一种超静定安装发动机的交点载荷实测及验证方法与流程

本发明属于飞行器发动机安装结构健康监测，具体涉及一种超静定安装发动机的交点载荷实测及验证方法。

背景技术：

1、飞机发动机安装支持结构属于疲劳断裂关键件，一旦失效，将导致发动机失去有效支撑而失控，影响飞行安全。因此，获取飞机飞行过程中发动机直接作用于机体结构的实际载荷，验证发动机安装支持结构的强度设计合理性，开展此类结构的健康监测，对于保证飞机安全极为重要。

2、国内外对航空发动机的推力实测方法开展了大量研究和应用，形成了两种成熟的推力测量方法，分别是燃气发生器法(gas generator method，ggm)和直接测量法，并在多型飞机上成功应用。

3、ggm方法需在发动机上加装大量的温度、压力、流量等传感器，计算模型复杂，成本高昂，目前已少有应用。直接测量法在发动机的安装节上布置应变桥路，无需建立复杂的计算模型，改装、测试相对简单，可靠性高。

4、现有的研究应用中，研究对象多为三点静定安装发动机，且仅测量发动机推力。但是，航空发动机主安装交点一般承受双向或三向载荷，仅获取发动机推力对于发动机安装支持结构的强度校核及健康监测是不够的。特别是对于采用四点超静定安装的发动机，正确获取安装交点的交点载荷，并建立一套验证的方法，目前缺乏相应研究。

技术实现思路

1、本发明的目的：本发明通过建立一种超静定安装航空发动机的交点载荷实测及验证方法，解决服役飞机实际飞行中的发动机安装交点载荷获取问题，为发动机安装支持结构的强度校核和健康监测提供较为准确的载荷输入。本发明借鉴推力直接测量法的思路，测量四点超静定安装发动机的交点载荷。首先，设计应变桥路，开展了发动机安装节的单独载荷标定试验，采用逐步多元线性回归法建立了各交点载荷分量的应变-载荷方程；然后，利用机上载荷标定试验数据，建立一种验证载荷方程合理性及预测精度的方法。

2、本发明的技术方案：

3、本发明所述超静定四点安装发动机，通过内侧推力销、外侧推力销、垂直拉杆、水平拉杆安装在飞机上。其中，内/外侧推力销分别通过两个安装节将一端固定于机身结构上，另一端以铰支方式与发动机连接，其轴线与地面平行并与航向垂直；内侧推力销约束了发动机航向、垂向平动位移，外侧推力销约束了发动机侧向、航向、垂向平动位移。

4、垂直/水平拉杆的一端以铰接方式与机身连接，另一端以铰支方式与发动机连接，其中，垂直拉杆约束了发动机垂向平动位移，水平拉杆约束了发动机侧向平动位移。

5、坐标系建立如下：原点位于飞机机头上方270mm，y轴是飞机对称轴线，并位于机身的制造水平线平面上，向后为正；z轴垂直于y轴，在飞机对称面内向上为正；x轴垂直于yz平面，指向左翼方向为正。

6、针对所述超静定四点安装发动机的交点载荷实测及验证方法，提出发明方案如下，包含以下步骤：

7、步骤一：在内/外侧推力销、垂直/水平拉杆上设计应变电桥。

8、内/外侧推力销上均布置十组应变电桥；第一截面所在区域的航前、航后表面分别布置一组剪力桥，第一截面所在区域的上下表面分别布置一组剪力桥和一组拉压桥，第二截面所在区域的航前、航后表面分别布置一组剪力桥，第二截面所在区域的上下表面分别布置一组剪力桥；

9、第一截面位于两个安装节之间，第二截面位于安装节与发动机之间；

10、在垂直/水平拉杆的圆柱体中部外表面两侧分别对称布置一组拉压桥。

11、步骤二：对内/外侧推力销、垂直/水平拉杆进行单独载荷标定试验；

12、利用两个安装节假件分别将内侧推力销、外侧推力销固定，固定方式与内/外侧推力销在机上安装形式相同；分别利用一个轴向力加载装置将垂直/水平拉杆固定。

13、对于推力销，先分别进行各个方向的单向加载标定试验，内侧推力销包括航向拉、压和垂向拉、压共4种工况，外侧推力销侧向拉、压，航向拉、压和垂向拉、压共6种工况；再进行双向或三向复合加载标定试验，按航向与垂向载荷的合力与z轴正向的夹角划分，内侧推力销复合加载标定试验包括以下五种工况：107.6°、112.4°、99.2°、63.6°、224.4°，外侧推力销复合加载标定试验包括以下六种工况：126.8°、158.0°、187.5°、314.8°、37.0°78.0°。

14、对于垂直/水平拉杆，通过作动筒分别施加轴向拉/压载荷进行标定试验。

15、步骤三：对内/外侧推力销、垂直/水平拉杆进行机上载荷标定试验；

16、设计发动机假件，通过内/外侧推力销、垂直/水平拉杆将发动机假件安装于飞机上；飞机通过起落架假机轮固定在地轨上，其中前起落架约束飞机的垂向平动位移、左/右主起落架约束飞机的侧向、航向、垂向平动位移。

17、所述发动机假件设有五个加载点，分别是位于航向前方的、在内外侧推力销之前的第一侧向加载点和第一垂向加载点、位于航向后方的航向加载点和第二侧向加载点、位于中部且在垂直/水平拉杆之后的第二垂向加载点；

18、对内/外侧推力销、垂直/水平拉杆进行机上载荷标定试验的工况包括：纯航向加载一种、复合加载六种，复合加载六种，具体包括：(侧向+，垂向+)一种、(侧向+，垂向-)三种，(侧向-，垂向-)两种，“+”表示载荷为正，“-”表示载荷为负。

