侯喬喬
(中國飛機強度研究所,陜西?西安?710065)
國內(nèi)外對于全機靜/動載荷標(biāo)定的研究文獻很多,大多都集中于標(biāo)定模型形式的研究,如國內(nèi)閆楚良[1]在《飛機載荷譜實測技術(shù)與編制原理》一書中,對靜態(tài)標(biāo)定模型以及試驗流程做了大量的研究與說明,但是沒有對標(biāo)定載荷如何設(shè)計與計算進行研究。此外,國內(nèi)姜金輝[2]與張方[3]等學(xué)者基于動力學(xué)理論,分別對于頻域與時域標(biāo)定模型的反演問題進行了深入的研究,但對于標(biāo)定載荷是如何得到的未做說明。
國外學(xué)者Bartlet F.D和Flannelly W.D[4]等,通過測量加速度響應(yīng)及系統(tǒng)傳遞矩陣計算了直升機主軸所受的外載荷。Hillary和Ewins[5]以應(yīng)變測量為基礎(chǔ)采用頻域方法研究了懸臂梁結(jié)構(gòu)的點激勵載荷識別問題。Okubo N Tanabe S[6]采用頻響函數(shù)求逆法研究了機床刀具切削力、汽車發(fā)動機的激振力識別問題。John O C[7]等人研究了載荷位置的識別問題。上述文獻均缺乏對標(biāo)定載荷特性的研究。
慣性載荷分析與計算是全機動力學(xué)載荷標(biāo)定的基礎(chǔ),而全機動力學(xué)載荷標(biāo)定是全機結(jié)構(gòu)強度分析與載荷譜編制的基礎(chǔ)。對于靜載荷標(biāo)定而言,載荷施加過程可視為準(zhǔn)靜態(tài)過程,其對于標(biāo)定模型(輸入/輸出)的形式影響不大,但對于模型的具體參數(shù)有一定的影響。動載荷標(biāo)定模型(輸入/輸出)嚴(yán)重依賴于載荷的幅頻特性以及結(jié)構(gòu)的力學(xué)特征。因此,無論是采用靜力學(xué)還是動力學(xué)標(biāo)定模型,對于所要測量的載荷進行分析計算是非常必要的。本文針對全機落震載荷標(biāo)定試驗所要測定的慣性載荷進行分析,并給出截面載荷計算公式,可以為相同類型的標(biāo)定試驗提供參考。
根據(jù)彈性力學(xué)的相關(guān)理論以及起落架沖擊載荷的特點,對機體結(jié)構(gòu)力學(xué)做如下基本假設(shè):①機體為彈性體結(jié)構(gòu);②沖擊載荷為瞬態(tài)沖擊,沖擊完成后機體做不受約束的自由衰減振蕩;③試驗過程中機體不發(fā)生結(jié)構(gòu)性破壞。一般來說,上述3條假設(shè)都是成立的。
為了計算方便,首先對連續(xù)機體質(zhì)量進行離散化處理,對機身機翼平尾結(jié)構(gòu)按照框或肋站位進行質(zhì)量離散化處理,由于沖擊載荷近似垂直于構(gòu)造水平面內(nèi),各離散質(zhì)量之間只在剪切變形方向具有運動自由度,整機簡化后的示意圖如圖1所示。
圖1 機體質(zhì)量離散化示意圖
如圖2所示,相鄰質(zhì)量塊之間以彈簧和阻尼器相連,由于肋與框質(zhì)量塊繞縱軸轉(zhuǎn)動角度很小,因此不考慮轉(zhuǎn)動自由度。
圖2 相鄰質(zhì)量塊連接簡圖
機體結(jié)構(gòu)的力學(xué)模型參數(shù)包括了全機質(zhì)量分布,各簡化質(zhì)量塊之間的剪切剛度以及阻尼,以某型機為例,其機身質(zhì)量離散分布如表1所示。
各質(zhì)量塊之間的彎曲剛度可根據(jù)機身或機翼結(jié)構(gòu)參數(shù)以及材料特性計算得到。
進行地面標(biāo)定載荷設(shè)計之前,首先要清楚將來要測哪些載荷,根據(jù)將要測量的載荷分布、量級,設(shè)計地面標(biāo)定載荷。標(biāo)定載荷的設(shè)計盡可能地還原要測量的實際載荷。
表1 某型機機身質(zhì)量離散值
標(biāo)定載荷是對原始載荷等效、離散、簡化處理的結(jié)果,應(yīng)保證測量剖面處的應(yīng)變分布對于原始載荷與標(biāo)定載荷的響應(yīng)相差無幾。對于接近測量剖面的位置,載荷尤其不可做過多的簡化。
標(biāo)定載荷的量級應(yīng)保證在消除結(jié)構(gòu)間隙等非線性因素的基礎(chǔ)上,能夠出現(xiàn)良好的線性響應(yīng)。根據(jù)以往經(jīng)驗,取極限載荷的40%,對于結(jié)構(gòu)響應(yīng)不敏感的情況,可適當(dāng)放大載荷但不要超過極限載荷的60%。
