黃勇

中國商用飛機有限責任公司 上海飛機設計研究院，上海 201210

為了提高飛機起降安全性，高升力裝置在現(xiàn)代大型飛機設計中得以不斷發(fā)展和廣泛應用。在型號研制的初期階段，一般通過借助計算流體力學(CFD)[1-8]或低速風洞測壓試驗數(shù)據[9-10]，并借助有限元求解或多體動力學仿真等方法，確定襟翼結構、運動機構及其操縱系統(tǒng)的設計載荷。襟翼構型、縫道參數(shù)、擾流板打開對襟翼氣動流場影響非常復雜，目前的CFD及風洞試驗技術還難以精確捕捉和模擬流場環(huán)境及分布載荷情況[11]。適航標準要求對類似氣動操縱面的特殊裝置，其受載情況必須由試驗數(shù)據確定[12]。

當前，國內外飛機制造商一般通過在襟翼翼面進行打孔測壓等方式，進行襟翼氣動壓力分布試飛驗證[13]。襟翼打孔測壓的試飛改裝，需新設計和生產特殊的試飛襟翼試驗件，滿足測壓孔布置、測壓管路敷設及結構強度相關要求。特殊構型的打孔測壓襟翼試驗件具備研制成本高、周期長和機上測壓管路改裝復雜等特點。結構強度和改裝空間等諸多限制，致使測壓孔有限，單塊翼面一般包含2～3 個測壓剖面和40～50 個測壓點?；谟邢薜臏y壓數(shù)據和仿真結果，通過經驗插值和面積積分方式，確定的翼面總體壓力分布及操縱系統(tǒng)關鍵構件操縱載荷仍存在較大的不確定性。

光纖應變傳感測量，具有靈敏度高、響應速度快、機上改裝簡單、分布式、重量輕、抗電磁干擾強等優(yōu)點，可以實現(xiàn)折射率、應變、曲率和溫度等參數(shù)的探測[14]?？梢暂^好適應襟翼運動機構復雜的振動、溫度及電磁工作環(huán)境[15]，開展飛行過程中的襟翼運動機構內力測定，進而完成襟翼翼面操縱系統(tǒng)驅動/約束載荷和翼面總載荷試飛測量與驗證。

1 后緣襟翼運動機構

某型號后緣襟翼分為內襟翼及外襟翼，內、外襟翼分別通過2套運動機構連接到機翼盒段、機身框等結構。后緣襟翼運動機構采用的機構布置如圖1所示，1號運動機構布置于內襟翼內側，位于機翼根部整流罩內部。2～4號運動機構懸掛于機翼后梁及輔助梁之上，從翼根至翼尖分別布置2～4號運動機構。整流罩隨動機構位于2～4號 整流罩內部。襟翼驅動支座安裝在機翼盒段輔助梁及后梁上，通過襟翼操縱系統(tǒng)驅動和控制襟翼的角度及運動。

圖1 某后緣襟翼機構布置

2 襟翼操縱載荷測量系統(tǒng)

2.1 實測技術方案

在襟翼卡位位置上和運動過程中，后緣襟翼翼面總載荷P，與滑軌約束力F和驅動連桿約束力R構成一組平衡力系。4套運動機構的傳感器布置相似，以3#運動機構為例進行傳感器布置及組網說明，如圖2所示，在驅動連桿兩個截面上布置8個應變傳感器和1個溫度傳感器，襟翼滑軌布置2個應變傳感器和1個 溫度傳感器。所有傳感器串聯(lián)組網，形成一個測試通道，確定一端為激光輸入端即主測試端口，另一端為激光輸出端即備用測試端口。

圖2 后緣襟翼機構傳力路徑

通過測量試飛過程中驅動連桿的載荷應變，并扣除溫度應變影響，確定襟翼搖臂作用于驅動連桿的載荷R。通過測量試飛過程中滑軌應變，并扣除溫度應變影響，確定襟翼滑輪架作用于滑軌的載荷F。通過分別對內襟翼和外襟翼兩套驅動機構，襟翼搖臂作用于驅動連桿的載荷R和襟翼滑輪架作用于滑軌的載荷F求和，即可獲得內襟翼或外襟翼的總載荷P。襟翼搖臂作用于驅動連桿的載荷R，相對與操縱系統(tǒng)驅動點求矩，即為操縱系統(tǒng)所需克服的驅動/約束力矩T。

