复杂结构飞行器的飞行载荷建模方法研究

复杂结构飞行器的飞行载荷建模方法研究

蔡天源

西安航空学院 陕西省西安市 710089

摘要：基于应变法载荷测量的传统建模方法分为穷举法和遗传算法。在遗传算法的基础上结合飞行载荷建模原理提出了改进遗传算法，并利用其建立载荷模型，得到了较好的结果；概差对载荷模型的影响，同时通过支持向量机方法给出了基于飞行参数的飞行载荷模型建立方法，该方法将传统建模方法所得数据与飞行参数相关联，充分利用了飞行数据，在采用传统方法建立载荷模型后，可用于飞行载荷测量架机同型号其余架机的载荷监控；通过深度学习方法基于有限元计算结果给出了通过少量应变采样点反演全局载荷分布的方法。由于目前技术条件限制，国内外均无测量翼面全局结构载荷分布的方法，因此尚无实测数据与该方法基于有限元结果计算所得数据相验证，且由于应变实测坐标与对应节点坐标存在偏差，同时实际测得应变并非节点绝对应变，该方法用于飞行载荷实测尚需其余技术支持。本文主要分析复杂结构飞行器的飞行载荷建模方法。

关键词：飞行试验；飞行载荷；复杂结构飞行器；载荷模型

引言

根据国军标及相关适航条例，飞行载荷测量试验是验证飞行器结构设计、完成新机定型必须完成的试验项目。飞行载荷的测量方法有两种：应变法和压力测量法，应变法用于测量结构载荷，压力测量法用于测量气动载荷，由于压力测量法对环境要求较高，因此飞行载荷测量常选用应变法。应变法利用在蒙皮、梁腹板及上下缘条等结构所改装的应变片，通过地面载荷校准试验建立结构载荷与应变之间的关系，在飞行数据处理过程中，结合应变数据及相关飞行参数，可以计算飞行器各剖面结构载荷，并估算出气动载荷。

1、飞行载荷建模原理

建立载荷模型的基础是地面载荷校准试验，通过寻找结构载荷与应变之间的关系，进而建立载荷模型。通常外载荷与应变计输出信号之间的关系可以认为是线性的，但是加载时结构会受到拉压力、剪力、弯矩和扭矩的综合影响，不同的外载荷可能会使某个电桥产生同样的信号输出，可以通过不同应变计电桥的惠斯通电桥形式及载荷校准试验所建立的载荷方程可以将载荷进行解耦。由于复杂结构中结构载荷的传力路径难以准确分析，需要将剖面上不同位置的电桥所感受到的力的特性综合分析计算剖面的结构受载情况。

2、飞行器飞行载荷实测技术

实际飞行载荷测量是一种研究飞机在整个飞行范围内各种载荷的技术，包括应变法和压力法。

2.1应变测量法

应变测量方法是指用土荷载法对改造成机翼、稳定器、机身、起落架等主要结构构件的DMS桥进行标定，并确定实测构件荷载与DMS桥响应之间的关系方程。飞机机翼弯矩、剪切力和扭矩、机身弯矩和扭矩、弯矩、水平稳定器和垂直稳定器剪切力和扭矩、移动面链力矩以及飞机起落架在三个方向上的载荷，均通过DMS桥测量响应行为和飞行中的相关飞行参数得到。

2.2压力法测量法

应用压力分布测量方法时，使用压力带根据气流方向调整机翼表面(如机翼、机翼和百叶窗)上的静压孔。飞机飞行时，用压力计测量绝对静压参考与压舱压力之间的差异。安装压力皮带时，必须沿多个跨度进行，机翼表面的静压可以均匀分布。综合压力分布数据可以通过测量空气动力载荷来获得。该测量方法具有一定的适用性，很难应用于阀门等结构，并辅以压力分布测量规则。飞机每个部件的载荷可以用应变法测量，飞机外表面的气动载荷分布可以用压力法测量。从实施情况来看，应变法易于实施，测量精度高。在应用打印方法时，由于打印修改的施工情况复杂，数据量大，难以处理，经济性有限。因此，应变法在飞机零部件载荷测量过程中更为常用。在实际测量过程中，需要对飞机机翼等实测物体进行载荷标定试验，建立应变桥起始码与输入载荷之间的数值关系。得到的分析结果将应用于测量的对象(例如飞机机翼)，并将结果转换为载荷结果。

