賀謙

（中國飛機(jī)強(qiáng)度研究所，全尺寸飛機(jī)結(jié)構(gòu)靜力/疲勞航空科技重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，西安　710065）

全尺寸飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度試驗(yàn)位移修正方法研究

賀謙

（中國飛機(jī)強(qiáng)度研究所，全尺寸飛機(jī)結(jié)構(gòu)靜力/疲勞航空科技重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，西安710065）

綜合考慮飛機(jī)結(jié)構(gòu)的平移、俯仰、滾轉(zhuǎn)和偏航等因素，進(jìn)行位移修正方法研究，提出一種適用于全尺寸飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度試驗(yàn)位移修正方法并進(jìn)行工程應(yīng)用。結(jié)果表明，該方法明顯提高位移測量數(shù)據(jù)的準(zhǔn)確性，是可行和有效的。

位移修正；全尺寸飛機(jī)；強(qiáng)度試驗(yàn)

0　引言

在全尺寸飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度試驗(yàn)中，飛機(jī)結(jié)構(gòu)的變形量是檢驗(yàn)結(jié)構(gòu)剛度和試驗(yàn)加載準(zhǔn)確性的重要依據(jù)。由于支持方式、扣重方式等原因，在試驗(yàn)過程中會出現(xiàn)飛機(jī)的平移、俯仰、滾轉(zhuǎn)和偏航，使飛機(jī)結(jié)構(gòu)的位移測量值出現(xiàn)偏差，從而影響對飛機(jī)結(jié)構(gòu)剛度的檢驗(yàn)以及對整體加載準(zhǔn)確性的判定［1-2］。

對于全尺寸飛機(jī)結(jié)構(gòu)靜強(qiáng)度試驗(yàn)，目前還沒有形成一套完整的位移修正方法。同時(shí)，相關(guān)的研究報(bào)道也不多見。因此，進(jìn)行全尺寸飛機(jī)結(jié)構(gòu)靜強(qiáng)度試驗(yàn)位移修正方法研究，在提高位移測量數(shù)據(jù)的準(zhǔn)確性，更加真實(shí)地反映載荷對結(jié)構(gòu)的總體效應(yīng)，為檢驗(yàn)結(jié)構(gòu)剛度提供可靠依據(jù)等方面具有重要意義。

本文針對全尺寸飛機(jī)結(jié)構(gòu)，綜合考慮平移、俯仰、滾轉(zhuǎn)和偏航等因素，進(jìn)行位移修正方法研究，提出了一種適用于全尺寸飛機(jī)結(jié)構(gòu)靜強(qiáng)度試驗(yàn)位移修正方法，并為后續(xù)試驗(yàn)位移數(shù)據(jù)自動化修正軟件的開發(fā)提供理論基礎(chǔ)。

1　位移修正方法

在全尺寸飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度試驗(yàn)中，飛機(jī)在全機(jī)浮空狀態(tài)下，需要修正的位移量由垂向、側(cè)向、航向三個方向組成，是飛機(jī)結(jié)構(gòu)平移、滾轉(zhuǎn)、俯仰、偏航綜合作用的結(jié)果。其中，垂向位移修正主要考慮垂向平移、滾轉(zhuǎn)、俯仰的作用；側(cè)向位移修正主要由側(cè)向平移、偏航、和滾轉(zhuǎn)產(chǎn)生；航向位移修正主要受航向平移、俯仰和偏航三個因素影響［3］。

設(shè)定全機(jī)坐標(biāo)系X方向飛機(jī)逆航向?yàn)檎琘方向向上為正，Z方向指向左翼尖為正。取飛機(jī)實(shí)際重心附近一個區(qū)域?yàn)榛鶞?zhǔn)，選擇四個點(diǎn)為修正點(diǎn)，如圖1所示。

