基于飛參的尾翼載荷譜編制的均值法

湯慶輝，黎澤金，任智勇，張海東

(1.航空工業洪都，江西 南昌，330024；2.航空工業成飛，四川 成都，610092）

0 引言

在飛機載荷譜實測結束前，重心過載譜及起落架地譜可以根據規范給定的標準譜進行編制，而規范未提及考核后機身—尾翼結構的尾翼載荷譜的編制。隨著飛機氣動載荷計算技術的不斷發展及研制階段氣動風洞試驗數據庫的豐富，為根據飛參數據編制尾翼載荷譜提供了數據依據。

1 飛參數據

在飛行部隊調取了若干個起落的飛機飛參數據，分屬于飛行大綱的典型飛行課目。各架次的飛參個數必須滿足用于尾翼載荷譜編制。主要的參數可見表1。

表1 用于尾翼載荷譜編制的飛行參數

2 尾翼載荷譜數據

根據表1 的飛參數據，利用氣動載荷風洞試驗的數據庫或軟件，經計算獲得飛參采集時刻點的平尾、垂尾和機翼的氣動載荷及壓心。某型飛機根據飛參計算得出的平尾、垂尾載荷情況見表2。

表2 經計算獲得的各翼面載荷及壓心

2.1 平尾、垂尾根部彎矩

平尾根部切面彎矩是通過平尾總載和展向壓心經計算獲得：

式中：Mipw—第i 采集點平尾彎矩；

Pipw—第i 采集點平尾根部切面載荷；

Zi—第i 采集點平尾載荷的展向壓心；

Z0—平尾根部切面展向坐標。

垂尾根部切面彎矩是通過垂尾總載和展向壓心經計算獲得：

式中：Micw—第i 采集點垂尾根部切面彎矩；

Picw—第i 采集點垂尾載荷；

Yi—第i 采集點垂尾載荷的展向壓心；

Y0—垂尾根部切面展向坐標。

2.2 后機身過載當量化

飛機飛行過程中，飛參記錄到的過載（三向加速度）是對應于當時飛機重量下的過載（三向加速度），為了便于分析及試驗，需將隨時間和重量變化的過載nyi當量為某一重量（通常用基本設計重量G0）下的過載nyi_eq。利用飛參中全機總油量及其他外掛情況可以知道隨時間變化的飛機重量Gi，通過各時刻的飛機重量與基本設計重量的比值經計算獲得各時刻的當量過載：

3 飛參數據預處理

飛參數據的預處理主要包括對平尾、垂尾彎矩歷程進行去偽碼、峰谷值檢測和濾波處理等。通過各參數的連續性及各參數變化的協調性來判斷參數是否是偽碼，然后將偽碼進行刪除的數據處理為去偽碼；峰谷值檢測主要是將尾翼彎矩隨時間歷程處理成滿足相鄰數據符合谷/峰或峰/谷形式。濾波主要是將尾翼彎矩隨時間歷程處理成滿足相鄰數據符合峰/谷差值大于濾波門檻值，濾波門檻值產生的結構應力水平應小于材料的疲勞極限。

某型飛機平尾根部切面在承受10000N·m 的彎矩情況下，平尾根部應力水平為158MPa，可以將700N·m 的彎矩（平尾根部應力為11MPa，小于根部結構材料的疲勞極限）作為濾波的門檻值。

4 平尾、垂尾彎矩譜

4.1 平尾、垂尾彎矩歷程雨流計數處理

對每個架次中的平尾、垂尾彎矩歷程，用雨流計數法進行計數處理。某型飛機某課目的平尾彎矩平均計數結果見表3。 同理也可獲得相應課目垂尾彎矩的平均計數結果。

表3 某型飛機某課目平尾彎矩平均雨流計數結果

4.2 平尾、垂尾彎矩總譜

將各典型課目的平尾、垂尾平均彎矩譜與一個訓練周期中典型課目的架次數相乘后疊加，便可得到平尾、垂尾彎矩總譜，計算公式：［P］＝［B］·［Q］

式中：［Q］為課目矩陣； ［B］為各課目平尾、垂尾彎矩平均譜； ［P］為平尾、垂尾彎矩總譜。

4.3 尾翼彎矩譜超越頻次曲線

根據飛參得到的平尾的均值非負、均值為負及垂尾左、右面譜可通過材料等壽圖（見圖1），按等損傷原理折算成谷值為零的常谷值譜。折算方法為：

圖1 材料等壽圖

式中：Pb—破壞載荷，根據靜力試驗結果反推得到；Pm—均值；Pa—幅值；Pai—折算后的幅值；PA—折算后的峰值。

經折算后的平尾常谷值譜見表4 （均值為非負）和表5（均值為負），1000 飛行小時平尾譜的超越頻數曲線見圖2；同理可得1000 飛行小時垂尾左、右面譜的超越頻數曲線，見圖3。

圖2 某型飛機1000 飛行小時平尾彎矩譜超越頻次曲線

圖3 某型飛機1000 飛行小時垂尾彎矩譜超越頻次曲線

表4 1000 飛行小時平尾彎矩常谷值譜（均值為非負）

表5 1000 飛行小時平尾彎矩常谷值譜（均值為負）

4.4 高載截取和低載截除[1]

由于高載遲滯效應，在載荷時間歷程中，最高載荷的選擇對于得到一個可靠的裂紋擴展預測將是一個關鍵。根據以往的經驗，一般選取1000 飛行小時內超越數為10 次的載荷作為最高級載荷。為縮短試驗周期，應去除幾乎不造成疲勞損傷的低載荷循環。

