雷道紅，郭曉冬

(中國飛機強度研究所，陜西 西安 710065)

1 引 言

全機疲勞試驗是在實驗室中，對飛機結構按照“飛-續(xù)-飛”循環(huán)施加飛機在飛行使用過程中的載荷歷程，驗證飛機結構的使用壽命，暴露結構的疲勞薄弱部位，驗證疲勞分析方法，確定裂紋擴展特性，為制定檢查維修大綱提供試驗依據[1,2]。飛機結構疲勞試驗是飛機研制過程中的一項重要環(huán)節(jié)，試驗周期長、應變片采集數據量大，特別是近年來采用全程跟蹤測量，測量時間短則幾個月，長則幾年甚至十幾年。疲勞試驗過成中需對相同載荷狀態(tài)在不同時段測量的應變數據進行重復性分析[3]，以便掌握試驗件的狀態(tài)，及時發(fā)現損傷。由于測量延續(xù)的時間長，數據量巨大，零點漂移對數據的影響不能忽視[4]。

零點漂移是指當放大電路輸入信號為0時，由于受溫度波動、電源電壓波動等因素的影響，使靜態(tài)工作點發(fā)生變化，并被逐級放大和傳輸，導致電路輸出端電壓偏離原固定值而出現上下漂動的現象[5]。應變測量消除溫漂的方法有多種，如采用不同的橋路、設置補償應變片等[6,7]。本文通過對載荷譜進行分析，將第一譜塊第1個載荷狀態(tài)作為基準，以后每個譜塊的第一個載荷狀態(tài)均與該基準做差，其他譜塊應變數據減去這個差，提取試驗載荷譜特征信息，同時建立應變和溫度之間的對應關系，對應變進行溫度補償，來消除溫漂，并在某大型民機試驗中對本文提出的方法進行驗證和應用。

2 載荷譜特征提取方法

消除溫漂的方法包括兩個方面，一是從工程方面對疲勞載荷譜進行分析，提取載荷譜特征，基于載荷譜對應變數據進行處理；二是建立應變和溫度之間的關系，并引入載荷譜特征信息，對應變進行溫度補償，消除疲勞應變數據溫漂?？傮w思路如圖1所示。

圖1 溫漂的消除方法總體思路

在全機疲勞試驗中，載荷譜共包含N個疲勞載荷狀態(tài)，組合成A1、A2、A3、A、B、C、D、E等共計M種不同飛行類型。將M種飛行類型編制成不同譜塊，每個譜塊包含L次飛行。通過對載荷譜進行分析，各種飛行類型中第1個載荷狀態(tài)均相同，且載荷值較小。將該載荷狀態(tài)作為基準，其他譜塊的第1個載荷狀態(tài)引用第一譜塊的第1個載荷狀態(tài)作為基準，以后每個譜塊第1個載荷狀態(tài)均與該基準做差，其他數據減去這個差，進行應變數據處理及載荷譜信息提取，具體如圖2所示。其中，PRF為載荷譜塊，LC為載荷狀態(tài)，CYC為飛行循環(huán)數，ROW為載荷行號。

圖2 疲勞試驗載荷譜特征信息提取方法

3 應變-溫度映射關系研究

試驗應變-溫度映射關系研究主要是建立應變和溫度之間的關系。在確定應變和溫度間的關系時，推導回歸函數，根據實測的溫度和應變值進行估算。

3.1 回歸模型

對某型飛機全機疲勞試驗的溫度和應變數據進行分析，應變隨溫度的變化而變化。以疲勞試驗中的實測數據為依據進行回歸分析，表1為12h所得溫度和應變的實測值。

表1 疲勞試驗溫度和應變匹配表

由表1可知，試驗應變和溫度之間大致成線性關系，由此推導應變與溫度之間的關系，形成線性回歸模型。此處將溫度作為控制量，回歸函數可寫成：

y=g(x)=α0+α1x

(1)

線性回歸模型為：

(2)

式中，α0，α1為回歸系數；ε為隨機誤差，服從正態(tài)分布。

3.2 參數估計

將溫度、應變數據代入上式，確定參數，使得殘差盡可能?。?/p>

(3)

式中：

(4)

對式(3)利用最小二乘法可得：

(5)

式中：

(6)

由表1中數據確定線性回歸函數中的各參數值，在后續(xù)試驗驗證中利用確定的參數進行分析和計算。

4 試驗驗證

某型號疲勞試驗，在飛機扣重狀態(tài)調零，當日共測量27592次，溫漂消除前7735022號應變-歷程曲線見圖3、圖4。可以看出，應變數據存在溫漂，12h約為50～60με。

圖3 溫漂消除前載荷狀態(tài)a應變-歷程曲線

圖4 溫漂消除前載荷狀態(tài)b應變-歷程曲線

利用本文方法對上述數據進行載荷譜信息提取和溫度補償，消除溫漂后的應變-歷程曲線見圖5、圖6，可以看出，溫漂消除后，數據重復性變好。

圖5 溫漂消除后載荷狀態(tài)a應變-歷程曲線

圖6 溫漂消除后載荷狀態(tài)b應變-歷程曲線

5 結 論

本文提出的基于數據處理的方法，在不改變現有測量設備的情況下消除溫漂，在某型飛機的疲勞試驗中進行運用，通過與傳統(tǒng)數據進行對比，證明此方法真實可行。目前，該技術已經在多個型號試驗的舵面功能檢查試驗中得到了應用。