趙燕， 周占廷

1.中國(guó)飛行試驗(yàn)研究院 飛機(jī)所， 西安 710086 2.西北工業(yè)大學(xué) 航空學(xué)院， 西安 710072

某中央翼盒對(duì)飛行載荷實(shí)測(cè)的影響

趙燕1,2,*， 周占廷1

1.中國(guó)飛行試驗(yàn)研究院 飛機(jī)所， 西安 710086 2.西北工業(yè)大學(xué) 航空學(xué)院， 西安 710072

使用應(yīng)變法測(cè)量某具有中央翼盒平尾的飛行載荷時(shí)，在地面校準(zhǔn)試驗(yàn)中發(fā)現(xiàn)：左翼面載荷可使右翼面根部應(yīng)變計(jì)有較大的響應(yīng)，反之亦然。該現(xiàn)象可使根部載荷測(cè)量精度下降。分析了中央翼盒對(duì)根部載荷測(cè)量影響的機(jī)理，給出了一種考慮異側(cè)載荷影響的載荷方程建立方法，討論了不同類(lèi)型剪力載荷方程對(duì)異側(cè)載荷影響的敏感性，并將修正前后的方程應(yīng)用于飛行載荷實(shí)測(cè)。結(jié)果發(fā)現(xiàn)：本文方法一定程度上可提高根部載荷方程的精度；對(duì)上述平尾結(jié)構(gòu)，由兩個(gè)剪力一個(gè)彎矩組建的載荷方程對(duì)異側(cè)載荷影響不敏感，修正前后實(shí)測(cè)的飛行載荷差異在5.7%之內(nèi)，由兩個(gè)剪力和兩個(gè)彎矩組建的載荷方程對(duì)異側(cè)載荷影響敏感，修正前后實(shí)測(cè)的飛行載荷差異達(dá)到78.6%。

飛行試驗(yàn)； 翼根載荷測(cè)量； 應(yīng)變電橋； 中央翼； 應(yīng)變電橋的異側(cè)載荷響應(yīng)

在真實(shí)飛行環(huán)境下測(cè)量飛機(jī)結(jié)構(gòu)承受的載荷稱(chēng)為飛行載荷實(shí)測(cè)，實(shí)測(cè)載荷可用于新機(jī)定型中載荷計(jì)算方法和設(shè)計(jì)余量的驗(yàn)證[1-2]、飛機(jī)疲勞載荷譜的編寫(xiě)[3-5]。相比較攝影錄像[6]、光纖[7]和天平[8]等較新興的測(cè)量?jī)x器，應(yīng)變電橋[9]和壓力傳感器[10]在實(shí)際工程中更為常用。先進(jìn)壓力傳感器成本高，傳統(tǒng)的傳感器維護(hù)復(fù)雜，如不需要得到詳盡壓力分布，應(yīng)變法可能更為經(jīng)濟(jì)適用。應(yīng)變法由NASA提出，已應(yīng)用到多種飛機(jī)進(jìn)行了載荷實(shí)測(cè)，但其測(cè)量精度有時(shí)較差，僅地面檢驗(yàn)誤差有時(shí)就達(dá)到50%[11]。

使用應(yīng)變法測(cè)量飛行載荷是一項(xiàng)十分復(fù)雜的工程項(xiàng)目，影響其測(cè)量精度的因素很多。William和Stauf[12]研究了地面校準(zhǔn)試驗(yàn)中加載方式(單點(diǎn)和分布)、加載量級(jí)和工況數(shù)量等因素對(duì)載荷測(cè)量的影響。采用神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)構(gòu)建的非線(xiàn)性載荷方程[13-14]、基于遺傳算法[15]及評(píng)估模型的建模方法[16]、“地面校準(zhǔn)應(yīng)變對(duì)飛行應(yīng)變，地面校準(zhǔn)載荷對(duì)飛行載荷”的映射方法[17]、有限元參與的混合建模[18]等在載荷模型的建立方法上做出了貢獻(xiàn)。Jebacke和Horak[19]通過(guò)和靜強(qiáng)度試驗(yàn)結(jié)果的比較，驗(yàn)證其應(yīng)變法測(cè)量的正確性。文獻(xiàn)[20]則考慮了飛行載荷測(cè)量的不確定度，更加客觀(guān)地給出了應(yīng)變法載荷測(cè)量精度的結(jié)果。

