朱亮，雷曉欣，李小鵬，紀(jì)露明

航空工業(yè)第一飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院，陜西 西安 710089

對(duì)于原型機(jī)的載荷譜實(shí)測(cè)，國(guó)內(nèi)外學(xué)者進(jìn)行了系列研究。A.Dilawar[4]提出從典型飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)中提取疲勞載荷譜的方法，該方法根據(jù)試驗(yàn)和實(shí)際飛行數(shù)據(jù)生成具有代表性的疲勞譜。J.J.Xiong[5-6]基于建立實(shí)測(cè)載荷譜數(shù)據(jù)處理系統(tǒng)，并對(duì)載荷分布規(guī)律進(jìn)行研究，提出了加速試驗(yàn)載荷譜的編制方法。劉曉明[7-8]等探索了由同類(lèi)機(jī)型的飛行實(shí)測(cè)載荷統(tǒng)計(jì)數(shù)據(jù)反演新設(shè)計(jì)機(jī)型的飛行譜，進(jìn)而編制載荷譜的方法。王長(zhǎng)江[9-10]基于已有的載荷實(shí)測(cè)數(shù)據(jù)，分析了突風(fēng)載荷的變化趨勢(shì)，給出了新的突風(fēng)載荷曲線。閆楚良[11]等基于飛行參數(shù)（飛參）變化，提出了運(yùn)輸類(lèi)飛機(jī)的載荷識(shí)別方法，并進(jìn)行了有效性驗(yàn)證，為新機(jī)結(jié)構(gòu)耐久性設(shè)計(jì)和全尺寸疲勞試驗(yàn)提供參考。張福澤[12]提出了以代表每種實(shí)測(cè)科目的中值壽命或損傷的起落進(jìn)行編譜的新方法；閻楚良等[13]則對(duì)該方法進(jìn)行改進(jìn)，建立了高置信度隨機(jī)疲勞載荷譜的編制方法。張彥軍等[14]對(duì)飛機(jī)結(jié)構(gòu)載荷實(shí)測(cè)在結(jié)構(gòu)健康監(jiān)控中的應(yīng)用進(jìn)行了研究。

國(guó)內(nèi)外載荷譜實(shí)測(cè)主要是實(shí)測(cè)全機(jī)或部件載荷譜，實(shí)測(cè)剖面基本為設(shè)計(jì)剖面，需要進(jìn)行全機(jī)或部件地面試驗(yàn)標(biāo)定，實(shí)測(cè)架次比較有限，載荷真實(shí)但成本高，樣本數(shù)少。本文形成的飛機(jī)改裝結(jié)構(gòu)應(yīng)變譜實(shí)測(cè)方法，針對(duì)具體改裝部位，以改裝部位的局部應(yīng)變?yōu)閷?duì)象，不需要進(jìn)行全機(jī)或部件地面試驗(yàn)標(biāo)定，實(shí)測(cè)剖面源自大量的實(shí)測(cè)起落統(tǒng)計(jì)，更具針對(duì)性和代表性，形成的局部應(yīng)變和飛機(jī)主要飛參的關(guān)系，結(jié)合大量實(shí)測(cè)起落飛參數(shù)據(jù)，形成的局部應(yīng)變的累積曲線，進(jìn)而編制改裝飛機(jī)局部載荷譜（應(yīng)變譜）。

1 總體思路

經(jīng)過(guò)綜合分析在某改裝飛機(jī)機(jī)身改裝部位加裝應(yīng)變片，通過(guò)飛行實(shí)測(cè)獲取該部位的實(shí)測(cè)應(yīng)變數(shù)據(jù)，并和飛行參數(shù)共同確定局部實(shí)測(cè)載荷譜的技術(shù)方案，改裝結(jié)構(gòu)載荷譜實(shí)測(cè)總體研究思路如圖1所示。