1.1垂向位移修正

（1）平移修正

取四個修正點(diǎn)垂向位移數(shù)據(jù)的平均值作為平移修正量：

式中：

Δym：垂向平移修正量

圖1　全機(jī)試驗(yàn)位移修正點(diǎn)選取

y1、y2、y3、y4：修正點(diǎn)垂向位移

（2）俯仰修正

俯仰角計(jì)算公式如下：

式中：

θ：飛機(jī)俯仰

x1、x2、x3、x4：修正點(diǎn)航向坐標(biāo)

y1、y2、y3、y4：修正點(diǎn)垂向位移

根據(jù)俯仰角θ值分別計(jì)算出各測量點(diǎn)垂向位移的俯仰修正量：

式中：

Δyei：各測量點(diǎn)垂向位移俯仰修正量（i=1，2，3，…，n）

xi：各測量點(diǎn)航向坐標(biāo)（i=1，2，3，…，n）

xg：飛機(jī)實(shí)際重心處航向坐標(biāo)

（3）滾轉(zhuǎn)修正

滾轉(zhuǎn)角計(jì)算公式如下：

式中：

?：飛機(jī)滾轉(zhuǎn)角

y1、y2、y3、y4：修正點(diǎn)垂向位移

z1、z2、z3、z4：修正點(diǎn)的側(cè)向坐標(biāo)

根據(jù)滾轉(zhuǎn)角值分別計(jì)算各測量點(diǎn)的滾轉(zhuǎn)修正量：

式中：

Δyri：各測量點(diǎn)滾轉(zhuǎn)修正量

zi：各測量點(diǎn)側(cè)向坐標(biāo)（i=1，2，3，…，n）

zg：飛機(jī)實(shí)際重心處側(cè)向坐標(biāo)（i=1，2，3，…，n）

（4）垂向位移修正計(jì)算

設(shè)試驗(yàn)測得的垂向位移為yi，實(shí)際的垂向位移為yi'，則垂向位移修正公式如下：

1.2側(cè)向位移修正

（1）平移修正

取四個修正點(diǎn)側(cè)向位移數(shù)據(jù)的平均值作為平移修正量：

式中：

Δzm：側(cè)向平移修正量

z1、z2、z3、z4：修正點(diǎn)垂向位移

（2）滾轉(zhuǎn)修正

根據(jù)公式（4）計(jì)算得到滾轉(zhuǎn)角?，側(cè)向位移滾轉(zhuǎn)修正計(jì)算公式如下：

式中：

Δzri：各測量點(diǎn)側(cè)向滾轉(zhuǎn)修正量（i=1，2，3，…，n）

Δyri：各測量點(diǎn)垂向滾轉(zhuǎn)修正量（i=1，2，3，…，n）

（3）偏航修正

偏航角計(jì)算公式如下：

式中：

α：飛機(jī)俯仰角

z1、z2、z3、z4：修正點(diǎn)側(cè)向坐標(biāo)

x1、x2、x3、x4：修正點(diǎn)航向位移

側(cè)向位移偏航修正計(jì)算公式如下：

式中：

Δzdi：各測量點(diǎn)側(cè)向偏航修正量（i=1，2，3，…，n）

xi：各測量點(diǎn)航向坐標(biāo)（i=1，2，3，…，n）

xg：飛機(jī)實(shí)際重心處航向坐標(biāo)

