張海濤, 周占廷, 張鵬程

(1.中國(guó)飛行試驗(yàn)研究院 飛機(jī)所, 陜西 西安 710089;2.中國(guó)飛行試驗(yàn)研究院 總工辦, 陜西 西安 710089)

2012-10-30;

2013-01-08; < class="emphasis_bold">網(wǎng)絡(luò)出版時(shí)間

時(shí)間:2013-04-09 09:58

張海濤(1984-)，男，陜西岐山人，助理工程師，碩士，主要從事飛機(jī)飛行載荷研究。

飛行試驗(yàn)抖振載荷統(tǒng)計(jì)技術(shù)

張海濤1, 周占廷2, 張鵬程1

(1.中國(guó)飛行試驗(yàn)研究院 飛機(jī)所, 陜西 西安 710089;2.中國(guó)飛行試驗(yàn)研究院 總工辦, 陜西 西安 710089)

隨著現(xiàn)代飛機(jī)使用要求的不斷提高,飛機(jī)抖振問(wèn)題越發(fā)突出。在借鑒F/A-18和F/A-22等飛機(jī)抖振載荷試飛的基礎(chǔ)上,分析、歸納了抖振載荷試飛方法和測(cè)量方法,并利用功率譜密度法、統(tǒng)計(jì)學(xué)方法對(duì)某型運(yùn)輸機(jī)抖振載荷數(shù)據(jù)進(jìn)行了分析研究。結(jié)果表明,這些方法在飛機(jī)抖振載荷研究方面具有較好的應(yīng)用價(jià)值。

飛行試驗(yàn); 抖振載荷; 載荷測(cè)量方法

0 引言

抖振現(xiàn)象與氣流分離、渦破裂等密切相關(guān),是飛機(jī)結(jié)構(gòu)對(duì)氣流分離、渦破裂等引起的非定常氣流脈動(dòng)壓力的隨機(jī)激振的響應(yīng)。抖振嚴(yán)重影響飛機(jī)的飛行品質(zhì)、飛行安全和使用壽命,也會(huì)影響飛行員的操作,降低其工作效率。然而,某些時(shí)候抖振也會(huì)對(duì)駕駛員產(chǎn)生有利的警示作用,是飛機(jī)接近氣流分離條件的標(biāo)志。

由于抖振對(duì)飛機(jī)的不利影響,早期的飛機(jī)設(shè)計(jì)通常采用回避抖振區(qū)的思路,并且在后續(xù)的飛行試驗(yàn)過(guò)程中往往通過(guò)測(cè)量抖振邊界、安裝迎角限制器的方法避免飛機(jī)進(jìn)入抖振區(qū)飛行。隨著飛機(jī)使用要求(如過(guò)失速機(jī)動(dòng)能力)的不斷提高,現(xiàn)代高機(jī)動(dòng)飛機(jī)、預(yù)警機(jī)及特種飛機(jī)不可避免地要進(jìn)入抖振區(qū)飛行,嚴(yán)重影響飛機(jī)的使用和壽命。美國(guó)F/A-18和F/A-22等飛機(jī)都曾出現(xiàn)過(guò)抖振問(wèn)題,嚴(yán)重影響飛機(jī)的使用[1-2]。為此,研究人員利用脈動(dòng)壓力法對(duì)其抖振載荷進(jìn)行了測(cè)量,并利用統(tǒng)計(jì)學(xué)方法對(duì)其試飛進(jìn)行了分析計(jì)算,極大地推進(jìn)了飛機(jī)的定型進(jìn)度。我國(guó)目前的抖振研究尤其是抖振載荷研究尚處于起步階段。

本文通過(guò)歸納和總結(jié)抖振及其抖振載荷相關(guān)概念,探索了抖振載荷試飛方法和基于統(tǒng)計(jì)學(xué)理論的數(shù)據(jù)處理方法,最后利用某型運(yùn)輸機(jī)的抖振試飛數(shù)據(jù)對(duì)其抖振載荷數(shù)據(jù)進(jìn)行了分析處理。

1 抖振與抖振載荷

1.1 抖振及分類(lèi)

導(dǎo)致飛機(jī)發(fā)生抖振的原因有很多:隨著飛行迎角的增加,較強(qiáng)的逆壓梯度引起飛機(jī)表面流動(dòng)分離;飛機(jī)表面部分的非流線型外形引起的分離;跨聲速飛行時(shí),激波附面層干擾引起激波振蕩和流動(dòng)分離;一個(gè)部件處于另一個(gè)部件的尾流中;飛行器尾部的過(guò)度收縮引起分離等。按其成因大體可將抖振主要分為以下幾種[3]:升力型抖振,一般指發(fā)生在機(jī)翼上的抖振,包括通常所說(shuō)的大迎角抖振和激波抖振;非升力型抖振,一般指因飛行器外形突變產(chǎn)生的尾流激勵(lì)而引起的翼面抖振。