標(biāo)定工況的數(shù)量關(guān)系到兩方面問題,第一,對于線性回歸來說,標(biāo)定樣本數(shù)據(jù)所構(gòu)成的向量應(yīng)該是線性無關(guān)的,防止回歸方程對于個別樣本過于敏感的問題出現(xiàn)(將在后續(xù)章節(jié)中詳述)。第二,從物理角度來看,一個標(biāo)定載荷工況對應(yīng)飛機實際使用中一個載荷,作為一組標(biāo)定回歸工況,應(yīng)該是一類近似的載荷,否則會導(dǎo)致載荷方程的精度降低。
以標(biāo)定氣動載荷與慣性載荷為例,氣動載荷需要以CFD結(jié)果或者風(fēng)洞測量數(shù)據(jù)為依據(jù),然后對載荷進行簡化,等效處理,以便于通過靜力試驗加載系統(tǒng)進行加載。慣性載荷則是根據(jù)飛行參數(shù)、質(zhì)量分布等一系列數(shù)據(jù)進行計算設(shè)計。下面是著陸慣性載荷的具體計算方法。
根據(jù)相關(guān)標(biāo)準(zhǔn)及試驗要求,飛機對稱著陸時有“水平”和“尾沉”兩種姿態(tài),落震試驗標(biāo)定載荷主要是針對對稱著陸情況。
水平姿態(tài)情況下前起落架與主起落架同時著陸,當(dāng)前主起緩沖器達到最大壓縮量時,地面對機體的垂直沖擊力到達最大值,此時作用于機體的載荷包括1g重力載荷和沖擊慣性載荷,一般運輸類飛機著陸時垂向過載系數(shù)nz在1.4左右??紤]機體為彈性體結(jié)構(gòu),若以1.4作為機體上最大過載系數(shù),則遠離起落架部分過載系數(shù)應(yīng)適當(dāng)減小。依據(jù)達朗貝爾原理,所有垂向載荷總和如下:
式中:N為站位質(zhì)量塊總數(shù);mi為每個質(zhì)量塊的質(zhì)量;g為當(dāng)?shù)刂亓铀俣龋粸榈趇個質(zhì)量塊所處站位處的z向過載系數(shù)。
尾沉姿態(tài)情況下,主起落架首先著陸,此時地面沖擊過載除導(dǎo)致z軸方向過載以外,還引起指向左側(cè)的俯仰轉(zhuǎn)動。當(dāng)前起落架著陸以后,俯仰運動停止所產(chǎn)生的垂向附加載荷作用于機體上,以主起落架輪觸地點為分界面,界面以前部分產(chǎn)生向下載荷,以后部分產(chǎn)生向上載荷。假設(shè)轉(zhuǎn)動停止是勻減速過程,垂向附加載荷估算公式如下:
式中:ri為主起觸地點到各站位的距離;為機體俯仰轉(zhuǎn)動角速度;為前起落架觸地到前起達到最大壓縮量所經(jīng)過的時間。
尾沉姿態(tài)情況下,機體所有垂向載荷是式(1)和式(2)之和。若考慮到裝載的最前重心與最后重心情況,將式(1)中各質(zhì)量塊按站位進行調(diào)整,便得到不同載荷工況。
依據(jù)上述方法,計算全機載荷,并根據(jù)各測量剖面的位置與各站位慣性載荷的關(guān)聯(lián),計算各自剖面的標(biāo)定載荷。
綜合考慮機體按站位的質(zhì)量分布以及各站位的彎曲剛度,對式(1)中的過載系數(shù)進行適當(dāng)修正,距離沖擊點(起落架)越近,過載系數(shù)越大。按照中國民用航空規(guī)章(CCAR-25)中對運輸類飛機著陸時垂直最大過載系數(shù)的規(guī)定,在起落架處取1.4g,遠離起落架部位線性衰減,衰減速率根據(jù)以往落震試驗垂向加速度實測值為依據(jù)。計算得到以下結(jié)果,如表2所示。
表2 某型機機身慣性標(biāo)定載荷計算實例
表2 即為機身標(biāo)定載荷的計算值,第2列為機身框每個站位標(biāo)定載荷,第3、4、5列為壓心坐標(biāo)。獲得標(biāo)定載荷按壓心的分布數(shù)據(jù)后,即可按照靜力試驗處理節(jié)點載荷的辦法,將載荷等效處理至框及膠布帶上。
全機落震試驗的標(biāo)定載荷計算兩大關(guān)鍵要素,第一在于獲得機體的質(zhì)量分布,第二在于獲得各站位在墜撞過程過載值分布。如果能夠測得每個站位的過載值,可以對上述實例中的線性模型進行進一步修正。計算結(jié)果表明,上述關(guān)于全機落震試驗標(biāo)定載荷的計算方法是可行的。