張海濤, 周占廷, 張鵬程

(1.中國飛行試驗研究院 飛機所, 陜西 西安 710089;2.中國飛行試驗研究院 總工辦, 陜西 西安 710089)

2012-10-30;

2013-01-08; < class="emphasis_bold">網(wǎng)絡(luò)出版時間

時間:2013-04-09 09:58

張海濤(1984-)，男，陜西岐山人，助理工程師，碩士，主要從事飛機飛行載荷研究。

飛行試驗抖振載荷統(tǒng)計技術(shù)

張海濤1, 周占廷2, 張鵬程1

(1.中國飛行試驗研究院 飛機所, 陜西 西安 710089;2.中國飛行試驗研究院 總工辦, 陜西 西安 710089)

隨著現(xiàn)代飛機使用要求的不斷提高,飛機抖振問題越發(fā)突出。在借鑒F/A-18和F/A-22等飛機抖振載荷試飛的基礎(chǔ)上,分析、歸納了抖振載荷試飛方法和測量方法,并利用功率譜密度法、統(tǒng)計學(xué)方法對某型運輸機抖振載荷數(shù)據(jù)進行了分析研究。結(jié)果表明,這些方法在飛機抖振載荷研究方面具有較好的應(yīng)用價值。

飛行試驗; 抖振載荷; 載荷測量方法

0 引言

抖振現(xiàn)象與氣流分離、渦破裂等密切相關(guān),是飛機結(jié)構(gòu)對氣流分離、渦破裂等引起的非定常氣流脈動壓力的隨機激振的響應(yīng)。抖振嚴重影響飛機的飛行品質(zhì)、飛行安全和使用壽命,也會影響飛行員的操作,降低其工作效率。然而,某些時候抖振也會對駕駛員產(chǎn)生有利的警示作用,是飛機接近氣流分離條件的標志。

由于抖振對飛機的不利影響,早期的飛機設(shè)計通常采用回避抖振區(qū)的思路,并且在后續(xù)的飛行試驗過程中往往通過測量抖振邊界、安裝迎角限制器的方法避免飛機進入抖振區(qū)飛行。隨著飛機使用要求(如過失速機動能力)的不斷提高,現(xiàn)代高機動飛機、預(yù)警機及特種飛機不可避免地要進入抖振區(qū)飛行,嚴重影響飛機的使用和壽命。美國F/A-18和F/A-22等飛機都曾出現(xiàn)過抖振問題,嚴重影響飛機的使用[1-2]。為此,研究人員利用脈動壓力法對其抖振載荷進行了測量,并利用統(tǒng)計學(xué)方法對其試飛進行了分析計算,極大地推進了飛機的定型進度。我國目前的抖振研究尤其是抖振載荷研究尚處于起步階段。

本文通過歸納和總結(jié)抖振及其抖振載荷相關(guān)概念,探索了抖振載荷試飛方法和基于統(tǒng)計學(xué)理論的數(shù)據(jù)處理方法,最后利用某型運輸機的抖振試飛數(shù)據(jù)對其抖振載荷數(shù)據(jù)進行了分析處理。

1 抖振與抖振載荷

1.1 抖振及分類

導(dǎo)致飛機發(fā)生抖振的原因有很多:隨著飛行迎角的增加,較強的逆壓梯度引起飛機表面流動分離;飛機表面部分的非流線型外形引起的分離;跨聲速飛行時,激波附面層干擾引起激波振蕩和流動分離;一個部件處于另一個部件的尾流中;飛行器尾部的過度收縮引起分離等。按其成因大體可將抖振主要分為以下幾種[3]:升力型抖振,一般指發(fā)生在機翼上的抖振,包括通常所說的大迎角抖振和激波抖振;非升力型抖振,一般指因飛行器外形突變產(chǎn)生的尾流激勵而引起的翼面抖振。

另外,除了本機分離氣流引起結(jié)構(gòu)抖振外,其他飛機飛過的噴流和尾跡也會引起抖振。F-16飛機在空戰(zhàn)演練時,在進入目標機的噴流尾跡區(qū)曾出現(xiàn)過翼尖導(dǎo)彈脫落, 但機翼結(jié)構(gòu)未破壞,當時測量垂尾尾尖處過載高達80。

1.2 抖振載荷

抖振載荷的產(chǎn)生是由于飛機結(jié)構(gòu)對氣流分離、分離渦等引起的壓力脈動。從載荷的分類上看屬于動載荷,其對于飛機結(jié)構(gòu)的影響十分顯著。一架飛機由于機翼分離氣流引起的平尾抖振載荷可達靜載荷的50%,因此在進行飛機結(jié)構(gòu)強度計算時,必須考慮抖振載荷。

