飛機抖振試飛方法研究

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(中國飛行試驗研究院，陜西 西安 710089)

0 引言

抖振時，會嚴重影響其飛行品質、飛行安全和使用壽命，也會影響飛行員的操縱，降低其工作效率[1]。

對戰斗機而言，抖振特性的好壞直接影響其不同速度下的戰斗過載特性和跨音速機動過載能力，對飛機的作戰使用有明顯的制約。美國F-15飛機在部隊僅僅服役六個月，垂尾就出現了疲勞裂紋，經過研究發現是由于垂尾抖振誘發的疲勞問題。F/A-22飛機也遇到過相同的問題，其尾翼抖振最早是在1999年7月發現的。此后，查明是由于作用在飛機發動機進氣道上緣與機身結合處的強大渦流引起的，而在翼根處形成的另一對渦流則增大了抖振的強度[2]。由于抖振對飛機性能及安全都有很大的影響，因而在飛機研制過程中給予了高度重視。美軍標、國軍標、適航規章等對抖振都有著明確的要求。

飛機抖振屬于一門多學科綜合性問題，主要涵蓋了飛行品質、空氣動力學、氣動彈性、結構強度等多學科內容。僅依靠理論計算、數值模擬和風洞試驗遠不能滿足研究的需要，飛行試驗由于自身的特點，在抖振研究中發揮著舉足輕重的作用[3]。本文主要研究了飛機振動試飛方法和數據處理方法。

1 抖振效應

當飛機發生抖振時，它會增加飛機結構的應力，降低結構的疲勞壽命，降低飛機的飛行品質和操縱性能，影響武器系統的瞄準、跟蹤和射擊，影響機載電子儀器的正常工作及乘員的舒適。結構的強烈振動還會使駕駛員感到顛簸、煩惱和疲勞，工作效率下降，甚至引起事故[4]。

圖1 某型飛機抖振出現的抖振疲勞斷裂

我國某型飛機在試飛過程中，飛機進入跨聲速區時發生強烈的振動，使得飛行員無法看清座艙儀表板上的指針，嚴重影響了飛機的操縱性，拖延了飛機的定型。同樣，國內的很多軍機與民機也都出現過類似的抖振問題，這些抖振問題都極大的影響了飛機的飛行包線和飛機性能。圖1為我國某型飛機由于抖振而導致出現疲勞裂紋甚至斷裂。

2 抖振邊界

飛機的抖振邊界系指飛機抖振開始發生時的飛機迎角(升力系數)隨M數的變化曲線。在亞音速是由大迎角氣流分離引起的，而在跨音速則是由激波—附面層干擾導致氣流分離引起的。

目前確定抖振起始迎角常用的方法是對應不同的馬赫數畫出翼尖加速度、翼根彎矩、脈動壓力的均方根值與迎角的關系曲線。根據功率譜密度圖上能量高頻率處的譜密度值，畫出它和迎角的關系曲線，再對這些關系曲線利用曲線切交法確定出不同馬赫數下的抖振起始迎角，最后畫出的抖振起始迎角隨馬赫數的變化曲線，這即抖振邊界[5]。

3 抖振試飛方法

為了能夠準確得到飛機在飛行過程中的抖振響應數據，就必須選擇合適的飛行方法。包括直線減速法、穩定轉彎法、收斂轉彎法、減速轉彎法、超音速減速、平飛拉起、等坡度盤旋、俯沖拉起等方法。本文采用較為常用的收斂轉彎法，其駕駛方法是：對給定的構形，在給定的高度上，保持穩定水平直線飛行，配平桿力，保持5～6 s后，迅速而協調的壓桿、蹬舵、拉桿，在保持速度不變的情況下使法向過載逐步增加直到飛機抖振。在過載增加期間，為了保持速度不變，需要有比穩定盤旋更大的傾斜角，過載大于4時，傾斜角可能達到90°到100°。收斂轉彎操作技術復雜，但試飛效率高[6-8]。

4 抖振飛行試驗結果

為了研究實際飛行中的抖振情況，在機翼上安裝12個振動加速度傳感器，分別位于左、右機翼尖前緣、后緣，左、右機翼中外前緣、后緣，左、右機翼中內前緣、后緣附件剛度較高的結構上，左、右機翼位置對稱。以飛行選取的氣壓高度8600 m，馬赫數為0.45，飛機從穩定平飛進入收斂轉彎狀態的飛行數據為例，進行抖振響應分析。飛行過程中的主要飛行參數如圖2所示，機翼尖部振動時間歷程如圖3所示。

圖2 飛行試驗主要飛行參數時間歷程

圖3 機翼尖加速度數據時間歷程

通過對機翼尖加速度數據時間歷程分析可以看出，在16 s之后，飛機逐漸地出現了抖振現象，這是由于機翼翼尖后緣處出現氣流分離引起的。隨著迎角的不斷增大，機翼氣流分離現象越加明顯，其受到的氣流脈動載荷就會不斷增大，嚴重影響飛機的飛行安全。而通過比較圖3中機翼翼尖前、后緣處加速度時間歷程曲線無法精確的分辨這兩個位置的分離流脈動載荷強度大小以及對結構響應的敏感程度。為了在機翼上找到一個對抖振響應相對敏感、強度相對較大的位置來研究抖振起始迎角，本文利用自功率譜密度法對振動較大的左右機翼尖處的加速度數據進行分析，如圖4所示。

