飞行载荷即时分析方法研究

任智勇，马经忠，王国良

（航空工业洪都，江西 南昌，330024）

0 引言

在飞机交付部队后，随着飞行使用中机体承受的重复载荷增加和疲劳损伤累积，结构的设计使用寿命处于持续消耗状态。无论军机或民机，飞机的使用寿命是飞机使用情况和环境情况的函数。即使在同一个机队中，每一架飞机执行的任务也不完全相同，而即使执行同一种任务，由于各种因素影响，对机体结构造成的累积疲劳损伤也不完全相同。那么，对名义上确定一致的飞机型号使用寿命值，具体到每架飞机，每个飞行起降、飞行小时产生的结构累积损伤也不会相同，消耗的寿命和剩余的寿命有可能会有较大差异。如果按照常规的使用寿命对单机进行管理，就可能出现以下两种情况：

1）对使用较多、进行机动较多的飞机，飞机的飞行小时数和起落数还没达到书面使用寿命值，但实际上机体结构疲劳损伤已经累计到了临界值，如果继续使用，结构出现损伤的概率急剧增大，可能会直接威胁到飞行安全。

2）对使用中机动较少的飞机，当飞机飞行小时数、起落数已经达到书面使用寿命值时，实际的疲劳损伤还远远未达到临界值，飞机是还可以正常使用的，但在型号规定的寿命值达到的情况下，让尚可使用的飞机提前退役，就会造成巨大的经济浪费。

因此，型号统一的使用寿命，对飞机使用的安全性和经济性是不够的。但在实际操作中，由于决定寿命的环节存在多个不确定因素，特别是材料性能分散性和使用载荷分散性两大因素，目前飞机使用寿命的方法普遍采用的是用全机疲劳试验寿命以2～4的分散性系数作为型号的设计使用寿命[1]，而大的分散系数的采用，不但牺牲了飞机结构的寿命潜力，导致造价昂贵的飞机提前退役，而且对使用比较严重的特定用途飞机，还保证不了飞行安全。那么，研究出一种能够对飞机单机寿命进行管理的技术是目前最迫切的需求，也具有较大的现实意义。

1 单机寿命管理要素分析

决定飞机机体结构寿命的因素很多，但主要的不确定性因素有两个，一是材料性能分散性，二是实际使用载荷的分散性。在传统的机体结构寿命确定方法上，主要依靠给定一定的安全系数，结合经过选择的几十套典型飞行载荷工况，按照同类型飞机机动动作使用频次，编制飞机疲劳设计谱。但随着测试技术和计算机运算速度的大幅度进步，改变传统的机体寿命管理方式成为可能。

试验技术的发展和飞机结构强度分析技术的进步，对于材料特性的了解已经较以前有了极大的进步，而第三代飞机目前基本已经普遍安装了飞行参数记录系统，也已经有了较完善的飞行参数管理、传递体系，现在即时获得飞机当天各架次飞行参数已经变得容易实现。那么，使用即时获得的飞行参数结合现有设计资源，解决使用载荷的分散性问题，成为解决单机寿命管理难题的关键性课题之一，且在现有计算机能力下，该问题也有较大的可实施性，成本不高，获得的效益却很明显。

2 载荷分析方法

2.1 飞行参数

单架次的飞行参数，由于任务不同、飞行时受各方面因素影响，是随时间历程而随机变化的，如图1所示，飞机法向过载随飞行时间历程的变化曲线，很难提前进行准确预计，图2为一个架次中过载、马赫数、迎角的统计数据，所以飞行过程中各参数变化是随机的，各部件的飞行载荷随机性也是同样的，故各架次飞行所消耗的寿命也一定各不相同，要比较准确的预计每架次寿命消耗，需要确定各架次飞参时间历程所对应的各部件载荷才有可能。而飞机各部件载荷即使经过简化，也是多个飞参的函数,是气动载荷与惯性载荷叠加的结果，式（1）与式（2）分别是气动载荷与惯性载荷表达式，要准确得到随飞机飞行时间历程的飞机结构实际承受的载荷是困难的。

但在目前试验技术与计算分析手段不断进步的情况下，在一定程度上气动试验提供的数据越来越详细、飞机质量分布数据越来越精确、各个型号开展的载荷实测数据得到大量的搜集和整理，极大的创造了改变这种现状的条件，使比较准确的分析单架次飞行载荷成为可能。

