T型尾翼布局的垂尾載荷測量技術

張海濤，余建虎，李志蕊，李少鵬，趙燕

中國飛行試驗研究院 飛機所，西安 710089

在飛機型號鑒定試飛或合格審定試飛中，飛機結構強度驗證是重要的考核項目之一。飛機設計階段常采用CFD、有限元等方法對其強度及受載狀態進行分析和評估，并利用風洞試驗進行試驗驗證，但對于復雜結構的載荷計算結果精度難以保證。中國民用航空規章和國軍標明確要求除非表明確定受載情況的方法可靠，否則用以確定載荷大小和分布的方法必須用飛行載荷測量來證實[1-2]。

飛行載荷實測方法包含：應變法[3-5]、壓力分布測量[6]、應變天平[7]、光纖測載法[8]、攝影錄像法[9]和結構監控[10-11]等。其中應變法由于技術成熟度高，實施較為方便，在實際工程中應用較為普遍。

應變法測載是通過應變電橋測量結構變形，地面校準試驗得到應變電橋響應和載荷的數學模型，然后通過飛行試驗中得到的應變電橋響應反算出飛行載荷。應變改裝位置[5]、校準試驗設計和實施[12]、試驗數據處理方法[13-18]以及應變電橋的選擇[19-20]等均會影響載荷測量精度。

T型尾翼是一種較為常見的尾翼氣動布局形式，該布局由于具備使平尾免受機翼機身下洗影響、操作效率高等優點而備受航空界青睞，圖154、MD-80、伊爾-76、RJ21-700及中國后續大型運輸飛機都采用了T型尾翼布局。但T型尾翼布局飛機尾翼受載復雜，常規的理論計算和地面驗證試驗并不可靠，需要通過飛行載荷實測來驗證優化結構強度和理論計算模型。國內在T型尾翼布局垂尾載荷測量方面尚無公開文獻，亟需進行深入研究。

本文將利用應變法對T型尾翼布局垂尾載荷實測方法進行研究，并分析平尾載荷對垂尾載荷的影響。

1 平尾對垂尾受載的影響

T型尾翼布局的飛機平尾安裝在垂尾的翼尖處，平尾載荷通過垂尾傳遞到機身上。這就造成垂尾結構受載復雜，除承受自身慣性力和氣動力外，還承受來自平尾的慣性力和氣動力。在飛行中一旦出現垂尾、平尾受載嚴重狀態如偏航、俯仰和大側風等機動時，尾翼結構往往要經受很大考驗。

圖1為典型T型尾翼布局結構示意圖。從局部放大圖可知，平尾中央翼盒通過3個鉸接連接點與垂尾固定連接，其中連接點1和連接點2位于平尾中央翼盒后緣；連接點3位于平尾中央翼盒前緣，它通過螺旋驅動器連接，可以上下伸縮，這種連接方式即能實現平尾與垂尾的固定連接，又可實現平尾安定面隨著指令變化上下偏轉。

T型尾翼布局飛機平尾受載對垂尾載荷的影響參見圖2的簡化理論受載模型。假定平尾半翼展長度為a，當平尾受到均布對稱載荷q時，平尾傳遞到垂尾的載荷為:沿軸向拉壓載荷FV=2qa，側向彎矩MV=0，側向剪力SV=0；而左右平尾受到不同的分布載荷p、q時，平尾不僅傳遞給垂尾沿軸向的載荷FV=(p+q)a，而且傳遞給垂尾側向的彎矩MV=0.5(p-q)a2，側向剪力SV=0。

通過理論分析發現，平尾傳遞到垂尾上的載荷主要為軸向拉壓載荷FV和非對稱受載下的側向彎矩MV。而飛機軸向拉壓承載能力很強，一般不作考核，因此，針對T型尾翼布局飛機平尾對垂尾載荷的影響研究主要集中在側向彎矩MV。