應(yīng)變法通過(guò)結(jié)構(gòu)變形間接測(cè)量飛機(jī)結(jié)構(gòu)載荷，飛機(jī)自身結(jié)構(gòu)形式也可影響載荷測(cè)量精度。通常翼面可視為連接在機(jī)身上的懸臂梁，翼面總載荷通過(guò)翼根傳遞給機(jī)身，為了測(cè)量翼面總載荷，應(yīng)變計(jì)需加裝在翼面根部。左側(cè)應(yīng)變計(jì)校準(zhǔn)時(shí)，只設(shè)計(jì)左側(cè)加載點(diǎn)，不考慮右側(cè)加載，反之亦然。然而對(duì)于具有中央翼盒的翼面結(jié)構(gòu)，由于中央翼盒連通了左右翼面，右側(cè)加載時(shí)左根部應(yīng)變電橋會(huì)有較大的響應(yīng)，即本用于只感受左側(cè)載荷的左根部應(yīng)變計(jì)也感受了右側(cè)載荷，載荷是應(yīng)變的線(xiàn)性組合，這樣左側(cè)應(yīng)變剖面測(cè)量到的左側(cè)總載荷精度可能下降。因此本文將研究具有中央翼盒結(jié)構(gòu)的翼面根部載荷測(cè)量。

1 中央翼盒的影響

1.1 應(yīng)變電橋的異側(cè)響應(yīng)

用應(yīng)變電橋進(jìn)行飛行載荷測(cè)量的基本原理和詳情見(jiàn)文獻(xiàn)[9]。對(duì)于某具有中央翼盒連接的二梁平尾結(jié)構(gòu)，垂直右平尾向下施加不對(duì)稱(chēng)單點(diǎn)載荷，共有8個(gè)加載工況，加載點(diǎn)或等效加載點(diǎn)分布如圖1所示。所有工況的最大應(yīng)變值如表1所示。8個(gè)單點(diǎn)不對(duì)稱(chēng)加載中，左側(cè)應(yīng)變橋均有響應(yīng)，由于左平尾的外載荷為零，不會(huì)引起變形即應(yīng)變值，可見(jiàn)該應(yīng)變是由右側(cè)的載荷引起的。將上述右翼面加載時(shí)左翼面應(yīng)變電橋有響應(yīng)的現(xiàn)象稱(chēng)為應(yīng)變電橋的異側(cè)響應(yīng)。左右側(cè)最大應(yīng)變的比值M的絕對(duì)值范圍為13.9%～62.3%。前梁剪應(yīng)變是所有左側(cè)應(yīng)變中最大的，說(shuō)明其受右側(cè)載荷的影響最大。

圖1 某平尾不對(duì)稱(chēng)加載點(diǎn)分布 Fig.1 Unsymmetrical loading point distributions of certain horizontal tail

表1 某平尾不對(duì)稱(chēng)加載下左右剖面各應(yīng)變電橋響應(yīng)最大值之比(M)Table 1 Ratio of maximum left strain to maximum right strain (M) under unsymmetrical loading on certain horizontal tail

1.2 對(duì)響應(yīng)系數(shù)的影響

應(yīng)變電橋響應(yīng)系數(shù)R[11]是單位載荷下的應(yīng)變電橋響應(yīng)，圖1結(jié)構(gòu)左側(cè)4個(gè)應(yīng)變電橋響應(yīng)系數(shù)隨加載坐標(biāo)x的變化如圖2所示，圖2(b)數(shù)據(jù)擴(kuò)大了常數(shù)倍，不影響問(wèn)題分析。左加載點(diǎn)與右側(cè)對(duì)稱(chēng)。左側(cè)加載點(diǎn)坐標(biāo)為正，右側(cè)加載點(diǎn)坐標(biāo)為負(fù)。

圖2 左側(cè)平尾應(yīng)變電橋響應(yīng)系數(shù)Fig.2 Response coefficients of strain bridge on left horizontal tail

