机翼载荷脱机校准技术研究与应用

李志蕊 范华飞 谢帅 李亚南

摘要：针对某型飞机机翼载荷校准试验中遇到的起落架距测载剖面较近影响测载精度，及机翼高度较低影响载荷施加的难题，结合飞机可拆卸的特点，首次提出机翼脱机校准方案，分析机翼受载，设计合理的试验台架，模拟原机约束方式，顺利完成机翼载荷校准试验。结果表明，采用脱机校准方案，提升机翼高度，解决了现有加载设备实施困难的问题，更真实地模拟机翼实际受载规律，建立的载荷模型满足机翼载荷实测要求，对其他类似飞机载荷校准试验具有一定借鉴作用。

关键词：载荷实测;机翼载荷校准;测载精度，脱机校准;应变法

中图分类号：V217+.32 文献标识码：A

飞机飞行载荷实测是新机试飞必须进行的试飞项目[1]，国内外飞行载荷实测多采用应变法，主要包括三个环节：应变电桥改装、载荷校准试验及建模、飞行载荷实测与分析[2]。载荷校准试验及建模是飞行载荷实测的关键技术环节，其主要工作是模拟测载部件在飞行中的受载情况，在地面对经过测试改装后的试验部件进行加载试验，建立加载载荷与应变电桥输出之间的载荷模型。

载荷校准试验方法包括联机校准和脱机校准两种，脱机校准方法是将试验部件从飞机上拆卸下来进行校准试验。与联机校准相比，脱机校准的优点是校准载荷量级大，试验安全性高，缺点是难以模拟部件与机身或机翼的连接刚度，并由此导致载荷测量误差。美国从20世纪50年代开始使用脱机校准方法，F-89飞机机翼和尾翼载荷的初次校准及起落架校准都采用了脱机校准方案[3]。国内首次脱机校准是1972年轰5飞机的发动机架及起落架撑杆飞行载荷谱测量使用的;此后多用于起落架[4，5]或其他易于拆卸的小部件，如活动舵面拉杆/连杆、拦阻钩或起落架舱门拉杆等[6～9]，但目前机翼校准试验仍采用联机校准方案[10，11]。

某型飞机机翼采用大展弦比结构，翼面限制载荷很小，在载荷校准试验方案设计阶段遇到如下问题：首先，由于主起落架安装在机翼上（如图1所示），距机翼根部载荷测量剖面仅0.6m左右，联机校准时机翼根部测载剖面受起落架载荷的影响，测载精度会降低;其次，联机校准方案中停机状态下机翼距地面高度为1.2m左右，目前常用的载荷校准试验加载方式中，千斤顶加载难以实施（高度太低），卡板加载会增加额外预紧力，若采用砝码/沙袋加载，随着加载量级增大机翼变形量增大，设备容易滑移产生危险;同时，因单点限制载荷小，要到达校准试验要求（相关经验表明[12]，要取得良好的试验结果，校准载荷应越大越好，甚至达到使用载荷的70%），就要实施大量的多点加载工况，多点加载时设备滑移的风险也相应增加。

为解决上述问题，本文结合该机可拆卸的特点，首次提出机翼脱机校准方案。分析了机翼受载特点，设计出符合原机约束条件的试验台架，提高机翼高度，并首次在校准试验中采用真空吸盘加载系统施加向下的载荷，有效地解决了起落架影响测载剖面精度、试验风险高和载荷难以施加的问题。

1 机翼受载分析

机翼作为飞机主要承载部件，是飞机飞行载荷测量的最主要部件，机翼载荷校准试验也是最重要和最常见的校准试验。地面载荷校准试验时必须模拟试验部件的真实受载状态，因此，在进行试验校准方案和校准工况设计时需充分考虑机翼的真实受载状态和传力路径等。

机翼在飞行中的受载包括气动力、其他部件传来的集中载荷及机翼本身的重力等，为方便载荷分析计算，通常将机翼受力分解为剪力、弯矩和扭矩。该机机翼由左右外翼、中央翼三部分组成（图1为右侧部分，左侧结构对称），与机身通过机身上6个接头进行连接，飞行中机翼受载通过这6个连接接头传至机身，机翼可看成支撑在机身上的双支点外伸梁。

2 试验台架设计

脱机校准技术的关键点及难点在于模拟原机的约束，保证结构载荷传递路径和传递形式不发生变化。试验约束台架设计中，台架与机翼连接接头承载按原机设计，1：1还原机身机翼接头，采用与原机机身相同的材料，委托飞机原厂家进行台架制造，保证机翼机身各接口与原机接口一致;保证连接设备与原机匹配，材料、加工工艺和精度与原机相同。

对机翼距地面高度低影响加载实施的问题，将台架高度设计为1.8m。约束台架与地面采用膨胀螺栓连接，试验中机翼加载载荷由台架支反力平衡。为防止试验过程中由于左右机翼承受不对称载荷导致台架发生倾倒，根据最大校准载荷量级，计算出左右机翼最大的不对称载荷，试验时在台架底座框架上放置相应的铁砂配重，增强台架防倾翻能力。为确保安全，机翼试验台架强度安全系数取2.0。最终设计的约束台架示意如图2所示。

