[科普中国]-飞行载荷测量

目的

飞机飞行载荷的准确确定是新机研制成功的关键技术，如果设计给出的飞行载荷小于飞机在允许的飞行使用中可能产生的最严重载荷，那么飞机就不能安全飞行；如果给出的飞行载荷过于保守，则所研制出的飞机的性能、载重及经济性等就要受到较大的影响。因此要求所提供的飞行载荷大小及分布要尽可能反映飞机结构的真实受载情况。

由于飞行载荷的大小及分布要受到飞机飞行高度、马赫数、迎角、侧滑角及结构柔性等诸多因素的影响，要给出完全符合真实飞行情况所受到的严重载荷是十分闲难的。因此，在民用飞机适航规章中，允许采用偏保守的近似方法来确定飞机的飞行载衙。如果飞机的飞行载荷是通过采用可靠的风洞试验结果或同类飞机的经验数据确定的，那么就可以认为这样确定的载荷是可靠的，否则，就必须通过飞行载荷实测加以验证。

飞行载荷测量的目的是测量飞机主要结构部件(如机翼、机身及尾翼等)的载荷，测得的数据主要用于：

a)确定或证实严重飞行状态；

b)验证载荷分析方法；

c)提供型号飞机发展前途的数据基础；

d)满足适航规章合格审定要求。2

背景材料40多年来，航空发达国家对新研制的飞机均进行了飞机载荷的飞行试验验证。这是凶为飞机公司不仅考虑适航审定方面，而且考虑提高飞机潜在能力方面的原因，进而增加飞机的市场销售量。例如，如果由飞行载荷测量得到的数据证明飞机特定部件上的载荷小于没计载荷，则飞机总重可以增加，并且飞行载荷测量数据还可以用于证明和改进载荷分析方法，以便对未来型号飞机能够更有把握地进行设计。

美国波音公司在各型飞机上进行了飞行载荷测量，取得了重大效益。波音747飞机总共改装了442个应变计电桥，15L行实测了机翼、机身、垂直安定面、水平安定面、短舱、后缘襟翼滑轨、起落架等的载荷，并且通过开360个测压孔测量了前、后缘襟翼的压力分布。、该飞机的飞行载荷测量结果表明：以最小的飞机结构更改，可将飞机的最大起飞重量从7100001b提高到7350001b，波音747-200进一步提高到7750001b。2

测量大纲飞行载荷测量包括在试验飞机飞行包线内的速度一高度交叉点阵上进行的特定机动飞行。对军用飞机而言，大纲一般由两个阶段组成：初始阶段进行的飞行载荷测量，其机动飞行在主要结构部件上要达到80%的设计限制载荷；最终阶段进行的机动飞行要按分析和初始阶段测量结果确定的严重状态达到100%的设计限制载荷。对于民用飞机，飞行载荷测量仅包括达到80%设计限制载荷一个阶段，主要验证飞行载荷的设计方法。

飞行载荷测量所采用的方法有两种：应变测量法和表面压力分布测量法，或两种方法结合进行。

应变测量法是指利用地面加载的方法校准机翼、尾翼、机身、起落架等主要结构部件上改装的应变计电桥，得到所测量部件的载荷与应变计电桥响应间的关系方程。通过在飞行中实测的应变计电桥响应及有关飞行参数等来获取诸如机翼的弯矩、剪力和扭矩，机身的弯矩和扭矩，水平尾翼及垂直尾翼的弯矩、剪力和扭矩，活动面的铰链力矩以及飞机起落架的3个方向的载荷等。

压力分布测量法通常用压力带(或直接打孔)方法沿翼面(机翼、襟翼、缝翼等)上的气流方向设置一些静压孔来完成。在飞行用测压设备测量压力孔处的压力与绝对静压基准之间的压差。可以沿多个展向剖面安装压力带．以给整个翼面上的静压分布。任何位置上作用的气动载荷可通过积分压力分布数据得到。对于像襟翼等难以用应变法测量其飞行载荷的结构，常使用压力分布测量法测量气动载荷。

军用飞机的飞行载荷实测验证，要求在整个飞行包线范围内进行各种严重飞行受载情况的飞行载荷实测验证，此外还要求直接验证飞机的结构强度。民用飞机的飞行载荷验证要求与军用飞机有所不同，它重点强调验证确定载倚大小和分布的方法是否是偏保守的。直到目前为止，国内尚没有民厢飞机飞行载荷实测验证的实际经验，但精确的飞行载荷测量结果、可靠的相关飞行状态参数及合理的对比分析是必要的。

民用飞机飞行载荷测量要进行的机动飞行主要包括对称机动飞行和横/侧机动飞行对称机动飞行包括推拉机动、绕紧转弯、升降舵和安定面的协调操纵机动等；横/侧机动包括滚转改出、非对称推力机动等。

在波音747-100试飞中还包括了阵风载荷的测量。飞机上安装了阵风参数测量设备以获取阵风速度，并且同时使用飞行载荷测量设备测量飞机的飞行载荷。

与飞行载荷的实测验证相类似，国外新研制的民用飞机也进行了地面载荷的飞行实测验证。2

试验方法因研究需求、结构综合演示以及发展飞行试验的需要，有必要开展飞机在线飞行载荷的测量。尽管可以在风洞试验中通过在翼面上布置测压管的办法来测量翼面压力分布，从而测得结构的弯矩、扭矩和剪力。但是在飞行中布置如此多的测压管显得很不现实，且会带来巨大风险。因此，飞机在飞行时的飞行载荷的测量只能通过其他方法进行。

通常有两种方法测量飞机在飞行中的飞行载荷。一种是通过测量翼面若干位置处的应变，并根据事先标定的函数来计算翼面的载荷，简称应变法。应变法早在20世纪40-50年代就开始在飞机飞行载荷测量中使用，并沿用至今。另一种则是通过测量翼面若干位置处的变形，并根据事先标定的函数来计算翼面的载荷，简称位移法。该方法是近年来随着光学位移测量设备的进步而发展起来的。两种方法在计算方法上有较大相似性，计算公式的形式也基本一致，所不同的只是前者使用所测量的应变，而后者使用所测量的变形。在获得了作用在飞机上的弯矩、扭矩和剪力之后，通过减去已知的惯性载荷等就可得到作用在飞机上的气动载荷。

基于应变法测量飞行载荷与测量应力在很多方面是一致的。不过在飞行载荷的测量中，通常使用在主要结构部位布置全桥的方法，以获得高灵敏度的数据和消除温度效应的影响。

合理选择应变桥布置的位置是非常关键的。必须将应变片布置在应力水平较高的位置。以获得较好的灵敏度，并且应该避免应力集中的地方。根据结构受力和传力的特点，通常将测量剪力的全桥布置在翼梁的腹板处，将测量弯矩的全桥布置在凸缘和蒙皮处，将测量扭矩的全桥布置在承扭盒上。应变桥的数目需要根据待测载荷数目的多少而定，并尽可能保证这些全桥的线性相关性小。具体布置时可基于有限元分析结果进行位置和数目的选择，并进行相关性校核。值得注意的是，对于像机翼和尾翼这样的部件，在非对称机动载荷情况下，根部的．应力不仅受到全桥站点以外载荷的影响，而且受到站点以内载荷甚至是另一侧翼面载荷的影响。因此，测量非对称载荷时需要使用机翼两侧的应变。3