左側(cè)加載時(shí)左前梁彎矩電橋受單純的彎矩載荷影響，后梁彎矩電橋呈現(xiàn)主要的彎矩特性，有少許的扭矩影響，兩個(gè)剪力片電橋響應(yīng)均受彎、剪和扭3種載荷的影響。右側(cè)加載時(shí)，左后梁的兩個(gè)應(yīng)變電橋隨異側(cè)載荷位置的變化不明顯，但左前梁彎矩和剪力電橋呈現(xiàn)出隨加載距離增大而增大的異側(cè)彎矩載荷特性，說(shuō)明所有右側(cè)加載對(duì)左前梁應(yīng)變橋均有影響，且展向距離越大、影響越大。本用于只感受左側(cè)載荷的左側(cè)根部應(yīng)變電橋，還感受了右側(cè)的載荷。這樣由左側(cè)根部載荷方程(左側(cè)根部應(yīng)變橋線(xiàn)性組合)測(cè)量到的載荷就不是單純的左側(cè)載荷了，還混合了右側(cè)載荷的影響。

2 中央翼盒影響的機(jī)理分析

圖3 某具有中央翼盒的平尾結(jié)構(gòu)的不對(duì)稱(chēng)加載 Fig.3 Unsymmetrical loading on certain horizontal tail with central wing

依據(jù)飛行器結(jié)構(gòu)力學(xué)，飛機(jī)翼面結(jié)構(gòu)常簡(jiǎn)化為桿板式的空間薄壁結(jié)構(gòu)，某具有中央翼盒的翼面結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)化示意如圖3所示，前支撐(F2處)通過(guò)螺栓耳片連接在垂尾上，且有輔助的鎖定機(jī)構(gòu)，故前支撐簡(jiǎn)化為固支。后兩個(gè)支撐(F3和F4處)只通過(guò)螺栓耳片連接在垂尾上且可轉(zhuǎn)動(dòng)，故簡(jiǎn)化為鉸支。坐標(biāo)原點(diǎn)在機(jī)頭，x向?yàn)闄C(jī)身中軸線(xiàn)，由機(jī)頭指向機(jī)尾為正，y向?yàn)轱w機(jī)展向，指向右機(jī)翼為正。在左翼面施加一集中校準(zhǔn)載荷F1，分析該結(jié)構(gòu)的受力和變形。

按照傳統(tǒng)受力分析，整個(gè)翼面所受載荷為校準(zhǔn)載荷F1，3個(gè)支反力F2、F3和F4，4個(gè)集中力產(chǎn)生的彎矩Mx1、Mx2、Mx3和Mx4，4個(gè)集中力產(chǎn)生的扭矩My1、My2、My3和My4，則整個(gè)結(jié)構(gòu)的平衡方程為

(1)

在該力系內(nèi)，弦向剖面彎矩、剪力和扭矩不為0，但該力系之外的翼剖面的彎矩、剪力和扭矩為0。將右翼應(yīng)變電橋剖面之外的部分整體隔離，作為受力分析對(duì)象,如果該剖面的彎矩、剪力和扭矩不為0，那么沒(méi)有載荷與之平衡，與結(jié)構(gòu)力學(xué)受力分析矛盾，即左側(cè)的載荷沒(méi)有轉(zhuǎn)移到右側(cè)。

中央翼盒后梁右支撐F3的局部如圖4所示，將結(jié)構(gòu)離散為拉格朗日型的網(wǎng)格，網(wǎng)格尺寸足夠小，可隨著結(jié)構(gòu)的變形而變形。實(shí)線(xiàn)網(wǎng)格為變形之前的結(jié)構(gòu)，虛線(xiàn)為變形之后的結(jié)構(gòu)。

在式(1)所述的載荷作用下，左側(cè)網(wǎng)格I有變形，2、7和8點(diǎn)有位移，由于約束，1點(diǎn)沒(méi)有位移，假設(shè)I網(wǎng)格的右邊界由1-8變?yōu)?′-8′，III網(wǎng)格的左邊界仍保持為1-8，則意味著出現(xiàn)斷裂，與變形之后結(jié)構(gòu)是連續(xù)的矛盾。同理在網(wǎng)格III左邊界變形的作用下右側(cè)網(wǎng)格III和IV均會(huì)變形。與支反力F3右側(cè)結(jié)構(gòu)變形類(lèi)似，支反力F2右側(cè)結(jié)構(gòu)也有變形，這樣右外翼3個(gè)方向均可能會(huì)有變形，因此粘貼在右外翼的應(yīng)變電橋有響應(yīng)。中央翼盒處轉(zhuǎn)移效應(yīng)是結(jié)構(gòu)自身變形連續(xù)性導(dǎo)致的，空中飛行時(shí)仍然存在。

圖4 中央翼盒處局部變形示意圖Fig.4 Schematic diagram of local deformation at central wing

3 考慮中央翼盒影響的應(yīng)變電橋校準(zhǔn)