圖1 總體研究思路Fig.1 General research ideas

首先，通過(guò)在機(jī)身改裝部位加裝應(yīng)變片，飛行實(shí)測(cè)獲取該部位的真實(shí)應(yīng)變歷程。同時(shí)，協(xié)調(diào)部隊(duì)獲得真實(shí)飛行起落對(duì)應(yīng)的飛參數(shù)據(jù)，包括飛機(jī)重心三向過(guò)載等與載荷高度相關(guān)的各飛行參數(shù)隨時(shí)間的變化歷程。

其次，通過(guò)將機(jī)身改裝部位的實(shí)測(cè)應(yīng)變數(shù)據(jù)與飛行實(shí)測(cè)中的飛參數(shù)據(jù)進(jìn)行時(shí)間和頻率關(guān)系上的合并，形成機(jī)身改裝部位的疲勞載荷實(shí)測(cè)數(shù)據(jù)，并對(duì)飛參數(shù)據(jù)和應(yīng)變實(shí)測(cè)數(shù)據(jù)進(jìn)行數(shù)據(jù)時(shí)間歷程合并。

再次，對(duì)實(shí)測(cè)應(yīng)變數(shù)據(jù)，開(kāi)展與飛參數(shù)據(jù)的相關(guān)性分析，計(jì)算出了飛機(jī)改裝部位的平均應(yīng)變數(shù)據(jù)與飛機(jī)飛參數(shù)據(jù)的關(guān)聯(lián)關(guān)系。根據(jù)上述確定關(guān)系，以上述步驟獲得的飛機(jī)改裝部位的平均應(yīng)變數(shù)據(jù)與該飛機(jī)的飛參數(shù)據(jù)關(guān)系為基礎(chǔ)，對(duì)歷史飛參數(shù)據(jù)進(jìn)行分析，擴(kuò)充應(yīng)變數(shù)據(jù)樣本量。

最后，將載荷譜實(shí)測(cè)數(shù)據(jù)和改裝飛機(jī)歷史飛參數(shù)據(jù)合并形成改裝部位疲勞載荷數(shù)據(jù)，為后續(xù)試驗(yàn)載荷譜編制和改裝部位壽命預(yù)測(cè)提供基礎(chǔ)輸入。

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2 改裝飛機(jī)載荷實(shí)測(cè)和數(shù)據(jù)處理

2.1 飛機(jī)的測(cè)試改裝

飛機(jī)的測(cè)試改裝包括加改裝結(jié)構(gòu)部位的應(yīng)變計(jì)加裝和測(cè)試設(shè)備的加裝（包括機(jī)械部件和電器）。特別是在飛機(jī)的重心位置加裝了三軸加速度計(jì)，其數(shù)據(jù)采樣頻率大大高于飛機(jī)飛參記錄設(shè)備上的過(guò)載記錄，為后續(xù)的載荷及載荷譜計(jì)算提供了較為精確的數(shù)據(jù)支持。

加改裝結(jié)構(gòu)部位的應(yīng)變計(jì)加裝注意遵循了以下原則:（1）應(yīng)變計(jì)布置于加改裝結(jié)構(gòu)部位的相對(duì)遠(yuǎn)端。一方面要反映加改裝結(jié)構(gòu)部位真實(shí)的名義應(yīng)變歷程；另一方面應(yīng)盡量減少結(jié)構(gòu)突變對(duì)應(yīng)變歷程的影響。（2）應(yīng)變計(jì)布置于可以準(zhǔn)確測(cè)量應(yīng)變分量的部位。即應(yīng)變計(jì)布置在應(yīng)變分量較為單純和敏感的部位，這樣便于應(yīng)變分量的測(cè)量，以及與有限元模型計(jì)算結(jié)果的比對(duì)分析，從而得到更加準(zhǔn)確的結(jié)構(gòu)局部載荷。（3）對(duì)于特別關(guān)注的加改裝結(jié)構(gòu)部位，適當(dāng)布置了一些應(yīng)變計(jì)，用于局部結(jié)構(gòu)的應(yīng)變監(jiān)控。要特別注意的是，這些應(yīng)變計(jì)的位置要特別精準(zhǔn)。因受結(jié)構(gòu)局部應(yīng)力集中的影響，應(yīng)變計(jì)位置稍有變化，則應(yīng)變的測(cè)量結(jié)果變化很大。