圖1 T型尾翼結構示意圖Fig.1 Schematic diagram of T-shaped empennage structure

圖2 T型尾翼簡化受力模型Fig.2 Simplified load model of T-shaped empennage

通過上述分析，為準確捕捉平尾傳遞到垂尾上的非對稱彎矩載荷，在如圖3所示的平尾中央翼盒布置應變電橋，該電橋對平尾對稱載荷不敏感，而對非對稱載荷敏感。

圖3 平尾中央翼盒應變電橋位置Fig.3 Location of strain bridge of horizontal tail central box

2 校準試驗

2.1 試驗設計

常規布局尾翼由于平尾和垂尾受載相對獨立，在進行校準試驗設計時僅考慮自身翼面的受載，顯然該思路不適用于T型尾翼布局下受平尾影響的垂尾校準試驗設計。

為充分考慮T型尾翼布局下平尾對垂尾側向彎矩的影響，設計了平尾非對稱校準加載工況。本文以某型T型尾翼布局飛機垂尾彎矩載荷測量為例進行說明。為了更真實地模擬T型尾翼布局飛機垂尾受載狀態，設計了垂尾側向加載工況18個、平尾非對稱加載工況14個、平尾對稱加載工況20個，詳見表1，加載點位置及應變電橋位置見圖4和圖5。

表1 校準工況分類統計Table 1 Classification statistics of calibration condition

圖4 垂尾應變電橋位置及加載位置Fig.4 Location of strain bridge of vertical tail and loading points

圖5 平尾應變電橋位置和加載位置Fig.5 Location of strain bridge of horizontal tail and loading points

2.2 試驗實施

T型尾翼載荷校準采用液壓自動加載系統加載。平尾校準工況利用卡板向下加載，垂尾利用專用加載臺架加載。圖6和圖7分別為平尾和垂尾校準試驗加載。

圖6 平尾校準示意圖Fig.6 Schematic diagram of horizontal tail calibration

圖7 垂尾校準示意圖Fig.7 Schematic diagram of vertical tail calibration

2.3 試驗結果

2.3.1 應變響應

通過試驗加載，得到了垂尾和平尾應變電橋數據。

1) 垂尾應變響應

圖8為垂尾彎矩電橋響應隨平尾校準載荷F的變化曲線，圖中：ε1為垂尾前梁彎矩，ε2為垂尾后梁彎矩，HTSL為平尾對稱加載，HTUL為平尾非對稱加載，VTL為垂尾加載。在平尾對稱加載時，ε1和ε2電橋響應很小，而在平尾非對稱加載和垂尾加載時電橋響應明顯與載荷線性相關，且線性度和單一性均很好，說明垂尾彎矩電橋對垂尾載荷和平尾非對稱載荷敏感，對平尾對稱載荷不敏感。

圖9為垂尾電橋響應系數R[14]隨加載點到測載剖面距離d的變化曲線。圖中HTFUL為平尾前梁非對稱加載、HTBUL為平尾后梁非對稱加載、VTFL為垂尾前梁加載、VTBL為垂尾后梁加載。可看出在平尾非對稱載荷工況和垂尾加載工況下，垂尾彎矩電橋ε1和ε2的響應系數R與距離d明顯線性相關。

圖8 垂尾應變電橋響應隨平尾校準載荷變化Fig.8 Vertical tail strain bridge response vs horizontal tail calibration load

圖9 垂尾應變電橋響應系數隨距離的變化Fig.9 Vertical tail strain bridge response coefficient vs distance

綜合圖8和圖9可得出，垂尾電橋ε1和ε2響應與平尾非對稱彎矩及垂尾彎矩線性相關，這與理論受力分析結果完全相同。因此垂尾載荷建模時需要將平尾非對稱工況引入垂尾載荷方程建模，才能更加真實模擬T型尾翼布局下的垂尾受載。需要指出的是此時測量的垂尾彎矩包含垂尾彎矩和平尾傳遞給垂尾的彎矩。為了準確得到垂尾彎矩，可利用平尾中央翼盒應變電橋分離出平尾傳遞給垂尾的彎矩。

