邢達(dá)波 李鐵林

翼尖顫振數(shù)據(jù)異常分析

邢達(dá)波 李鐵林

本文針對飛行試驗中飛機左平尾翼尖顫振數(shù)據(jù)異常現(xiàn)象，從測試方法、顫振傳感器、飛行數(shù)據(jù)及飛行狀態(tài)等方面分析數(shù)據(jù)異?，F(xiàn)象原因，通過地面試驗對故障現(xiàn)象進(jìn)行分析，并結(jié)合實際試飛數(shù)據(jù)確定了其發(fā)生原因。

顫振是彈性體在氣流中發(fā)生的不穩(wěn)定振動現(xiàn)象，其產(chǎn)生原理： 彈性結(jié)構(gòu)在均勻氣流中由于受到彈性力、慣性力和氣動力的耦合作用，結(jié)構(gòu)上的瞬時氣動力與彈性位移之間有位相差，導(dǎo)致振動的結(jié)構(gòu)可能從氣流中吸取能量而擴大振幅，從而發(fā)生了振幅不衰減的自激振動。

顫振飛行試驗是新機或有重大改型試驗飛機都必須進(jìn)行的試飛科目，是世界公認(rèn)的Ⅰ類風(fēng)險試飛科目。某試驗飛機在飛行中發(fā)生了左翼尖顫振數(shù)據(jù)異常的情況，為確保大強度機體結(jié)構(gòu)科目試飛的測試要求，本文對此故障做了較為詳細(xì)的分析研究并采取了相應(yīng)的解決方案。

顫振測試工作原理

顫振傳感器工作原理

3741B型顫振傳感器是壓阻式振動傳感器，是一種慣性式傳感器， 通常采用梁島結(jié)構(gòu)，一般通過懸臂梁或連結(jié)梁支撐懸掛，通過離子注入或擴散工藝在梁上制作壓敏電阻。

工作原理是：測量物體加速度是基于牛頓第二定律，即物體運動的加速度與作用在它上面的力成正比，與物體的質(zhì)量成反比，即a = F/ m。當(dāng)物體以加速度運動時，質(zhì)量塊受到一個與加速度方向相反的慣性力作用，帶動支撐梁發(fā)生扭曲或彎曲等變形，即質(zhì)量塊和彈簧組成的慣性系統(tǒng)將加速度轉(zhuǎn)換為質(zhì)量塊和外殼間的相對位移，也就是彈性元件的應(yīng)變，再通過粘貼或擴散在彈性元件上的應(yīng)變計將應(yīng)變變換為電阻值的變化。把彈性元件上的四個或兩個應(yīng)變計接成惠斯登電橋形式，就可把加速度引起的應(yīng)變計的電阻變化變換為電壓或電流的變化，即可得出加速度值的大小。傳感器結(jié)構(gòu)見圖1。

顫振測試原理

根據(jù)飛行試驗課題要求，左右平尾翼尖顫振測試都選用3741B型顫振傳感器，左平尾翼尖顫振傳感器采集的電壓信號經(jīng)過BZL-2A調(diào)節(jié)器放大后一路信號給FES激勵系統(tǒng)，另一路顫振電壓信號進(jìn)入差動電壓采集卡，右平尾翼尖顫振傳感器采集的顫振電壓直接通過應(yīng)變電橋采集卡測量。其測試原理框圖如圖2所示。

數(shù)據(jù)異常分析及解決方案

數(shù)據(jù)異?，F(xiàn)象描述

飛機左平尾翼尖顫振數(shù)據(jù)異?，F(xiàn)象表現(xiàn)為：在大速度飛行狀態(tài)中，當(dāng)FES系統(tǒng)工作時，左平尾翼尖顫振數(shù)據(jù)時而出現(xiàn)超量程的跳點，從而引起FES系統(tǒng)自動切斷。

具體現(xiàn)象為：在性能品質(zhì)、航電試飛課目中，試驗飛機左右平尾翼尖顫振數(shù)據(jù)均正常。在顫振試飛科目中，當(dāng)速度不大于800KM/H時，顫振數(shù)據(jù)正常，當(dāng)速度超過800KM/H時且FES系統(tǒng)不工作時顫振數(shù)據(jù)正常，但當(dāng)飛機速度超過800KM/H，并且FES系統(tǒng)工作時，左平尾翼尖顫振測試值會突然出現(xiàn)超量程的現(xiàn)象，導(dǎo)致FES系統(tǒng)自動切斷，而右平尾翼尖顫振數(shù)據(jù)正常。左平尾翼尖異常數(shù)據(jù)如圖3所示。

