性載荷設(shè)計(jì)方法、飛行安全性的驗(yàn)證方面有著顯著優(yōu)勢(shì)，從長(zhǎng)遠(yuǎn)來(lái)看，載荷模飛驗(yàn)證是必然趨勢(shì)，是未來(lái)載荷驗(yàn)證的發(fā)展方向。

7 結(jié)束語(yǔ)

飛行載荷是飛行器設(shè)計(jì)的一個(gè)重要組成部分，是連接總體氣動(dòng)和結(jié)構(gòu)強(qiáng)度的橋梁。在超過(guò)一個(gè)世紀(jì)的時(shí)間里，飛機(jī)設(shè)計(jì)師們?cè)谠擃I(lǐng)域進(jìn)行了大量的研究。本文通過(guò)對(duì)飛行載荷設(shè)計(jì)規(guī)范和設(shè)計(jì)方法的研究，對(duì)設(shè)計(jì)規(guī)范、設(shè)計(jì)方法、驗(yàn)證方法的發(fā)展歷程、發(fā)展現(xiàn)狀和技術(shù)特點(diǎn)進(jìn)行逐一論述，梳理出現(xiàn)有設(shè)計(jì)驗(yàn)證方法的優(yōu)點(diǎn)和不足，為飛行載荷設(shè)計(jì)方法的研究和優(yōu)化提供了參考。在此基礎(chǔ)上，結(jié)合新理念、新技術(shù)、新材料在飛行器設(shè)計(jì)中的應(yīng)用，尤其是主動(dòng)控制技術(shù)、飛模驗(yàn)證技術(shù)、復(fù)合材料應(yīng)用等方面對(duì)飛行載荷未來(lái)的發(fā)展方向進(jìn)行了展望，為飛行載荷設(shè)計(jì)的發(fā)展提供了可行的建議和思路。