另外,除了本機(jī)分離氣流引起結(jié)構(gòu)抖振外,其他飛機(jī)飛過(guò)的噴流和尾跡也會(huì)引起抖振。F-16飛機(jī)在空戰(zhàn)演練時(shí),在進(jìn)入目標(biāo)機(jī)的噴流尾跡區(qū)曾出現(xiàn)過(guò)翼尖導(dǎo)彈脫落, 但機(jī)翼結(jié)構(gòu)未破壞,當(dāng)時(shí)測(cè)量垂尾尾尖處過(guò)載高達(dá)80。

1.2 抖振載荷

抖振載荷的產(chǎn)生是由于飛機(jī)結(jié)構(gòu)對(duì)氣流分離、分離渦等引起的壓力脈動(dòng)。從載荷的分類(lèi)上看屬于動(dòng)載荷,其對(duì)于飛機(jī)結(jié)構(gòu)的影響十分顯著。一架飛機(jī)由于機(jī)翼分離氣流引起的平尾抖振載荷可達(dá)靜載荷的50%,因此在進(jìn)行飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度計(jì)算時(shí),必須考慮抖振載荷。

國(guó)內(nèi)外各大規(guī)范對(duì)抖振載荷也都有著明確的規(guī)定:

CCAR-25-R4[4]第25.305條強(qiáng)度和變形中規(guī)定:飛機(jī)必須設(shè)計(jì)成能承受在直到VD/MD的任何可能的運(yùn)行條件下(包括失速和可能發(fā)生的無(wú)意中超出抖振包線邊界)會(huì)發(fā)生的任何振動(dòng)和抖振。除經(jīng)證明為極不可能的情況外,飛機(jī)必須設(shè)計(jì)成能承受因飛行操縱系統(tǒng)的任何故障、失效或不利情況而引起的結(jié)構(gòu)強(qiáng)迫振動(dòng)。這些強(qiáng)迫振動(dòng)必須視為限制載荷,并必須在直到Vc/Mc的各種空速下進(jìn)行研究。

GJB67A[5]對(duì)于抖振從不同的角度也有著相關(guān)的規(guī)定。其中:

第二部分飛行載荷第3.2.6.5條規(guī)定,應(yīng)該合理地確定飛機(jī)及其部件的尾跡紊流載荷。而抖振載荷作為尾跡紊流載荷的一種,在飛機(jī)設(shè)計(jì)中也應(yīng)該合理確定。

第六部分重復(fù)載荷、耐久性和損傷容限第3.1.3條規(guī)定,承制方應(yīng)根據(jù)設(shè)計(jì)使用壽命和設(shè)計(jì)使用方法編制設(shè)計(jì)使用載荷譜,載荷譜中應(yīng)包括所有重要的重復(fù)載荷源,其中就包括抖振載荷。

2 抖振載荷試飛

2.1 抖振載荷試飛方法

抖振載荷試飛需要深入抖振區(qū)進(jìn)行飛行,以便獲取全面的抖振載荷數(shù)據(jù)。與抖振邊界試飛相比,抖振載荷試飛風(fēng)險(xiǎn)要更大一些。

目前國(guó)內(nèi)抖振載荷試飛尚處于起步階段,其試飛方法研究也較少。國(guó)外的先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī),如F/A-18、和F/A-22在抖振載荷試飛過(guò)程中主要采用收斂轉(zhuǎn)彎、平飛拉起、Split-S等機(jī)動(dòng)動(dòng)作,取得了大量真實(shí)有效的試飛數(shù)據(jù)[1-2,6-8]。事實(shí)證明,這些機(jī)動(dòng)方法能夠有效地用于抖振載荷試飛。

2.2 抖振載荷測(cè)量方法

目前國(guó)內(nèi)外常用的抖振載荷測(cè)量方法主要包括以下幾種:

(1) 翼根彎矩法

在垂尾根部沿垂直于翼根的方向粘貼電阻應(yīng)變片,通過(guò)應(yīng)變和根部彎矩的關(guān)系可以計(jì)算出翼面根部的抖振載荷。

(2) 翼尖加速度法

通過(guò)測(cè)量翼尖處結(jié)構(gòu)振動(dòng)的加速度,分析測(cè)得的加速度數(shù)據(jù)進(jìn)而得到翼面抖振載荷的特性及變化情況。該方法在使用過(guò)程中不能真實(shí)有效地得到抖振載荷,只能定性研究,因此存在一定的缺陷。

