基于T型平尾结构的抖振载荷测量技术研究.pdf
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1、Gao Tongfeng,ZhangHaitao.Research on buffetingloadmeasurementtechnologybased on T-shaped flat tail structure.力与实2023年6 月践第4 5卷第3 期学基于T型平尾结构的抖振载荷测量技术研究高通锋1)张海涛(中国飞行试验研究院,西安7 10 0 8 9)摘要抖振载荷是飞机在进行高速、大机动飞行过程中经常遇到的一种载荷形式。针对T型平尾布局飞机,充分考虑结构的传力形式,采用应变法进行抖振载荷测量。基于抖振载荷特殊性,在工况设计时充分考虑了非对称载荷工况,建立的非对称载荷方程相比对称载荷方
2、程精度有所提高,通过飞行试验分别计算了飞机在进行水平失速与3 0 转弯失速过程中结构抖振载荷,平尾根部最大剪力达到结构限制载荷的7 6.1%,弯矩达到限制载荷的6 1.6%,中央翼盒滚转力矩达到限制载荷的13.2 6%,获取的载荷数据不仅保证了飞机在进行大机动飞行科目时的飞行安全,同时为飞机结构设计提供了数据支持,此种方法同样满足于其他类似结构抖振载荷测量。关键词抖振载荷,T型平尾,应变法,非对称,载荷方程中图分类号:V217.32文献标识码:Adoi:10.6052/1000-0879-22-477RESEARCHONBUFFETINGLOADMEASUREMENT TECHNOLOGYBA
3、SEDONT-SHAPEDFLATTAIL STRUCTUREGAO Tongfengl)ZHANG Haitao(Chinese Flight Test Establishment,Xian 710089,China)AbstractThe buffeting load is one of the load forms that are frequently present in the aircrafts during high-speed,large maneuvering flight.In considering the buffeting load characteristics
4、and the force transmission formof a T-shaped tailplane aircraft,a non-symmetric load equation was proposed based on the buffeting loadmeasured by the strain method.The calculation accuracy of this non-symmetric load equation was improvedcompared to the traditional symmetric equation.In this way,the
5、structural buffeting loads during thehorizontal stall test and 30o turning stall test of the aircraft were measured and calculated.Results show thatthe maximum shearing stress and the bending moment at the root of the tailplane reached 76.1%and the 61.6%of the limit,respectively.And the rolling mome
6、nt of the central wing box was 13.26%of the limit.The load dataobtained by the measurement and calculation not only ensures the flight safety of the aircraft when conductingthe big maneuver flight subject,but also provides data support for the structural design of aircrafts.Theproposed non-symmetric
7、 load equation is also suitable for the calculation of other similar structural buffetingload measurement.Keywordsbuffeting load,T-shaped tail,strain gauge,asymmetric,load equationT型布局结构的平尾是指将飞机的水平尾翼(简称平尾)布置在垂直尾翼翼尖的一种气动布局形式,这种布局形式能使平尾免受机翼下洗影响,尤其在进行小迎角飞行时,能极大地增加平尾气动效率2 。在结构设计方面,这种结构形式便于运输机的货物装运,很多大型客
