基于主成分分析的飞行载荷实测技术

范华飞+汪文君

摘要： 载荷方程的建立在飞行载荷测量中占有重要地位，直接关系着飞行载荷测量的准确度。本文基于主成分分析的思想，提出了一种通过提取真实飞行中多个应变计数据的投影主轴，重组校准数据来建立载荷方程的新方法。相比较传统方法，在载荷方程建立过程中能应用更多的应变计数据信息，并且将真实飞行过程中的应变计数据信息应用到了载荷方程的建立过程中。最后通过实例验证了该方法建立的载荷方程抗干扰能力更强，得到的飞行载荷与实际情况更加吻合，得到的结果更真实。

Abstract： Establishing loads equations play an important role in the measurements of flight loads which has large effects on the accuracy of final load measurements. Based on the principle component analysis theory， a new method of establishing loads equations is proposed in this paper where the ground loads calibration test data recombined by extracting the principal axis of project of strain data from actual flights are used to establish loads equations. Compared with traditional method， more ground loads calibration test data information are used， moreover， the established loads equation using the method in this paper could more represent the actual flight condition because the in-flight strain outputs are involved in establish loads equations. Also， the above method is applied to actual engineering projects. The established loads equations using the method in this paper could be less disturbed by those factors that do not cause the loading of aircraft structure， therefore the results could agree well to the actual flight condition， which are also validated in an example.

關键词： 飞行载荷；投影主轴；主成分分析；载荷方程

Key words： flight loads；principal axis of projection；principal component analysis；loads equation

中图分类号：V217+.32 文献标识码：A 文章编号：1006-4311（2017）15-0101-03

0 引言

新研制的飞机应进行包括飞行载荷试验、地面载荷试验、强度验证试验等内容的结构飞行试验[1]，飞机飞行载荷验证试验是飞机设计定型过程中的重要环节之一。任何新飞机的研制都以追求结构重量更轻、性能更好和寿命更长为目标，准确确定作用在飞机上的飞行载荷是高可靠性、高安全性飞机结构设计的基础，所以飞机飞行载荷实测验证在新机研制过程中具有非常重要的作用。为了实现飞机的飞行载荷验证，国外20世纪四十年代就开始了飞机飞行载荷测量技术研究[2，3]，我国最新的国军标飞机结构强度规范GJB67A-2008中对飞机飞行载荷验证也做出了具体的规定[4]。国内外在飞行载荷测量上有压力测量方法、应变法、变形法等，由于压力测量法不好实施，通常采用应变法，应变法也是被认为标准的、唯一通用的载荷测量方法，得到了广泛的应用[5]。应变法测量在载荷方程建立过程中通常先挑选应变计，然后采用线性回归求得方程。然而随着飞机设计技术的发展，结构设计也越来越复杂，由传统的简单梁式结构发展到多墙结构机翼、翼身融合结构的飞机，电桥选取过程越来越复杂，完全靠人工挑选不再现实，且测量剖面电桥响应的相关性给方程求解带来了很大麻烦，学者们在电桥选取中引入神经网络方法做了一些探索，然而该方法的收敛性很大程度依赖于所选的参数组合。对此，本文提出了基于主成分分析的飞行载荷实测技术，减少了载荷方程建立过程中电桥挑选的繁琐过程，且涵盖了更多的电桥信息。

最终确定该剖面上飞行载荷方程对应三个主分量的系数及三个方程的检验误差如表1所示，检验弯矩、剪力及扭矩方程的预测结果与实测结果时间历程如图1、图2、图3所示，图中相应载荷都除以最大值进行了归一化处理，由检验误差可知，弯矩、剪力方程精度都很高，唯有扭矩方程检验误差很大，这是由于飞机机翼本身结构复杂，加上校准试验时由于条件所致加载载荷也不大，导致很难准确测量出飞机机翼的扭矩。将提取飞行段数据代入载荷方程，求得所选对称拉起飞行段飞行载荷时间历程如图4所示，图中相应载荷都除以当时飞机总重进行了处理。

4 结论

①本文首次将真实飞行过程中应变计数据信息应用到了载荷方程建立过程中，通过实例表明，该技术是可行的。

②解决了减少來回迭代选取应变电桥的繁琐过程，且通过飞行投影主轴重组校准试验数据后，数据相关性明显削弱。

③本文只做了对称机动飞分析，其他复杂机动的应用推广有待进一步研究。

参考文献：

[1]GJB1015-1990 军用飞机验证要求.

[2]Weiss， David： Flight load Investigation of Model FG-1 Airplane Empennage-Instrumentation for Rep.TED No.NAM 2447，pt.I，NAES， Philadelphia Navy Yard，Bur.Aero.May 31，1944.

[3]Morrel，J.S.Flight load Investigation of Model FG-1 Airplane Empennage-Calibration Loading and Flight Testes.Pep.TED No.NAM 2447，pt.II，NAES，Philadelphia Nave Yard，Bur.Aero.Aug.7，1944.

[4]周占廷，王利京，陈跃良，等.GJB 67A-2008军用飞机结构强度规范，第10部分：飞行试验使用说明.

[5]DeAngelis，J.M.J.V.M，A Summary of Numerous Starin-Gage Load Calibrations on Aircraft Wings and Tails in a Technology Format.1997，NASA Technical Memorandum 4804.

[6]Skopinski T H，Aiken W S，Huston W B.Calibration of Strain-Gage Installations in Aircraft Structures for Measurement of Flight Loads[R].NACA Report 1178，1954.

[7]Pearson K.On lines and Planes of Closest Fit to Systems of points in Space.Philosophical Magazine.1901，6（2）.

[8]王惠文.偏最小二乘回归方法及其应用[M].一版.北京：国防工业出版1999年4月.

[9]包研科.数据分析教程[M].一版.北京：清华大学出版社，2011年9月.