2) 平尾中央翼盒應變響應

平尾中央翼盒應變電橋ε3在平尾對稱加載和非對稱加載時的應變電橋響應如圖10所示。圖11為電橋ε3在平尾前、后梁非對稱加載時響應系數隨加載點到測載剖面距離d的響應曲線。

圖10 平尾應變電橋響應隨平尾校準載荷的變化Fig.10 Horizontal tail strain bridge response vs horizontal tail calibration load

從圖10和圖11中可明顯看出，平尾中央翼盒處應變電橋與平尾非對稱彎矩具有強線性關系，因此可使用該電橋測量平尾非對稱彎矩。

圖11 平尾應變電橋響應系數隨距離的變化Fig.11 Horizontal tail strain bridge response coefficient vs distance

2.3.2 載荷方程建模

常規的載荷建模過程中僅使用垂尾校準工況，載荷模型[4]為

(1)

本文在進行垂尾載荷建模時引入了平尾非對稱載荷工況，考慮了平尾載荷對垂尾的影響，使垂尾載荷模型樣本更加豐富，更加符合T型尾翼結構飛機垂尾的真實受載，載荷模型為

(2)

式中：MVi、MHi分別為垂尾和平尾校準工況加載時對應的彎矩載荷；ε為應變電橋響應；K為載荷方程的系數矩陣；s為引入載荷方程的垂尾應變電橋數量；n、m分別為垂尾和平尾校準工況數量；Vi、Hi分別為垂尾和平尾校準工況。

將對應的試驗校準數據分別代入式(1)、式(2)中，利用最小二乘法即可得到系數矩陣K，從而得到兩種不同的垂尾彎矩方程。為了實測平尾非對稱彎矩，利用平尾中央翼盒處應變電橋建立了平尾非對稱彎矩方程。具體載荷模型及誤差見表2。

表2中MV1為利用垂尾常規建模方法得到的載荷方程，MV2為引入平尾非對稱載荷時新的垂尾建模方法得到的載荷方程，MH為平尾非對稱彎矩載荷方程。從試驗結果可以明顯看出，載荷方程MV2比MV1的校準結果精度提升了2.16%，說明本文提出的方法是有效的。

表2 T型尾翼載荷方程Table 2 Equations for T-shaped empennage load

3 飛行試驗

使用本文方法測量分析偏航機動和滾轉機動下T型尾翼受載嚴重時的垂尾彎矩。

在高度H=30 000 ft(1 ft=0.304 8 m)、馬赫數Ma=0.82時執行偏航機動，飛行參數及載荷時間歷程如圖12所示，其中Ny為飛機側向過載。隨著方向舵開始偏轉，飛機側滑角和側向過載逐漸變大，垂尾根部彎矩MV2和平尾非對稱彎矩MH隨之增加。對平尾非對稱彎矩和垂尾根部彎矩進行對比分析可發現，平尾非對稱彎矩對垂尾根部剖面彎矩影響十分顯著，平尾最大不對稱彎矩占垂尾根部彎矩的57.6%。

圖12 偏航機動時間歷程Fig.12 Yaw maneuver time course

在高度H=30 000 ft、Ma=0.82時執行滾轉機動，飛行參數及載荷時間歷程如圖13所示。隨著左右副翼開始偏轉，滾轉角逐漸增大，平尾非對稱彎矩MH和垂尾根部彎矩MV2均顯著增大，平尾最大非對稱彎矩占垂尾根部彎矩的61.9%。

圖13 滾轉機動時間歷程Fig.13 Roll maneuver time course

4 結 論

1) 具有中央翼盒的平尾結構，在中央翼盒處進行應變改裝可有效測得平尾非對稱載荷。

2) 通過試驗證明，本文提出的測載方法有效可靠，載荷方程誤差由5.30%降至3.14%，該方法可用于后續其他飛機T型尾翼載荷實測。

3) T型尾翼布局飛機平尾不對稱彎矩載荷對垂尾彎矩影響十分顯著，偏航機動嚴重受載狀態時可達到垂尾彎矩的57.6%，滾轉機動嚴重受載狀態時可達到垂尾彎矩的61.9%。