飛機作動器連桿光纖光柵載荷校準方法

魯明宇，馬 超，李翔宇，張 智，武兆偉，李棟成，高麗敏

（1.中國商飛北京民用飛機技術(shù)研究中心，民用飛機結(jié)構(gòu)與復合材料北京市重點實驗室，北京，102211；2.南京航空航天大學機械結(jié)構(gòu)力學及控制國家重點實驗室，南京，210016；3.中國商飛上海飛機設計研究院，上海，201210；4.中國商用飛機有限責任公司，上海，200126）

引 言

飛機在實際飛行過程中受載情況復雜，其活動面實際承受載荷是否滿足設計要求，直接影響飛機飛行安全。因此，需要及時準確地獲取飛行過程中活動面結(jié)構(gòu)受載情況，以此作為評估與保障飛機飛行安全的重要依據(jù)[1]。

在實際飛行過程中，飛機活動面作動器連桿結(jié)構(gòu)主要承受拉伸及壓縮載荷作用[2]?；顒用驺q鏈力矩載荷通過作動器連桿傳遞到活動面上，因此通過測量活動面連桿載荷可得到活動面鉸鏈力矩。而能否通過精確的測試手段，并在地面標定方法中建立準確的載荷模型，是成功解耦活動面載荷工況，保證測試精度和驗證及優(yōu)化活動面結(jié)構(gòu)設計的關(guān)鍵。

目前，飛行載荷實測方法包含:壓力測量法和應變測量法等[3-5]。壓力測量法由于作動器連桿傳感器布置空間有限不方便實施，應變法通常是通過電阻應變計測量結(jié)構(gòu)應變，并由校準試驗得到應變響應和載荷之間的數(shù)學模型，然后根據(jù)飛行試驗中所得應變響應反演推算飛行載荷。近些年來，光纖傳感器由于具有芯徑細、防水、抗電磁干擾、低溫測試性能較穩(wěn)定、集信號傳感/傳輸于一體，便于分布式組網(wǎng)等獨特優(yōu)點，受到國內(nèi)外學者越來越多的關(guān)注[6-8]。NASA曾經(jīng)采用應變測量法針對多種飛機結(jié)構(gòu)進行了載荷測量，并實現(xiàn)針對多梁結(jié)構(gòu)飛機關(guān)鍵部位的載荷識別[9]。國內(nèi)范華飛等提出了針對短連桿載荷辨識的應變計組橋方案[10]。張海濤等通過分析飛機艙門受載形式，基于應變法對艙門載荷進行了飛行實測[11]。

應變測量法具有良好的測量精度和時間響應，但是電阻應變計在低溫情況及雨天環(huán)境下可能發(fā)生低溫失效或進水失效，無法保證測試數(shù)據(jù)精度及有效性，且易受電磁干擾，需要配置大量信號傳輸線纜。因此，本文以典型飛機活動面作動器連桿結(jié)構(gòu)為對象，提出一種基于光纖光柵傳感器的應變-載荷反演方法，可適用于類似結(jié)構(gòu)的飛機活動面飛行載荷監(jiān)測。

1 光纖光柵應變傳感器原理

光纖光柵傳感器作為一種典型波長調(diào)制型傳感器，其敏感柵區(qū)僅對某個特征波長光波進行反射，而其他波長信號繼續(xù)前向傳輸[12]。由于待測結(jié)構(gòu)應變會對光纖纖芯、包層半徑、光柵柵區(qū)間距以及纖芯折射率產(chǎn)生影響，因此利用此特性可以實現(xiàn)光纖光柵對外界應變的感知[13]，光纖光柵反射光譜中心波長可表示為

