機翼帶外掛高階高頻顫振特性研究

陳立勇，魏榕祥，項小平，王錢偉

（江西洪都航空工業集團有限責任公司，南昌 330024）

現代飛機掛點較多，外掛物種類很多，導致飛機攜帶外掛武器后出現一些非常規的顫振，限制了飛行包線的擴展和軍事任務的使用，有必要對這些非常規的顫振開展研究。隨著計算手段和計算機的發展，飛機顫振計算也由部件計算，有限階數模態計算發展到現在的全機計算[1]，近百階模態計算，計算的準確度和精度不斷提高。隨著計算規模的增大，計算階數的增多，也顯現出一些非常規顫振，給顫振分析增加了難度。某飛機攜帶多外掛物就出現了此類現象。由于機翼部件顫振計算和全機有很好的一致性，故文中取機翼部件為研究對象，并按風洞模型比例尺[2]將頻率和速度折算，以便對比分析。

1 顫振計算分析

在根據全機地面振動模態試驗修正后的某全機帶多外掛物模型中，取右機翼及部分機身框段，在機身對稱面固支，如圖1所示，進行單獨機翼模態計算和識別，結果見表1。

顫振計算采用 p-k法[3]，分別取機翼前 19階和21階模態進行顫振計算。顫振特性一致：機翼的顫振型為后襟旋轉模態、副翼旋轉模態和機翼二扭模態（高階高頻[4]）耦合的緩發型顫振。按一定阻尼[5]顫振速度取為34.5 m/s，顫振頻率為18.8 Hz。前21階顫振計算v-g/f圖見圖2。

表1 機翼模態計算識別結果

2 風洞試驗

2.1 模型設計

根據選定的設計基準和風洞特點，確定速度比例尺，并兼顧模型撓度和外掛物質量的匹配性，選取合適的幾何比例尺。按剛度等效原則進行風洞模型的剛度折算，結合外形、質量分布和工藝要求，進行風洞模型設計[6]。模型最終主要模態特性與基準一致，其中顫振型模態結果比較見表2。

表2 機翼顫振型模態對比

仍取機翼前21階模態進行顫振計算，顫振型仍為后襟旋轉模態、副翼旋轉模態和機翼二扭模態耦合的緩發型顫振，顫振速度為 38.3 m/s，顫振頻率為18.23 Hz，顫振v-g/f圖見圖3。風洞模型顫振計算穿越模態曲線走勢與飛機模型的基本一致。

需要說明的是，風洞模型19階以后模態頻率和基準有所差異，且顫振計算多出一支顫振，但其最大阻尼僅剛過0.02。綜合比較模態特性、顫振特性和顫振 v-g/f曲線，風洞模型模擬出了設計基準（飛機模型）的根本顫振特性，達到了設計目的。

2.2 試驗與分析

采用FBP[7]方法對該構形狀態的頻率和阻尼進行處理，結果見圖4。典型速度下時域信號和頻譜見圖5（前 4個通道為機翼連接梁的應變信號，分別為 1梁彎扭、4梁彎扭；后4個通道分別為翼尖、副翼、內掛、中掛的縱向加速度信號）。

風洞試驗直吹至顫振，圖5e為顫振臨界狀態的時域信號和頻譜。時域信號圖后面逐漸收斂是由于保護模型，緊急關閉風洞所致。

由振動和頻譜圖可以看出，速度較低時，頻譜圖中未出現高頻峰值。當速度達到一定值時，高頻峰值出現，隨著風速的增加，頻峰逐漸向高頻集中，直至成單峰。結合阻尼和頻率圖可知，低速時，以低頻峰值為主，阻尼較大；亞臨界顫振時，以高頻峰值為主，阻尼很小；顫振時，僅出現高頻峰值，阻尼已不足0.003。

3 顫振試飛

選取該構形，在機翼和外掛物上加裝了顫振激勵小火箭，分別采用了小火箭[4]和 FES[8]顫振激勵方式進行了顫振飛行試驗。從顫振試飛中選取的5個典型速度，機翼翼尖縱向加速度傳感器的頻譜分析結果見圖6。

從頻譜圖中可以看出，速度較小時，低頻峰值較明顯。隨著速度的增加，低頻峰值逐漸減小，高頻峰值逐漸明顯，與風洞試驗規律基本一致。

4 結果分析

飛機模型計算、風洞模型計算、風洞實測和顫振試飛結果比較見表3。

表3 各種方法顫振特性結果比較

從表3可以看出，風洞模型顫振計算結果與顫振風洞試驗實測一致。結合前文，由于全機地面振動模態試驗實測顫振型的三階模態飛機結構阻尼均大于0.1，并且顫振試飛時速度只飛至設計要求，而風洞試驗由于模型結構阻尼較小，且直吹至顫振，故風洞試驗高階高頻顫振特性規律較明顯。

綜合全文，可以看出飛機模型、風洞模型、風洞試驗和顫振試飛結果具有較強的相關性，各種研究方法均得出相同的高階高頻顫振。

5 結論

文中以顫振計算、低速顫振風洞試驗和顫振飛行試驗等方法對某飛機某種帶多外掛物構形的非常規顫振（高階高頻顫振）開展研究，各種方法均可得出高階高頻顫振現象及其特點，基本證實高階高頻顫振的存在。