3 载荷校准试验

3.1 工况设计

机翼载荷校准试验共设计了53种加载工况，包括2点、4点、6点、8点和10点等，以尽可能地模拟机翼真实受载状态。最大校准载荷为限制载荷的38%，与联机校准方案相比，校准载荷量级显著提高。

3.2 加载实施

试验前，将机翼从机身上拆下来，将左右机翼油箱燃油放空，对主起落架进行锁死并采取相关保护措施。同时，为进一步提高试验加载的安全性，试验首次在校准试验中采用基于真空吸盘技术的试验加载系统，对机翼进行向下加载。因此，试验前还需要对整个机翼进行180°翻转，使中央翼下翼面朝下，将机翼水平、倒置安装在试验台架上。

试验时，在左右机翼加载点处安装加载设备，按要求对左右机翼同时施加向下的对称载荷，每个试验工况重复两次加载。

3.3 试验数据分析

校准试验完成后，對试验数据进行重复性、稳定性、线性度、灵敏度和电桥响应特性分析，以判断数据的有效性（因保密需求，对文中所有数据均已进行归一化处理）。以右机翼数据为例（ERWFB1、ERWRB1分别为右机翼前后梁根剖面弯矩电桥，ERWFS1、ERWRS1为前后梁根剖面剪力电桥）。图3给出某工况加载时加载载荷与应变电桥的时间历程曲线，图4给出电桥响应系数随机翼展向相对坐标的变化曲线。从图3可以明显看出，两次循环加载中，校准载荷具有良好重复性和稳定性，各电桥响应灵敏，且具有良好的重复性和稳定性;从图4可以看出，弯矩电桥响应系数随机翼展向呈现良好的线性度，具有明显的弯矩特性;剪力电桥沿展向有较好线性，受到一定弯矩载荷的影响，因此在剪力模型建立中需要考虑弯矩电桥的因素。

3.4 載荷模型建立

在校准试验数据分析的基础上，依据参考文献[13]的方法建立机翼载荷模型，并进行误差分析，得出右机翼根剖面载荷模型见表1。可以看出，右机翼根剖面载荷模型方程误差和检验误差均在3%以内，满足测载要求（左机翼根剖面模型省略，其精度也在3%以内）。

4 飞行实测结果及分析

飞行中，将实测应变数据代入校准试验得到的载荷模型，即可得到实测载荷。取某次飞行中的对称拉起机动为例进行说明（如图5和图6所示）。

可以看出，对称拉起过程中，机翼根剖面弯矩变化明显，在飞机达到最大过载时弯矩最大，且左右机翼弯矩量值相当，与飞机实际受载情况一致，表明采用机翼载荷脱机校准方案建立的载荷模型是可靠的，能够满足飞行实测要求。

5 结论

本文提出的机翼脱机校准试验方案，满足该型机机翼载荷校准和建模需求，成功解决了载荷校准试验中遇到的难题，为型号定型试飞奠定基础，对起落架离测载剖面较近、影响测载精度的结构，采用脱机校准方案能有效消除起落架的影响，提高载荷实测精度;首次采用机翼脱机校准试验方案取得良好效果，对类似飞机结构可提供良好的参考和一定借鉴作用。

参考文献

[1]总装备部.GJB67.10A-2008军用飞机强度和刚度规范第十部分：飞行试验[S].北京：总装备部军标出版发行部，2008.

[2]克利亚奇科MJI.飞机强度飞行试验（静载荷）[M].汤吉晨，译.西安：航空航天部工业部《ASST》系统工程办公室，1992.

[3]飞机强度规范参考资料（九）[Z].航空航天工业部《ASST》系统工程办公室，1992.

[4]张海涛，李亚南，张鹏程.起落架脱机校准试验技术研究[J].现代机械，2018（2）：55-58.

[5]汤阿妮，沈航.基于加载平台的起落架载荷地面校准技术研究[J].强度与环境，2006（4）：23-26.

[6]何发东.飞行舵面铰链力矩飞行实测技术研究[J].科学技术与工程，2011，11（31）：7835-7837.

[7]范华飞，李俊，李志蕊.短连杆飞行载荷实测技术明.航空工程进展，2015，6（4）：447-451.

[8]杨全伟.舰载飞机拦阻钩载荷实测方法研究[J].航空学报，2015，36（4）：1162-1168.

[9]张海涛，张鹏程，李亚南.基于应变法的飞机起落架舱门载荷实测研究明.现代机械，2018（1）：83-86.

[10]蒋祖国，田丁栓.飞机结构载荷/环境谱[M].北京：电子工业出版社，2012.

[11]曹景涛.六自由度静定支持与约束技术在飞机载荷校准试验中的应用[J].应用力学学报，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.