董天智,劉慶杰,劉 暢,劉迪威

(成都飛機(jī)工業(yè)(集團(tuán))有限責(zé)任公司,四川 成都 610092)

1 引 言

第四代戰(zhàn)斗機(jī)因隱身及超機(jī)動(dòng)性能等要求,普遍采用外傾全動(dòng)V形尾翼的結(jié)構(gòu)形式[2]。對于開展該重要結(jié)構(gòu)的疲勞定壽與結(jié)構(gòu)健康監(jiān)測工作,優(yōu)化結(jié)構(gòu)維修期,若采用定期維護(hù)策略,因?yàn)槲纯紤]單機(jī)服役時(shí)實(shí)際飛行的載荷情況,這制約了先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)機(jī)體結(jié)構(gòu)平臺(tái)使用和維護(hù)的保障。因此,獲取單機(jī)V形尾翼關(guān)鍵結(jié)構(gòu)的載荷-時(shí)間歷程非常重要。

目前主要采用應(yīng)變法進(jìn)行載荷測量,即通過地面載荷標(biāo)定試驗(yàn)獲取的應(yīng)變電橋與載荷映射關(guān)系構(gòu)建載荷方程[3,4]。國內(nèi)主要對外場飛機(jī)進(jìn)行載荷標(biāo)定試驗(yàn),無法實(shí)現(xiàn)大批量結(jié)構(gòu)載荷標(biāo)定試驗(yàn)。

相較于傳統(tǒng)的雙垂直尾翼飛機(jī),采用全動(dòng)V形尾翼結(jié)構(gòu)形式的戰(zhàn)斗機(jī)大批量開展載荷標(biāo)定試驗(yàn)更加困難,載荷施加與飛機(jī)結(jié)構(gòu)具有一定的傾斜角度,在外場進(jìn)行載荷標(biāo)定試驗(yàn)給試驗(yàn)載荷施加與試驗(yàn)安裝帶來較大困難,使用液壓伺服作動(dòng)器加載過程中,因結(jié)構(gòu)變形后加載塊受側(cè)向載荷可能側(cè)滑,導(dǎo)致試驗(yàn)加載風(fēng)險(xiǎn)較高。因此,需要設(shè)計(jì)專用試驗(yàn)工裝進(jìn)行加載,其安裝復(fù)雜,試驗(yàn)周期長,能實(shí)現(xiàn)的載荷工況也比較單一。

為解決上述問題,提出一種面向生產(chǎn)線的全動(dòng)V形尾翼載荷標(biāo)定試驗(yàn)方法,實(shí)現(xiàn)對全動(dòng)V形尾翼在生產(chǎn)過程中快速進(jìn)行載荷標(biāo)定。

2 地面載荷標(biāo)定數(shù)據(jù)處理原理

應(yīng)變法是美國軍用規(guī)范MIL-A-8871-A[9,10]中提出的計(jì)算飛行載荷的方法,主要原理是:

F=A×ε

(1)

式中,F為載荷;A為系數(shù);ε為應(yīng)變。

應(yīng)變測試法認(rèn)為,應(yīng)變值與該應(yīng)變片位置外的翼面上載荷可以線性表示:

μi=bi1·P+bi2·M+bi3·T

(2)

式中,μi表示第i個(gè)應(yīng)變片的應(yīng)變值;P、M、T分別表示剪力、彎矩和扭矩值;bi1、bi2、bi3分別為剪力、彎矩和扭矩的載荷系數(shù)。

根據(jù)材料力學(xué)原理,結(jié)構(gòu)應(yīng)變響應(yīng)應(yīng)該遵循線性疊加原理,即結(jié)構(gòu)上幾個(gè)加載點(diǎn)同時(shí)加載,在特定點(diǎn)產(chǎn)生的應(yīng)變值是這些載荷單獨(dú)作用產(chǎn)生應(yīng)變值的代數(shù)和。因此,式(2)中彎矩M和扭矩T可用某一點(diǎn)(x,y)上剪力P線性表示,即:

(3)

在實(shí)際載荷標(biāo)定試驗(yàn)中,設(shè)粘貼了j組應(yīng)變片,即:

(4)

在結(jié)構(gòu)上不同弦向位置和展向位置施加剪力P,則剪力方程可以寫為:

(5)

將式(5)轉(zhuǎn)置,得:

(6)

若在結(jié)構(gòu)上施加載荷的數(shù)量等于電阻片的數(shù)量,式(6)可以寫成:

(7)

式(7)簡寫為:

{Pj}={μij}{a1j}

(8)

(9)

(10)

按式(10)可以計(jì)算出{a1j},依照此方法,可以確定系數(shù)矩陣{aij}。

當(dāng)結(jié)構(gòu)上作用有一個(gè)力系時(shí),應(yīng)變電橋中任意一個(gè)信號(hào)等于這個(gè)力系單獨(dú)作用下產(chǎn)生的信號(hào)總和。在結(jié)構(gòu)部件的標(biāo)定試驗(yàn)中,運(yùn)用下列矢量,即:

