加改裝飛機局部結構載荷譜實測與數(shù)據(jù)處理方法研究

朱亮，雷曉欣，李小鵬，紀露明

航空工業(yè)第一飛機設計研究院，陜西 西安 710089

對于原型機的載荷譜實測，國內外學者進行了系列研究。A.Dilawar[4]提出從典型飛行試驗數(shù)據(jù)中提取疲勞載荷譜的方法，該方法根據(jù)試驗和實際飛行數(shù)據(jù)生成具有代表性的疲勞譜。J.J.Xiong[5-6]基于建立實測載荷譜數(shù)據(jù)處理系統(tǒng)，并對載荷分布規(guī)律進行研究，提出了加速試驗載荷譜的編制方法。劉曉明[7-8]等探索了由同類機型的飛行實測載荷統(tǒng)計數(shù)據(jù)反演新設計機型的飛行譜，進而編制載荷譜的方法。王長江[9-10]基于已有的載荷實測數(shù)據(jù)，分析了突風載荷的變化趨勢，給出了新的突風載荷曲線。閆楚良[11]等基于飛行參數(shù)（飛參）變化，提出了運輸類飛機的載荷識別方法，并進行了有效性驗證，為新機結構耐久性設計和全尺寸疲勞試驗提供參考。張福澤[12]提出了以代表每種實測科目的中值壽命或損傷的起落進行編譜的新方法；閻楚良等[13]則對該方法進行改進，建立了高置信度隨機疲勞載荷譜的編制方法。張彥軍等[14]對飛機結構載荷實測在結構健康監(jiān)控中的應用進行了研究。

國內外載荷譜實測主要是實測全機或部件載荷譜，實測剖面基本為設計剖面，需要進行全機或部件地面試驗標定，實測架次比較有限，載荷真實但成本高，樣本數(shù)少。本文形成的飛機改裝結構應變譜實測方法，針對具體改裝部位，以改裝部位的局部應變?yōu)閷ο?，不需要進行全機或部件地面試驗標定，實測剖面源自大量的實測起落統(tǒng)計，更具針對性和代表性，形成的局部應變和飛機主要飛參的關系，結合大量實測起落飛參數(shù)據(jù)，形成的局部應變的累積曲線，進而編制改裝飛機局部載荷譜（應變譜）。

1 總體思路

經(jīng)過綜合分析在某改裝飛機機身改裝部位加裝應變片，通過飛行實測獲取該部位的實測應變數(shù)據(jù)，并和飛行參數(shù)共同確定局部實測載荷譜的技術方案，改裝結構載荷譜實測總體研究思路如圖1所示。

圖1 總體研究思路Fig.1 General research ideas

首先，通過在機身改裝部位加裝應變片，飛行實測獲取該部位的真實應變歷程。同時，協(xié)調部隊獲得真實飛行起落對應的飛參數(shù)據(jù)，包括飛機重心三向過載等與載荷高度相關的各飛行參數(shù)隨時間的變化歷程。

其次，通過將機身改裝部位的實測應變數(shù)據(jù)與飛行實測中的飛參數(shù)據(jù)進行時間和頻率關系上的合并，形成機身改裝部位的疲勞載荷實測數(shù)據(jù)，并對飛參數(shù)據(jù)和應變實測數(shù)據(jù)進行數(shù)據(jù)時間歷程合并。

再次，對實測應變數(shù)據(jù)，開展與飛參數(shù)據(jù)的相關性分析，計算出了飛機改裝部位的平均應變數(shù)據(jù)與飛機飛參數(shù)據(jù)的關聯(lián)關系。根據(jù)上述確定關系，以上述步驟獲得的飛機改裝部位的平均應變數(shù)據(jù)與該飛機的飛參數(shù)據(jù)關系為基礎，對歷史飛參數(shù)據(jù)進行分析，擴充應變數(shù)據(jù)樣本量。