具體某處加改裝結(jié)構(gòu)的應(yīng)變計(jì)布置如圖2所示。值得一提的是，本文載荷譜實(shí)測(cè)的研究對(duì)象為局部結(jié)構(gòu)，即飛機(jī)結(jié)構(gòu)關(guān)鍵細(xì)節(jié)部位，實(shí)測(cè)載荷譜為應(yīng)變譜。

圖2 某處加改裝結(jié)構(gòu)的應(yīng)變計(jì)布置(單位:mm)Fig.2 Strain gauge arrangement with modified structure

2.2 飛行實(shí)測(cè)結(jié)果的有效性檢查

飛行實(shí)測(cè)的結(jié)果數(shù)據(jù)主要包括飛參數(shù)據(jù)和應(yīng)變數(shù)據(jù)。結(jié)果數(shù)據(jù)量很大，對(duì)結(jié)果數(shù)據(jù)的有效性檢查是非常重要的。

對(duì)于常規(guī)飛行參數(shù)中的飛機(jī)運(yùn)動(dòng)、響應(yīng)參數(shù)等，主要借助飛機(jī)運(yùn)動(dòng)學(xué)理論和各參數(shù)關(guān)聯(lián)分析進(jìn)行了有效性檢查；對(duì)于應(yīng)變參數(shù)主要從飛機(jī)機(jī)身的受載規(guī)律，結(jié)合飛行狀態(tài)、姿態(tài)等進(jìn)行了有效性檢查。作為檢查說(shuō)明示例，圖3 是某次機(jī)載飛行數(shù)據(jù)和飛行參數(shù)記錄數(shù)據(jù)的時(shí)間歷程圖，由圖3可見(jiàn)，輪載信號(hào)前部為0段，是飛機(jī)離地前地面加速滑跑起飛段，此時(shí)重心航向過(guò)載Nx峰值，與中心過(guò)載曲線數(shù)據(jù)一致；離地前后，飛機(jī)機(jī)身受力支持狀態(tài)從起落架支持變?yōu)橹饕詸C(jī)翼支持，所測(cè)應(yīng)變變化明顯，與應(yīng)變曲線特征一致。結(jié)果顯示，飛行狀態(tài)參數(shù)信息符合飛行實(shí)際情況，測(cè)試結(jié)構(gòu)應(yīng)變參數(shù)與結(jié)構(gòu)部位受載一致，數(shù)據(jù)有效合理。

圖3 飛行實(shí)測(cè)結(jié)果的有效性檢查Fig.3 Effectiveness check of flight measurement results

2.3 機(jī)載測(cè)試數(shù)據(jù)和飛參記錄儀數(shù)據(jù)合并

飛行實(shí)測(cè)的數(shù)據(jù)包括加裝的機(jī)載測(cè)試數(shù)據(jù)和機(jī)上飛參記錄儀記錄的參數(shù)數(shù)據(jù)，由于兩套系統(tǒng)使用了不同的計(jì)時(shí)設(shè)備，加之?dāng)?shù)據(jù)的采樣率有較大差別，因此如何進(jìn)行兩套測(cè)試數(shù)據(jù)的合并是一項(xiàng)關(guān)鍵數(shù)據(jù)處理過(guò)程。

通過(guò)將機(jī)身改裝部位的實(shí)測(cè)應(yīng)變數(shù)據(jù)與飛行實(shí)測(cè)中的飛參數(shù)據(jù)進(jìn)行時(shí)間和頻率關(guān)系上的合并，形成機(jī)身改裝部位的疲勞載荷實(shí)測(cè)數(shù)據(jù)。根據(jù)實(shí)測(cè)數(shù)據(jù)絕對(duì)時(shí)刻起點(diǎn)為發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)，而飛參記錄儀為GPS 時(shí)間引起的二者時(shí)序不統(tǒng)一問(wèn)題，通過(guò)對(duì)起飛、爬升、巡航結(jié)束和著陸等標(biāo)志時(shí)刻點(diǎn)分析，確定了標(biāo)志時(shí)刻點(diǎn)，并以標(biāo)志時(shí)刻點(diǎn)對(duì)飛參數(shù)據(jù)和應(yīng)變實(shí)測(cè)數(shù)據(jù)進(jìn)行了數(shù)據(jù)時(shí)間歷程合并。

