基于光纖傳感的襟翼操縱載荷試飛技術(shù)

黃勇

中國商用飛機(jī)有限責(zé)任公司 上海飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院，上海 201210

為了提高飛機(jī)起降安全性，高升力裝置在現(xiàn)代大型飛機(jī)設(shè)計(jì)中得以不斷發(fā)展和廣泛應(yīng)用。在型號研制的初期階段，一般通過借助計(jì)算流體力學(xué)(CFD)[1-8]或低速風(fēng)洞測壓試驗(yàn)數(shù)據(jù)[9-10]，并借助有限元求解或多體動(dòng)力學(xué)仿真等方法，確定襟翼結(jié)構(gòu)、運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)及其操縱系統(tǒng)的設(shè)計(jì)載荷。襟翼構(gòu)型、縫道參數(shù)、擾流板打開對襟翼氣動(dòng)流場影響非常復(fù)雜，目前的CFD及風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù)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(biāo)準(zhǔn)要求對類似氣動(dòng)操縱面的特殊裝置，其受載情況必須由試驗(yàn)數(shù)據(jù)確定[12]。

當(dāng)前，國內(nèi)外飛機(jī)制造商一般通過在襟翼翼面進(jìn)行打孔測壓等方式，進(jìn)行襟翼氣動(dòng)壓力分布試飛驗(yàn)證[13]。襟翼打孔測壓的試飛改裝，需新設(shè)計(jì)和生產(chǎn)特殊的試飛襟翼試驗(yàn)件，滿足測壓孔布置、測壓管路敷設(shè)及結(jié)構(gòu)強(qiáng)度相關(guān)要求。特殊構(gòu)型的打孔測壓襟翼試驗(yàn)件具備研制成本高、周期長和機(jī)上測壓管路改裝復(fù)雜等特點(diǎn)。結(jié)構(gòu)強(qiáng)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(gè)測壓剖面和40～50 個(gè)測壓點(diǎn)?；谟邢薜臏y壓數(shù)據(jù)和仿真結(jié)果，通過經(jīng)驗(yàn)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(guān)鍵構(gòu)件操縱載荷仍存在較大的不確定性。

光纖應(yīng)變傳感測量，具有靈敏度高、響應(yīng)速度快、機(jī)上改裝簡單、分布式、重量輕、抗電磁干擾強(qiáng)等優(yōu)點(diǎn)，可以實(shí)現(xiàn)折射率、應(yīng)變、曲率和溫度等參數(shù)的探測[14]?？梢暂^好適應(yīng)襟翼運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)復(fù)雜的振動(dòng)、溫度及電磁工作環(huán)境[15]，開展飛行過程中的襟翼運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)內(nèi)力測定，進(jìn)而完成襟翼翼面操縱系統(tǒng)驅(qū)動(dòng)/約束載荷和翼面總載荷試飛測量與驗(yàn)證。

1 后緣襟翼運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)

某型號后緣襟翼分為內(nèi)襟翼及外襟翼，內(nèi)、外襟翼分別通過2套運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)連接到機(jī)翼盒段、機(jī)身框等結(jié)構(gòu)。后緣襟翼運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)采用的機(jī)構(gòu)布置如圖1所示，1號運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)布置于內(nèi)襟翼內(nèi)側(cè)，位于機(jī)翼根部整流罩內(nèi)部。2～4號運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)懸掛于機(jī)翼后梁及輔助梁之上，從翼根至翼尖分別布置2～4號運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)。整流罩隨動(dòng)機(jī)構(gòu)位于2～4號 整流罩內(nèi)部。襟翼驅(qū)動(dòng)支座安裝在機(jī)翼盒段輔助梁及后梁上，通過襟翼操縱系統(tǒng)驅(qū)動(dòng)和控制襟翼的角度及運(yùn)動(dòng)。

圖1 某后緣襟翼機(jī)構(gòu)布置

2 襟翼操縱載荷測量系統(tǒng)