圖1　壓阻式加速度傳感器典型結(jié)構(gòu)

圖2　左右翼尖顫振測試原理框圖

圖3　左平尾翼尖異常顫振數(shù)據(jù)

圖4　配重加固后的左平尾翼尖顫振數(shù)據(jù)

數(shù)據(jù)異?，F(xiàn)象分析與解決方法

針對上述現(xiàn)象，通過對飛機進(jìn)行FES系統(tǒng)地面激勵試驗，但是顫振數(shù)據(jù)正常。飛機在試飛過程中，只有左平尾翼尖顫振數(shù)據(jù)出現(xiàn)問題，而右平尾翼尖顫振數(shù)據(jù)正常，并且左右翼尖都安裝了相同型號的顫振傳感器。在測試方法上，左平尾翼尖顫振傳感器信號經(jīng)過BZL-2A調(diào)

節(jié)器放大后再進(jìn)入采集板卡，右平尾翼尖顫振傳感器數(shù)據(jù)通過應(yīng)變電橋采集卡直接采集。

針對此情況，首先對板卡、傳感器或調(diào)節(jié)器等可能造成數(shù)據(jù)異常的設(shè)備進(jìn)行分析，并通過大量地面試驗發(fā)現(xiàn)故障并非是由上述原因引起的。

其次對壓阻式傳感器安裝工藝進(jìn)行分析，通過調(diào)節(jié)顫振傳感器安裝方式，發(fā)現(xiàn)飛行試驗數(shù)據(jù)依然存在跳點。

最后對試驗飛機顫振數(shù)據(jù)跳點問題出現(xiàn)的情況進(jìn)行詳細(xì)分析，發(fā)現(xiàn)導(dǎo)致數(shù)據(jù)異常的條件比較苛刻，是不是在某個特定的飛行狀態(tài)時刻，平尾翼尖本身就產(chǎn)生了那么大的振動，而測試結(jié)果反映了真實的振動情況。

針對這一設(shè)想，通過地面試驗最終發(fā)現(xiàn)左平尾翼尖里面的配重塊不是一個整體，而是由前后兩個鉛塊組成，前端配重塊隨著翼尖振動在里面晃動，在試驗?zāi)硞€時刻達(dá)到共振時，地面數(shù)據(jù)監(jiān)測發(fā)現(xiàn)數(shù)據(jù)會出現(xiàn)跳點。

解決方案：第一次采用螺母把兩個配重塊固定的方式，通過地面試驗驗證，數(shù)據(jù)沒有出現(xiàn)跳點，但在實際顫振飛行中，偶爾還是會發(fā)生數(shù)據(jù)超量程而導(dǎo)致FES系統(tǒng)自動切斷的情況。不過通過實際的飛行數(shù)據(jù)，發(fā)現(xiàn)左平尾翼尖顫振數(shù)據(jù)超量程的點明顯減少，說明之前采取的方式還是有效的，具體如圖4所示。

針對此情況，分析結(jié)果是兩個配重鉛塊所采取的連接方式在大速度高強度的振動中，產(chǎn)生了輕微松動，而在地面試驗中又沒法復(fù)現(xiàn)實際的飛行狀態(tài)，所以地面試驗數(shù)據(jù)結(jié)果正常不能證明實際飛行數(shù)據(jù)也一定正常。

最后，采用一體成型的配重塊替換原先的左平尾翼尖配重塊，在接下來的顫振飛行試驗過程中，數(shù)據(jù)正常，沒有再發(fā)生自動切斷FES激勵系統(tǒng)的現(xiàn)象。

小結(jié)

關(guān)于翼尖配重塊對顫振數(shù)據(jù)的影響，是試飛課題中首次發(fā)現(xiàn)，由于試驗條件不夠，本文只是定性地發(fā)現(xiàn)了其固定方式對飛行的影響，沒能更深入地定量地去分析配重塊固定方式對飛行的具體影響程度。本文主要是給從事科研試飛工程師提供一種參考，當(dāng)以后遇到類似的問題，可以開拓一種思路，提高解決問題效率。

10.3969/j.issn.1001-8972.2015.24.014