式中：neff為光纖有效折射率，Λ為光柵周期，λB為反射光譜中心波長。光纖光柵傳感原理示意圖如圖1所示。

在恒溫條件下，若僅考慮光纖所受結(jié)構(gòu)軸向變形所引起的彈光效應，則光纖光柵反射光譜中心波長偏移量ΔλB與軸向應變ε關(guān)系可以簡化為

圖1 FBG傳感器原理Fig.1 Principle of FBG sensors

式中Pe一般選取常數(shù)0.22。通過光纖光柵解調(diào)設備測量光纖光柵反射光譜中心波長偏移量，再將該波長偏移量代入式(2)可以計算結(jié)構(gòu)所受應力或應變信息。此外，若在同一根光纖熔接若干個不同初始中心波長光纖光柵傳感器，還能夠同時感知光纖沿線多個測點位置的應變分布。

2 拉板結(jié)構(gòu)載荷及應變狀態(tài)分析

2.1 載荷方向

典型飛機升降舵作動器連桿結(jié)構(gòu)的功能是為了保證升降舵繞水平安定面的鉸轉(zhuǎn)動，并可為升降舵提供支撐，抵消氣動載荷產(chǎn)生的鉸鏈力矩。連桿結(jié)構(gòu)在活動面作動過程中主要受拉伸載荷或壓縮載荷，載荷方向沿軸向（定義連桿兩側(cè)螺孔中心連接方向為軸向），結(jié)構(gòu)示意圖如圖2所示。

圖2 作動器連桿結(jié)構(gòu)與受力方向示意圖Fig.2 Diagram of actuator connecting panels and the force direction

連桿中心位置開槽部分截面圖如圖3所示，H，B，t，h，b分別為截面寬度、截面厚度、槽間厚度、槽寬、槽深。當拉板僅受軸向拉伸/壓縮載荷F作用時，槽內(nèi)及槽外部分所受載荷大小也為F，其方向沿X軸。

連桿結(jié)構(gòu)沿軸向拉伸/壓縮載荷F與開槽部分軸向應變ε1關(guān)系如式(3)所示。拉板開槽部分的橫截面積為A，拉板材料的彈性模量、泊松比和剪切模量分別為E，μ和G，均為常數(shù)。

因此，只要在地面獲得相應的應變-載荷關(guān)系曲線，即可通過光纖光柵傳感器獲取的應變數(shù)值反演結(jié)構(gòu)相應的飛行載荷信息。

2.2 應變分布數(shù)值仿真分析

為確定光纖光柵傳感器最佳布設位置，利用有限元仿真軟件建立連桿結(jié)構(gòu)有限元數(shù)值仿真模型，開展拉、壓典型工況作用下的數(shù)值仿真分析，得到不同形式載荷作用下的拉板結(jié)構(gòu)應變場分布與響應演變規(guī)律及結(jié)構(gòu)應變分布狀態(tài)。

采用ANSYS Workbench有限元仿真軟件，創(chuàng)建連桿結(jié)構(gòu)有限元模型，尺寸參數(shù)為：孔徑16 mm、寬47 mm、兩孔圓心距120 mm、全長167 mm、厚度17 mm；中部凹槽長51 mm、寬13 mm、深6 mm。作動器連桿結(jié)構(gòu)多為各向同性金屬結(jié)構(gòu)，材料屬性參數(shù)設置為：彈性模量200 GPa、密度7.85 g/cm3。采用模擬加載方式分別是：拉伸加載和壓縮加載。

圖3 拉板開槽部分截面圖Fig.3 Cross-sectional view of the connecting panel

分別對連桿結(jié)構(gòu)施加軸向拉伸和壓縮載荷，計算不同工況下結(jié)構(gòu)的載荷分布。以48 kN作為最大施加載荷，模擬拉伸載荷作用下作動器連桿結(jié)構(gòu)軸向應變分布，結(jié)果如圖4所示。48 kN模擬壓縮載荷作用下作動器連桿結(jié)構(gòu)軸向應變分布結(jié)果如圖5所示。