國內(nèi)外各大規(guī)范對抖振載荷也都有著明確的規(guī)定:

CCAR-25-R4[4]第25.305條強度和變形中規(guī)定:飛機必須設(shè)計成能承受在直到VD/MD的任何可能的運行條件下(包括失速和可能發(fā)生的無意中超出抖振包線邊界)會發(fā)生的任何振動和抖振。除經(jīng)證明為極不可能的情況外,飛機必須設(shè)計成能承受因飛行操縱系統(tǒng)的任何故障、失效或不利情況而引起的結(jié)構(gòu)強迫振動。這些強迫振動必須視為限制載荷,并必須在直到Vc/Mc的各種空速下進行研究。

GJB67A[5]對于抖振從不同的角度也有著相關(guān)的規(guī)定。其中:

第二部分飛行載荷第3.2.6.5條規(guī)定,應(yīng)該合理地確定飛機及其部件的尾跡紊流載荷。而抖振載荷作為尾跡紊流載荷的一種,在飛機設(shè)計中也應(yīng)該合理確定。

第六部分重復(fù)載荷、耐久性和損傷容限第3.1.3條規(guī)定,承制方應(yīng)根據(jù)設(shè)計使用壽命和設(shè)計使用方法編制設(shè)計使用載荷譜,載荷譜中應(yīng)包括所有重要的重復(fù)載荷源,其中就包括抖振載荷。

2 抖振載荷試飛

2.1 抖振載荷試飛方法

抖振載荷試飛需要深入抖振區(qū)進行飛行,以便獲取全面的抖振載荷數(shù)據(jù)。與抖振邊界試飛相比,抖振載荷試飛風(fēng)險要更大一些。

目前國內(nèi)抖振載荷試飛尚處于起步階段,其試飛方法研究也較少。國外的先進戰(zhàn)斗機,如F/A-18、和F/A-22在抖振載荷試飛過程中主要采用收斂轉(zhuǎn)彎、平飛拉起、Split-S等機動動作,取得了大量真實有效的試飛數(shù)據(jù)[1-2,6-8]。事實證明,這些機動方法能夠有效地用于抖振載荷試飛。

2.2 抖振載荷測量方法

目前國內(nèi)外常用的抖振載荷測量方法主要包括以下幾種:

(1) 翼根彎矩法

在垂尾根部沿垂直于翼根的方向粘貼電阻應(yīng)變片,通過應(yīng)變和根部彎矩的關(guān)系可以計算出翼面根部的抖振載荷。

(2) 翼尖加速度法

通過測量翼尖處結(jié)構(gòu)振動的加速度,分析測得的加速度數(shù)據(jù)進而得到翼面抖振載荷的特性及變化情況。該方法在使用過程中不能真實有效地得到抖振載荷,只能定性研究,因此存在一定的缺陷。

(3) 表面脈動壓力法

該方法通過在剛性翼面上分布一定數(shù)量的壓力傳感器,在不同飛行狀態(tài)下的試驗中得到表面不同位置處的瞬時壓力,從而得到其表面的抖振載荷。這一方法的優(yōu)勢是可以在整個試驗過程中得到表面各處的瞬時脈動壓力值,以直觀地得到垂尾表面的壓力分布及其變化規(guī)律。因此,該方法對于抖振載荷的研究有重要的意義,目前在抖振載荷試飛過程中應(yīng)用較多。

2.3 抖振載荷數(shù)據(jù)處理方法

抖振載荷不但隨時間不斷變化,而且在相同的飛行狀態(tài)下其載荷值也不是相對恒定的,而是上下不斷波動,因此通過直接測量得到抖振載荷進行數(shù)據(jù)處理是極不現(xiàn)實的。

美國F/A-22飛機在抖振試飛數(shù)據(jù)處理過程中采用了分區(qū)處理的方法[7]。通過將整個試飛數(shù)據(jù)按照一定范圍的馬赫數(shù)、迎角、動壓、側(cè)滑角等參數(shù)組成多個四維區(qū)域。在每個區(qū)域內(nèi),其抖振載荷響應(yīng)數(shù)據(jù)相對穩(wěn)定,利用統(tǒng)計學(xué)方法從時域和頻域來分析這些區(qū)域的抖振載荷數(shù)據(jù),有效地得到了其載荷特性及其變化規(guī)律。

