機翼載荷脫機校準技術研究與應用

李志蕊 范華飛 謝帥 李亞南

摘要：針對某型飛機機翼載荷校準試驗中遇到的起落架距測載剖面較近影響測載精度，及機翼高度較低影響載荷施加的難題，結合飛機可拆卸的特點，首次提出機翼脫機校準方案，分析機翼受載，設計合理的試驗臺架，模擬原機約束方式，順利完成機翼載荷校準試驗。結果表明，采用脫機校準方案，提升機翼高度，解決了現有加載設備實施困難的問題，更真實地模擬機翼實際受載規律，建立的載荷模型滿足機翼載荷實測要求，對其他類似飛機載荷校準試驗具有一定借鑒作用。

關鍵詞：載荷實測;機翼載荷校準;測載精度，脫機校準;應變法

中圖分類號：V217+.32 文獻標識碼：A

飛機飛行載荷實測是新機試飛必須進行的試飛項目[1]，國內外飛行載荷實測多采用應變法，主要包括三個環節：應變電橋改裝、載荷校準試驗及建模、飛行載荷實測與分析[2]。載荷校準試驗及建模是飛行載荷實測的關鍵技術環節，其主要工作是模擬測載部件在飛行中的受載情況，在地面對經過測試改裝后的試驗部件進行加載試驗，建立加載載荷與應變電橋輸出之間的載荷模型。

載荷校準試驗方法包括聯機校準和脫機校準兩種，脫機校準方法是將試驗部件從飛機上拆卸下來進行校準試驗。與聯機校準相比，脫機校準的優點是校準載荷量級大，試驗安全性高，缺點是難以模擬部件與機身或機翼的連接剛度，并由此導致載荷測量誤差。美國從20世紀50年代開始使用脫機校準方法，F-89飛機機翼和尾翼載荷的初次校準及起落架校準都采用了脫機校準方案[3]。國內首次脫機校準是1972年轟5飛機的發動機架及起落架撐桿飛行載荷譜測量使用的;此后多用于起落架[4，5]或其他易于拆卸的小部件，如活動舵面拉桿/連桿、攔阻鉤或起落架艙門拉桿等[6～9]，但目前機翼校準試驗仍采用聯機校準方案[10，11]。

某型飛機機翼采用大展弦比結構，翼面限制載荷很小，在載荷校準試驗方案設計階段遇到如下問題：首先，由于主起落架安裝在機翼上（如圖1所示），距機翼根部載荷測量剖面僅0.6m左右，聯機校準時機翼根部測載剖面受起落架載荷的影響，測載精度會降低;其次，聯機校準方案中停機狀態下機翼距地面高度為1.2m左右，目前常用的載荷校準試驗加載方式中，千斤頂加載難以實施（高度太低），卡板加載會增加額外預緊力，若采用砝碼/沙袋加載，隨著加載量級增大機翼變形量增大，設備容易滑移產生危險;同時，因單點限制載荷小，要到達校準試驗要求（相關經驗表明[12]，要取得良好的試驗結果，校準載荷應越大越好，甚至達到使用載荷的70%），就要實施大量的多點加載工況，多點加載時設備滑移的風險也相應增加。

為解決上述問題，本文結合該機可拆卸的特點，首次提出機翼脫機校準方案。分析了機翼受載特點，設計出符合原機約束條件的試驗臺架，提高機翼高度，并首次在校準試驗中采用真空吸盤加載系統施加向下的載荷，有效地解決了起落架影響測載剖面精度、試驗風險高和載荷難以施加的問題。

1 機翼受載分析

機翼作為飛機主要承載部件，是飛機飛行載荷測量的最主要部件，機翼載荷校準試驗也是最重要和最常見的校準試驗。地面載荷校準試驗時必須模擬試驗部件的真實受載狀態，因此，在進行試驗校準方案和校準工況設計時需充分考慮機翼的真實受載狀態和傳力路徑等。

機翼在飛行中的受載包括氣動力、其他部件傳來的集中載荷及機翼本身的重力等，為方便載荷分析計算，通常將機翼受力分解為剪力、彎矩和扭矩。該機機翼由左右外翼、中央翼三部分組成（圖1為右側部分，左側結構對稱），與機身通過機身上6個接頭進行連接，飛行中機翼受載通過這6個連接接頭傳至機身，機翼可看成支撐在機身上的雙支點外伸梁。

2 試驗臺架設計

脫機校準技術的關鍵點及難點在于模擬原機的約束，保證結構載荷傳遞路徑和傳遞形式不發生變化。試驗約束臺架設計中，臺架與機翼連接接頭承載按原機設計，1：1還原機身機翼接頭，采用與原機機身相同的材料，委托飛機原廠家進行臺架制造，保證機翼機身各接口與原機接口一致;保證連接設備與原機匹配，材料、加工工藝和精度與原機相同。

對機翼距地面高度低影響加載實施的問題，將臺架高度設計為1.8m。約束臺架與地面采用膨脹螺栓連接，試驗中機翼加載載荷由臺架支反力平衡。為防止試驗過程中由于左右機翼承受不對稱載荷導致臺架發生傾倒，根據最大校準載荷量級，計算出左右機翼最大的不對稱載荷，試驗時在臺架底座框架上放置相應的鐵砂配重，增強臺架防傾翻能力。為確保安全，機翼試驗臺架強度安全系數取2.0。最終設計的約束臺架示意如圖2所示。