3、载荷数值处理

数值负荷处理时，既需要进行地面负荷校准试验数据处理，又需要进行飞行试验数据处理。

3.1地面载荷标定试验数据处理

分析所添加DMS桥的响应特性，完成荷载标定试验，选择荷载方程DMS桥，分析桥的数据可恢复性、灵敏度、有效性和线性性。荷载达到一定强度值后，应变桥逐渐变成无效桥梁，不敏感桥梁的中值变化不大，非线性区域指线性变化区域，经过三次反复试验后不重复的曲线重复性较差。本研究测量截面剪切力、弯矩和扭矩，得到载荷方程。然后测量应变数据样本，并在回归分析后建立载荷方程。首先，通过多行线性回归分析建立回归方程，估计方程中不同参数的数值。然后对回归方程中的各种回归系数进行假设检验和预测分析，包括意义检验和方差分析。

3.2分布载荷计算

机动载荷分析完成后，只得到飞行载荷的一般图像。为了进行强度分析，还需要了解各分量的载荷分布，即通过压力分布数据获取各分量的气动载荷分布，然后通过组合质量数据求解惯性力分布，叠加气动力和惯性力分布，得到“净载荷”的分布。气动载荷分布主要涉及以下两个方面:(1)翼面压力中心/翼面宽力分布；(2)翼部压力中心位置/翼部弦方向的负载平衡。气动载荷计算的发展与机动载荷仿真相似，主要分为三个阶段。(1)在早期阶段，气动分布空间计算主要基于技术估计或理论计算方法，采用小扰动线性化理论，将一般湍流问题线性化到多种解的叠加中。根据线性化假设，翼型周围的流动(三维问题类似于此)可以线性化到几种解的叠加中，即叠加四个部分:弯曲和扭转贡献、迎角贡献、下落贡献(舵偏转)和厚度贡献。如果在实际计算中仅需要δ CP而不是压力系数CP，则通常会省略对称厚度机翼部分，该部分不会导致δ CP，而只会导致CP。一般来说，上述湍流问题被称为“基本气动计算”。根据实际需要，研究人员可以通过编程进行“气动基础计算”，然后结合机动仿真分析结果得到气动分布载荷。(2)在开发阶段，随着风洞试验技术的成熟，逐步转化为基于风洞压力试验的零件气动分布解决方案。风洞压力测试旨在将风洞布置在风洞模型表面的适当位置，压力洞通过管道连接到压力传感器，从而可以测量模型表面的压力分布。当高速低压试验全面进行时，建立了一套完整的高速低速压力分布数据库，并可通过插值得到气动载荷分布。风洞压力试验结果得到的荷载平衡积分一般不符合机动荷载模拟分析得到的位置和总荷载，一般称为“荷载不平衡”。造成这种不平衡的原因很多，包括风洞试验模型的不协调和力压试验校正系统的不协调。如何解决这种不平衡，给合理有效的分配负担，是研究人员必须关注的问题。

结束语

随着作战需求日益提高，为了满足刚度与强度的要求，大量战斗机的机翼、尾翼采用多梁多墙等复杂结构，全机载荷的传力路径极复杂，无法通过相关理论准确分析各结构受载情况。为了避免遗漏载荷的主传力路径，会在多梁多墙结构飞行器的所有可能受载部位（梁与墙的交点处）布置应变计，导致载荷模型可选的电桥数量大幅度提升。穷举法由于对电桥筛选能力较差，所得载荷模型误差变大；遗传算法在其产生种群过程中为保证精度产生大量个体，计算个体拟合度时耗时较长，效率降低。

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