3.1 地面校準(zhǔn)試驗(yàn)

某平尾的右側(cè)根部共加裝了6個(gè)應(yīng)變橋，類(lèi)型有彎矩、剪力和扭矩。將飛機(jī)3個(gè)起落架約束固定在地面上，使用液壓作動(dòng)器對(duì)飛機(jī)的平尾進(jìn)行點(diǎn)校準(zhǔn)加載。不考慮中央翼盒引起的應(yīng)變計(jì)異側(cè)載荷響應(yīng)時(shí)，為了加載系統(tǒng)平衡，左右翼面同時(shí)進(jìn)行對(duì)稱(chēng)加載。為了考察左右翼面載荷的交互影響，分別設(shè)計(jì)了左右不對(duì)稱(chēng)加載。共進(jìn)行了14個(gè)單點(diǎn)對(duì)稱(chēng)加載、6個(gè)單點(diǎn)左側(cè)加載、6個(gè)單點(diǎn)右側(cè)加載、2個(gè)對(duì)稱(chēng)組合加載、2個(gè)不對(duì)稱(chēng)組合加載、2個(gè)基于線(xiàn)性疊加原理得到的多點(diǎn)不對(duì)稱(chēng)組合加載。記錄上述加載下的載荷和應(yīng)變電橋響應(yīng)。

3.2 考慮中央翼盒影響的載荷方程建立

文獻(xiàn)[9]直接給出了建立載荷方程的列式，沒(méi)有分析其列式是否可消除中央翼盒對(duì)根部載荷測(cè)量的影響，且其列式中使用了左右根部?jī)蓚?cè)的應(yīng)變電橋。本文將基于線(xiàn)性疊加原理，推導(dǎo)一種可消除中央翼盒影響的載荷方程，且只使用單側(cè)應(yīng)變電橋。

使用式(2)建立載荷方程，L為彎矩、剪力或扭矩的一種，k1,k2,…,kn為待求解的載荷方程系數(shù)，μ1,μ2,…,μn為剖面應(yīng)變電橋響應(yīng)，n為應(yīng)變電橋序號(hào)。

L=k1μ1+k2μ2+…+knμn

(2)

對(duì)于右側(cè)根部載荷測(cè)量，盡管加載時(shí)左側(cè)根部應(yīng)變電橋有響應(yīng)，但其影響對(duì)右側(cè)根部?jī)?nèi)力沒(méi)有貢獻(xiàn)。另外實(shí)際飛行中受外界環(huán)境的影響，每個(gè)應(yīng)變電橋均可能出故障或壞掉，使用的應(yīng)變電橋個(gè)數(shù)越多，受影響的因素就越多。所以右側(cè)根部載荷測(cè)量時(shí)只使用右側(cè)應(yīng)變電橋。

對(duì)于某具有中央翼盒的右側(cè)根部剖面，同時(shí)考慮左右加載時(shí)，依據(jù)線(xiàn)性疊加原理，總載荷L為左右翼面的載荷總和，應(yīng)變電橋響應(yīng)值為左右側(cè)翼面載荷引起的應(yīng)變總和，即

L=LR+LL

(3)

(4)

式(3)和式(4)中：LR和LL分別為右側(cè)翼面和左側(cè)翼面載荷；μ1,R,μ2,R,…，μn,R為L(zhǎng)R引起的應(yīng)變響應(yīng)；μ1,L,μ2,L,…，μn,L為L(zhǎng)L引起的應(yīng)變響應(yīng)。將式(3)和式(4)代入式(2)，則式(5)成立。

LR+LL=k1(μ1,R+μ1,L)+k2(μ2,R+μ2,L)+…+

kn(μn,R+μn,L)

(5)

將式(5)右端改寫(xiě)，則有式(6)成立。

LR+LL=(k1μ1,R+k2μ2,R+…+knμn,R)+

(k1μ1,L+k2μ2,L+…+knμn,L)

(6)

式(6)左端LR為目標(biāo)載荷，LL為引入的誤差，希望其為0， 式(6)右端第1項(xiàng)為目標(biāo)應(yīng)變線(xiàn)性組合，第2項(xiàng)為引入的誤差，希望其為0，因此可得到滿(mǎn)足式(6)成立的一個(gè)充分條件，即

(7)