(11)

式中,ε為應(yīng)變電橋信號(hào)矢量,維數(shù)為k×1;P為標(biāo)定時(shí)力矢量,維數(shù)為l×1;Λ為載荷參數(shù)矢量,維數(shù)為n×1。

假設(shè)載荷參數(shù)和標(biāo)定施加集中載荷之間是線性關(guān)系,則:

Λ=K1·ε

(12)

在進(jìn)行載荷標(biāo)定試驗(yàn)中,通過回歸變量(載荷)來控制響應(yīng)(應(yīng)變電橋讀數(shù)),再通過測試應(yīng)變來預(yù)測載荷。將式(11)進(jìn)行一定的數(shù)學(xué)變換,才能由應(yīng)變預(yù)測載荷,即:

ε=K2·Λ

(13)

K2的最小二乘法的估計(jì)值為:

(14)

(15)

在一般情況下,估算矩陣K采用最小二乘公式:

(16)

則估算Λ的方法為:

(17)

在載荷標(biāo)定試驗(yàn)中,輸入載荷是確定量,系統(tǒng)應(yīng)變響應(yīng)是隨機(jī)量。從數(shù)學(xué)意義上來說,多元線性回歸的因變量必須是確定量;從力學(xué)意義上來說,輸入載荷控制系統(tǒng)的響應(yīng)。因此,無論是從數(shù)學(xué)意義還是力學(xué)意義講,該模型描述的試驗(yàn)過程更接近實(shí)際[1]。對此,本文后續(xù)的討論主要基于該模型進(jìn)行試驗(yàn)設(shè)計(jì)與分析。

3 全動(dòng)V形尾翼載荷標(biāo)定試驗(yàn)載荷確定

面向生產(chǎn)線上的全動(dòng)V形尾翼載荷標(biāo)定試驗(yàn)在進(jìn)行加載時(shí),必須充分考慮試驗(yàn)的安全性,并提高試驗(yàn)效率,保障生產(chǎn)任務(wù)準(zhǔn)時(shí)交付。這就需要在充分分析全動(dòng)V形尾翼受載情況的基礎(chǔ)上,針對批產(chǎn)情況進(jìn)行工程簡化。

通過從飛行載荷工況中飛行出現(xiàn)頻次、載荷大小選擇一組載荷空間作為全動(dòng)V形尾翼的地面載荷標(biāo)定試驗(yàn)工況。再結(jié)合全動(dòng)V形尾翼的結(jié)構(gòu)傳力路徑,將試驗(yàn)載荷分為4個(gè)加載點(diǎn)進(jìn)行載荷施加。根據(jù)材料力學(xué)線性疊加原理,通過對不同加載點(diǎn)施加不同方向、不同大小的試驗(yàn)載荷,模擬全動(dòng)V形尾翼在飛行過程中的受載狀態(tài),保證最終擬合的載荷方程具有較高精度。具體加載點(diǎn)位置示意見圖1。

圖1 尾翼加載點(diǎn)位置示意

4 標(biāo)定試驗(yàn)加載系統(tǒng)設(shè)計(jì)

在全機(jī)載荷標(biāo)定試驗(yàn)中,全動(dòng)V形尾翼的結(jié)構(gòu)形式存在內(nèi)側(cè)加載空間小、載荷作用線相交、加載設(shè)備與機(jī)體結(jié)構(gòu)干涉等問題,給試驗(yàn)載荷施加帶來困難。在試驗(yàn)準(zhǔn)備階段還需將全動(dòng)V形尾翼的作動(dòng)器更換為加載假件,增加了試驗(yàn)準(zhǔn)備周期,且試驗(yàn)完成后還需要恢復(fù)相關(guān)設(shè)備,延誤生產(chǎn)進(jìn)度[6-8]。

為此,本文提出一種一體化地面試驗(yàn)加載系統(tǒng),尾翼部件裝配完成后即可開展相應(yīng)的載荷標(biāo)定試驗(yàn),完成試驗(yàn)后再進(jìn)行結(jié)構(gòu)總裝,在保證最終載荷方程構(gòu)建精度的前提下,不會(huì)延誤生產(chǎn)進(jìn)度。

試驗(yàn)支持采取地面支持方式,為保證嵌入生產(chǎn)線標(biāo)定試驗(yàn)邊界條件與整機(jī)標(biāo)定試驗(yàn)全邊界條件一致,通過有限元計(jì)算,模擬整機(jī)標(biāo)定試驗(yàn)剛度邊界條件,設(shè)計(jì)夾具剛度與機(jī)體剛度一致,夾具結(jié)構(gòu)形式與計(jì)算結(jié)果如圖2所示。

(a)試驗(yàn)夾具結(jié)構(gòu)