3 抖振載荷實例分析

本節(jié)以某型運輸機翼尖加速度抖振數(shù)據(jù)為例,對其抖振載荷進行分析研究。在飛行試驗中,總飛行時間為3 h,試飛高度H=8 600 m,Ma=0.42～0.72,采取的機動動作主要為收斂轉(zhuǎn)彎和平飛失速機動。在試驗數(shù)據(jù)處理過程中也采取了以Ma,α等參數(shù)分區(qū)處理的方法。圖1為某型運輸機不同飛行速度下的翼尖加速度功率譜密度。

圖1 不同飛行速度下的翼尖加速度功率譜密度Fig.1 Wingtip acceleration PSDS vs flight velocity

通過對4個不同馬赫數(shù)下抖振加速度數(shù)據(jù)利用功率譜密度進行分析,發(fā)現(xiàn)在不同馬赫數(shù)下,機翼翼尖后緣處的抖振能量主要集中在10 Hz以下的低頻范圍。在這個范圍內(nèi)有3個抖振響應(yīng)峰值,分別對應(yīng)于機翼的3個固有模態(tài)(機翼對稱一階彎曲、機翼反對稱一階彎曲和機翼對稱二階彎曲)。3個頻率峰值響應(yīng)中,機翼對稱二階彎曲處的能量最大，因此對于機翼的影響也最大。機翼前緣處的能量相較后緣來說比較分散,其主要部分在0～10 Hz和18～40 Hz內(nèi),這兩個頻率范圍不但包括了上述3個模態(tài),還包括了機翼對稱一階扭轉(zhuǎn)和二階扭轉(zhuǎn)模態(tài),但其頻率峰值響應(yīng)相對較小,因此對于機翼的影響也相對較小。

抖振載荷強度大小與迎角、馬赫數(shù)密切相關(guān)。圖2為不同馬赫數(shù)下機翼翼尖后緣過載載荷均方根值的分布情況。從圖中明顯可以看出：隨著馬赫數(shù)的增大,抖振發(fā)生時的迎角在不斷減小,從Ma=0.45時的12.9°減小到Ma=0.70時的4.8°;在相同的迎角下,抖振載荷強度隨著馬赫數(shù)的增大而增大。

圖2 機翼翼尖后緣過載載荷均方根值隨迎角的變化Fig.2 Variation of average over loading of the wing tip trailing edge vs AOA

圖3為不同翼尖過載下的飛行小時超越數(shù)。從圖3中明顯可以看出,在低馬赫數(shù)下,機翼最大過載響應(yīng)約為6.4,出現(xiàn)次數(shù)為1次;在高馬赫數(shù)下,機翼最大過載響應(yīng)約為7.5,出現(xiàn)次數(shù)也為1次。通過對飛行小時超越數(shù)進行分析,可以明確得到抖振載荷強度的變化規(guī)律,為后續(xù)的抖振載荷及載荷譜的研究及飛機抖振部位結(jié)構(gòu)設(shè)計提供必要的參考。

圖3 翼尖不同過載下的飛行小時超越數(shù)Fig.3 Flight hour exceedance with wingtip at different over loading

4 結(jié)束語

本文在總結(jié)和分析國內(nèi)外抖振研究現(xiàn)狀的基礎(chǔ)上,梳理了抖振的概念及其分類,并針對抖振載荷試飛方法進行了分析研究。最后對某型運輸機的抖振載荷數(shù)據(jù)利用統(tǒng)計學(xué)方法進行了分析。研究表明,該抖振載荷試飛方法能夠有效地分析抖振載荷,具有一定的應(yīng)用價值。

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Buffetloadstatisticaltechniqueofflighttest

ZHANG Hai-tao1, ZHOU Zhan-ting2， ZHANG Peng-cheng1

(1.Aircraft Flight Test Technology Institute, Chinese Flight Test Establishment, Xi’an 710089, China;2.Agency for Chief Engineer, Chinese Flight Test Establishment, Xi’an 710089, China)

With the increase flight requirements of modern aircraft, buffeting is becoming into a more and more serious problem. Buffet flight test and measurement methods were analyzed and summarized in this article based on the investigation on aircraft buffet load flight test technique used on F/A-18 and F/A-22. Power spectrum density technique and statistics method were applied to certain transport aircraft to analyze buffet load. The results show that the methods used in this paper are very practical in aircraft buffet load study.

flight test; buffet load; load measurement method

V217.32

A

1002-0853(2013)03-0277-04

(編輯：崔立峰)