圖4，5分別展示了模擬拉伸/壓縮載荷作用下的連桿結(jié)構(gòu)應變分布狀態(tài)，螺孔周圍區(qū)域及開槽邊緣區(qū)域為應力集中區(qū)域，應變變化梯度較大，不適合布置光纖光柵傳感器。連桿開槽部位中心位置應變變化平緩，結(jié)合實際安裝過程中的保護層厚度等要求，開槽中心位置可選定為布置光纖光柵傳感器最優(yōu)位置。

圖4 模擬拉伸載荷作用下連桿應變云圖Fig.4 Strain distribution of the connecting panel under simulation tensile load

2.3 傳力路徑應變分布

為保證傳感器最優(yōu)布局及后續(xù)試驗應變-載荷模型曲線的線性度，需要對連桿開槽中心位置軸向傳力路徑應變分布進行有限元分析，得到沿拉板軸向路徑的應變變化曲線。借助該變化曲線確認傳感器布局方式。連桿結(jié)構(gòu)沿軸向的傳力路徑如圖6(a)所示，取該路徑上所獲取的應變值進行分析，拉伸和壓縮作用下軸向傳力路徑應變?nèi)鐖D6（b,c）所示。

圖5 模擬壓縮載荷作用下連桿應變云圖Fig.5 Strain distribution of the connecting panel under simulation compressive load

圖6 軸向載荷作用下傳力路徑應變分布Fig.6 Strain of axial force path under axial load

由圖6可知，當施加載荷為軸向載荷時，槽內(nèi)中心位置對應應變沿軸向分布曲線較為平緩，應變響應梯度較小。

以48 000 N為模擬加載梯度，漸進施加拉伸及壓縮載荷時，數(shù)值仿真所得槽內(nèi)路徑中心位置的應變變化如圖7所示。由圖7可知，連桿結(jié)構(gòu)在梯度變化拉伸/壓縮載荷下，應變-載荷曲線線性度良好。因此，槽內(nèi)中心位置滿足傳感器最優(yōu)布局條件，適合傳感器安裝。

3 試驗驗證

3.1 試驗系統(tǒng)設置

根據(jù)有限元分析結(jié)果，傳感器安裝示意圖如圖8(a)所示，試驗件安裝示意圖如圖8(b)所示。在試驗件槽內(nèi)中心位置正反面對稱各布置一個光纖光柵傳感器，用于判斷在實際加載過程中結(jié)構(gòu)正反面受力狀態(tài)是否平衡，載荷方向是否位于軸線上，并獲取實際應變值。

地面加載試驗控制設備采用INSTRON試驗加載控制系統(tǒng)，通過控制液壓伺服試驗機把載荷施加到試件上。采用光纖光柵解調(diào)儀采集光纖光柵傳感器中心波長隨應變變化信號。

圖7 梯度力加載下槽內(nèi)中心位置應變變化曲線Fig.7 Strain curves of center position in the groove under gradient load

目標載荷為48 kN，以20 N/s力控制速度進行加載試驗。整個加載過程以0 N為起點，以4 800 N為梯度，每達到一個階梯載荷，保載180 s，待數(shù)據(jù)穩(wěn)定后記錄光纖光柵對應的應變響應數(shù)據(jù)。加載至48 kN后，保載180 s。再以4 800 N為梯度進行卸載，記錄相同載荷處的應變響應數(shù)據(jù)。

分別施加拉伸、壓縮載荷后，根據(jù)不同載荷作用下光纖光柵傳感器實測應變數(shù)據(jù)，建立該結(jié)構(gòu)應變-載荷關(guān)系曲線。

3.2 試驗結(jié)果分析

根據(jù)連桿結(jié)構(gòu)加載試驗所得應變數(shù)據(jù)，采用最小二乘法進行線性擬合，建立應變-載荷關(guān)系曲線。將光纖光柵實測應變值所得關(guān)系曲線與仿真值結(jié)果進行對比，拉伸載荷情況對比結(jié)果如圖9所示。壓縮載荷情況對比結(jié)果如圖10所示。

