先進(jìn)戰(zhàn)機(jī)大攻角飛行狀態(tài)下后機(jī)身疲勞載荷類型研究

1、 5 4結(jié) 構(gòu) 強(qiáng) 度 研 究 2 0 1 3 年第 3期 一 后機(jī) 身線 形加速 度垂 向分量 l一 飛 機(jī) 的滾 轉(zhuǎn) 、 俯 仰和 偏航加 速度 ；一 滾 轉(zhuǎn)速度 、 俯 仰 速度 以及 滾轉(zhuǎn) 速 度 和俯 仰 速度 產(chǎn)生 的離心 力 。通 常 ， 尾鰭 和 平尾 慣 性 引起 的法 向 載荷 在 其 根 部表 面產(chǎn)生力 矩 、 剪切 和扭力 。機(jī) 內(nèi)載荷 ， 特別 是 軸 向或拉力 ， 一般不 被模 擬 。然 而 ， 對 于尾

2、 鰭慣 性引起的機(jī)身垂向力可經(jīng)過計算后在機(jī)身上施加 一 個 輔 助質(zhì)量 ， 這 個 輔 助質(zhì) 量 等 于尾 鰭 質(zhì) 量乘 以 尾 鰭傾 角 的余 弦 。4 ． 3 發(fā) 動 機(jī) 載 荷 除 推力 外 ， 發(fā) 動 機(jī) 所 有 載 荷 都 由 慣 性 引 起 。每臺發(fā) 動 機(jī) 上 使 用 五 臺 激 勵 器 以實 現(xiàn) 發(fā) 動 機(jī) 推 力 、 垂 向力 、 俯 仰 力 矩 、 軸 向力 和偏 航 力矩 。這些 力包括 回轉(zhuǎn) 力 的相 關(guān)成分 和

3、前 面所 列 的所 有慣性 載荷 。4 ． 4 方 向舵鉸鏈 力矩 方 向舵 鉸鏈 力矩 的確定采 用與 尾鰭相 同 的壓 力分 布 ， 與方 向舵 的慣 性力 一 同確定 。方 向舵 在 試驗 中不偏 轉(zhuǎn) ， 因 此施 加 在方 向舵 鉸鏈 上 的剪 切 力在 飛機(jī) 尾鰭 的法 線 方 向上 ， 而不 是 飛機(jī) 偏 轉(zhuǎn) 的 方 向舵 的法線上 。4 ． 5 減 速板載 荷 鉸鏈 力矩 是 再 現(xiàn) 模 擬 減 速 板 裝 置 的 主 要

4、 載 荷 。在沒 有體 現(xiàn)減 速板 裝 置影 響 的風(fēng) 洞數(shù) 據(jù) 時 ，只有根據(jù)飛行訓(xùn)練數(shù)據(jù)中的海拔和馬赫數(shù)進(jìn)行估 算 減速板 鉸鏈 力矩 。 l 44 ． 6 地 面載 荷 著 陸 ， 起 落架 負(fù) 載 主要 與 中 部 機(jī)身 有 關(guān) 。在 粗糙 的地 面上滑 行 引起 整 機(jī) 的 振動 ， 不 過 這 對后 機(jī)身 的影 響不嚴(yán)重 。另外 ， 還 要考 慮 著 陸 時是 否 使 用 止動 鉤 。止 動鉤有 兩個 重要 結(jié) 構(gòu) 影 響

5、： 止 動 鉤 載荷 通 過 止 動 鉤 、 錨鏈 和龍 骨結(jié) 構(gòu)進(jìn)行 傳遞 ， 同時飛機(jī) 突然減 速 引起 發(fā)動機(jī) 對其 支 撐件 產(chǎn) 生縱 向作 用力 。在 I F —O S T P試 驗 中 ， 止動 鉤載荷 被認(rèn) 為 不夠 嚴(yán)重 ， 而沒 有被模 擬 ， 由于 在地 面著 陸 時制 動 使 用頻 率 很 低 ( 每 3 0 0 次 飛行 使 用 一次 ) ， 而在 航 空 母 艦上 著 陸 時 每次都 會使用 。另外發(fā)動 機(jī)支

