關于顫振/ASE 試飛的探討

左益宏

(中航工業中國飛行試驗研究院，陜西西安710089)

0 引言

顫振/ASE 飛行試驗是現代電傳飛機飛行包線擴展的重要科目，也是飛機是否滿足氣動彈性要求的最終驗證手段。雖然在顫振/ASE 試驗/分析技術近年來有顯著的提高，但是，顫振/ASE 試驗仍然還是一種非常危險的項目，試驗中仍然有事故發生。現代飛機一般都采用了復雜的電傳飛控系統，具有廣闊的高度速度包線，影響顫振/ASE 試飛的安全因素也大大增加。本文從國軍標對顫振/ASE 的要求進行分析，重點討論了試飛狀態點的安排、包線擴展方法和顫振邊界預測技術等。

1 標準要求

飛機及其部件在其飛行環境內，應具有足夠的速度安全余量和阻尼安全余量，以防止顫振、嗡鳴、發散、氣動熱彈性、氣動伺服彈性、持續有限幅值振蕩或其它動態氣動彈性的不穩定性。本要求適用于下列項目的整個設計范圍，包括:高度、速度、機動飛行、重量、燃油量、熱情況、外掛構形、任何明顯損失剛度的設計受載情況以及其他受載情況(如襟翼狀態、液壓壓力狀態或其他可變的飛機系統或可能影響氣動彈性穩定性的情況)，包括正常和破損情況。

分析和/或試驗應證明:

1)在等馬赫數和等高度線上所得到的飛機飛行限制速度(VBLB)或限制馬赫數(MBLB)包線的所有點上，當量空速(VBEQUB)提高15%不會發生顫振(見圖1);

2)在所有高度上，飛行速度從最低巡航速度直到飛行限制速度，任何臨界顫振模態或任何顯著的動態響應模態，其阻尼系數(包括氣動和結構阻尼兩部分)至少應為0.03;

3)對于帶有主動控制系統的飛機，應保證在控制系統接通和斷開時，也滿足上述的速度余量和阻尼要求;

4)應控制飛控系統與飛機結構模態之間的相互影響，以防止任何氣動伺服彈性不穩定性。

在飛控系統的工作溫度范圍，飛控系統的所有工作狀態，如正常狀態、故障狀態、系統模式轉換和增穩系統的接通和斷開狀態(如果斷開為設計狀態)，都應滿足1)，2)條的穩定性設計要求。此外，對于任何單一的飛控系統反饋回路，在速度直至VBLB (或MBLB)時，飛機的結構模態應具有下列穩定性裕度:①增益裕度至少為6 dB;②相位裕度一般不少于60°。

圖1 最低要求的顫振余量圖示

我們通常認為在等高度上具有15%的顫振余量具有實際意義，在等馬赫數上15%顫振余量已經到海平面以下了，沒有實際意義，而在試飛中不予考慮。

實際上15%的顫振余量主要考慮以下兩個方面的因素:①由于陣風擾動、操縱失靈或超出使用范圍等原因，飛機的飛行速度可能超出限制速度。這條應該是針對等高度上有15% 的顫振余量的要求;②飛機在使用中由于結構特性和飛行控制系統特性的小量變化引起的不確定性。這條則是同時針對等高度和等馬赫數具有15%的顫振余量要求。

我們已經從某型飛機的顫振飛行試驗中得出了一些結論，根據該飛機的試驗數據按等高度進行外推具有15%的顫振余量，而按等M 進行外推則不滿足15%顫振余量的要求。如果不考慮等馬赫數的結果，將得出該飛機滿足國軍標要求的結論。

從上面的分析中可以看出，試飛中應該要考慮等高度和等馬赫數15%顫振余量的要求。

0.03 的最小阻尼要求表明氣動力是增穩的，因為通常所有結構模態的零空速阻尼明顯小于0.03。對于與升力面有輕微耦合的吊艙和外掛物的模態(且與顫振臨界模態無關)，結構阻尼小于0.03 不會造成危險。然而，這種小阻尼模態可能容易對紊流產生響應，從而對結構疲勞、駕駛員操作和外掛投放等有不利影響。

2 試驗狀態點的布置

針對不同類型的飛機，應根據顫振/ASE 理論分析和風洞試驗的結果，找出對于顫振/ASE 來說比較危險的高度、速度(或馬赫數)的組合。同時還應考慮容易發生嗡鳴、極限環等非線性氣動彈性現象的區域。圖2 給出了F22 飛機顫振分析得出的可能存在問題的危險區域。

在布置試驗點時，應重點關注這些比較危險的區域，在接近危險區域時需要布置較多的試驗狀態點，同時在試飛時也應重點關注這些區域。

此外，考慮到要同時給出等高度和等馬赫試飛的結論，在布置試驗點時，應同時考慮等高度和等馬赫數。

試驗點一般應按如下方式進行選擇:

1)在等高度條件下，應以安全的適當增量逐漸增加馬赫數(或速度)，直至限制速度。應選擇三個或三個以上高度來試驗:①能達到最大設計馬赫數的最低高度;②開始出現跨聲速效應的最低高度;③能達到最大設計動壓的最低高度。馬赫數的間隔應根據理論分析及風洞試驗來確定，在顫振速度較低的馬赫數(即凹坑最低點)處應布置的越密集，馬赫數間隔一般按0.02 ～0.05 選取。在遠離顫振/ASE 危險的區域，馬赫數(或速度)步長可適當增大。