從圖中4可以看出，當飛機出現抖振時，機翼后緣尖部的加速度功率譜密度同前緣相比能量較大、較集中。從峰值響應頻率來看，其最大響應頻率峰值基本都出現在10 Hz左右，對照表1可知，這一頻率非常接近于機翼對稱二階彎曲頻率，因此這種抖振對機翼結構有著極其不利的影響。

圖4 機翼尖部加速度功率譜密度

表1 飛機主要模態

綜上所述可以明顯得到機翼后緣尖部相較于前緣來說都真的影響更大，而從頻率角度來講其機翼二階對稱彎曲模態處的能量最大。因此本文采用機翼后緣位置的加速度數據進行了抖振起始迎角及抖振邊界計算，在分析研究的過程中分別從時域和頻域角度利用均方根值、自功率譜方法對加速度數據進行計算處理。

從時域處理數據時，將數據段按照1 s的時間段進行分段處理并使每個時間段前后有50%的重疊區。通過計算每個時間段的加速度的均方根值，并利用曲線擬合后得到其與迎角之間的關系如圖5、圖6所示。

圖5 左機翼翼尖后緣均方根隨迎角變化圖

圖6 右機翼翼尖后緣均方根隨迎角變化圖

從圖5、圖6中可以看出，在較小的迎角下左右機翼后緣翼尖加速度的均方根值基本上變化不大。當迎角達到約12.9°時，左右機翼后緣翼尖加速度均方根值急劇變大，飛機出現了明顯的抖振。因此，12.9°為該狀態下的抖振起始迎角。

由圖4可知，出現抖振時，能量往往集中在機翼二階對稱彎曲模態(約為9.92 Hz)。因此利用自功率譜密度方法得到各迎角狀態下對應與機翼二階對稱彎曲模態處的功率譜密度值。其譜密度值與迎角關系如圖7、圖8所示。

從圖7、圖8中可以看出當迎角出約為13°時，曲線斜率出現明顯的改變，利用曲線切交法即可得到抖振的起始迎角為13°。同時域內均方根法得出的抖振起始迎角相比，這兩種方法測出的抖振起始迎角十分接近，因此是完全是有效的。

圖7 左機翼翼尖功率譜密度隨迎角變化圖

圖8 頻域范圍內，右機翼翼尖功率譜密度隨迎角變化圖

用同樣的辦法，可以得到在H=8600 m，M=0.42～0.7飛行狀態下的一系列的抖振起始迎角，然后就可得到該架次在該飛行狀態下的抖振邊界，如圖9所示。

圖9 抖振邊界(M=0.42～0.7，H=8600 m)

5 結論

本文就飛機抖振的概念、抖振對飛機結構、人員的影響，抖振邊界的定義和抖振試飛方法進行了分析，并通過飛機機翼上加裝的振動傳感器，分別用均方根值、自功率譜密度的方法對飛機機翼抖振響應情況進行了分析，得到了抖振邊界。研究中發現用功率譜密度法確定抖振起始迎角的方法較好，它表明了抖振的能量在頻域內的分布規律，從而揭示了抖振響應的本質。在數據處理方法上來說，突出了最大模態響應頻率處的能量，減少了其它頻率成分問題，因而這樣確定的抖振起始迎角比利用在較寬頻率范圍內求出均方根來確定抖振起始迎角的方法要更加精確。

[1] HANAGUD S.F-15 tail buffet alleviation a smart structure approach[R].Atlanta：Georgia Institute of Technology.1998.

[2] HANAGUD S，NOYER MBD，LUO H，et al.Tail buffet alleviation of high performance twin tail aircraft using piezo-stack actuators[J].Aiaa Journal，2012，40(4)：619-627.

[3] 牟讓科，楊永年.飛機抖振問題研究進展[J].應用力學學報，2001，18(S1)：142-150.

[4] 郭同慶，董璐，陸志良.跨聲速機翼抖振初始迎角N-S方程定常計算分析[J].航空學報，2008，29(4)：840-844.

[5] 孫勇軍，盧曉東，劉娟.JL-6飛機抖振邊界試飛技術及相關性分析[J].飛行力學，2010，28(2)：85-88.

[6] 李炬.確定運輸類飛機抖振邊界的試飛方法[J].飛行力學，1991(3)：84-91.

[7] 鐘德均.殲擊機抖振邊界試飛技術研究[J].飛行試驗，1995(2)：14-19.

[8] 李小路，唐凱，雷鳴.飛機垂尾抖振響應的飛行試驗研究[J].實驗流體力學，2014，28(2)：21-26.