面向生產線的全動V形尾翼載荷標定試驗方法

董天智,劉慶杰,劉 暢,劉迪威

(成都飛機工業(集團)有限責任公司,四川 成都 610092)

1 引 言

第四代戰斗機因隱身及超機動性能等要求,普遍采用外傾全動V形尾翼的結構形式[2]。對于開展該重要結構的疲勞定壽與結構健康監測工作,優化結構維修期,若采用定期維護策略,因為未考慮單機服役時實際飛行的載荷情況,這制約了先進戰斗機機體結構平臺使用和維護的保障。因此,獲取單機V形尾翼關鍵結構的載荷-時間歷程非常重要。

目前主要采用應變法進行載荷測量,即通過地面載荷標定試驗獲取的應變電橋與載荷映射關系構建載荷方程[3,4]。國內主要對外場飛機進行載荷標定試驗,無法實現大批量結構載荷標定試驗。

相較于傳統的雙垂直尾翼飛機,采用全動V形尾翼結構形式的戰斗機大批量開展載荷標定試驗更加困難,載荷施加與飛機結構具有一定的傾斜角度,在外場進行載荷標定試驗給試驗載荷施加與試驗安裝帶來較大困難,使用液壓伺服作動器加載過程中,因結構變形后加載塊受側向載荷可能側滑,導致試驗加載風險較高。因此,需要設計專用試驗工裝進行加載,其安裝復雜,試驗周期長,能實現的載荷工況也比較單一。

為解決上述問題,提出一種面向生產線的全動V形尾翼載荷標定試驗方法,實現對全動V形尾翼在生產過程中快速進行載荷標定。

2 地面載荷標定數據處理原理

應變法是美國軍用規范MIL-A-8871-A[9,10]中提出的計算飛行載荷的方法,主要原理是:

F=A×ε

(1)

式中,F為載荷;A為系數;ε為應變。

應變測試法認為,應變值與該應變片位置外的翼面上載荷可以線性表示:

μi=bi1·P+bi2·M+bi3·T

(2)

式中,μi表示第i個應變片的應變值;P、M、T分別表示剪力、彎矩和扭矩值;bi1、bi2、bi3分別為剪力、彎矩和扭矩的載荷系數。

根據材料力學原理,結構應變響應應該遵循線性疊加原理,即結構上幾個加載點同時加載,在特定點產生的應變值是這些載荷單獨作用產生應變值的代數和。因此,式(2)中彎矩M和扭矩T可用某一點(x,y)上剪力P線性表示,即:

(3)

在實際載荷標定試驗中,設粘貼了j組應變片,即:

(4)

在結構上不同弦向位置和展向位置施加剪力P,則剪力方程可以寫為:

(5)

將式(5)轉置,得:

(6)

若在結構上施加載荷的數量等于電阻片的數量,式(6)可以寫成:

(7)

式(7)簡寫為:

{Pj}={μij}{a1j}

(8)

(9)

(10)

按式(10)可以計算出{a1j},依照此方法,可以確定系數矩陣{aij}。

當結構上作用有一個力系時,應變電橋中任意一個信號等于這個力系單獨作用下產生的信號總和。在結構部件的標定試驗中,運用下列矢量,即:

(11)

式中,ε為應變電橋信號矢量,維數為k×1;P為標定時力矢量,維數為l×1;Λ為載荷參數矢量,維數為n×1。

假設載荷參數和標定施加集中載荷之間是線性關系,則:

Λ=K1·ε

(12)

在進行載荷標定試驗中,通過回歸變量(載荷)來控制響應(應變電橋讀數),再通過測試應變來預測載荷。將式(11)進行一定的數學變換,才能由應變預測載荷,即:

ε=K2·Λ

(13)

K2的最小二乘法的估計值為:

(14)

(15)

在一般情況下,估算矩陣K采用最小二乘公式:

(16)

則估算Λ的方法為:

(17)

在載荷標定試驗中,輸入載荷是確定量,系統應變響應是隨機量。從數學意義上來說,多元線性回歸的因變量必須是確定量;從力學意義上來說,輸入載荷控制系統的響應。因此,無論是從數學意義還是力學意義講,該模型描述的試驗過程更接近實際[1]。對此,本文后續的討論主要基于該模型進行試驗設計與分析。

3 全動V形尾翼載荷標定試驗載荷確定

面向生產線上的全動V形尾翼載荷標定試驗在進行加載時,必須充分考慮試驗的安全性,并提高試驗效率,保障生產任務準時交付。這就需要在充分分析全動V形尾翼受載情況的基礎上,針對批產情況進行工程簡化。

