飞行试验抖振载荷统计技术

张海涛, 周占廷, 张鹏程

(1.中国飞行试验研究院 飞机所, 陕西 西安 710089;2.中国飞行试验研究院 总工办, 陕西 西安 710089)

2012-10-30;

2013-01-08; < class="emphasis_bold">网络出版时间

时间:2013-04-09 09:58

张海涛(1984-)，男，陕西岐山人，助理工程师，硕士，主要从事飞机飞行载荷研究。

飞行试验抖振载荷统计技术

张海涛1, 周占廷2, 张鹏程1

(1.中国飞行试验研究院 飞机所, 陕西 西安 710089;2.中国飞行试验研究院 总工办, 陕西 西安 710089)

随着现代飞机使用要求的不断提高,飞机抖振问题越发突出。在借鉴F/A-18和F/A-22等飞机抖振载荷试飞的基础上,分析、归纳了抖振载荷试飞方法和测量方法,并利用功率谱密度法、统计学方法对某型运输机抖振载荷数据进行了分析研究。结果表明,这些方法在飞机抖振载荷研究方面具有较好的应用价值。

飞行试验; 抖振载荷; 载荷测量方法

0 引言

抖振现象与气流分离、涡破裂等密切相关,是飞机结构对气流分离、涡破裂等引起的非定常气流脉动压力的随机激振的响应。抖振严重影响飞机的飞行品质、飞行安全和使用寿命,也会影响飞行员的操作,降低其工作效率。然而,某些时候抖振也会对驾驶员产生有利的警示作用,是飞机接近气流分离条件的标志。

由于抖振对飞机的不利影响,早期的飞机设计通常采用回避抖振区的思路,并且在后续的飞行试验过程中往往通过测量抖振边界、安装迎角限制器的方法避免飞机进入抖振区飞行。随着飞机使用要求(如过失速机动能力)的不断提高,现代高机动飞机、预警机及特种飞机不可避免地要进入抖振区飞行,严重影响飞机的使用和寿命。美国F/A-18和F/A-22等飞机都曾出现过抖振问题,严重影响飞机的使用[1-2]。为此,研究人员利用脉动压力法对其抖振载荷进行了测量,并利用统计学方法对其试飞进行了分析计算,极大地推进了飞机的定型进度。我国目前的抖振研究尤其是抖振载荷研究尚处于起步阶段。

本文通过归纳和总结抖振及其抖振载荷相关概念,探索了抖振载荷试飞方法和基于统计学理论的数据处理方法,最后利用某型运输机的抖振试飞数据对其抖振载荷数据进行了分析处理。

1 抖振与抖振载荷

1.1 抖振及分类

导致飞机发生抖振的原因有很多:随着飞行迎角的增加,较强的逆压梯度引起飞机表面流动分离;飞机表面部分的非流线型外形引起的分离;跨声速飞行时,激波附面层干扰引起激波振荡和流动分离;一个部件处于另一个部件的尾流中;飞行器尾部的过度收缩引起分离等。按其成因大体可将抖振主要分为以下几种[3]:升力型抖振,一般指发生在机翼上的抖振,包括通常所说的大迎角抖振和激波抖振;非升力型抖振,一般指因飞行器外形突变产生的尾流激励而引起的翼面抖振。

另外,除了本机分离气流引起结构抖振外,其他飞机飞过的喷流和尾迹也会引起抖振。F-16飞机在空战演练时,在进入目标机的喷流尾迹区曾出现过翼尖导弹脱落, 但机翼结构未破坏,当时测量垂尾尾尖处过载高达80。

1.2 抖振载荷

抖振载荷的产生是由于飞机结构对气流分离、分离涡等引起的压力脉动。从载荷的分类上看属于动载荷,其对于飞机结构的影响十分显著。一架飞机由于机翼分离气流引起的平尾抖振载荷可达静载荷的50%,因此在进行飞机结构强度计算时,必须考虑抖振载荷。

国内外各大规范对抖振载荷也都有着明确的规定:

CCAR-25-R4[4]第25.305条强度和变形中规定:飞机必须设计成能承受在直到VD/MD的任何可能的运行条件下(包括失速和可能发生的无意中超出抖振包线边界)会发生的任何振动和抖振。除经证明为极不可能的情况外,飞机必须设计成能承受因飞行操纵系统的任何故障、失效或不利情况而引起的结构强迫振动。这些强迫振动必须视为限制载荷,并必须在直到Vc/Mc的各种空速下进行研究。

GJB67A[5]对于抖振从不同的角度也有着相关的规定。其中:

第二部分飞行载荷第3.2.6.5条规定,应该合理地确定飞机及其部件的尾迹紊流载荷。而抖振载荷作为尾迹紊流载荷的一种,在飞机设计中也应该合理确定。

第六部分重复载荷、耐久性和损伤容限第3.1.3条规定,承制方应根据设计使用寿命和设计使用方法编制设计使用载荷谱,载荷谱中应包括所有重要的重复载荷源,其中就包括抖振载荷。

2 抖振载荷试飞

2.1 抖振载荷试飞方法

抖振载荷试飞需要深入抖振区进行飞行,以便获取全面的抖振载荷数据。与抖振边界试飞相比,抖振载荷试飞风险要更大一些。

目前国内抖振载荷试飞尚处于起步阶段,其试飞方法研究也较少。国外的先进战斗机,如F/A-18、和F/A-22在抖振载荷试飞过程中主要采用收敛转弯、平飞拉起、Split-S等机动动作,取得了大量真实有效的试飞数据[1-2,6-8]。事实证明,这些机动方法能够有效地用于抖振载荷试飞。

2.2 抖振载荷测量方法

目前国内外常用的抖振载荷测量方法主要包括以下几种:

(1) 翼根弯矩法

在垂尾根部沿垂直于翼根的方向粘贴电阻应变片,通过应变和根部弯矩的关系可以计算出翼面根部的抖振载荷。

(2) 翼尖加速度法

通过测量翼尖处结构振动的加速度,分析测得的加速度数据进而得到翼面抖振载荷的特性及变化情况。该方法在使用过程中不能真实有效地得到抖振载荷,只能定性研究,因此存在一定的缺陷。

(3) 表面脉动压力法

该方法通过在刚性翼面上分布一定数量的压力传感器,在不同飞行状态下的试验中得到表面不同位置处的瞬时压力,从而得到其表面的抖振载荷。这一方法的优势是可以在整个试验过程中得到表面各处的瞬时脉动压力值,以直观地得到垂尾表面的压力分布及其变化规律。因此,该方法对于抖振载荷的研究有重要的意义,目前在抖振载荷试飞过程中应用较多。

2.3 抖振载荷数据处理方法

抖振载荷不但随时间不断变化,而且在相同的飞行状态下其载荷值也不是相对恒定的,而是上下不断波动,因此通过直接测量得到抖振载荷进行数据处理是极不现实的。

美国F/A-22飞机在抖振试飞数据处理过程中采用了分区处理的方法[7]。通过将整个试飞数据按照一定范围的马赫数、迎角、动压、侧滑角等参数组成多个四维区域。在每个区域内,其抖振载荷响应数据相对稳定,利用统计学方法从时域和频域来分析这些区域的抖振载荷数据,有效地得到了其载荷特性及其变化规律。

3 抖振载荷实例分析

本节以某型运输机翼尖加速度抖振数据为例,对其抖振载荷进行分析研究。在飞行试验中,总飞行时间为3 h,试飞高度H=8 600 m,Ma=0.42～0.72,采取的机动动作主要为收敛转弯和平飞失速机动。在试验数据处理过程中也采取了以Ma,α等参数分区处理的方法。图1为某型运输机不同飞行速度下的翼尖加速度功率谱密度。

图1 不同飞行速度下的翼尖加速度功率谱密度Fig.1 Wingtip acceleration PSDS vs flight velocity

通过对4个不同马赫数下抖振加速度数据利用功率谱密度进行分析,发现在不同马赫数下,机翼翼尖后缘处的抖振能量主要集中在10 Hz以下的低频范围。在这个范围内有3个抖振响应峰值,分别对应于机翼的3个固有模态(机翼对称一阶弯曲、机翼反对称一阶弯曲和机翼对称二阶弯曲)。3个频率峰值响应中,机翼对称二阶弯曲处的能量最大，因此对于机翼的影响也最大。机翼前缘处的能量相较后缘来说比较分散,其主要部分在0～10 Hz和18～40 Hz内,这两个频率范围不但包括了上述3个模态,还包括了机翼对称一阶扭转和二阶扭转模态,但其频率峰值响应相对较小,因此对于机翼的影响也相对较小。

抖振载荷强度大小与迎角、马赫数密切相关。图2为不同马赫数下机翼翼尖后缘过载载荷均方根值的分布情况。从图中明显可以看出：随着马赫数的增大,抖振发生时的迎角在不断减小,从Ma=0.45时的12.9°减小到Ma=0.70时的4.8°;在相同的迎角下,抖振载荷强度随着马赫数的增大而增大。

图2 机翼翼尖后缘过载载荷均方根值随迎角的变化Fig.2 Variation of average over loading of the wing tip trailing edge vs AOA

图3为不同翼尖过载下的飞行小时超越数。从图3中明显可以看出,在低马赫数下,机翼最大过载响应约为6.4,出现次数为1次;在高马赫数下,机翼最大过载响应约为7.5,出现次数也为1次。通过对飞行小时超越数进行分析,可以明确得到抖振载荷强度的变化规律,为后续的抖振载荷及载荷谱的研究及飞机抖振部位结构设计提供必要的参考。

图3 翼尖不同过载下的飞行小时超越数Fig.3 Flight hour exceedance with wingtip at different over loading

4 结束语

本文在总结和分析国内外抖振研究现状的基础上,梳理了抖振的概念及其分类,并针对抖振载荷试飞方法进行了分析研究。最后对某型运输机的抖振载荷数据利用统计学方法进行了分析。研究表明,该抖振载荷试飞方法能够有效地分析抖振载荷,具有一定的应用价值。

[1] Robert W M,Gautam H S.Spatial characteristics of F/A-18 vertical tail buffet pressures measured in flight[R].AIAA-98-1956,1998.

[2] Christopher L B,Suresh R P.Buffet fatigue sequence generation from F/A-22 flight test data using frequency domain methods[R].AIAA-2007-1765,2007.

[3] 王巍,杨智春,夏巍,等.尾翼气动弹性抖振模型设计与抖振试验研究[J].西北工业大学学报,2006,24(3):338-;41.

[4] 中国民用航空总局.CCAR-25-R4 运输类飞机适航标准[S].北京:中国国家标准化管理委员会,2008.

[5] 军用飞机结构强度规范编制组.GJB67A-2008 军用飞机结构强度规范[S].北京:中国国家标准化管理委员会,2008.

[6] Suresh R P,Christopher L B,William D A.F/A-22 vertical tail buffet strength certification[R].AIAA-2005-2292,2005.

[7] Bean D E,Lee B H K.Correlation of wind tunnel and flight test data for F/A-18 vertical tail buffet[R].AIAA-94-1800-CP,1994.

[8] Suresh R P,Christopher L B.Statistical modeling of F/A-22 flight test buffet data for probabilistic analysis[R].AIAA-2005-2289, 2005.

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

(编辑：崔立峰)