图1 飞机法向过载时间历程曲线

图2 飞行参数统计

2.2 气动数据库

在型号设计过程中，需要进行大量的数值计算与风洞试验，对载荷确定有关联的有常规全机测力试验、全机部件测力试验、全机测压试验[2]，这些试验提供了飞机设计中全机、部件的力、力矩系数以及各部件的表面压力分布数据，如图3所示，为某状态下机翼的测压试验得到的表面压力曲线。

图3 机翼气动压力分布

通过对这些数据进行整合与协调，可以形成对飞行载荷设计使用的数据库，在前期可用于结构强度的设计，在飞机交付后，该数据库也可考虑用于飞机单机寿命管理。

图4为某架次飞参对应的机翼气动载荷随时间历程数据，同理可实现其余部件的载荷与飞参时间历程的对应，再结合分布载荷与惯性载荷，可以为每一架次飞机对结构的损耗提供具体的基础参数。

图4 随时间历程机翼气动载荷

2.3 分析流程

按照每架次飞行后，即时分析该架次实际发生的载荷，同期扣减相应的损耗寿命，按照较低成本可实施的方案，分析流程如图5所示。

需求的相关参数必须有：

1）飞机实时采集的飞行参数；

2）经过载荷实测校正过的飞行载荷设计数据库；

3）飞机全机质量分布数据库（含耗油）；

其中飞行参数对于已普遍安装了飞参记录系统的第三代飞机或新型民航客机来说，获取已不再困难，按照单架次飞行过程采集的飞行参数包含有各阶段的大气信息、飞机姿态、各舵面使用、加速度、角速度以及耗油等方方面面信息，对其进行解析，提供第二步气动载荷与惯性载荷的分析；

对于载荷即时分析系统实现至关重要的是飞行载荷设计数据库，其中需要对设计阶段的各实验数据进行整合与协调，且需要进行大幅度的归并与简化，不能将风洞试验数据库全盘导入其中，否则其中数据量太大，即使以现有的计算机资源，也难以对一个架次的飞行参数进行快速的载荷分析，需要进行以下几方面的处理：

1）协调一致性

对常规测力、部件测力、全机测压数据进行协调修正，确保全机各压力分布数据积分结果与各部件弯、剪、扭一致，各部件弯剪扭结果与全机力、力矩一致；

2）载荷数据简化与归并

在飞行过程中涉及到的飞行姿态、舵面偏转角度、过载范围等一直处于变化中，标定数据库不需要将所有姿态的气动数据都导入库中，需要对其进行归并和简化，以机翼为例，载荷大小与高度、速度、迎角及活动面偏转相关，高度与速度可归并为动压，迎角与载荷具备一定线性关系，活动面偏转亦然，以一定舵偏间隔将数据离散，使载荷与飞参按照一定梯度进行对应，确保选定的工况梯度具备翼面分布的前压心、后压心、展向外压心、内压心范围内一定分布密度，选定几十个典型载荷工况，即确保载荷在一定准度范围，又能够与飞参快速建立对应关系；

3）飞行实测校准

风洞试验得到的数据库，虽经修正，但与飞行仍有偏差，需要经过载荷实测的修正，每个型号均有专门的改装实测飞机，通过布设大量传感器，测试飞行过程中各部件弯剪扭数据，反馈到设计中；通过对实测数据的解析，可以修正飞行载荷设计数据库，使其更接近实测结果，某型号经过实测数据修正后的数据库分析结果与实测比较见表1所示，可见经过修正后，虽还存在一定偏差，但已经可以在工程范围内使用了。

按照图5流程进行分析得出的各单个架次的使用载荷数据，可直接对应进行飞机寿命消耗分析，解除了单机寿命扣除中一个重大不确定因素。

图5 单机使用载荷即时分析实现流程框图

表1 实测校正后理论与实测对比表

3 结论

经过对采集的飞行参数分析、结合飞行载荷设计数据库、载荷实测、全机质量分布，建立对应单架次飞行的使用载荷分析系统，即时计算得出能够用于寿命扣除的使用载荷，解决了飞机型号单机寿命管理中两大难题之一，具有较大的工程应用价值，经过数据验证，该方法具备可实施性，可作为军民飞机单机寿命管理的方法之一进行推广。