2.1 實(shí)測技術(shù)方案

在襟翼卡位位置上和運(yùn)動(dòng)過程中，后緣襟翼翼面總載荷P，與滑軌約束力F和驅(qū)動(dòng)連桿約束力R構(gòu)成一組平衡力系。4套運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)的傳感器布置相似，以3#運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)為例進(jìn)行傳感器布置及組網(wǎng)說明，如圖2所示，在驅(qū)動(dòng)連桿兩個(gè)截面上布置8個(gè)應(yīng)變傳感器和1個(gè)溫度傳感器，襟翼滑軌布置2個(gè)應(yīng)變傳感器和1個(gè) 溫度傳感器。所有傳感器串聯(lián)組網(wǎng)，形成一個(gè)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(jī)構(gòu)傳力路徑

通過測量試飛過程中驅(qū)動(dòng)連桿的載荷應(yīng)變，并扣除溫度應(yīng)變影響，確定襟翼搖臂作用于驅(qū)動(dòng)連桿的載荷R。通過測量試飛過程中滑軌應(yīng)變，并扣除溫度應(yīng)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(nèi)襟翼和外襟翼兩套驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)，襟翼搖臂作用于驅(qū)動(dòng)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(nèi)襟翼或外襟翼的總載荷P。襟翼搖臂作用于驅(qū)動(dòng)連桿的載荷R，相對與操縱系統(tǒng)驅(qū)動(dòng)點(diǎn)求矩，即為操縱系統(tǒng)所需克服的驅(qū)動(dòng)/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(jī)上改裝的高可靠性，采用預(yù)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(gè)區(qū)域內(nèi)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(guān)，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(dāng)光纖軸向受拉力時(shí), 將使光纖產(chǎn)生拉伸應(yīng)變, 其布拉格光柵柵距Λ亦相應(yīng)改變, 從而導(dǎo)致反射光波長變化[17]。其波長改變量ΔλB與應(yīng)變?chǔ)诺年P(guān)系為

圖3 光纖布拉格光柵應(yīng)變傳感原理

ΔλB/λB=(1-Pe)ε

(2)

式中：ε為光柵應(yīng)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(yīng)變與波長解調(diào)精度及光纖布拉格光柵柵距的關(guān)系為

ε=(1-Pe)·ΔλB/(2neff·Λ)

(4)

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

根據(jù)測量點(diǎn)空間位置，將多個(gè)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(jù)測量應(yīng)變值范圍定制，確保其反射光譜波長范圍互不重疊，以實(shí)現(xiàn)對待測結(jié)構(gòu)的準(zhǔn)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(gè)運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)分別采用一根測試光纖，降低測試光纖機(jī)上敷設(shè)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(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)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(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)測試光纖的輸出端對接，以用于輸出光數(shù)據(jù)采集，作為數(shù)據(jù)備份。

2.3 測試系統(tǒng)校準(zhǔn)

通過有限元仿真虛擬標(biāo)定，將構(gòu)件應(yīng)變響應(yīng)大、應(yīng)力梯度小和無運(yùn)動(dòng)碰觸位置，確定為應(yīng)變測量點(diǎn)[19]。然后進(jìn)行機(jī)構(gòu)構(gòu)件的溫度-應(yīng)變地面和載荷-應(yīng)變標(biāo)定試驗(yàn)，進(jìn)而建立應(yīng)變-載荷相關(guān)方程[20]，具體的地面校準(zhǔn)試驗(yàn)流程如圖5所示。

將完成應(yīng)變傳感器和溫度傳感器改裝的試驗(yàn)件，放入地面高低溫環(huán)境試驗(yàn)箱，開展溫度-應(yīng)變地面標(biāo)定試驗(yàn)。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(yīng)變傳感器個(gè)數(shù)。通過計(jì)算，求解溫度-應(yīng)變的相關(guān)系數(shù)aj。