6、撐件 的慣性 載荷 比進(jìn) 行加 力飛行 時產(chǎn) 生 的 載荷 要 小 ， 因此也 被 忽 略 。4 ． 7其他被 忽略 的載荷 作用 由油箱慣 性 、 后部 防水 層 載荷 引 起 尾部 油箱 的壓 力增 大 ， 并且 引起 一些重 要 的壓 力 ， 主要是 法 向加 速度 的極 值 響應(yīng) ， 但 是 這些 壓 力 都 比在 航 空 母艦 上起 飛時 所用 的飛機(jī) 彈射器所 產(chǎn)生 的壓力 要 小得 多 ， 然而 在地 面起 飛 時就 不

7、用 彈射 器 。美 國 海 軍艦 載機(jī)上 的 防水 層裂縫 被認(rèn) 為不是 因燃 料 電 池 壓力 引起 的 ， 因 此在 F T4 6的疲 勞 試驗 中沒 有 模 擬這些 載荷 。發(fā) 動機(jī) 近氣道上 的過 壓引起 防水層 上 的周 邊 張力 、 后 機(jī)身上 的橫 向動 態(tài)載荷 和慣性 載荷 、 尾翼 和后機(jī) 身上 的表面摩 擦力 和后機(jī) 身下側(cè) 發(fā)動 機(jī)尾 部氣壓 的局部 效應(yīng) ， 這些 都可被 忽略 。4 ． 8 平尾修 正拉 力載荷

8、 與尾部控 制 面偏 轉(zhuǎn) 角相關(guān) 的平尾 載荷 導(dǎo)致后 機(jī)身壓 力 。 由于 在試驗 過程 中旋轉(zhuǎn)機(jī) 尾和 作動 系 統(tǒng)是 非 常復(fù) 雜 的 ， 因此 提前 將 前緣 下偏 1 2度 ， 此 時是 動態(tài) 載荷最 嚴(yán)重 的時候 。 由平 尾偏轉(zhuǎn) 引起后 機(jī)身 機(jī)動 載荷 ， 在平 尾 拉 力 方 向和 法 向上 施 加修 正平尾 偏 角的載 荷 。疲 勞載荷程序( F L P )F L P是 一個 用 來 計 算 激 勵 載荷 序 列 的

9、 計 算 機(jī) 程序 。該程序 讀取 MS DR S文 件 中的使 用序 列 特 征文件 ， 確定 瞬時慣 性 和氣動分 布 ， 并 由此計 算 各 部分 的彎矩 、 剪力 和扭矩 。該程 序使 用稱 為“ 雙 剪 ” ( d o u b l es h e a r ) 理 論 的最 小 二乘 法 技 術(shù) ， 對 力 矩 、 剪力 和扭 矩 進(jìn) 行對 比 以確定 氣 囊 載荷 。調(diào)整 激勵器 載荷使 其 符合 每 個 疲 勞代 碼 線 ，

10、并 且 在抖 振過程 中有一 秒 的間隔 ( AO A> 1 0度) 。原 則上 ， F L P一 次 只 能處 理一 條 載 荷 曲線 。程序 的主要 步驟 如下 ：( 1 ) 讀取所有維護(hù)信號數(shù)據(jù)記錄系統(tǒng)( MS —D R S ) 飛 行數(shù)據(jù) ；( 2 )從 飛行 數(shù) 據(jù) 計 算 每個 尾 翼 面 根 部 總 彎 矩 ；( 3 )根據(jù) 飛機(jī) 的線 性及 轉(zhuǎn)動 加速 度 、 轉(zhuǎn) 速 、 質(zhì) 量 和慣性 數(shù)據(jù)文 件計算 每個 尾翼