若式(7)成立，式(7)中的兩式相加，則有

LR=k1(μ1,R+μ1,L)+k2(μ2,R+μ2,L)+… +

kn(μn,R+μn,L)

(8)

雖然右側(cè)應(yīng)變電橋感受到了左側(cè)載荷，μ1,L≠0,μ2,L≠0,…,μn,L≠0，但由于式(7)的第2個(gè)式子成立，仍可測(cè)到準(zhǔn)確的右側(cè)載荷，即式(8)成立。式(7)為消除左側(cè)載荷影響的列式。

式(7)是基于不對(duì)稱(chēng)加載得到的列式，理論上依據(jù)疊加原理由式(7)可得到對(duì)稱(chēng)加載應(yīng)變響應(yīng)，但從樣本空間的視角考慮，若使地面校準(zhǔn)的樣本空間盡可能覆蓋空中實(shí)際飛行的對(duì)稱(chēng)和不對(duì)稱(chēng)狀況，建立載荷方程時(shí)也應(yīng)考慮對(duì)稱(chēng)加載的工況。因此本研究中考慮中央翼盒影響的載荷方程模型為

(9)

式中：LR,uns為右側(cè)不對(duì)稱(chēng)加載的載荷；μ1R,uns,μ2R,uns,…,μnR,uns為L(zhǎng)R,uns加載下右側(cè)應(yīng)變電橋響應(yīng)；μ1L,uns,μ2L,uns,…,μnL,uns為左側(cè)不對(duì)稱(chēng)加載下的右側(cè)應(yīng)變電橋響應(yīng)；Lsym為對(duì)稱(chēng)加載工況中的右側(cè)載荷；μ1,sym,μ2,sym,…，μn,sym為對(duì)稱(chēng)加載下的右側(cè)應(yīng)變響應(yīng)。

3.3 修正前后載荷方程的差異

不考慮中央翼影響時(shí)，使用式(9)中的第1個(gè)式子建立剪力方程，考慮中央翼盒影響時(shí)，使用式(9)建立剪力方程。本研究的目的為研究中央翼盒對(duì)根部載荷測(cè)量的影響，不是方程類(lèi)型的確定，為了更加客觀(guān)地展示修正后的結(jié)果，對(duì)于該種結(jié)構(gòu)，給出了如表2所示的常使用的3類(lèi)典型方程，使用兩個(gè)剪力和一個(gè)彎矩建立的方程稱(chēng)為A型，使用兩個(gè)剪力和兩個(gè)彎矩建立的方程稱(chēng)為B型，使用兩個(gè)剪力、兩個(gè)彎矩和兩個(gè)扭矩建立的方程稱(chēng)為C型，μB1、μB2、μS1、μS2、μT1和μT2分別為前后梁的彎矩、剪力和扭矩電橋。使用2個(gè)對(duì)稱(chēng)工況(Symmetrical case 1, Symmetrical case 2)、2個(gè)20%不對(duì)稱(chēng)工況(一側(cè)為另一側(cè)載荷的80%：20% unsymmetrical case 1, 20% unsymmetrical case 2)和2個(gè)100%不對(duì)稱(chēng)工況(一側(cè)加載，一側(cè)載荷為0：100% unsymmetrical case 1, 100% unsymmetrical case 2)3類(lèi)工況進(jìn)行檢驗(yàn)。檢驗(yàn)誤差(Validation Error，VE)如表3所示。為敘述方便，考慮中央翼盒影響前的簡(jiǎn)稱(chēng)修前(Before)，考慮中央翼盒影響后的簡(jiǎn)稱(chēng)修后(After)。

表2 修正前后的剪力方程Table 2 Shear equations before and after correction

表3 修正前后剪力方程在不同類(lèi)檢驗(yàn)工況下的檢驗(yàn)誤差Table 3 Validation error (VE) of shear equations before and after correction in different validation cases