圖5 地面校準(zhǔn)試驗(yàn)流程

通過地面載荷應(yīng)變標(biāo)定試驗(yàn)，建立載荷應(yīng)變相關(guān)方程。驅(qū)動(dòng)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(biāo)系下的fix、fiy和fiz(可忽略相對小量)，fix、fiy和fiz分別驅(qū)動(dòng)連桿輸出端承受力R的x、y和z向分量，與應(yīng)變?chǔ)舏j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(biāo)定試驗(yàn)工況數(shù)；n為應(yīng)變傳感器個(gè)數(shù)。通過矩陣運(yùn)算，求解相關(guān)系數(shù)β。

對于不好拆卸，進(jìn)行單獨(dú)的載荷應(yīng)變地面物理標(biāo)定試驗(yàn)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(cè)向力fiz(可忽略相對小量)，與應(yīng)變?chǔ)舏j之間可以表示為多元線性回歸方程形式：

(7)

應(yīng)變響應(yīng)傳感器的優(yōu)選，遵循應(yīng)變響應(yīng)大且線性度好的原則，剔除遵循應(yīng)變響應(yīng)小且線性度差的應(yīng)變通道，以提高載荷識別精度[21]。某型號襟翼運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)驅(qū)動(dòng)連桿，應(yīng)變-載荷相關(guān)方程的載荷識別誤差如表1所示，F(xiàn)x為驅(qū)動(dòng)連桿輸出端承受任意方向R洽驅(qū)動(dòng)連桿繞驅(qū)動(dòng)端旋轉(zhuǎn)的切向載荷；Fy為R繞驅(qū)動(dòng)端旋轉(zhuǎn)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(zhǔn)誤差要求。

表1 相關(guān)方程的應(yīng)變載荷識別誤差

3 試飛結(jié)果

在完成基于光纖傳感的試飛測試系統(tǒng)改裝和地面標(biāo)定試驗(yàn)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(yàn)證。在試飛過程中，以起飛地面的應(yīng)變和溫度為零值，測量和記錄了應(yīng)變?chǔ)拧鋓j和溫度變化Δt(應(yīng)變和溫度作為零值)。采用式(8)消除溫度應(yīng)變影響，獲得載荷作用下的應(yīng)變值。

εij=ε′ij-Δtaj

(8)

然后，將驅(qū)動(dòng)連桿對應(yīng)的應(yīng)變數(shù)據(jù)εij代入式(6)， 獲得驅(qū)動(dòng)連桿輸出端承受任意方向力R。將襟翼滑軌對應(yīng)的應(yīng)變數(shù)據(jù)εij和通過翼面偏度及運(yùn)動(dòng)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(yīng)變與光纖光柵傳感對3#襟翼驅(qū)動(dòng)連桿驅(qū)動(dòng)載荷P的識別結(jié)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(qū)動(dòng)連桿驅(qū)動(dòng)載荷峰值識別結(jié)果與電阻應(yīng)變載荷峰值識別結(jié)果誤差不大于5%。載荷識別結(jié)果的時(shí)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(jié)果有效性。

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

通過對外襟翼2套驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)的驅(qū)動(dòng)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(yīng)變與光纖傳感載荷識別結(jié)果對比

表2 襟翼操縱載荷測量結(jié)果

注：( )內(nèi)的值為相對誤差。

表3 外襟翼總載荷測量結(jié)果

總體上來看，試飛實(shí)測結(jié)果驗(yàn)證了理論計(jì)算結(jié)果的合理保守性和可靠性。試飛實(shí)測結(jié)果表明，當(dāng)襟翼10°時(shí)，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(dòng)器操縱載荷，同時(shí)也影響內(nèi)襟翼靠外的2#作動(dòng)器操縱載荷(增幅約20%)。因此，相較于減速板關(guān)閉時(shí)的機(jī)翼構(gòu)型，減速板打開情況下的襟翼作動(dòng)器操縱載荷具有顯著的增加量，必須謹(jǐn)慎分析相關(guān)影響。

4 結(jié) 論

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