3 載荷校準試驗

3.1 工況設計

機翼載荷校準試驗共設計了53種加載工況，包括2點、4點、6點、8點和10點等，以盡可能地模擬機翼真實受載狀態。最大校準載荷為限制載荷的38%，與聯機校準方案相比，校準載荷量級顯著提高。

3.2 加載實施

試驗前，將機翼從機身上拆下來，將左右機翼油箱燃油放空，對主起落架進行鎖死并采取相關保護措施。同時，為進一步提高試驗加載的安全性，試驗首次在校準試驗中采用基于真空吸盤技術的試驗加載系統，對機翼進行向下加載。因此，試驗前還需要對整個機翼進行180°翻轉，使中央翼下翼面朝下，將機翼水平、倒置安裝在試驗臺架上。

試驗時，在左右機翼加載點處安裝加載設備，按要求對左右機翼同時施加向下的對稱載荷，每個試驗工況重復兩次加載。

3.3 試驗數據分析

校準試驗完成后，對試驗數據進行重復性、穩定性、線性度、靈敏度和電橋響應特性分析，以判斷數據的有效性（因保密需求，對文中所有數據均已進行歸一化處理）。以右機翼數據為例（ERWFB1、ERWRB1分別為右機翼前后梁根剖面彎矩電橋，ERWFS1、ERWRS1為前后梁根剖面剪力電橋）。圖3給出某工況加載時加載載荷與應變電橋的時間歷程曲線，圖4給出電橋響應系數隨機翼展向相對坐標的變化曲線。從圖3可以明顯看出，兩次循環加載中，校準載荷具有良好重復性和穩定性，各電橋響應靈敏，且具有良好的重復性和穩定性;從圖4可以看出，彎矩電橋響應系數隨機翼展向呈現良好的線性度，具有明顯的彎矩特性;剪力電橋沿展向有較好線性，受到一定彎矩載荷的影響，因此在剪力模型建立中需要考慮彎矩電橋的因素。

3.4 載荷模型建立

在校準試驗數據分析的基礎上，依據參考文獻[13]的方法建立機翼載荷模型，并進行誤差分析，得出右機翼根剖面載荷模型見表1?？梢钥闯?，右機翼根剖面載荷模型方程誤差和檢驗誤差均在3%以內，滿足測載要求（左機翼根剖面模型省略，其精度也在3%以內）。

4 飛行實測結果及分析

飛行中，將實測應變數據代入校準試驗得到的載荷模型，即可得到實測載荷。取某次飛行中的對稱拉起機動為例進行說明（如圖5和圖6所示）。

可以看出，對稱拉起過程中，機翼根剖面彎矩變化明顯，在飛機達到最大過載時彎矩最大，且左右機翼彎矩量值相當，與飛機實際受載情況一致，表明采用機翼載荷脫機校準方案建立的載荷模型是可靠的，能夠滿足飛行實測要求。

5 結論

本文提出的機翼脫機校準試驗方案，滿足該型機機翼載荷校準和建模需求，成功解決了載荷校準試驗中遇到的難題，為型號定型試飛奠定基礎，對起落架離測載剖面較近、影響測載精度的結構，采用脫機校準方案能有效消除起落架的影響，提高載荷實測精度;首次采用機翼脫機校準試驗方案取得良好效果，對類似飛機結構可提供良好的參考和一定借鑒作用。

參考文獻

[1]總裝備部.GJB67.10A-2008軍用飛機強度和剛度規范第十部分：飛行試驗[S].北京：總裝備部軍標出版發行部，2008.

[2]克利亞奇科MJI.飛機強度飛行試驗（靜載荷）[M].湯吉晨，譯.西安：航空航天部工業部《ASST》系統工程辦公室，1992.

[3]飛機強度規范參考資料（九）[Z].航空航天工業部《ASST》系統工程辦公室，1992.

[4]張海濤，李亞南，張鵬程.起落架脫機校準試驗技術研究[J].現代機械，2018（2）：55-58.

[5]湯阿妮，沈航.基于加載平臺的起落架載荷地面校準技術研究[J].強度與環境，2006（4）：23-26.

[6]何發東.飛行舵面鉸鏈力矩飛行實測技術研究[J].科學技術與工程，2011，11（31）：7835-7837.

[7]范華飛，李俊，李志蕊.短連桿飛行載荷實測技術明.航空工程進展，2015，6（4）：447-451.

[8]楊全偉.艦載飛機攔阻鉤載荷實測方法研究[J].航空學報，2015，36（4）：1162-1168.

[9]張海濤，張鵬程，李亞南.基于應變法的飛機起落架艙門載荷實測研究明.現代機械，2018（1）：83-86.

[10]蔣祖國，田丁栓.飛機結構載荷/環境譜[M].北京：電子工業出版社，2012.

[11]曹景濤.六自由度靜定支持與約束技術在飛機載荷校準試驗中的應用[J].應用力學學報，2014，31（3）：317-321.

[12]Jerald M J，DeAngelis V M.A summary of numerous atrain-gage load calibrations on aircaft wings and tails in a technologyformat[R].NASA Technical Memorandum 4804，1997.

[13]Skopinski T H，William S A J，Wilbur B H.Calibration ofstrain-gage installations in aircraft structures for measurement offlight loads[R].NACA Report 1178，1954.