最后，將載荷譜實測數(shù)據(jù)和改裝飛機歷史飛參數(shù)據(jù)合并形成改裝部位疲勞載荷數(shù)據(jù)，為后續(xù)試驗載荷譜編制和改裝部位壽命預測提供基礎輸入。

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2 改裝飛機載荷實測和數(shù)據(jù)處理

2.1 飛機的測試改裝

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

加改裝結構部位的應變計加裝注意遵循了以下原則:（1）應變計布置于加改裝結構部位的相對遠端。一方面要反映加改裝結構部位真實的名義應變歷程；另一方面應盡量減少結構突變對應變歷程的影響。（2）應變計布置于可以準確測量應變分量的部位。即應變計布置在應變分量較為單純和敏感的部位，這樣便于應變分量的測量，以及與有限元模型計算結果的比對分析，從而得到更加準確的結構局部載荷。（3）對于特別關注的加改裝結構部位，適當布置了一些應變計，用于局部結構的應變監(jiān)控。要特別注意的是，這些應變計的位置要特別精準。因受結構局部應力集中的影響，應變計位置稍有變化，則應變的測量結果變化很大。

具體某處加改裝結構的應變計布置如圖2所示。值得一提的是，本文載荷譜實測的研究對象為局部結構，即飛機結構關鍵細節(jié)部位，實測載荷譜為應變譜。

圖2 某處加改裝結構的應變計布置(單位:mm)Fig.2 Strain gauge arrangement with modified structure

2.2 飛行實測結果的有效性檢查

飛行實測的結果數(shù)據(jù)主要包括飛參數(shù)據(jù)和應變數(shù)據(jù)。結果數(shù)據(jù)量很大，對結果數(shù)據(jù)的有效性檢查是非常重要的。

對于常規(guī)飛行參數(shù)中的飛機運動、響應參數(shù)等，主要借助飛機運動學理論和各參數(shù)關聯(lián)分析進行了有效性檢查；對于應變參數(shù)主要從飛機機身的受載規(guī)律，結合飛行狀態(tài)、姿態(tài)等進行了有效性檢查。作為檢查說明示例，圖3 是某次機載飛行數(shù)據(jù)和飛行參數(shù)記錄數(shù)據(jù)的時間歷程圖，由圖3可見，輪載信號前部為0段，是飛機離地前地面加速滑跑起飛段，此時重心航向過載Nx峰值，與中心過載曲線數(shù)據(jù)一致；離地前后，飛機機身受力支持狀態(tài)從起落架支持變?yōu)橹饕詸C翼支持，所測應變變化明顯，與應變曲線特征一致。結果顯示，飛行狀態(tài)參數(shù)信息符合飛行實際情況，測試結構應變參數(shù)與結構部位受載一致，數(shù)據(jù)有效合理。

圖3 飛行實測結果的有效性檢查Fig.3 Effectiveness check of flight measurement results

2.3 機載測試數(shù)據(jù)和飛參記錄儀數(shù)據(jù)合并

飛行實測的數(shù)據(jù)包括加裝的機載測試數(shù)據(jù)和機上飛參記錄儀記錄的參數(shù)數(shù)據(jù)，由于兩套系統(tǒng)使用了不同的計時設備，加之數(shù)據(jù)的采樣率有較大差別，因此如何進行兩套測試數(shù)據(jù)的合并是一項關鍵數(shù)據(jù)處理過程。

通過將機身改裝部位的實測應變數(shù)據(jù)與飛行實測中的飛參數(shù)據(jù)進行時間和頻率關系上的合并，形成機身改裝部位的疲勞載荷實測數(shù)據(jù)。根據(jù)實測數(shù)據(jù)絕對時刻起點為發(fā)動機起動，而飛參記錄儀為GPS 時間引起的二者時序不統(tǒng)一問題，通過對起飛、爬升、巡航結束和著陸等標志時刻點分析，確定了標志時刻點，并以標志時刻點對飛參數(shù)據(jù)和應變實測數(shù)據(jù)進行了數(shù)據(jù)時間歷程合并。