圖2 F22 飛機顫振分析結果

2)在等馬赫數條件下，以安全的適當增量增加速度(即降低高度)，直至能夠保證飛行員與飛機的安全的最低高度。越低的高度，顫振試飛結果越準確，但其風險也越大。在美國國防部聯合使用規范指南(飛機結構)中指出:顫振試飛最低高度應是地平線以上2000 英尺(約600 m)或更低，但應兼顧到飛行員和飛機的飛行安全。對于高度的間隔，在從高高度到低高度，間隔應逐步減小，一般當量空速不超過50 km/h。

按上述兩種條件安排完試驗點后，在高度速度包線中形成一張網狀圖形。圖3 給出了F/A －18E/F 顫振飛行試驗狀態點布置。

3 包線擴展方法

一般情況下，試驗順序依照高度從高到低、速度(或馬赫數)從小到大逐漸接近飛行包線中的最大使用速度。為了確保飛行安全，按照等馬赫數擴大飛行表速、等表速擴大馬赫數的原則，采取鋸齒型方法，循序漸近逐步擴展試飛包線;在一個起落中，僅改變馬赫數和飛行表速兩個參數中的一個參數，另一個參數保持不變，以減小引起顫振/ASE 變化的外界因素。

在包線擴展中，應對飛機的動態特性、飛控系統和ASE 穩定裕度及飛機結構響應特性進行整體檢查，逐步擴展飛行包線。在實際試飛中應結合飛行品質及飛控試飛進行。首先在飛機的安全區域進行試飛，積累足夠的基礎數據，向外擴展飛行包線時，通過顫振試飛的數據進行外推，確保下一個試驗點顫振是安全的之后，先在該試驗點進行飛行品質的檢查，確保飛機在該狀態點是可控的，然后進行飛控系統的檢查，確保飛控系統是穩定的，最后進行顫振/ASE 科目的檢查，得到該狀態的數據后，結合以前的試飛數據進行外推，如此循環，逐步擴展飛機的飛行包線。另外在進行低空大速度試飛時，同時也應關注飛機的結構強度是否滿足要求。

圖3 F/A－18E/F 顫振飛行試驗狀態點布置

4 顫振/ASE 邊界預測

顫振/ASE 邊界預測是顫振/ASE 飛行試驗的最后一個環節，它關系到飛機顫振/ASE 試飛的安全性、準確性，對加快試飛進度具有至關重要的意義。顫振余量的估計基本思路是根據已經完成的狀態點獲得的試飛數據，選擇適當有效的方法進行亞臨界外推，預測出顫振邊界，保證試飛的安全。顫振邊界預測方法分為兩大類:基于試驗數據的預測方法和基于數學模型的預測方法。基于試驗數據的預測方法主要包括:速度－阻尼系數法、包線函數法和顫振余量法等;基于數學模型的預測方法目前主要有基于μ 方法的魯棒顫振邊界預測方法。但是，不論用什么方法進行外推，結果的可信度都受到一定限制。特別是當顫振速度遠高于顫振飛行試驗所達到的飛行速度時，要進行大幅度外推時，要想達到可信的結果就更難。只能依靠理論分析、地面試驗和飛行試驗的綜合分析來進行顫振余量的評價。

現代飛機基本上都采用了電傳飛控系統，飛控系統的引入對飛機的結構模態參數可能會產生影響。飛控系統的控制增益隨飛行速度(速壓)的變化不是線性的，在某些區域會發生突變，而這種影響可能帶來飛機模態參數的突變，這對利用阻尼來進行顫振邊界預測產生不利影響，同時也給試飛安全帶來隱患，這也是我們在試飛中需要特別關注的問題。

我們通常在進行顫振邊界預測時只進行等高度邊界預測，一般在高空橫坐標選擇M 數，在低空選擇表速。實際上標準上要求15%顫振余量是當量空速，由于M 數在等高度上與當量空速成正比，而表速在等高度上與當量空速不是正比關系，所以選擇M 數作為橫坐標是可行的，而選擇表速作為橫坐標可能帶來較大的誤差。當然，橫坐標選擇當量空速就不會存在上述問題了。

從標準的要求來看，我們還必須進行等M 數的邊界預測，橫坐標應選擇當量空速。

5 結束語

本文對國軍標對顫振/ASE 的要求進行了詳細的分析，指出了試飛中應該注意的問題。對試飛中試驗狀態點的安排、包線擴展方法以及顫振邊界預測等應該注意的問題進行了分析。

［1］［1］William D. Anderson F －22 Aeroelastic Design and Test Validation ［C］ // 48th AIAA/ASME/ASCE/AHS/ASC Structures，Structural Dynamics，and Materials Con. Honolulu:2007.

［2］Brian Hayes，W. Charles E. Goodman F/A －18E/F SUPER HORNET FLUTTER CLEARANCE PROGRAM ［C］ // 44th AIAA/ASME/ASCE/AHS Structures， Structural Dynamics，and Materials Confere. Norfolk:2003.

［3］GJB 67A.7 －2008 軍用飛機結構強度規范使用說明 氣動彈性［S］. 2008.