飛行載荷即時分析方法研究

任智勇，馬經忠，王國良

（航空工業洪都，江西 南昌，330024）

0 引言

在飛機交付部隊后，隨著飛行使用中機體承受的重復載荷增加和疲勞損傷累積，結構的設計使用壽命處于持續消耗狀態。無論軍機或民機，飛機的使用壽命是飛機使用情況和環境情況的函數。即使在同一個機隊中，每一架飛機執行的任務也不完全相同，而即使執行同一種任務，由于各種因素影響，對機體結構造成的累積疲勞損傷也不完全相同。那么，對名義上確定一致的飛機型號使用壽命值，具體到每架飛機，每個飛行起降、飛行小時產生的結構累積損傷也不會相同，消耗的壽命和剩余的壽命有可能會有較大差異。如果按照常規的使用壽命對單機進行管理，就可能出現以下兩種情況：

1）對使用較多、進行機動較多的飛機，飛機的飛行小時數和起落數還沒達到書面使用壽命值，但實際上機體結構疲勞損傷已經累計到了臨界值，如果繼續使用，結構出現損傷的概率急劇增大，可能會直接威脅到飛行安全。

2）對使用中機動較少的飛機，當飛機飛行小時數、起落數已經達到書面使用壽命值時，實際的疲勞損傷還遠遠未達到臨界值，飛機是還可以正常使用的，但在型號規定的壽命值達到的情況下，讓尚可使用的飛機提前退役，就會造成巨大的經濟浪費。

因此，型號統一的使用壽命，對飛機使用的安全性和經濟性是不夠的。但在實際操作中，由于決定壽命的環節存在多個不確定因素，特別是材料性能分散性和使用載荷分散性兩大因素，目前飛機使用壽命的方法普遍采用的是用全機疲勞試驗壽命以2～4的分散性系數作為型號的設計使用壽命[1]，而大的分散系數的采用，不但犧牲了飛機結構的壽命潛力，導致造價昂貴的飛機提前退役，而且對使用比較嚴重的特定用途飛機，還保證不了飛行安全。那么，研究出一種能夠對飛機單機壽命進行管理的技術是目前最迫切的需求，也具有較大的現實意義。

1 單機壽命管理要素分析

決定飛機機體結構壽命的因素很多，但主要的不確定性因素有兩個，一是材料性能分散性，二是實際使用載荷的分散性。在傳統的機體結構壽命確定方法上，主要依靠給定一定的安全系數，結合經過選擇的幾十套典型飛行載荷工況，按照同類型飛機機動動作使用頻次，編制飛機疲勞設計譜。但隨著測試技術和計算機運算速度的大幅度進步，改變傳統的機體壽命管理方式成為可能。

試驗技術的發展和飛機結構強度分析技術的進步，對于材料特性的了解已經較以前有了極大的進步，而第三代飛機目前基本已經普遍安裝了飛行參數記錄系統，也已經有了較完善的飛行參數管理、傳遞體系，現在即時獲得飛機當天各架次飛行參數已經變得容易實現。那么，使用即時獲得的飛行參數結合現有設計資源，解決使用載荷的分散性問題，成為解決單機壽命管理難題的關鍵性課題之一，且在現有計算機能力下，該問題也有較大的可實施性，成本不高，獲得的效益卻很明顯。

2 載荷分析方法

2.1 飛行參數

單架次的飛行參數，由于任務不同、飛行時受各方面因素影響，是隨時間歷程而隨機變化的，如圖1所示，飛機法向過載隨飛行時間歷程的變化曲線，很難提前進行準確預計，圖2為一個架次中過載、馬赫數、迎角的統計數據，所以飛行過程中各參數變化是隨機的，各部件的飛行載荷隨機性也是同樣的，故各架次飛行所消耗的壽命也一定各不相同，要比較準確的預計每架次壽命消耗，需要確定各架次飛參時間歷程所對應的各部件載荷才有可能。而飛機各部件載荷即使經過簡化，也是多個飛參的函數,是氣動載荷與慣性載荷疊加的結果，式（1）與式（2）分別是氣動載荷與慣性載荷表達式，要準確得到隨飛機飛行時間歷程的飛機結構實際承受的載荷是困難的。

但在目前試驗技術與計算分析手段不斷進步的情況下，在一定程度上氣動試驗提供的數據越來越詳細、飛機質量分布數據越來越精確、各個型號開展的載荷實測數據得到大量的搜集和整理，極大的創造了改變這種現狀的條件，使比較準確的分析單架次飛行載荷成為可能。