(3) 表面脈動(dòng)壓力法

該方法通過(guò)在剛性翼面上分布一定數(shù)量的壓力傳感器,在不同飛行狀態(tài)下的試驗(yàn)中得到表面不同位置處的瞬時(shí)壓力,從而得到其表面的抖振載荷。這一方法的優(yōu)勢(shì)是可以在整個(gè)試驗(yàn)過(guò)程中得到表面各處的瞬時(shí)脈動(dòng)壓力值,以直觀地得到垂尾表面的壓力分布及其變化規(guī)律。因此,該方法對(duì)于抖振載荷的研究有重要的意義,目前在抖振載荷試飛過(guò)程中應(yīng)用較多。

2.3 抖振載荷數(shù)據(jù)處理方法

抖振載荷不但隨時(shí)間不斷變化,而且在相同的飛行狀態(tài)下其載荷值也不是相對(duì)恒定的,而是上下不斷波動(dòng),因此通過(guò)直接測(cè)量得到抖振載荷進(jìn)行數(shù)據(jù)處理是極不現(xiàn)實(shí)的。

美國(guó)F/A-22飛機(jī)在抖振試飛數(shù)據(jù)處理過(guò)程中采用了分區(qū)處理的方法[7]。通過(guò)將整個(gè)試飛數(shù)據(jù)按照一定范圍的馬赫數(shù)、迎角、動(dòng)壓、側(cè)滑角等參數(shù)組成多個(gè)四維區(qū)域。在每個(gè)區(qū)域內(nèi),其抖振載荷響應(yīng)數(shù)據(jù)相對(duì)穩(wěn)定,利用統(tǒng)計(jì)學(xué)方法從時(shí)域和頻域來(lái)分析這些區(qū)域的抖振載荷數(shù)據(jù),有效地得到了其載荷特性及其變化規(guī)律。

3 抖振載荷實(shí)例分析

本節(jié)以某型運(yùn)輸機(jī)翼尖加速度抖振數(shù)據(jù)為例,對(duì)其抖振載荷進(jìn)行分析研究。在飛行試驗(yàn)中,總飛行時(shí)間為3 h,試飛高度H=8 600 m,Ma=0.42～0.72,采取的機(jī)動(dòng)動(dòng)作主要為收斂轉(zhuǎn)彎和平飛失速機(jī)動(dòng)。在試驗(yàn)數(shù)據(jù)處理過(guò)程中也采取了以Ma,α等參數(shù)分區(qū)處理的方法。圖1為某型運(yùn)輸機(jī)不同飛行速度下的翼尖加速度功率譜密度。

圖1 不同飛行速度下的翼尖加速度功率譜密度Fig.1 Wingtip acceleration PSDS vs flight velocity

通過(guò)對(duì)4個(gè)不同馬赫數(shù)下抖振加速度數(shù)據(jù)利用功率譜密度進(jìn)行分析,發(fā)現(xiàn)在不同馬赫數(shù)下,機(jī)翼翼尖后緣處的抖振能量主要集中在10 Hz以下的低頻范圍。在這個(gè)范圍內(nèi)有3個(gè)抖振響應(yīng)峰值,分別對(duì)應(yīng)于機(jī)翼的3個(gè)固有模態(tài)(機(jī)翼對(duì)稱(chēng)一階彎曲、機(jī)翼反對(duì)稱(chēng)一階彎曲和機(jī)翼對(duì)稱(chēng)二階彎曲)。3個(gè)頻率峰值響應(yīng)中,機(jī)翼對(duì)稱(chēng)二階彎曲處的能量最大，因此對(duì)于機(jī)翼的影響也最大。機(jī)翼前緣處的能量相較后緣來(lái)說(shuō)比較分散,其主要部分在0～10 Hz和18～40 Hz內(nèi),這兩個(gè)頻率范圍不但包括了上述3個(gè)模態(tài),還包括了機(jī)翼對(duì)稱(chēng)一階扭轉(zhuǎn)和二階扭轉(zhuǎn)模態(tài),但其頻率峰值響應(yīng)相對(duì)較小,因此對(duì)于機(jī)翼的影響也相對(duì)較小。