對(duì)稱(chēng)檢驗(yàn)中修前的誤差絕對(duì)值為0.1%～2.6%、修后的誤差絕對(duì)值為0.4%～2.0%。20%不對(duì)稱(chēng)檢驗(yàn)中修前的誤差絕對(duì)值為1.2%～35.7%、修后的誤差絕對(duì)值為0.2%～1.9%。100%不對(duì)稱(chēng)檢驗(yàn)中修前的誤差絕對(duì)值為7.6%～109.3%、修后的誤差絕對(duì)值為0%～5.7%。可看出隨不對(duì)稱(chēng)程度的增加，修前的檢驗(yàn)誤差逐步增大，高達(dá)109.3%，修后的誤差均較小，在5.7%以?xún)?nèi)，驗(yàn)證了3.2節(jié)所推導(dǎo)的引入方式是可行的。A型修前、修后的方程在對(duì)稱(chēng)、20%不對(duì)稱(chēng)和100%不對(duì)稱(chēng)檢驗(yàn)時(shí)的檢驗(yàn)誤差變化不大，在3.0% 之內(nèi)，一定程度上說(shuō)明該類(lèi)型剪力方程對(duì)中央翼盒處轉(zhuǎn)移效應(yīng)不是很敏感。B型修前、修后的方程在對(duì)稱(chēng)、20%不對(duì)稱(chēng)檢驗(yàn)時(shí)誤差變化較大，在15.0%之內(nèi)。C型修前、修后的方程在對(duì)稱(chēng)、20%不對(duì)稱(chēng)檢驗(yàn)時(shí)誤差變化最大，可達(dá)100%以上，在3類(lèi)剪力方程中對(duì)轉(zhuǎn)移效應(yīng)最敏感。

4 實(shí)測(cè)飛行載荷的差異

在某高度、某馬赫數(shù)下，先穩(wěn)定平飛，進(jìn)行橫向操縱使飛機(jī)建立穩(wěn)定盤(pán)旋，當(dāng)飛機(jī)傾斜角達(dá)到右側(cè)45° 時(shí)，反向操縱使飛機(jī)迅速向相反方向滾轉(zhuǎn)，傾斜角達(dá)到左側(cè)45°，測(cè)量上述機(jī)動(dòng)過(guò)程中平尾根部應(yīng)變剖面的滾轉(zhuǎn)機(jī)動(dòng)飛行載荷。圖5為不同載荷方程實(shí)測(cè)的滾轉(zhuǎn)機(jī)動(dòng)剪力S和滾轉(zhuǎn)角θ，圖5(a)為A型方程實(shí)測(cè)的左右剪力S，左側(cè)剪力減小，右側(cè)剪力增大，兩側(cè)A型方程修正前后差異均較小，在5.7%之內(nèi)，驗(yàn)證了對(duì)于該飛機(jī)的校準(zhǔn)數(shù)據(jù)，A型剪力方程對(duì)中央翼盒的影響不敏感。圖5(b)為B型方程實(shí)測(cè)的左右剪力S，B型方程修正前后實(shí)測(cè)載荷差異較大，達(dá)到78.6%，也驗(yàn)證了B型的剪力方程對(duì)中央翼盒的影響較敏感,與地面校準(zhǔn)試驗(yàn)中的中央翼盒影響敏感性分析結(jié)果一致。由于扭矩電橋在飛行試驗(yàn)中損壞，故此處沒(méi)有C型方程的飛行結(jié)果。

圖5 不同方程測(cè)量的飛行滾轉(zhuǎn)剪力Fig.5 Flight shears from different types of load equations in rolling maneuver

5 結(jié) 論

1) 使用應(yīng)變電橋測(cè)量飛行載荷時(shí)，發(fā)現(xiàn)中央翼盒的連通作用可降低某平尾根部載荷測(cè)量精度，其是由結(jié)構(gòu)的連續(xù)變形引起的。

2) 對(duì)于某具有中央翼盒的平尾結(jié)構(gòu)，隨著檢驗(yàn)工況不對(duì)稱(chēng)程度的增加，部分修前的檢驗(yàn)誤差逐步增大，高達(dá)109.3%，修后所有剪力方程的檢驗(yàn)誤差在5.7%以?xún)?nèi)，一定程度上本文給出的消除中央翼盒對(duì)根部飛行載荷測(cè)量影響的方法是可行的。

3) 對(duì)于某具有中央翼盒的平尾結(jié)構(gòu)，由兩個(gè)剪力一個(gè)彎矩組建的剪力方程對(duì)中央翼盒的影響不敏感，修正前后實(shí)測(cè)的飛行載荷差異在5.6%之內(nèi)，由兩個(gè)剪力和兩個(gè)彎矩組建的剪力方程對(duì)中央翼盒的影響敏感，修正前后實(shí)測(cè)的飛行載荷差異達(dá)到78.6%。

致 謝

感謝西北工業(yè)大學(xué)萬(wàn)小朋教授對(duì)本文的指導(dǎo)，感謝中國(guó)飛行試驗(yàn)研究院飛行載荷研究室的全體人員在試驗(yàn)過(guò)程中付出的努力。

[1] 中國(guó)民用航空局. 中國(guó)民用航空規(guī)章： CCAR—25—R4[S]. 北京： 中國(guó)民用航空局, 2011.

