一种飞机机身改装部位疲劳载荷确定方法

技术领域

本发明属于飞机的疲劳试验技术领域，涉及一种飞机机身改装部位疲劳载荷确定方法。

背景技术

机身结构作为飞机主要装载部件，在飞机设计时，根据飞机使用需求，进行了布置设计，但由于用户对飞机使用需求具有一定的可变性，而在飞机在交付使用后，需要对机身结构进行改装，这必然导致飞机机身结构的疲劳载荷发生变化，使得该部位的使用寿命变化，影响飞机飞行安全，因此必须开展改装后寿命评定工作。

疲劳载荷作为疲劳载荷谱的基础，是结构寿命评定工作开展的设计输入，飞机机身改装结构寿命评定的最大的苦难就是获取疲劳载荷，疲劳载荷的准确性直接影响改装结构寿命结果的可靠性。

疲劳载荷实测是飞机机身改装部位的疲劳载荷确定的常用办法，该方法的优点在于载荷历程真实发生，缺点在于载荷实测工作受限于时间、人力等因素的制约，仅能结合飞机实际使用，获得有限个架次的飞参数据和局部应变数据，样本量严重不足，不能有效反映疲劳载荷的分散性，严重影响了载荷数据的可靠性和寿命评定结论的可信度。

因此，怎样解决机身结构改装部位疲劳载荷确定的有效性问题，使得通过有限架次的局部改装实测，获取可信的实测数据，用于机身改装结构寿命评定工作就显得尤为重要。

发明内容

为解决现有技术存在的问题，本发明的目的在于提供一种飞机机身改装部位疲劳载荷确定方法。

一种飞机机身改装部位疲劳载荷确定方法，已知飞机机身的原设计参数及改装结构参数，已知该飞机改装后的历史飞参数据，其特征在于包含以下内容：1)对飞机机身改装部位加装应变片，通过飞行实测获取该部位的实测应变数据；2)通过飞参记录仪获取飞行实测中的飞参数据；3)依据飞机机身的受载规律，将机身改装部位的实测应变数据与飞行实测中的飞参数据进行时间和频率关系上的对应，形成机身改装部位的疲劳载荷实测数据；4)将上述的疲劳载荷实测数据中的应变数据转化为飞机改装部位的平均应变数据；5)将飞机改装部位的平均应变数据，与步骤2)中的飞参数据进行相关性分析，得出飞机改装部位的平均应变数据与该飞机的飞参数据关系；6)依据飞机改装部位的平均应变数据与该飞机的飞参数据关系，应用该飞机改装后的历史飞参数据，推算扩充改装部位的平均应变数据，7)再依据扩充后的改装部位的平均应变数和该飞机改装后的历史飞参数据以及步骤3)中的机身改装部位的疲劳载荷实测数据，合并形成改装部位疲劳载荷数据；8)对改装部位疲劳载荷数据，进行滤波、计数，形成编谱可用的应变累积超越曲线或参数累积超越曲线。

本申请的有益效果在于：本发明建立的飞机机身改装部位疲劳载荷确定方法，解决了解决机身结构改装部位疲劳载荷确定的有效性问题，节省了载荷实测经费，扩大了可应用的载荷样本库，提高了疲劳载荷的有效性。本发明使用的理论依据正确，分析步骤清晰、简单。

附图说明

图1是飞机机身改装结构应变片粘贴位置示意图。

图2是某次加装的实测数据和飞参记录仪数据的时间历程示意图。

图3是重心法向当量过载累积超越曲线。

图中编号说明：1前机身、2后机身、3机翼、4机身改装部位、5应变片。

具体实施方式

该发明方法已应用到某型飞机的机身改装部位4疲劳载荷确定工作，如图1所示，飞机机身包含前机身1和后机身2，机翼3连接在飞机机身上，实施例对机身结构进行了改装，机身改装部位4位于后机身2上，根据本申请的发明思想，对飞机机身改装部位4疲劳载荷确定方法，已知飞机机身的原设计参数及改装结构参数，已知该飞机改装后的历史飞参数据，其特征在于包含以下内容：

1)对飞机机身改装部位4加装应变片5，通过飞行实测获取该部位的实测应变数据；

某型机机身改装部位应变片布置如图1所示，通过20个飞行起落的飞行实测，获取了该部位的实测应变数据。

2)通过飞参记录仪获取飞行实测中的飞参数据；

协调用户获取飞参记录仪记录的20个飞行起落的飞参数据，该数据包括飞机重心三向过载等多项飞参数据随时间的变化历程。

3)依据飞机机身的受载规律，将机身改装部位的实测应变数据与飞行实测中的飞参数据进行时间和频率关系上的对应，形成机身改装部位的疲劳载荷实测数据；

由于飞参数据中的时刻点为GPS系统的时刻点，飞参采样频率为飞机生产商设定的固有频率，而实测应变数据中的时刻点为从发动机开车算起的相对时刻点，应变采样频率为加装应变设备设定的频率，因此，存在不同源数据的时间统一和频率统一的问题。

首先，某型机实测数据的绝对时刻从发动机启动计时，飞参记录仪为GPS时间，忽略二者不同，均变为发生顺序点，绘制变化曲线；其次，选取了四个曲线突变点，经分析确定为标志时刻点，分别为起飞，爬升结束，巡航结束和着陆，具体分析示例如第一个点位飞机起飞离地(飞参记录数据文件中的参数“主起离地”由“0”变为“1”)，飞机机身由之前的起落架支持状态变为机翼支撑状态，应变数据出现明显变化，这与过载变化相符，因此确定为标志时刻点，最后，按照标志时刻点，合并绘制曲线，经检测变化符合性好，完成数据时统合并。

形成机身改装部位的疲劳载荷实测数据，如图2所示。

4)将上述的疲劳载荷实测数据中的应变数据转化为飞机改装部位的平均应变数据；

将改装部位的应变数据按如航向和侧向，分别进行平均

航向：ε

侧向：ε

5)将飞机改装部位的平均应变数据，与步骤2)中的飞参数据进行相关性分析，得出飞机改装部位的平均应变数据与该飞机的飞参数据关系；

首先，筛选了三向过载、三角速率、客舱内外压差等7个主要飞行参数，其次计算相关性系数，确认主参数为客舱内外压差；最后，确定机身改装部位主飞参为机身内外压差，次飞参为飞机重心法向过载，获得的飞机改装部位的平均应变数据与该飞机的飞参数据关系：ε

6)依据飞机改装部位的平均应变数据与该飞机的飞参数据关系，应用该飞机改装后的历史飞参数据，推算扩充改装部位的平均应变数据；

首先，筛选了300个历史起落的有效飞参数据，其次，按照5)步骤获得的飞机改装部位的平均应变数据与该飞机的飞参数据关系，推算扩充改装部位的300个起落的平均应变数据。

7)再依据扩充后的改装部位的平均应变数和该飞机改装后的历史飞参数据以及步骤3)中的机身改装部位的疲劳载荷实测数据，合并形成改装部位疲劳载荷数据；

将20个起落的机身改装部位的疲劳载荷实测数据、300个该飞机改装后的历史飞参数据和扩充后的300个起落的改装部位的平均应变数据，合并形成改装部位疲劳载荷数据。

8)对改装部位疲劳载荷数据，进行滤波、计数，形成编谱可用的应变累积超越曲线或参数累积超越曲线。

对320个起落的改装部位疲劳载荷数据，分地面、空中进行滤波计数，形成编谱可硬的重心过载当量曲线见图3。