（4）機(jī)身側(cè)向位移修正

設(shè)試驗(yàn)測得的側(cè)向位移為zi，實(shí)際的側(cè)向位移為zi'，則側(cè)向位移修正公式如下：

1.3航向位移修正

（1）平移修正

取四個修正點(diǎn)航向位移數(shù)據(jù)的平均值作為平移修正量：

式中：

Δxm：航向平移修正量

x1、x2、x3、x4：修正點(diǎn)航向位移

（2）俯仰修正

根據(jù)公式（2）計(jì)算得到俯仰角θ，航向位移俯仰修正計(jì)算公式如下：

式中：

Δxei：各測量點(diǎn)航向位移俯仰修正量（i=1，2，3，…，n）

Δyei：各測量點(diǎn)垂向位移俯仰修正量（i=1，2，3，…，n）

（3）偏航修正

根據(jù)公式（9）計(jì)算得到偏航角α，機(jī)身航向位移偏航修正公式如下：

式中：

Δxdi：各機(jī)身測量點(diǎn)航向偏航修正量（i=1，2，3，…，n）

Δzdi：各機(jī)身測量點(diǎn)側(cè)向偏航修正量（i=1，2，3，…，n）

各翼面航向位移修正公式如下：

式中：

Δxdi：各翼面測量點(diǎn)航向偏航修正量（i=1，2，3，…，n）

zi：各翼面測量點(diǎn)側(cè)向坐標(biāo)（i=1，2，3，…，n）

zg：飛機(jī)實(shí)際重心處側(cè)向坐標(biāo)

（4）航向位移修正計(jì)算

設(shè)試驗(yàn)測得的機(jī)身和翼面航向位移分別為xft和xi，實(shí)際的垂向位移分別為xft，和xi，則機(jī)身和翼面航向位移修正公式分別為：

2　工程應(yīng)用

在某型飛機(jī)對稱情況全機(jī)靜力試驗(yàn)中，由于飛機(jī)出現(xiàn)滾轉(zhuǎn)，導(dǎo)致左右機(jī)翼垂向位移測量值出現(xiàn)明顯偏差，如圖2所示。以左右機(jī)翼翼根各兩個垂向位移測量點(diǎn)作為位移修正點(diǎn)，采用本文提出的方法對左右機(jī)翼位移測量值進(jìn)行了修正。結(jié)果表明，測量值的對稱性明顯改善，如圖3所示，提高了位移測量數(shù)據(jù)的準(zhǔn)確性。

圖2　修正前左右機(jī)翼翼尖垂向位移測量　

圖3　修正后左右機(jī)翼翼尖垂向位移測量

3　結(jié)語

針對全尺寸飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度試驗(yàn)中，由于飛機(jī)平移、俯仰、滾轉(zhuǎn)和偏航等原因產(chǎn)生的位移測量值不準(zhǔn)確的問題，進(jìn)行了位移修正方法研究，提出了一種適用于全尺寸飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度試驗(yàn)位移修正方法并進(jìn)行了工程應(yīng)用。結(jié)果表明，該方法明顯提高了位移測量數(shù)據(jù)的準(zhǔn)確性，是可行和有效的。

［1］GJB67.9A-2008軍用飛機(jī)強(qiáng)度和剛度規(guī)范 地面試驗(yàn)，2008.

［2］王鳳山.飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度試驗(yàn)實(shí)用指南.中國飛機(jī)強(qiáng)度研究所，2007.

［3］滕申科.全尺寸飛機(jī)結(jié)構(gòu)靜強(qiáng)度破壞試驗(yàn)實(shí)時(shí)分析處理.中國飛機(jī)強(qiáng)度研究所，1994.

Deformation Revise；Full Scale Aircraft；Static and Fatigue Test

Structure Deformation Revise for Full Scale Aircraft Structure Static and Fatigue Test

HE Qian
（AVIC Aircraft Strength Research Institute，Aviation Technology Key Laboratory of Full Scale Aircraft Structure Static and Fatigue Test，Xi'an 710065）

Presents a structure deformation revise for full scale aircraft structure static and fatigue test，considering structural locomotion，pitching，rolling and yawing.The result shows that the structure deformation is more reasonable after revise，the method is viable and efficient.

1007-1423（2016）29-0011-04

10.3969/j.issn.1007-1423.2016.29.002

賀謙（1980-），男，高級工程師，研究方向?yàn)槿叽顼w機(jī)結(jié)構(gòu)靜力、疲勞試驗(yàn)技術(shù)

2016-07-19

2016-10-12