左/右尾翼分別進(jìn)行試驗(yàn),左/右尾翼與試驗(yàn)夾具相連接,固定在地軌上,保持尾翼弦平面垂直于地面。通過調(diào)節(jié)尾翼作動(dòng)器假件,使尾翼的弦平面達(dá)到中立位置。尾翼載荷存在尾翼弦平面正負(fù)兩個(gè)方向載荷。為實(shí)現(xiàn)加載且便于安裝,在尾翼兩側(cè)使用8個(gè)加載塊加載,正向載荷由尾翼一側(cè)加載塊施加壓力載荷,負(fù)向載荷由尾翼另一側(cè)加載塊施加壓力載荷。加載塊表面粘貼10mm厚度的橡膠墊,與尾翼上下翼面接觸,減小對結(jié)構(gòu)隱身涂料的影響。載荷執(zhí)行機(jī)構(gòu)固支在立柱上,通過調(diào)節(jié)載荷執(zhí)行機(jī)構(gòu)安裝位置,保證載荷執(zhí)行機(jī)構(gòu)的加載方向與尾翼弦平面垂直。具體實(shí)現(xiàn)方式如圖3所示。

(a)尾翼載荷標(biāo)定示意圖

5 標(biāo)定試驗(yàn)數(shù)據(jù)采集方法

為提高載荷標(biāo)定試驗(yàn)數(shù)據(jù)采集精度,構(gòu)建地面采集測試系統(tǒng)與機(jī)載遠(yuǎn)程接口單元測試數(shù)據(jù)對應(yīng)關(guān)系,實(shí)現(xiàn)標(biāo)定試驗(yàn)過程不用全機(jī)上電,保障飛機(jī)標(biāo)定試驗(yàn)安全,提高試驗(yàn)測試效率,本文提出一種機(jī)載遠(yuǎn)程接口單元(RIU)測試數(shù)據(jù)模擬技術(shù),對標(biāo)定試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行采集。

試驗(yàn)采用地面應(yīng)變數(shù)采系統(tǒng)在試驗(yàn)工況下對機(jī)載應(yīng)變載荷電橋響應(yīng)進(jìn)行獨(dú)立電壓采集,包含兩個(gè)主要參數(shù):一個(gè)參數(shù)為通道增益,采集系統(tǒng)可直接測試出應(yīng)變電橋的輸出端電壓;另一個(gè)為橋壓,采集系統(tǒng)電橋的供壓形式是采用6線制,確保遠(yuǎn)端橋壓值與設(shè)定值一致,克服引線引入橋壓誤差[5]。

地面采集系統(tǒng)與機(jī)載RIU采集系統(tǒng)主要參數(shù)對比如表1所示,可以看出,采用地面采集系統(tǒng)進(jìn)行地面載荷標(biāo)定獲取的數(shù)據(jù)精度更高。

表1 采集系統(tǒng)主要參數(shù)對比

根據(jù)GJB 1692—93《試飛測試儀器校準(zhǔn)要求》[11],機(jī)載RIU單元的橋壓是已知的,僅標(biāo)定系統(tǒng)增益就能通過地面采集系統(tǒng)模擬機(jī)上RIU采集,不但測試數(shù)據(jù)精度更高,而且在地面試驗(yàn)中還能實(shí)時(shí)研判數(shù)據(jù)線性度與有效性。數(shù)據(jù)采集流程見圖4。

圖4 數(shù)據(jù)采集流程圖

6 載荷標(biāo)定試驗(yàn)數(shù)據(jù)分析

在載荷標(biāo)定試驗(yàn)過程中,將整機(jī)狀態(tài)下全動(dòng)V形尾翼根部彎矩電橋所測的應(yīng)變響應(yīng)與本文提出的采用嵌入生產(chǎn)線的全動(dòng)V形尾翼的載荷標(biāo)定方法所得結(jié)果進(jìn)行比對,結(jié)果如圖5所示。兩種試驗(yàn)方式所測應(yīng)變響應(yīng)相對誤差結(jié)果均在3%左右,考慮到貼片誤差、加載誤差、安裝誤差的影響,兩種試驗(yàn)方式均能得出滿足要求的試驗(yàn)結(jié)果。

(a)尾翼CW1工況試驗(yàn)對比結(jié)果

(c)尾翼CW3工況試驗(yàn)對比結(jié)果

7 結(jié)束語

本文創(chuàng)新性地提出了一種載荷標(biāo)定試驗(yàn)加載與測試方法,可有效避免V形尾翼安裝、加載困難等問題,能夠高效、安全、準(zhǔn)確地獲取生產(chǎn)線上批產(chǎn)全動(dòng)V形尾翼的載荷-應(yīng)變關(guān)系,提升了試驗(yàn)測試的精度與效率,可實(shí)現(xiàn)戰(zhàn)斗機(jī)單機(jī)結(jié)構(gòu)載荷獲取,為單機(jī)結(jié)構(gòu)健康監(jiān)測奠定了基礎(chǔ)。