抖振載荷強(qiáng)度大小與迎角、馬赫數(shù)密切相關(guān)。圖2為不同馬赫數(shù)下機(jī)翼翼尖后緣過(guò)載載荷均方根值的分布情況。從圖中明顯可以看出：隨著馬赫數(shù)的增大,抖振發(fā)生時(shí)的迎角在不斷減小,從Ma=0.45時(shí)的12.9°減小到Ma=0.70時(shí)的4.8°;在相同的迎角下,抖振載荷強(qiáng)度隨著馬赫數(shù)的增大而增大。

圖2 機(jī)翼翼尖后緣過(guò)載載荷均方根值隨迎角的變化Fig.2 Variation of average over loading of the wing tip trailing edge vs AOA

圖3為不同翼尖過(guò)載下的飛行小時(shí)超越數(shù)。從圖3中明顯可以看出,在低馬赫數(shù)下,機(jī)翼最大過(guò)載響應(yīng)約為6.4,出現(xiàn)次數(shù)為1次;在高馬赫數(shù)下,機(jī)翼最大過(guò)載響應(yīng)約為7.5,出現(xiàn)次數(shù)也為1次。通過(guò)對(duì)飛行小時(shí)超越數(shù)進(jìn)行分析,可以明確得到抖振載荷強(qiáng)度的變化規(guī)律,為后續(xù)的抖振載荷及載荷譜的研究及飛機(jī)抖振部位結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)提供必要的參考。

圖3 翼尖不同過(guò)載下的飛行小時(shí)超越數(shù)Fig.3 Flight hour exceedance with wingtip at different over loading

4 結(jié)束語(yǔ)

本文在總結(jié)和分析國(guó)內(nèi)外抖振研究現(xiàn)狀的基礎(chǔ)上,梳理了抖振的概念及其分類(lèi),并針對(duì)抖振載荷試飛方法進(jìn)行了分析研究。最后對(duì)某型運(yùn)輸機(jī)的抖振載荷數(shù)據(jù)利用統(tǒng)計(jì)學(xué)方法進(jìn)行了分析。研究表明,該抖振載荷試飛方法能夠有效地分析抖振載荷,具有一定的應(yīng)用價(jià)值。

[1] Robert W M,Gautam H S.Spatial characteristics of F/A-18 vertical tail buffet pressures measured in flight[R].AIAA-98-1956,1998.

[2] Christopher L B,Suresh R P.Buffet fatigue sequence generation from F/A-22 flight test data using frequency domain methods[R].AIAA-2007-1765,2007.

[3] 王巍,楊智春,夏巍,等.尾翼氣動(dòng)彈性抖振模型設(shè)計(jì)與抖振試驗(yàn)研究[J].西北工業(yè)大學(xué)學(xué)報(bào),2006,24(3):338-;41.

[4] 中國(guó)民用航空總局.CCAR-25-R4 運(yùn)輸類(lèi)飛機(jī)適航標(biāo)準(zhǔn)[S].北京:中國(guó)國(guó)家標(biāo)準(zhǔn)化管理委員會(huì),2008.

[5] 軍用飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度規(guī)范編制組.GJB67A-2008 軍用飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度規(guī)范[S].北京:中國(guó)國(guó)家標(biāo)準(zhǔn)化管理委員會(huì),2008.

[6] Suresh R P,Christopher L B,William D A.F/A-22 vertical tail buffet strength certification[R].AIAA-2005-2292,2005.

[7] Bean D E,Lee B H K.Correlation of wind tunnel and flight test data for F/A-18 vertical tail buffet[R].AIAA-94-1800-CP,1994.

[8] Suresh R P,Christopher L B.Statistical modeling of F/A-22 flight test buffet data for probabilistic analysis[R].AIAA-2005-2289, 2005.

Buffetloadstatisticaltechniqueofflighttest

ZHANG Hai-tao1, ZHOU Zhan-ting2， ZHANG Peng-cheng1

(1.Aircraft Flight Test Technology Institute, Chinese Flight Test Establishment, Xi’an 710089, China;2.Agency for Chief Engineer, Chinese Flight Test Establishment, Xi’an 710089, China)

With the increase flight requirements of modern aircraft, buffeting is becoming into a more and more serious problem. Buffet flight test and measurement methods were analyzed and summarized in this article based on the investigation on aircraft buffet load flight test technique used on F/A-18 and F/A-22. Power spectrum density technique and statistics method were applied to certain transport aircraft to analyze buffet load. The results show that the methods used in this paper are very practical in aircraft buffet load study.

flight test; buffet load; load measurement method

V217.32

A

1002-0853(2013)03-0277-04

(編輯：崔立峰)