柔性機(jī)翼協(xié)調(diào)加載過(guò)程的振動(dòng)問(wèn)題研究

摘要：地面載荷校準(zhǔn)試驗(yàn)是應(yīng)變法測(cè)量飛行載荷的一個(gè)重要環(huán)節(jié)。其安全與質(zhì)量直接影響人機(jī)安全與飛行載荷測(cè)量精度。描述了某大展弦比柔性機(jī)翼載荷地面校準(zhǔn)試驗(yàn)加載過(guò)程中出現(xiàn)的振動(dòng)現(xiàn)象，分析了其形成原因，給出了消除振動(dòng)的解決方案，為后續(xù)同類(lèi)結(jié)構(gòu)的載荷校準(zhǔn)試驗(yàn)提供借鑒經(jīng)驗(yàn)。

關(guān)鍵詞：飛行載荷測(cè)量，載荷校準(zhǔn)，振動(dòng)

引言

應(yīng)變法[1]是我國(guó)現(xiàn)階段進(jìn)行飛機(jī)飛行載荷測(cè)量的主要方法，是一項(xiàng)復(fù)雜的技術(shù)工程，應(yīng)用于多型飛機(jī)的飛行載荷測(cè)量。載荷校準(zhǔn)試驗(yàn)是整個(gè)工程的基礎(chǔ)和核心，受多種因素影響[2]，其完成質(zhì)量直接影響載荷方程的準(zhǔn)確性、乃至后續(xù)飛行載荷測(cè)量的精度，其安全性要求更是重中之重。

自2012年以來(lái)，我國(guó)采用自動(dòng)加載系統(tǒng)先后完成了各類(lèi)飛機(jī)部件載荷校準(zhǔn)試驗(yàn)十余次，迎來(lái)了試飛領(lǐng)域載荷校準(zhǔn)技術(shù)的新時(shí)代。相對(duì)于殲擊機(jī)而言，運(yùn)輸類(lèi)飛機(jī)具有更大的展弦比，更柔軟的機(jī)翼，該類(lèi)結(jié)構(gòu)飛機(jī)在進(jìn)行載荷校準(zhǔn)的過(guò)程中，自由端的各加載點(diǎn)位置會(huì)發(fā)生較大的位移，作動(dòng)器協(xié)調(diào)性變差，容易引起人機(jī)安全問(wèn)題，本文將對(duì)該類(lèi)問(wèn)題進(jìn)行研究分析，并給出解決方案。

一、試驗(yàn)概況

試驗(yàn)機(jī)采用超臨界翼型，雙梁下單翼布局，展弦比8.8。試驗(yàn)機(jī)的左右機(jī)翼加裝了用于飛行載荷測(cè)量的應(yīng)變電橋。校準(zhǔn)試驗(yàn)采用Flextest200型液壓自動(dòng)加載系統(tǒng)，目標(biāo)是通過(guò)對(duì)左右機(jī)翼對(duì)稱(chēng)施加向上的壓向校準(zhǔn)載荷，如圖1所示，獲取施加載荷與應(yīng)變電橋響應(yīng)，用于載荷方程的建立。

二、試驗(yàn)中的振動(dòng)現(xiàn)象及頻譜分析

地面校準(zhǔn)試驗(yàn)正常進(jìn)行時(shí)，通常可視為準(zhǔn)靜態(tài)的試驗(yàn)，但在本次試驗(yàn)中進(jìn)行兩點(diǎn)對(duì)稱(chēng)加載時(shí)發(fā)生了振動(dòng)，并且伴有較大響聲。振動(dòng)發(fā)生前后的載荷數(shù)據(jù)如圖2，振動(dòng)時(shí)的載荷頻譜分析[3]結(jié)果如圖3，其固有頻率為32Hz。

三、解決方案

通過(guò)視頻監(jiān)控和振動(dòng)數(shù)據(jù)分析，振動(dòng)可能是由加載系統(tǒng)和飛機(jī)結(jié)構(gòu)兩方面因素引起的。固有的響應(yīng)速率差異使加載通道間協(xié)調(diào)性變差，特別是對(duì)于柔性機(jī)翼，在加載過(guò)程中載荷可能出現(xiàn)“此起彼伏”的不同步現(xiàn)象，成為振源。另外控制系統(tǒng)伺服輸出與液壓系統(tǒng)自身頻率疊加，與特定約束下的被試結(jié)構(gòu)固有頻率之間可能存在共振。

系統(tǒng)和結(jié)構(gòu)固有頻率及可能的疊加的問(wèn)題是結(jié)構(gòu)的固有屬性，改變的可能性不大，因此只能針對(duì)振源問(wèn)題采取了兩個(gè)措施：1、通過(guò)數(shù)據(jù)分析，微調(diào)通道響應(yīng)速率，加強(qiáng)協(xié)調(diào)性；2、延長(zhǎng)加載時(shí)間，減小加載速率，進(jìn)一步削弱通道間的同步性差異。采取上述措施后，不再發(fā)生振動(dòng)。

建議在后續(xù)類(lèi)似結(jié)構(gòu)件校準(zhǔn)試驗(yàn)設(shè)計(jì)時(shí)充分考慮協(xié)調(diào)加載過(guò)程中的振動(dòng)現(xiàn)象，細(xì)致了解被試結(jié)構(gòu)固有頻率等動(dòng)態(tài)特性指標(biāo)，并增加演示驗(yàn)證試驗(yàn)等環(huán)節(jié)。

四、結(jié)論

現(xiàn)階段出于保護(hù)試驗(yàn)對(duì)象的要求，采用固連方式和拉向加載的校準(zhǔn)方案難以實(shí)現(xiàn)。在此前提下，針對(duì)大展弦比柔性機(jī)翼載荷校準(zhǔn)過(guò)程中的振動(dòng)現(xiàn)象，可以通過(guò)調(diào)整通道響應(yīng)速率和減小加載速率的方法解決。可為后續(xù)同類(lèi)型結(jié)構(gòu)載荷校準(zhǔn)提供借鑒。

參考文獻(xiàn)：

[1]William A， Stauf L R. Strain-Gage Loads Calibration Parametric Study[R]. NASA/TM-2004-212853， 2004.

[2]信號(hào)分析與處理，燕慶明， （北京，電子工業(yè)出版社），200901。