Civil Aviation Administration of China. Chinese civil aviation regulations: CCAR-25-R4[S]. Beijing: Civil Aviation Administration of China, 2011 (in Chinese).

[2] 總裝備部. 軍用飛機(jī)強(qiáng)度和剛度規(guī)范， 第十部分： 飛行試驗(yàn): GJB67.10A—2008[S]. 北京： 總裝備部軍標(biāo)出版發(fā)行部， 2008: 1-10.

General Equipment Department. Military airplane structural strength specification Part 10: Flight tests: GJB67.10A-2008[S]. Beijing: General Equipment Department Military Standard Press, 2008: 1-10 (in Chinese).

[3] 閻楚良, 高鎮(zhèn)同. 飛機(jī)高置信度中值隨機(jī)疲勞載荷譜的編制原理[J]. 航空學(xué)報(bào), 2000, 21(2): 118-123.

YAN C L, GAO Z T. Compilation theory of median stochastic fatigue load spectrum with high confidence level for airplane[J]. Acta Aeronautica et Astronautics Sinica， 2000, 21(2): 118-123 (in Chinese).

[4] LESKI A, REYMER P, KURDELSKI M. Development of load spectrum for full scale fatigue test of a trainer aircraft[C]//Proceedings of the 26th Symposium of International Commitlee on aeronautical Fatigue. Netherland: Springer, 2011.

[5] PIOTR R， ANDRZEJ L. Flight loads acquisition for Pzl-130 OrLik TCII full scale fatigue test[J]. Fatigue of Aircraft Structures， 2011(1): 78-85.

[6] LIZOTTE A M, LOKOS W A. Deflection-based aircraft structural loads estimation with comparation to flight[C]//46th AIAA/ASME/ASCE/AHS/ASC Structures, Structural Dynamics, and Materials Conference. Reston: AIAA, 2005.

[7] BAKALYAR J. Validation tests of fiber optic strain-based operational shape and load measurements[C]//20th AIAA/ASME/AHS Adaptive Structures Conference. Reston: AIAA, 2012.

[8] 郭正旺, 李昭廣， 王仲燕, 等. 用內(nèi)式六分量應(yīng)變天平實(shí)測(cè)導(dǎo)彈掛飛載荷[J]. 航空學(xué)報(bào)， 2010， 31(7): 1403-1409.

GUO Z W, LI Z G, WANG Z Y, et al. Measuring missile’s suspension flight loads using built-in six-compoment strain-gage balance[J]. Acta Aeronautica et Astronautics Sinica, 2010, 31(7)： 1403-1409 (in Chinese).

[9] SKPOINSKI T H， AIKEN W S， HUSTON W B. Calibration of strain-gage installations in aircraft structures for measurement of flight loads: NACA-TR-1178[R]. Washington, D.C.: NASA, 1954.

[10] KWAK D Y, YOSHIDA K. Flight test measurements of surface pressure on unmanned scaled supersonic experimental airplane[C]//24th Applied Aerodynamics Conference. Reston: AIAA, 2006.

[11] JENKINS J M, DEANGELIS V M. A summary of numerous strain-gage load calibrations on aircraft wings and tails in a technology format: NASA-TM-4804[R]. Washington, D.C.: NASA, 1997.

[12] WILLIAM A, STAUF L R. Strain-gage loads calibration parametric study: NASA/TM-2004-212853[R]. Washington, D.C.: NASA, 2004.

[13] CAO X, SUGIYAMAC Y, MITSUIi Y. Application of artificial neural networks to load identification[J]. Computer & Structures, 1998, 69: 63-78.

[14] HALLE M, THIELECKE F. Flight loads estimation using local model networks[C]//29th Congress of the International Council of the Aeronautical Sciences. BONN: ICAS, 2014

[15] NELSON S A. Strain gage selection in loads equations using a genetic alogrithm: NASA Contractor Report 4597[R]. Washington, D.C.: NASA, 1994.