8、机及运输2022-08-23收到第1稿,2 0 2 2-11-0 9 收到修改稿。1)高通锋,工程师,主要从事飞行载荷与强度规范研究。E-mail:引用格式:高通锋,张海涛.基于T型平尾结构的抖振载荷测量技术研究.力学与实践,2 0 2 3,4 5(3):56 5-57 2Mechanics in Engineering,2023,45(3):565-572力566实2023年第4 5卷践学机都采用了此种形式,如图154、MD-80、伊尔-7 6等。抖振是飞机在飞行过程中由于气流分离产生气动激励对飞机机翼的随机响应,特别是在大迎角飞行时,由于气流分离,飞机可能出现不可接受的抖振而使飞机的操纵品
9、质变坏,驾驶员感到烦恼、疲劳,工作效率降低,对飞机的稳定性产生不良影响,如飞机出现上仰、自动俯冲、机头横摆和机翼摇晃等现象,甚至出现结构破坏。在飞机设计中,如何减轻或消除抖振 3-5 是设计师始终关心的问题,而预知或预估其抖振边界则是最基础的要求,但对于一些抖振涉及大迎角气流分离等复杂形式的机构计算至今尚无满意的方法,因此解决抖振问题的手段主要依靠风洞试验与飞行试验。尤其是在飞行试验中,如何准确获得因抖振而引起的结构应力,对于评估飞行中结构是否安全具有重要的意义。通过飞行试验去测量因抖振而引起的参数变化,作为输入反馈回设计师,尽量消除抖振带来的影响。平尾抖振载荷测量对飞机进行平尾失速科目高效安
10、全试飞具有重要的意义,中国民用航空规章第2 5部 6(CCAR-25-R4)中2 5.3 0 5e条款要求“飞机必须设计成能承受在直到VD/MD的任何可能的运行条件下(包括失速和可能发生的无意中超出抖振包线边界)会发生的任何振动和抖振”。T尾布局尾翼受载复杂,设计阶段常采用计算流体力学、有限元等方法对其强度及受载状态进行分析和评估,并利用风洞试验进行试验验证,但计算结果精度难以保证。中国民用航空规章和国军标明确要求,除非表明确定受载情况的方法可靠,否则用以确定载荷大小和分布的方法必须用飞行载荷测量来证实。目前,在实际工程中通常采用应变法 7,其优点是稳定可靠、技术成熟。应变法是通过在测载部件上
11、布置应变电桥8,通过应变电桥感受结构变形,设计合理的校准试验方案获得应变电桥响应和施加的载荷工况的数学模型,即载荷方程,结合飞行试验计算出飞行载荷9。本文利用应变法对T型平尾布局进行抖振载荷测量,并分析失速飞行中抖振载荷对于飞行安全的影响。1试验设计理论本次抖振载荷实测是以应变法为基础,即在结构关键部件上布置应变电桥,通过对结构件施加地面载荷获取载荷与应变电桥响应之间的关系,具体公式为Q1kQi.kQm17MkM.kMm(1)TkT1.kTmEm式(1)中m为翼面测载剖面第m个应变电桥响应值;kQm为第m个应变电桥的剪力方程系数;kMm为第m个应变电桥的弯矩方程系数;kTm为第m个应变电桥的扭
12、矩方程系数。建立上述数学模型后,将飞行试验中的应变电桥响应代入数学模型即可得到飞行载荷。式(1)中的剪力、弯矩及扭矩主要是对具体结构进行分析,设计出合理的加载载荷工况,通过结构加载位置与测载位置计算得出。在工况设计中,最核心考虑的是结构特点,针对T型尾翼布局飞机,飞机平尾安装在垂尾翼尖处,在飞行中,平尾载荷通过垂尾传递到机身,这就造成平尾根部结构载荷受载复杂,除了自身的惯性力与气动力,同时还需要承载平尾的惯性力与气动力,尤其进行失速试飞过程中,与机翼和机身受载条件相比,尾翼载荷通常受到的承载载荷形式更为复杂。平尾与尾翼翼尖连接主要通过平尾根部中央翼盒,其受载主要是由左、右平尾载荷不一致引起,因
13、此在进行工况设计时必须考虑非对称载荷。2校准试验2.1试验工况设计在工程实际应用中,地面试验工况主要包含垂直于翼面的单点加载及多点加载,其中主要考虑加载点的位置、加载方向及载荷量级。在选择加载点位置时,加载点要尽可能覆盖整个翼面,且需充分考虑实际飞行中平尾压心变化范围,地面校准试验中,通常采用等效方法将翼面气动载荷集中于承载较强的梁肋交汇处,如图1所示。试验工况的加载方向应尽量同飞机真实飞行中受载方向一致,飞机在进入失速状态时平尾受载方向发生变化,因此试验工况应考虑双向加载,充分模拟结构受载特点。同时加载量级不宜过小,567高通锋等:基于T型平尾结构的抖振载荷测量技术研究第3 期以免由于结构间