19、步骤四：对内/外侧推力销、垂直/水平拉杆的单独载荷标定试验、机上载荷标定试验的试验数据进行预处理，包括：在试验数据中，保留应变电桥响应位于50％～100％加载比例线性段的数据，剔除其他的数据，每个工况下，每组应变电桥剔除的数据数量相同。

20、步骤五：将单独载荷标定试验的试验数据划分为回归数据集和校验数据集，划分的原则是:首先按不同载荷标定工况的载荷大小、方向，将工况分为回归工况和校验工况，回归工况和校验工况均应覆盖载荷分量的正、负两个方向，回归工况的载荷大小覆盖典型值，且回归工况数多于校验工况数；然后将回归工况的对应的载荷、电桥数据作为回归数据集，校验工况的载荷、电桥数据作为校验数据集。

21、步骤六：分别基于内/外侧推力销、垂直/水平拉杆的回归数据集构建各自的“应变—载荷”方程组；垂直/水平拉杆的方程采用传统线性回归方法构建，内/外侧推力销的方程根据以下方法和步骤构建：

22、步骤六a：计算回归数据集中，载荷向量与每一组电桥应变响应向量之间的协方差相关系数，剔除协方差相关系数小于r1的应变电桥；r1取值范围[0.3，0.5]；

23、步骤六b：计算剩余应变电桥中任意两组应变电桥的响应数据之间的协方差相关系数，筛选出任意两组之间协方差相关系数小于r2的所有应变电桥组合，r2取值范围[0.9，0.95]；

24、步骤六c：在步骤六b中筛选出的所有应变电桥组合中，基于逐步线性回归法构建每种电桥组合的应变-载荷方程，以拟合优度(r2)最大为准则，分别确定含bn＝2～k组电桥的应变-载荷方程中的最优方程,其中，k表示步骤六b中找到的含最多电桥的组合的电桥数。

25、步骤七：将校验数据集中的电桥数据代入步骤六建立的k-1组应变—载荷方程中，预测得到载荷值，并与校验数据集中的载荷进行对比，计算两者的相对误差，选出预测相对误差最小的方程作为最优应变载荷方程。

26、步骤八：将步骤四预处理后的机上载荷标定试验的试验数据分别代入内/外侧推力销、垂直/水平拉杆的最优应变-载荷方程中，求解作用于发动机假件的以下交点载荷(即内力)：外侧推力销的沿x、y、z方向交点载荷分量fx外、fy外、fz外，内侧推力销的沿y、z方向的交点载荷分量fy内、fz内，垂直拉杆的垂向载荷pz垂直，水平拉杆的侧向载荷px水平；

27、步骤九：采用所述步骤八得到的交点载荷(属于内力)，计算它们对发动机的指定方向上的合力和合力矩；采用发动机加载点上外部载荷(属于外力)，计算它们对发动机指定方向上的合力和合力矩。步骤如下：

28、步骤九a：采用公式(1)～(3)计算内力引起的发动机假件的航向载荷合力py、垂向载荷合力pz、对内侧推力销铰支点的合力矩mz；

29、py＝ fy外+ fy内                      (1)

30、pz＝ fz外+ fz内+pz垂直                  (2)

31、mz＝px水平×l1+ fy外×l2                              (3)

32、其中，l1为水平拉杆与内侧推力销的y向距离，l2为外侧推力销交点载荷作用点与内侧推力销铰支点的x向距离；

33、步骤九b：采用(4)～(6)计算外力引起的发动机假件航向载荷合力py＇、垂向载荷合力pz＇、对内侧推力销铰支点的合力矩mz＇；

34、py＇＝ py9015                        (4)

35、pz＇＝ pz9012+pz9013                   (5)

36、mz＇＝ px9011×l3+ pz9014×l4+ py9015×l5   (6)

37、l3为第一侧向加载点与内侧推力销的y向距离、l4为第二侧向加载点与内侧推力销的y向距离、l5为航向加载点与内侧推力销的x向距离。

38、步骤十：对比分别由交点载荷和外部载荷计算得到的合力和合力矩是否平衡，如果平衡，则说明根据单独载荷标定试验的试验数据建立的“应变—载荷”方程是合理的且具有足够的精度，可以用于实际飞行中内/外侧推力销、垂直/水平拉杆的交点载荷预测。包括以下步骤：

39、步骤十a：分别将py与py＇、pz与pz＇、mz与mz＇组合，采用最小二乘回归拟合其线性关系，若其拟合斜率绝对值位于1±0.03范围内，且拟合优度(r2)大于0.99，则说明py与py＇、pz与pz＇、mz与mz＇具有高度的吻合性，两者是平衡的，间接证明了所述通过单独载荷标定试验数据建立的最优应变-载荷方程能够准确地预测推力销在机上的载荷，所述最优应变-载荷方程可用于后续的发动机安装交点载荷飞行实测；

40、否则所述最优应变-载荷方程不可用。此种情况，找出不平衡的项，执行步骤十b。

41、步骤十b：返回步骤七，针对步骤十a中合力或合力矩的不平衡项，剔除步骤十a中对应的应变—载荷方程，在剩余方程组中选预测精度最高的一组，并再次执行步骤八、步骤九和步骤十a。

42、本发明的有益效果：

43、本发明提出的一种超静定安装航空发动机的交点载荷实测及验证方法，避免了所构建的载荷方程存在多重共线性问题而影响鲁棒性，提高了方程的预测精度，建立了基于机上载荷标定试验数据验证载荷方程合理性及准确性的技术方法，为发动机安装交点载荷的飞行实测提供了可靠的支撑。