5 尾翼載荷前、后壓心統計

5.1 尾翼剛心線

根據尾翼有限元模型，通過有限元分析的位移結果進行分析，可以獲得尾翼若干個切面的剛心位置。對這些切面壓心可以進行擬合并獲取擬合剛心線方程。某型飛機垂尾的5 個切面的剛心位置見表6。 表中展向位置是指到飛機水平基準面的距離，剛心位置是到機頭的距離。由5 個切面組成的剛心線如圖4 所示，擬合的剛心線方程為：X=0.7131·Y+9331.5（R2=0.9996），同理可以獲得平尾的剛心線方程。

圖4 某型飛機垂尾剛心線

表6 某型飛機垂尾剛心位置

5.2 尾翼載荷前、后壓心統計

建立局部坐標系：坐標原點為剛心擬合線與飛機對稱面（垂尾：水平基準面）的交點；z 軸（垂尾y 軸）為剛心擬合線，沿展向為正；y 軸向上為正（垂尾z 軸向右為正），x 軸符合右手定則。 將每個采集點的載荷壓心坐標轉換到局部坐標系下的坐標，并判斷其符號，正為后壓心，負為前壓心。某型飛機垂尾坐標轉換公式為：式中，θ 為剛心擬合線與飛機水平基準線的夾角。

對所有起落垂尾載荷壓心進行統計后，得到各課目的前、后壓心比例及平均壓心，見表7。

表7 各課目垂尾前、后壓心比例及平均壓心統計結果

6 尾翼—后機身試驗載荷譜確定

6.1 尾翼載荷譜確定

在進行尾翼—后機身試驗時，尾翼載荷通過分布載荷施加，載荷壓心有很多種不同情況，按飛參中各對應參數獲得的載荷壓心施加難以實現，有必要進行工程簡化。 簡化原則：

1） 以彎矩歷程為主編制尾翼載荷譜，保證施加的載荷歷程產生的根部彎矩歷程與飛參數據等效；

2） 認為扭矩和剪力對構件產生的損傷較小，總體上應與飛參數據相當，有利于試驗實施。

為便于按彎矩等效確定平尾載荷譜，將前、后壓心分別設為（xq0，z0）和（xh0，z0），展向壓心z0為統計出的前、后壓心展向坐標的平均值；同理可分別設定垂尾前、后壓心（xq0，y0）和（xh0，y0），展向壓心y0為統計出的前、后壓心展向坐標的平均值。

通過彎矩等效轉換可以獲得一個周期的平尾載荷譜，同理也可以獲取垂尾左、右面載荷譜。

6.2 尾翼、后機身試驗譜載荷狀態確定

由于尾翼載荷譜分別有前、后壓心兩種情況，可以從飛參數據中挑選出接近于尾翼前、后壓心附近的一系列參數用于分析尾翼譜載荷狀態。通過這些參數計算出的平尾、垂尾的載荷分布，最后確定平尾和垂尾前、后壓心情況下的載荷狀態。

6.3 尾翼、后機身試驗譜編排

6.3.1 尾翼—后機身試驗譜課目順序

尾翼、后機身試驗譜是按飛—續—飛譜型來編制的，課目順序可參考重心過載譜的課目順序。

6.3.2 各課目內尾翼載荷譜和后機身過載編排

尾翼不同載荷與后機身過載的一種組合稱之為一種試驗載荷狀態。后機身過載峰谷值在平尾彎矩譜統計計數時跟隨取出。為編制試驗譜，需進行平尾（后機身過載）和垂尾載荷的配對。

分別對各課目載荷進行匹配。一個課目按平尾對稱譜前、后壓心，垂尾左面譜前、后壓心，垂尾右面譜前、后壓心6 種情況的各級載荷進行組合。

垂尾有載荷視為非對稱載荷，并有左、右平尾載荷按對后機身嚴重扭轉配對。

平尾對稱情況無垂尾載荷，并且左、右平尾載荷相同。

平尾和垂尾前、后壓心比例按統計結果確定。垂尾載荷向左為正，即正載荷產生機身的航后扭矩。左面譜和右面譜的垂尾載荷僅方向相反，大小和頻數相同。

按以上原則進行編排后，某型飛機某課目平尾對稱譜前、后壓心載荷和垂尾左、右面譜的前、后壓心的載荷組合結果分別見表8~表10。

表8 某型飛機某課目平尾對稱載荷組合

表9 某型飛機某課目垂尾左面譜載荷組合

表10 某型飛機某課目垂尾右面譜載荷組合

6.4 尾翼—后機身試驗譜的實施

1） 編排后每種載荷級的頻次為小數，同載荷級累計滿1 施加1 次；

2） 非對稱垂尾載荷為前壓心時，平尾載荷按后壓心施加，垂尾載荷為后壓心時，平尾載荷按前壓心施加；

3） 載荷級為平尾對稱情況時，左、右平尾載荷對稱施加；

4） 平尾、垂尾、后機身載荷同時施加；

5） 平尾外推載荷按平尾對稱情況后壓心處理、垂尾外推載荷按后壓心處理；

6） 載荷循環由谷到峰，執行到第i 級峰值載荷Si 時，則判斷可執行的下一級（i+1）的谷值，當Si+1谷≥Si谷時，載荷退到Si所對應的谷值；否則退到Si+1的谷值。

7） 試驗循環周期之間的銜接均從載荷零開始，最后回到載荷零值。

7 結語

依據上述方法所編制的尾翼載荷譜，可以為后機身—尾翼結構關鍵部位的疲勞分析及模擬件耐久性試驗乃至后機身—尾翼組合體耐久性試驗提供載荷譜依據，進而為完成飛機后機身—尾翼結構抗疲勞設計和壽命評定奠定基礎。