2.2 光纖傳感測量系統(tǒng)

為了確保測量系統(tǒng)及其機上改裝的高可靠性，采用預封裝式布拉格光柵傳感器(Fiber Brag Grating, FBG)[16]。其基本原理是將光纖特定位置纖芯，制成折射率周期分布的光柵區(qū)。將一寬帶光源發(fā)出的光注入光纖后，特定波長(布拉格反射光)的光波在這個區(qū)域內將被反射，如圖3所示。

反射光中心波長信號跟光柵周期和纖芯的有效折射率有關，即

λB=2neffΛ

(1)

式中：neff為纖芯的有效折射率；Λ為布拉格光柵柵距；λB為反射光中心波長。

當光纖軸向受拉力時, 將使光纖產生拉伸應變, 其布拉格光柵柵距Λ亦相應改變, 從而導致反射光波長變化[17]。其波長改變量ΔλB與應變ε的關系為

圖3 光纖布拉格光柵應變傳感原理

ΔλB/λB=(1-Pe)ε

(2)

式中：ε為光柵應變；Pe為有效光彈系數(shù)，

(3)

式中：k為泊松比；P11和P12為光彈系數(shù)。因此應變與波長解調精度及光纖布拉格光柵柵距的關系為

ε=(1-Pe)·ΔλB/(2neff·Λ)

(4)

當布拉格光柵柵距Λ越小和激光波長解調儀越靈敏時，應變精度越高。某型號光纖布拉格光柵傳感器的應變測量精度為1 με，溫度測量精度為0.1 ℃。

根據測量點空間位置，將多個具有不同柵距的布拉格光柵按照不同的間隔，定制在同一根光纖上。光柵柵距需根據測量應變值范圍定制，確保其反射光譜波長范圍互不重疊，以實現(xiàn)對待測結構的準分布式測量[18]。光纖傳感測量系統(tǒng)如圖4所示。

圖4 光纖傳感測量系統(tǒng)

4個運動機構分別采用一根測試光纖，降低測試光纖機上敷設難度和提高測試系統(tǒng)可靠性。測試總線為一根8芯集成光纜，其中4根纖芯分別與4套運動機構測試光纖的激光輸入端及反射光對接，另外一根纖芯分別與4套運動機構測試光纖的輸出端對接，以用于輸出光數(shù)據采集，作為數(shù)據備份。

2.3 測試系統(tǒng)校準

通過有限元仿真虛擬標定，將構件應變響應大、應力梯度小和無運動碰觸位置，確定為應變測量點[19]。然后進行機構構件的溫度-應變地面和載荷-應變標定試驗，進而建立應變-載荷相關方程[20]，具體的地面校準試驗流程如圖5所示。

將完成應變傳感器和溫度傳感器改裝的試驗件，放入地面高低溫環(huán)境試驗箱，開展溫度-應變地面標定試驗。溫度變化值Δt與[εj]之間可以表示為多元線性回歸方程形式：

ajΔt=εj

(5)

式中：j=1,2,…,n為應變傳感器個數(shù)。通過計算，求解溫度-應變的相關系數(shù)aj。

圖5 地面校準試驗流程

通過地面載荷應變標定試驗，建立載荷應變相關方程。驅動連桿輸出端承受任意方向力R，可以表示成圖2中參考坐標系下的fix、fiy和fiz(可忽略相對小量)，fix、fiy和fiz分別驅動連桿輸出端承受力R的x、y和z向分量，與應變εij之間可以表示為多元線性回歸方程形式：

(6)

式中：m為地面標定試驗工況數(shù)；n為應變傳感器個數(shù)。通過矩陣運算，求解相關系數(shù)β。

對于不好拆卸，進行單獨的載荷應變地面物理標定試驗的襟翼滑軌，通過有限元方法，在滑軌位置xi施加垂向力fiy和側向力fiz(可忽略相對小量)，與應變εij之間可以表示為多元線性回歸方程形式：

(7)