圖8 加載試驗示意圖Fig.8 Diagram of loading test

圖9 拉伸載荷下光纖光柵實測值與有限元仿真所得應變-載荷曲線對比Fig.9 Strain-load curve comparison of the FBG measurements with the simulation values under tensile load

圖10 壓縮載荷下光纖光柵實測值與有限元仿真所得應變-載荷曲線對比Fig.10 Strain-load curve comparison of the FBG measurements with the simulation values under compressive load

由圖9可知，拉伸載荷下光纖光柵實測值所得應變-載荷關(guān)系曲線與有限元仿真所得應變-載荷關(guān)系曲線重合度較好。光纖光柵實測所得應變-載荷校準方程為

該曲線線性相關(guān)系數(shù)R=0.999 9，滿足應變-載荷擬合結(jié)果工程要求，其中y為拉伸載荷，x為應變。

由圖10可知，壓縮載荷下光纖光柵實測值所得應變-載荷關(guān)系曲線與有限元仿真所得應變-載荷關(guān)系曲線重合度較好。光纖光柵實測所得應變-載荷校準方程為

該曲線線性相關(guān)系數(shù)R=0.999 9，滿足應變-載荷擬合結(jié)果工程要求，其中y為壓縮載荷，x為應變。

利用上述試驗過程建立的應變-載荷曲線進行拉伸及壓縮載荷反演，分別得到表1，2所示結(jié)果。

表1 光纖光柵應變反演拉伸載荷誤差分析Table 1 Error analysis of tensile load calculation

表2 光纖光柵應變反演壓縮載荷誤差分析Table 2 Error analysis of compressive load calculation

由表1，2可知，光纖光柵傳感器反演所得載荷與實際施加載荷在最大值48 kN時相對誤差為：拉伸載荷4.24%，壓縮載荷6.28%，反演拉伸載荷誤差的標準差為0.56 kN，反演壓縮載荷誤差的標準差為0.88 kN，能夠滿足實際飛行過程中作動器連桿載荷監(jiān)測需求。實際載荷校準試驗中在保證傳感器精度及結(jié)構(gòu)安裝工藝的前提下，可以通過增加測試數(shù)據(jù)的數(shù)量來達到校準結(jié)果更精確的目標。

另外，在實際飛行過程中，傳感器可能會處于-55～+70℃的溫度環(huán)境中，需要采取一定的溫度補償措施保證應變監(jiān)測的準確性。一般情況下，光纖光柵反射波峰值波長變化量與溫度呈線性近似，可在地面通過標定從光纖光柵測得的總波長變化量中剝離出溫度引起的波長變化量，即可得到由應變引起的波長變化量，進而得到相應的應變及載荷[14-16]。

4 結(jié)束語

本文針對典型飛機作動器連桿結(jié)構(gòu)載荷監(jiān)測需求，提出并驗證了一種基于光纖光柵傳感器的載荷反演方法。本文工作及研究結(jié)果如下：

(1)結(jié)合有限元分析提出了針對典型連桿結(jié)構(gòu)載荷監(jiān)測的光纖光柵傳感器優(yōu)化布局方法。

(2)對比分析了試驗結(jié)果和仿真結(jié)果，證明由光纖光柵傳感器得到的應變-載荷模型線性度較高，載荷反演精度滿足測量需求，反演效果較好。

(3)研究結(jié)果表明，光纖光柵傳感器適用于飛機結(jié)構(gòu)飛行服役過程中的應變與載荷監(jiān)測，可為飛機關(guān)鍵結(jié)構(gòu)的安全性確認和設計優(yōu)化提供最直接的數(shù)據(jù)參考。

(4)本文提出的作動器連桿結(jié)構(gòu)應變狀態(tài)分析、載荷主路徑有限元仿真方法及實驗標定方法，可適用于飛機類似結(jié)構(gòu)的載荷反演。