摘要：地面载荷校准试验是应变法测量飞行载荷的一个重要环节。其安全与质量直接影响人机安全与飞行载荷测量精度。描述了某大展弦比柔性机翼载荷地面校准试验加载过程中出现的振动现象，分析了其形成原因，给出了消除振动的解决方案，为后续同类结构的载荷校准试验提供借鉴经验。
　　关键词：飞行载荷测量，载荷校准，振动
　　引言
　　应变法[1]是我国现阶段进行飞机飞行载荷测量的主要方法，是一项复杂的技术工程，应用于多型飞机的飞行载荷测量。载荷校准试验是整个工程的基础和核心，受多种因素影响[2]，其完成质量直接影响载荷方程的准确性、乃至后续飞行载荷测量的精度，其安全性要求更是重中之重。
　　自2012年以来，我国采用自动加载系统先后完成了各类飞机部件载荷校准试验十余次，迎来了试飞领域载荷校准技术的新时代。相对于歼击机而言，运输类飞机具有更大的展弦比，更柔软的机翼，该类结构飞机在进行载荷校准的过程中，自由端的各加载点位置会发生较大的位移，作动器协调性变差，容易引起人机安全问题，本文将对该类问题进行研究分析，并给出解决方案。
　　一、试验概况
　　试验机采用超临界翼型，双梁下单翼布局，展弦比8.8。试验机的左右机翼加装了用于飞行载荷测量的应变电桥。校准试验采用Flextest200型液压自动加载系统，目标是通过对左右机翼对称施加向上的压向校准载荷，如图1所示，获取施加载荷与应变电桥响应，用于载荷方程的建立。
　　二、试验中的振动现象及频谱分析
　　地面校准试验正常进行时，通常可视为准静态的试验，但在本次试验中进行两点对称加载时发生了振动，并且伴有较大响声。振动发生前后的载荷数据如图2，振动时的载荷频谱分析[3]结果如图3，其固有频率为32Hz。
　　三、解决方案
　　通过视频监控和振动数据分析，振动可能是由加载系统和飞机结构两方面因素引起的。固有的响应速率差异使加载通道间协调性变差，特别是对于柔性机翼，在加载过程中载荷可能出现“此起彼伏”的不同步现象，成为振源。另外控制系统伺服输出与液压系统自身频率叠加，与特定约束下的被试结构固有频率之间可能存在共振。
　　系统和结构固有频率及可能的叠加的问题是结构的固有属性，改变的可能性不大，因此只能针对振源问题采取了两个措施：1、通过数据分析，微调通道响应速率，加强协调性；2、延长加载时间，减小加载速率，进一步削弱通道间的同步性差异。采取上述措施后，不再发生振动。
　　建议在后续类似结构件校准试验设计时充分考虑协调加载过程中的振动现象，细致了解被试结构固有频率等动态特性指标，并增加演示验证试验等环节。
　　四、结论
　　现阶段出于保护试验对象的要求，采用固连方式和拉向加载的校准方案难以实现。在此前提下，针对大展弦比柔性机翼载荷校准过程中的振动现象，可以通过调整通道响应速率和减小加载速率的方法解决。可为后续同类型结构载荷校准提供借鉴。
　　参考文献：
　　[1]William A， Stauf L R. Strain-Gage Loads Calibration Parametric Study[R]. NASA/TM-2004-212853， 2004.
　　[2]信号分析与处理，燕庆明， （北京，电子工业出版社），200901。