李少鵬+張海濤+賈天嬌

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(huán)節(jié)。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(xiàn)的振動現(xiàn)象，本文分析了其形成原因，給出了消除振動的解決方案，為后續(xù)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

中圖分類號：V211 文獻標識碼：A

0引言

應變法是我國現(xiàn)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，其完成質量直接影響載荷方程的準確性、乃至后續(xù)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(tǒng)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(fā)生較大的位移，作動器協(xié)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。

1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(tǒng)，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。

2試驗中的振動現(xiàn)象及頻譜分析

地面校準試驗正常進行時，通?？梢暈闇熟o態(tài)的試驗，但在本次試驗中進行兩點對稱加載時發(fā)生了振動，并且伴有較大響聲。振動發(fā)生前后的載荷數(shù)據(jù)如圖2，振動時的載荷頻譜分析結果如圖3，其固有頻率為32Hz。

3解決方案

通過視頻監(jiān)控和振動數(shù)據(jù)分析，振動可能是由加載系統(tǒng)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(xié)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(xiàn)“此起彼伏”的不同步現(xiàn)象，成為振源。另外控制系統(tǒng)伺服輸出與液壓系統(tǒng)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(tǒng)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(shù)據(jù)分析，微調通道響應速率，加強協(xié)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(fā)生振動。

建議在后續(xù)類似結構件校準試驗設計時充分考慮協(xié)調加載過程中的振動現(xiàn)象，細致了解被試結構固有頻率等動態(tài)特性指標，并增加演示驗證試驗等環(huán)節(jié)。

4結論

現(xiàn)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(xiàn)。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(xiàn)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。為后續(xù)同類型結構載荷校準提供借鑒。

參考文獻

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