通過從飛行載荷工況中飛行出現頻次、載荷大小選擇一組載荷空間作為全動V形尾翼的地面載荷標定試驗工況。再結合全動V形尾翼的結構傳力路徑,將試驗載荷分為4個加載點進行載荷施加。根據材料力學線性疊加原理,通過對不同加載點施加不同方向、不同大小的試驗載荷,模擬全動V形尾翼在飛行過程中的受載狀態,保證最終擬合的載荷方程具有較高精度。具體加載點位置示意見圖1。

圖1 尾翼加載點位置示意

4 標定試驗加載系統設計

在全機載荷標定試驗中,全動V形尾翼的結構形式存在內側加載空間小、載荷作用線相交、加載設備與機體結構干涉等問題,給試驗載荷施加帶來困難。在試驗準備階段還需將全動V形尾翼的作動器更換為加載假件,增加了試驗準備周期,且試驗完成后還需要恢復相關設備,延誤生產進度[6-8]。

為此,本文提出一種一體化地面試驗加載系統,尾翼部件裝配完成后即可開展相應的載荷標定試驗,完成試驗后再進行結構總裝,在保證最終載荷方程構建精度的前提下,不會延誤生產進度。

試驗支持采取地面支持方式,為保證嵌入生產線標定試驗邊界條件與整機標定試驗全邊界條件一致,通過有限元計算,模擬整機標定試驗剛度邊界條件,設計夾具剛度與機體剛度一致,夾具結構形式與計算結果如圖2所示。

(a)試驗夾具結構

左/右尾翼分別進行試驗,左/右尾翼與試驗夾具相連接,固定在地軌上,保持尾翼弦平面垂直于地面。通過調節尾翼作動器假件,使尾翼的弦平面達到中立位置。尾翼載荷存在尾翼弦平面正負兩個方向載荷。為實現加載且便于安裝,在尾翼兩側使用8個加載塊加載,正向載荷由尾翼一側加載塊施加壓力載荷,負向載荷由尾翼另一側加載塊施加壓力載荷。加載塊表面粘貼10mm厚度的橡膠墊,與尾翼上下翼面接觸,減小對結構隱身涂料的影響。載荷執行機構固支在立柱上,通過調節載荷執行機構安裝位置,保證載荷執行機構的加載方向與尾翼弦平面垂直。具體實現方式如圖3所示。

(a)尾翼載荷標定示意圖

5 標定試驗數據采集方法

為提高載荷標定試驗數據采集精度,構建地面采集測試系統與機載遠程接口單元測試數據對應關系,實現標定試驗過程不用全機上電,保障飛機標定試驗安全,提高試驗測試效率,本文提出一種機載遠程接口單元(RIU)測試數據模擬技術,對標定試驗數據進行采集。

試驗采用地面應變數采系統在試驗工況下對機載應變載荷電橋響應進行獨立電壓采集,包含兩個主要參數:一個參數為通道增益,采集系統可直接測試出應變電橋的輸出端電壓;另一個為橋壓,采集系統電橋的供壓形式是采用6線制,確保遠端橋壓值與設定值一致,克服引線引入橋壓誤差[5]。

地面采集系統與機載RIU采集系統主要參數對比如表1所示,可以看出,采用地面采集系統進行地面載荷標定獲取的數據精度更高。

表1 采集系統主要參數對比

根據GJB 1692—93《試飛測試儀器校準要求》[11],機載RIU單元的橋壓是已知的,僅標定系統增益就能通過地面采集系統模擬機上RIU采集,不但測試數據精度更高,而且在地面試驗中還能實時研判數據線性度與有效性。數據采集流程見圖4。

圖4 數據采集流程圖

6 載荷標定試驗數據分析

在載荷標定試驗過程中,將整機狀態下全動V形尾翼根部彎矩電橋所測的應變響應與本文提出的采用嵌入生產線的全動V形尾翼的載荷標定方法所得結果進行比對,結果如圖5所示。兩種試驗方式所測應變響應相對誤差結果均在3%左右,考慮到貼片誤差、加載誤差、安裝誤差的影響,兩種試驗方式均能得出滿足要求的試驗結果。

(a)尾翼CW1工況試驗對比結果

(c)尾翼CW3工況試驗對比結果

7 結束語

本文創新性地提出了一種載荷標定試驗加載與測試方法,可有效避免V形尾翼安裝、加載困難等問題,能夠高效、安全、準確地獲取生產線上批產全動V形尾翼的載荷-應變關系,提升了試驗測試的精度與效率,可實現戰斗機單機結構載荷獲取,為單機結構健康監測奠定了基礎。