典型飛行起落的機(jī)載測(cè)試數(shù)據(jù)與飛參數(shù)據(jù)時(shí)統(tǒng)處理如圖4所示，由圖4可見(jiàn)，時(shí)統(tǒng)后的兩條曲線響應(yīng)特征一致；時(shí)統(tǒng)處理后數(shù)據(jù)時(shí)間歷程如圖5 所示，由圖5 可見(jiàn)，隨著飛機(jī)起飛離地（飛參記錄數(shù)據(jù)文件中的參數(shù)“主起離地”由“0”變?yōu)椤?”），飛機(jī)機(jī)身由之前的起落架支持狀態(tài)變?yōu)闄C(jī)翼支撐狀態(tài)，相應(yīng)測(cè)試應(yīng)變出現(xiàn)變化，這與機(jī)載測(cè)試數(shù)據(jù)中的應(yīng)變參數(shù)曲線的變化相符，可見(jiàn)合并方法可行、有效。

圖4 機(jī)載測(cè)試數(shù)據(jù)和飛參記錄儀數(shù)據(jù)合并Fig.4 Integration of airborne test data and flight reference recorder data

圖5 時(shí)統(tǒng)后典型參數(shù)時(shí)間歷程Fig.5 Time history of typical parameters after time series

2.4 應(yīng)變與主要飛參相關(guān)性分析

飛機(jī)在進(jìn)行測(cè)試改裝時(shí)，在重心位置加裝了三軸加速度計(jì)及氣密艙壓力測(cè)試傳感器。另外，飛機(jī)的飛參記錄儀記錄了130余個(gè)飛行參數(shù)，這些參數(shù)中有30多個(gè)（主要為飛行狀態(tài)參數(shù)）與加改裝部位的飛行載荷有關(guān)。為了識(shí)別這些參數(shù)中哪些與加改裝部位結(jié)構(gòu)飛行載荷密切相關(guān)，以及這些飛參與載荷的關(guān)系，本文采用了多元變量相關(guān)性分析及回歸分析以確定飛參與載荷（主要表征為關(guān)鍵部位的應(yīng)變數(shù)據(jù)）的關(guān)系[15]。

相關(guān)分析是處理變量之間相關(guān)關(guān)系的一種統(tǒng)計(jì)方法，偏相關(guān)系數(shù)是將其他因素從解釋變量和因變量中都去除后解釋變量與因變量之間相關(guān)關(guān)系的一個(gè)統(tǒng)計(jì)量。這里基于MATLAB 軟件，重點(diǎn)分析了典型部位與飛機(jī)重心處三向過(guò)載、三角速率、客艙內(nèi)外壓差等主要飛行參數(shù)的相關(guān)性。通過(guò)相關(guān)性分析，計(jì)算得到各部位應(yīng)變與各個(gè)飛參的相關(guān)系數(shù)（見(jiàn)表1），由此可以看出客艙內(nèi)外壓差與應(yīng)變的相關(guān)性普遍大于0.8，說(shuō)明這些部位的載荷普遍與客艙內(nèi)外壓差密切相關(guān)。其他參數(shù)（如重心處法向過(guò)載）有一定的相關(guān)性，但相關(guān)性系數(shù)較小，機(jī)身蒙皮的縱向載荷需要考慮此因素的影響，機(jī)身蒙皮的橫向載荷則可以忽略此因素的影響，通過(guò)理論分析可以看出，這些相關(guān)性分析的結(jié)果是符合工程實(shí)際的。建立的改裝結(jié)構(gòu)關(guān)鍵應(yīng)變與主次飛參關(guān)系，如式（1）所示

表1 應(yīng)變參數(shù)與主要飛參相關(guān)系數(shù)（無(wú)量綱）Table 1 Correlation coefficient table between strain parameters and main flight parameters