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

圖4 機載測試數(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 時統(tǒng)后典型參數(shù)時間歷程Fig.5 Time history of typical parameters after time series

2.4 應變與主要飛參相關性分析

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

相關分析是處理變量之間相關關系的一種統(tǒng)計方法，偏相關系數(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關系的一個統(tǒng)計量。這里基于MATLAB 軟件，重點分析了典型部位與飛機重心處三向過載、三角速率、客艙內外壓差等主要飛行參數(shù)的相關性。通過相關性分析，計算得到各部位應變與各個飛參的相關系數(shù)（見表1），由此可以看出客艙內外壓差與應變的相關性普遍大于0.8，說明這些部位的載荷普遍與客艙內外壓差密切相關。其他參數(shù)（如重心處法向過載）有一定的相關性，但相關性系數(shù)較小，機身蒙皮的縱向載荷需要考慮此因素的影響，機身蒙皮的橫向載荷則可以忽略此因素的影響，通過理論分析可以看出，這些相關性分析的結果是符合工程實際的。建立的改裝結構關鍵應變與主次飛參關系，如式（1）所示

表1 應變參數(shù)與主要飛參相關系數(shù)（無量綱）Table 1 Correlation coefficient table between strain parameters and main flight parameters

式中:Δpkc為客艙內外壓差；n x、n y和n z分別為航向、側向和垂向過載；q為俯仰角速度；p為滾轉角速度；r為偏航角速度；εΔpkc為壓差引起的應變；εnZ為垂向過載引起的應變。

2.5 局部結構應變累積及外推

前文通過開展飛行實測，獲取30多個架次真實應變歷程和飛參數(shù)據(jù)，基于相關性分析，建立了改裝結構關鍵應變與主次飛參關系。

本節(jié)基于建立的改裝結構局部應變與主次飛參的關系，結合大量實測起落飛參數(shù)據(jù)（600多個歷史起落數(shù)據(jù)，圖6給出某次飛行法向過載歷史數(shù)據(jù)），擴充飛機關鍵部位應變數(shù)據(jù)，形成的局部應變的累積曲線，解決了實測樣本不足，載荷譜分散性體現(xiàn)不充分的問題。

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

結合載荷實測數(shù)據(jù)及飛機歷史累積數(shù)據(jù)，經(jīng)累積形成局部應變的超越曲線，對局部應變峰谷值超越曲線中的高載部分進行二次多項式擬合[16]，如式（2）所示

式中:Y為局部細節(jié)峰/谷值應變，X為累計頻數(shù)的對數(shù)，擬合結果曲線與超越曲線對比情況如圖7 所示，曲線擬合方程結果見表2。

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

通過擬合的累積超越曲線，進行高載外推，獲得飛機十分之一總壽命發(fā)生一次的高應變峰谷值分別為1415.88 和-557.27，即表2中的A參數(shù)。

表2 擬合方程結果Table 2 Result of fitting equation

3 結束語

本文介紹了加改裝機身壁板的局部載荷實測及數(shù)據(jù)處理的過程，得到如下結論:

（1）基于應變與主次飛行參數(shù)的相關性分析，建立了改裝部位局部應變與飛機主要飛參的關系，為實測應變樣本擴充提供基礎。

（2）基于建立的改裝結構關鍵應變與主次飛參關系，并結合大量實測起落飛參數(shù)據(jù)，形成了局部應變的累積曲線，解決了實測樣本不足、載荷譜分散性體現(xiàn)不充分的問題。

（3）形成了一種飛機改裝結構局部應變譜實測方法，該方法通過飛機歷史數(shù)據(jù)統(tǒng)計和飛行實測相結合，并進行高載外推，獲得了切實反映飛機使用的實測載荷譜，為后續(xù)疲勞試驗和壽命評估提供了設計輸入。