柔性機翼協調加載過程的振動問題研究

摘要：地面載荷校準試驗是應變法測量飛行載荷的一個重要環節。其安全與質量直接影響人機安全與飛行載荷測量精度。描述了某大展弦比柔性機翼載荷地面校準試驗加載過程中出現的振動現象，分析了其形成原因，給出了消除振動的解決方案，為后續同類結構的載荷校準試驗提供借鑒經驗。

關鍵詞：飛行載荷測量，載荷校準，振動

引言

應變法[1]是我國現階段進行飛機飛行載荷測量的主要方法，是一項復雜的技術工程，應用于多型飛機的飛行載荷測量。載荷校準試驗是整個工程的基礎和核心，受多種因素影響[2]，其完成質量直接影響載荷方程的準確性、乃至后續飛行載荷測量的精度，其安全性要求更是重中之重。

自2012年以來，我國采用自動加載系統先后完成了各類飛機部件載荷校準試驗十余次，迎來了試飛領域載荷校準技術的新時代。相對于殲擊機而言，運輸類飛機具有更大的展弦比，更柔軟的機翼，該類結構飛機在進行載荷校準的過程中，自由端的各加載點位置會發生較大的位移，作動器協調性變差，容易引起人機安全問題，本文將對該類問題進行研究分析，并給出解決方案。

一、試驗概況

試驗機采用超臨界翼型，雙梁下單翼布局，展弦比8.8。試驗機的左右機翼加裝了用于飛行載荷測量的應變電橋。校準試驗采用Flextest200型液壓自動加載系統，目標是通過對左右機翼對稱施加向上的壓向校準載荷，如圖1所示，獲取施加載荷與應變電橋響應，用于載荷方程的建立。

二、試驗中的振動現象及頻譜分析

地面校準試驗正常進行時，通常可視為準靜態的試驗，但在本次試驗中進行兩點對稱加載時發生了振動，并且伴有較大響聲。振動發生前后的載荷數據如圖2，振動時的載荷頻譜分析[3]結果如圖3，其固有頻率為32Hz。

三、解決方案

通過視頻監控和振動數據分析，振動可能是由加載系統和飛機結構兩方面因素引起的。固有的響應速率差異使加載通道間協調性變差，特別是對于柔性機翼，在加載過程中載荷可能出現“此起彼伏”的不同步現象，成為振源。另外控制系統伺服輸出與液壓系統自身頻率疊加，與特定約束下的被試結構固有頻率之間可能存在共振。

系統和結構固有頻率及可能的疊加的問題是結構的固有屬性，改變的可能性不大，因此只能針對振源問題采取了兩個措施：1、通過數據分析，微調通道響應速率，加強協調性；2、延長加載時間，減小加載速率，進一步削弱通道間的同步性差異。采取上述措施后，不再發生振動。

建議在后續類似結構件校準試驗設計時充分考慮協調加載過程中的振動現象，細致了解被試結構固有頻率等動態特性指標，并增加演示驗證試驗等環節。

四、結論

現階段出于保護試驗對象的要求，采用固連方式和拉向加載的校準方案難以實現。在此前提下，針對大展弦比柔性機翼載荷校準過程中的振動現象，可以通過調整通道響應速率和減小加載速率的方法解決。可為后續同類型結構載荷校準提供借鑒。

參考文獻：

[1]William A， Stauf L R. Strain-Gage Loads Calibration Parametric Study[R]. NASA/TM-2004-212853， 2004.

[2]信號分析與處理，燕慶明， （北京，電子工業出版社），200901。