[16] 趙燕. 基于遺傳算法與評(píng)估模型的飛行載荷實(shí)測(cè)研究[J]. 航空學(xué)報(bào)， 2014, 35(9): 2506-2512.

ZHAO Y. Flight load measurement based on genetic algorithm and evaluating method[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2014, 35(9): 2506-2512 (in Chinese).

[17] PADMANABHAN M A, NAGESH K Y, Elattuvalappil H. A statistcs based method for mapping flight strains to loads[C]//47th AIAA/ASME/ASCE/AHS/ASC Structures, Structural Dynamics, and Materials Conference. Reston: AIAA, 2006.

[18] JASON D B, JOAO C M. Hybrid load calibrations of a strain gage instrumented horizontal empennage[C]//VI National Congress of Mechanical Engineering. Compina: CONEM, 2010.

[19] JEBACKE I, HORAK M. Possibilities and methods of in-flight loading measurement[J]. Aviation, 2012, 16(2): 47-50.

[20] GONZALEZ M, GOGU C, BINAUD N, et al. Uncertainty quantification in aircraft load calibration[C]//10th World Congress on Structural and Multidisciplinary Optimization. East Lansing: WCSMO, 2013.

Effectofcentralwingonrootflightloadmeasurementofcertainairfoil

ZHAOYan1,2,*,ZHOUZhanting1

1.InstituteofAircraft,ChineseFlightTestEstablishment,Xi’an710086,China2.SchoolofAeronautics,NorthwesternPolytechnicalUniversity,Xi’an710072,China

Forflightloadmeasurementusingstraingageofcertainhorizontalstabilizerwithcentralwing,ithasbeenfoundthatrightrootstrainresponseislargewhenloadingleftairfoilingroundcalibrationtest,andviceversa,whichcouldlowerflightloadmeasurementaccuracy.Themechanismofcentralwingeffectsonrootflightloadmeasurementwasanalyzed.Alsoamethodofeliminatingoppositeloadeffectsonflightloadmeasurementwasproposed.Further,thesensitivityofdifferenttypeloadequationstooppositeloadeffectswasdiscussed.Moreover,thecorrectedloadequationswereusedtomeasureflightloads.Theresultsshowthatforabovehorizontaltailwithcentralwing，theproposedmethodinthispapercouldimproverootloadequationaccuracy.Thebuiltshearloadequationusing2shearand1bending-momentstrainbridgesisnotsensitivetooppositeloadeffectswherethemeasuredflightshearsthroughloadequationsbeforeandaftercorrectionhavedifferencesunder5.7%,whilethebuiltshearloadequationusing2shearand2bending-momentstrainbridgesissensitivetooppositeloadeffectswherethemeasuredflightshearusingloadequationsbeforeandaftercorrectionhavelargedifferencesof78.6%.

flighttest;rootflightloadmeasurement;strainelectricalbridge;centralwing;strainresponseonoppositeload

2016-01-20；Revised2016-02-19；Accepted2016-03-29；Publishedonline2016-04-221012

2016-01-20；退修日期2016-02-19；錄用日期2016-03-29； < class="emphasis_bold">網(wǎng)絡(luò)出版時(shí)間

時(shí)間：2016-04-221012

www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20160422.1012.004.html

*

.Tel.：029-86830410E-mailzhaoyan1031@mail.nwpu.edu.cn

趙燕， 周占廷． 某中央翼盒對(duì)飛行載荷實(shí)測(cè)的影響J． 航空學(xué)報(bào),2016,37(12):3713-3720.ZHAOY,ZHOUZT.EffectofcentralwingonrootflightloadmeasurementofcertainairfoilJ.ActaAeronauticaetAstronauticaSinica,2016,37(12):3713-3720.

http://hkxb.buaa.edu.cnhkxb@buaa.edu.cn

10.7527/S1000-6893.2016.0105

V215.1

A

1000-6893(2016)12-3713-08

趙燕女， 博士， 高級(jí)工程師。主要研究方向： 飛行載荷與強(qiáng)度。Tel.: 029-86830410E-mail: zhaoyan1031@mail.nwpu.edu.cn

周占廷男， 本科， 研究員。主要研究方向： 飛行載荷與強(qiáng)度， 系統(tǒng)工程。Tel.: 029-86836259E-mail: zhouzhanting@126.com

URL：www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20160422.1012.004.html

*Correspondingauthor.Tel.：029-86830410E-mailzhaoyan1031@mail.nwpu.edu.cn