圖1 飛機法向過載時間歷程曲線

圖2 飛行參數統計

2.2 氣動數據庫

在型號設計過程中，需要進行大量的數值計算與風洞試驗，對載荷確定有關聯的有常規全機測力試驗、全機部件測力試驗、全機測壓試驗[2]，這些試驗提供了飛機設計中全機、部件的力、力矩系數以及各部件的表面壓力分布數據，如圖3所示，為某狀態下機翼的測壓試驗得到的表面壓力曲線。

圖3 機翼氣動壓力分布

通過對這些數據進行整合與協調，可以形成對飛行載荷設計使用的數據庫，在前期可用于結構強度的設計，在飛機交付后，該數據庫也可考慮用于飛機單機壽命管理。

圖4為某架次飛參對應的機翼氣動載荷隨時間歷程數據，同理可實現其余部件的載荷與飛參時間歷程的對應，再結合分布載荷與慣性載荷，可以為每一架次飛機對結構的損耗提供具體的基礎參數。

圖4 隨時間歷程機翼氣動載荷

2.3 分析流程

按照每架次飛行后，即時分析該架次實際發生的載荷，同期扣減相應的損耗壽命，按照較低成本可實施的方案，分析流程如圖5所示。

需求的相關參數必須有：

1）飛機實時采集的飛行參數；

2）經過載荷實測校正過的飛行載荷設計數據庫；

3）飛機全機質量分布數據庫（含耗油）；

其中飛行參數對于已普遍安裝了飛參記錄系統的第三代飛機或新型民航客機來說，獲取已不再困難，按照單架次飛行過程采集的飛行參數包含有各階段的大氣信息、飛機姿態、各舵面使用、加速度、角速度以及耗油等方方面面信息，對其進行解析，提供第二步氣動載荷與慣性載荷的分析；

對于載荷即時分析系統實現至關重要的是飛行載荷設計數據庫，其中需要對設計階段的各實驗數據進行整合與協調，且需要進行大幅度的歸并與簡化，不能將風洞試驗數據庫全盤導入其中，否則其中數據量太大，即使以現有的計算機資源，也難以對一個架次的飛行參數進行快速的載荷分析，需要進行以下幾方面的處理：

1）協調一致性

對常規測力、部件測力、全機測壓數據進行協調修正，確保全機各壓力分布數據積分結果與各部件彎、剪、扭一致，各部件彎剪扭結果與全機力、力矩一致；

2）載荷數據簡化與歸并

在飛行過程中涉及到的飛行姿態、舵面偏轉角度、過載范圍等一直處于變化中，標定數據庫不需要將所有姿態的氣動數據都導入庫中，需要對其進行歸并和簡化，以機翼為例，載荷大小與高度、速度、迎角及活動面偏轉相關，高度與速度可歸并為動壓，迎角與載荷具備一定線性關系，活動面偏轉亦然，以一定舵偏間隔將數據離散，使載荷與飛參按照一定梯度進行對應，確保選定的工況梯度具備翼面分布的前壓心、后壓心、展向外壓心、內壓心范圍內一定分布密度，選定幾十個典型載荷工況，即確保載荷在一定準度范圍，又能夠與飛參快速建立對應關系；

3）飛行實測校準

風洞試驗得到的數據庫，雖經修正，但與飛行仍有偏差，需要經過載荷實測的修正，每個型號均有專門的改裝實測飛機，通過布設大量傳感器，測試飛行過程中各部件彎剪扭數據，反饋到設計中；通過對實測數據的解析，可以修正飛行載荷設計數據庫，使其更接近實測結果，某型號經過實測數據修正后的數據庫分析結果與實測比較見表1所示，可見經過修正后，雖還存在一定偏差，但已經可以在工程范圍內使用了。

按照圖5流程進行分析得出的各單個架次的使用載荷數據，可直接對應進行飛機壽命消耗分析，解除了單機壽命扣除中一個重大不確定因素。

圖5 單機使用載荷即時分析實現流程框圖

表1 實測校正后理論與實測對比表

3 結論

經過對采集的飛行參數分析、結合飛行載荷設計數據庫、載荷實測、全機質量分布，建立對應單架次飛行的使用載荷分析系統，即時計算得出能夠用于壽命扣除的使用載荷，解決了飛機型號單機壽命管理中兩大難題之一，具有較大的工程應用價值，經過數據驗證，該方法具備可實施性，可作為軍民飛機單機壽命管理的方法之一進行推廣。