應變響應傳感器的優(yōu)選，遵循應變響應大且線性度好的原則，剔除遵循應變響應小且線性度差的應變通道，以提高載荷識別精度[21]。某型號襟翼運動機構驅動連桿，應變-載荷相關方程的載荷識別誤差如表1所示，F(xiàn)x為驅動連桿輸出端承受任意方向R洽驅動連桿繞驅動端旋轉的切向載荷；Fy為R繞驅動端旋轉徑向載荷。載荷識別誤差最大不超過0.77%，小于2%的一般載荷試飛校準誤差要求。

表1 相關方程的應變載荷識別誤差

3 試飛結果

在完成基于光纖傳感的試飛測試系統(tǒng)改裝和地面標定試驗后，在特定飛行狀態(tài)下(高度15 000 ft (1 ft=0.304 8 m)、飛行速度160 ktIAS～230 ktIAS(1 kt=1.852 km/h)、減速板打開)，開展了襟翼操縱載荷試飛測試驗證。在試飛過程中，以起飛地面的應變和溫度為零值，測量和記錄了應變ε′ij和溫度變化Δt(應變和溫度作為零值)。采用式(8)消除溫度應變影響，獲得載荷作用下的應變值。

εij=ε′ij-Δtaj

(8)

然后，將驅動連桿對應的應變數(shù)據εij代入式(6)， 獲得驅動連桿輸出端承受任意方向力R。將襟翼滑軌對應的應變數(shù)據εij和通過翼面偏度及運動幾何參數(shù)確定的xi，代入式(7)，獲得襟翼滑軌承受滑輪架作用的任意方向力F。電阻應變與光纖光柵傳感對3#襟翼驅動連桿驅動載荷P的識別結果對比如圖6所示。

通過對比可以看出光纖光柵傳感對3#襟翼驅動連桿驅動載荷峰值識別結果與電阻應變載荷峰值識別結果誤差不大于5%。載荷識別結果的時間歷程曲線形態(tài)及跟隨性基本一致，表明光纖光柵傳感的載荷識別結果有效性。

減速板角度對襟翼驅動連桿的驅動載荷具有直接的影響，打開相同的減速板角度，10°襟翼3#驅動連桿驅動載荷變化及其載荷峰值，大于19°襟翼3#驅動連桿驅動載荷變化及其載荷峰值。驅動連桿驅動載荷R相對于驅動點取矩即為襟翼翼面操縱系統(tǒng)驅動/約束載荷試飛，基于光纖應變的襟翼驅動連桿驅動載荷識別結果如表2所示。

通過對外襟翼2套驅動機構的驅動連桿的載荷R和襟翼滑輪架作用于滑軌的載荷F求和，獲得外襟翼的總載荷P如表3所示。

圖6 電阻應變與光纖傳感載荷識別結果對比

表2 襟翼操縱載荷測量結果

注：( )內的值為相對誤差。

表3 外襟翼總載荷測量結果

總體上來看，試飛實測結果驗證了理論計算結果的合理保守性和可靠性。試飛實測結果表明，當襟翼10°時，加速板打開情況下的操縱載荷影響(最大增幅90%)大于襟翼20°的影響(最大增幅32%)。位于外襟翼上表面的減速板打開，不僅影響外襟翼3#和4#作動器操縱載荷，同時也影響內襟翼靠外的2#作動器操縱載荷(增幅約20%)。因此，相較于減速板關閉時的機翼構型，減速板打開情況下的襟翼作動器操縱載荷具有顯著的增加量，必須謹慎分析相關影響。

4 結 論

通過對比，可以看出光纖光柵傳感載荷識別結果與電阻應變載荷識別結果誤差較小，滿足工程精度需求。兩者之間載荷識別結果的時間歷程曲線基本一致，表明了光纖光柵傳感載荷識別技術的有效性。光纖光柵傳感技術，為某型號襟翼操縱載荷飛行試驗提供了一種相較于打孔測壓及電阻應變襟翼載荷試飛，更高精度和更低成本的技術途徑和方法。其獨特的靈敏度高、響應速度快、機上改裝簡單、分布式、重量輕、抗電磁干擾強等優(yōu)點，對民用飛機后緣襟翼運動機構復雜的振動、溫度及電磁工作環(huán)境具有很好的適應性?？梢灶A見，在其他復雜受載環(huán)境的民用飛機運動機構載荷試飛測定和結構健康檢查等領域，光纖光柵應變傳感技術的應用前景廣闊，值得深入探討和分析研究。