14、隙造成试验误差增大,也不应超过翼面载荷限制,避免对结构产生损伤。thesymmetricalload pointcentral axisload measuring positionof aircraft图1结构加载点分布Fig.1Structure loading point distribution基于抖振载荷特性,其主要表现为左、右平尾非对称载荷,本次试验设计工况如表1所示。其中,工况总计4 8 个,其中非对称工况3 0 个,对称工况18 个,所有工况中,加载百分比剪力最大达到6 3.4 8%,弯矩最大达到4 2.7 7%,中央翼盒滚转力矩最大达到50.3 8%。2.2应变改装通过对结构
15、传力分析,在T型尾翼根部左、右各布置1个测载位置(左、右对称),其中弯矩电桥布置于前梁和后梁缘条上,主要感受来自平尾受弯矩影响的应变响应,腹板上布置剪力电桥,主要感受平尾受剪力影响的应变响应,如图2(a)所示,具体应变电桥见表2。表1幸载荷测量工况类型表Table 1 Load measurement case typeForm of working condition/QuantityLoading methodSymmetryAsymmetrysingle point616twopoints4four points612six points22front beamtop aerofoilr
16、ear beamcentral wingboxbending momentload positionshearing stressloweraerofoil.upperedge stripwebloweredgestrip11(a)平尾根部应变电桥(b)中央翼盒应变电桥(a)Flat tail root strain gauge bridge(b)Central wing box strain gauge bridge图2 平尾根部及中央翼盒应变电桥改装位置Fig.2Modification position of the strain gauge bridge at the root of
17、the flat tail and the central wing box表2平尾根部应变电桥Table2Flat tail root strain gauge bridgeNameofbridgeCharacter of bridgeLeft flatRight flattail roottail rootbending moment of front beamL3HB1AR3HB1Abending moment of rear beamL3HB2AR3HB2Ashearing stress of front beamL3HS1AR3HS1Ashearing stress of rear
18、beamL3HS2AR3HS2AT型尾翼中央翼盒安装于平尾中间部分,通过对中央翼盒受力分析,中央翼盒在对称情况下滚转力矩为零,剪力为左、右平尾剪力之和;非对称情况下,由于左、右平尾受载不一致产生滚转力矩,考虑到中央翼盒实际空间位置及安装形式,因此在中央翼盒腹板上布置应变电桥,用于感受中央翼盒滚转力矩所引起的应变响应,如图2(b)所示。2.3试验加载试验采用自动协调加载系统加载,通过自动调节系统实现单点及多点加载,同时为了模拟飞机在实际飞行中受载方向,通过粘接垫板对结构进行双向拉压加载,为了保证试验加载安全及充分模拟载荷工况,加载时对结构进行一次预加载及两次循环加载,正式试验加载试验如图3 所示
19、,校准载荷工况示意图如图4 所示。加载时通过监力568实践学2023年第4 5卷视设备和采集设备对整个加载载荷和飞机约束载荷进行实时监控,保证加载安全及飞机安全。load point图3正式试验加载示意Fig.3Illustration of formal test loading3试验结果分析3.1应变响应分析通过试验加载,得到了平尾根部及中央翼盒处应变电桥响应数据,本次试验对象为典型双梁结构,前后梁为结构主承力部分,图5是非对称加载情况下,左、右平尾根部应变电桥随加载工况时间历程图。从图5中可以看出,左、右平尾应变电桥响应随加载工况变化呈现出线性趋势,在非对称工况加载情况下,左、右平尾应变
20、响应在不同工况下出现不一致的响应变化,但应变响应变化趋势却与试验工况的变化趋势出现不一致的规律,这主要是因为两侧平尾通过中央翼盒连接所致。中央翼盒应变电桥在不同工况下应变电桥随加载工况时间历程如图6 所示,中央翼盒应变电桥响应系数随加载点距离变化如图7 所示。1.6load loading of left wingload loading of rightwing1.41.21.00.80.60.40.2009:1109:1209:1409:15time图4 校准载荷工况Fig.4Calibratingtheload case7501200-R3HB1A-L3HB1AR3HS1A600-L3H
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