式中:Δpkc為客艙內(nèi)外壓差；n x、n y和n z分別為航向、側(cè)向和垂向過(guò)載；q為俯仰角速度；p為滾轉(zhuǎn)角速度；r為偏航角速度；εΔpkc為壓差引起的應(yīng)變；εnZ為垂向過(guò)載引起的應(yīng)變。

2.5 局部結(jié)構(gòu)應(yīng)變累積及外推

前文通過(guò)開(kāi)展飛行實(shí)測(cè)，獲取30多個(gè)架次真實(shí)應(yīng)變歷程和飛參數(shù)據(jù)，基于相關(guān)性分析，建立了改裝結(jié)構(gòu)關(guān)鍵應(yīng)變與主次飛參關(guān)系。

本節(jié)基于建立的改裝結(jié)構(gòu)局部應(yīng)變與主次飛參的關(guān)系，結(jié)合大量實(shí)測(cè)起落飛參數(shù)據(jù)（600多個(gè)歷史起落數(shù)據(jù)，圖6給出某次飛行法向過(guò)載歷史數(shù)據(jù)），擴(kuò)充飛機(jī)關(guān)鍵部位應(yīng)變數(shù)據(jù)，形成的局部應(yīng)變的累積曲線，解決了實(shí)測(cè)樣本不足，載荷譜分散性體現(xiàn)不充分的問(wèn)題。

圖6 某飛行歷史數(shù)據(jù)重心法向過(guò)載濾波后結(jié)果Fig.6 Results of overload filtering of gravity center of a flight history data

結(jié)合載荷實(shí)測(cè)數(shù)據(jù)及飛機(jī)歷史累積數(shù)據(jù)，經(jīng)累積形成局部應(yīng)變的超越曲線，對(duì)局部應(yīng)變峰谷值超越曲線中的高載部分進(jìn)行二次多項(xiàng)式擬合[16]，如式（2）所示

式中:Y為局部細(xì)節(jié)峰/谷值應(yīng)變，X為累計(jì)頻數(shù)的對(duì)數(shù)，擬合結(jié)果曲線與超越曲線對(duì)比情況如圖7 所示，曲線擬合方程結(jié)果見(jiàn)表2。

圖7 局部應(yīng)變超越曲線及外推Fig.7 Local strain transcendence curve and extrapolation

通過(guò)擬合的累積超越曲線，進(jìn)行高載外推，獲得飛機(jī)十分之一總壽命發(fā)生一次的高應(yīng)變峰谷值分別為1415.88 和-557.27，即表2中的A參數(shù)。

表2 擬合方程結(jié)果Table 2 Result of fitting equation

3 結(jié)束語(yǔ)

本文介紹了加改裝機(jī)身壁板的局部載荷實(shí)測(cè)及數(shù)據(jù)處理的過(guò)程，得到如下結(jié)論:

（1）基于應(yīng)變與主次飛行參數(shù)的相關(guān)性分析，建立了改裝部位局部應(yīng)變與飛機(jī)主要飛參的關(guān)系，為實(shí)測(cè)應(yīng)變樣本擴(kuò)充提供基礎(chǔ)。

（2）基于建立的改裝結(jié)構(gòu)關(guān)鍵應(yīng)變與主次飛參關(guān)系，并結(jié)合大量實(shí)測(cè)起落飛參數(shù)據(jù)，形成了局部應(yīng)變的累積曲線，解決了實(shí)測(cè)樣本不足、載荷譜分散性體現(xiàn)不充分的問(wèn)題。

（3）形成了一種飛機(jī)改裝結(jié)構(gòu)局部應(yīng)變譜實(shí)測(cè)方法，該方法通過(guò)飛機(jī)歷史數(shù)據(jù)統(tǒng)計(jì)和飛行實(shí)測(cè)相結(jié)合，并進(jìn)行高載外推，獲得了切實(shí)反映飛機(jī)使用的實(shí)測(cè)載荷譜，為后續(xù)疲勞試驗(yàn)和壽命評(píng)估提供了設(shè)計(jì)輸入。