某型飛機(jī)顫振試飛中多種激勵(lì)技術(shù)的綜合應(yīng)用與研究

俱利鋒， 劉　鈺， 梁海州

(1. 中國飛行試驗(yàn)研究院，西安　710089； 2.中航工業(yè)第一飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院，西安　710089)

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某型飛機(jī)顫振試飛中多種激勵(lì)技術(shù)的綜合應(yīng)用與研究

俱利鋒1， 劉鈺2， 梁海州1

(1. 中國飛行試驗(yàn)研究院，西安710089； 2.中航工業(yè)第一飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院，西安710089)

摘要：首先對(duì)顫振試飛所用激勵(lì)技術(shù)進(jìn)行了簡(jiǎn)單介紹。進(jìn)而對(duì)某型飛機(jī)顫振試飛所選激勵(lì)技術(shù)的原理進(jìn)行了詳細(xì)分析，并通過對(duì)該型飛機(jī)顫振試飛不同激勵(lì)技術(shù)激勵(lì)效果的分析討論，給出針對(duì)該型飛機(jī)，多種激勵(lì)技術(shù)補(bǔ)充使用所得激勵(lì)效果明顯的結(jié)論。最后對(duì)其它飛機(jī)顫振試飛激勵(lì)方法的選用給出有益建議。

關(guān)鍵詞：顫振；試飛；激勵(lì)；操縱面掃頻

某型飛機(jī)是在原型機(jī)基礎(chǔ)上改進(jìn)研制的新型飛機(jī)，顫振/氣動(dòng)伺服彈性(簡(jiǎn)稱ASE)試飛是該型飛機(jī)定型試飛的重要科目之一。

顫振試飛的激勵(lì)方法分為“自然”激勵(lì)和“人工”激勵(lì)兩種類型[1]，自然激勵(lì)意味著響應(yīng)是在大氣紊流激勵(lì)下得到的，不需要安裝專門的激勵(lì)裝置，但通常情況下使用大氣紊流激勵(lì)較難獲得理想的激勵(lì)效果。人工激勵(lì)則需要借助某種特定激勵(lì)裝置進(jìn)行激勵(lì)，目前人工激勵(lì)方法主要有以下幾種[2-3]：

1) 借助空氣動(dòng)力的激勵(lì)法：操縱面激勵(lì)和小翼激勵(lì)等；

2) 借助慣性力的激勵(lì)法：帶不平衡轉(zhuǎn)子的慣性激勵(lì)和電磁激勵(lì)等；

3) 借助火藥噴發(fā)反作用力的激勵(lì)法：小火箭激勵(lì)。

現(xiàn)在的顫振飛行試驗(yàn)中，已較少采用單一激勵(lì)法的方案，往往同時(shí)組合使用幾種不同的激勵(lì)法取長(zhǎng)補(bǔ)短，綜合驗(yàn)證。對(duì)于不同型號(hào)飛機(jī)的試飛來說，使用哪種或哪幾種激勵(lì)技術(shù)成為顫振試飛能否順利實(shí)施的關(guān)鍵。

1激勵(lì)技術(shù)介紹和選擇

1.1操縱面掃頻激勵(lì)技術(shù)

操縱面掃頻激勵(lì)有兩種方式，① 飛行員控制操縱面產(chǎn)生突然的運(yùn)動(dòng)，直接產(chǎn)生脈沖激勵(lì)；② 通過電信號(hào)驅(qū)動(dòng)操縱面，通常是用專門的信號(hào)發(fā)生器產(chǎn)生激勵(lì)信號(hào)，輸入飛行控制系統(tǒng)實(shí)施激勵(lì)。這種激勵(lì)方法不僅可以實(shí)施脈沖激勵(lì)，也可以實(shí)施掃頻激勵(lì)。用電信號(hào)驅(qū)動(dòng)控制面進(jìn)行激勵(lì)，可通過測(cè)量電信號(hào)得到輸入的激勵(lì)信號(hào)。

應(yīng)用操縱面進(jìn)行顫振試驗(yàn)不需安裝專門激勵(lì)裝置，不會(huì)帶來附加質(zhì)量，所以這種激勵(lì)方法很方便。同時(shí)操縱面和作動(dòng)器本身就是飛機(jī)結(jié)構(gòu)系統(tǒng)一部分，應(yīng)用操縱面激勵(lì)不會(huì)改變飛機(jī)顫振速度。此外該方法省去了安裝激勵(lì)系統(tǒng)所需的繁重結(jié)構(gòu)加工及設(shè)備改裝工作。

操縱面激勵(lì)方法最大的缺點(diǎn)是激勵(lì)頻率受飛機(jī)操縱系統(tǒng)及舵面?zhèn)鲃?dòng)頻率帶寬的限制——該通帶往往比結(jié)構(gòu)彈性振動(dòng)模態(tài)的典型頻帶窄得多。對(duì)某型飛機(jī)來說，大多數(shù)舵面的通頻帶在10 Hz左右(如翼面1)，而翼面2的通頻帶僅5 Hz左右。

1.2小火箭激勵(lì)技術(shù)

小火箭是很小的爆炸裝置，它可以安裝在主要結(jié)構(gòu)或操縱面上[4-5]，并通過點(diǎn)火產(chǎn)生脈沖激勵(lì)。脈沖持續(xù)時(shí)間很短(持續(xù)時(shí)間為ms級(jí))，能夠有效地激勵(lì)高頻模態(tài)。

小火箭由一個(gè)密封的空腔構(gòu)成，空腔內(nèi)部充滿多層火藥，充填火藥的質(zhì)量控制脈沖力的大小?？涨坏囊欢送ㄟ^電信號(hào)點(diǎn)火。小火箭的另一端是一個(gè)擴(kuò)散噴管，產(chǎn)生的氣體通過噴管產(chǎn)生推力。圖1給出固體小火箭典型的推力-時(shí)間曲線。擴(kuò)散噴管的大小可以控制脈沖信號(hào)的持續(xù)時(shí)間。

圖1　小火箭產(chǎn)生脈沖激勵(lì)力形式Fig.1 Pulse excitation of bonkers

小火箭非常輕，可以直接安裝，激發(fā)只需要很小的電流。它只需要自給性能源(火藥)，不需要復(fù)雜的能量傳輸管道。因?yàn)樵谛⌒惋w機(jī)上裝置復(fù)雜的系統(tǒng)比較困難，所以小火箭激勵(lì)方式特別適用小型飛機(jī)或飛機(jī)上的小型結(jié)構(gòu)部件，如該型飛機(jī)的翼面2。

1.3激勵(lì)方法的選擇

ASE是隨著飛機(jī)控制系統(tǒng)的發(fā)展而產(chǎn)生的，它與顫振現(xiàn)象所不同的是維持振動(dòng)的能量一部分來自控制系統(tǒng)。所以對(duì)于該型飛機(jī)來說，要進(jìn)行ASE試飛，必須通過操縱面掃頻激勵(lì)向飛控系統(tǒng)施加信號(hào)，形成飛控系統(tǒng)、飛機(jī)結(jié)構(gòu)、飛機(jī)響應(yīng)的閉環(huán)環(huán)節(jié)，才能進(jìn)行有關(guān)裕度的計(jì)算與分析。因此，該型飛機(jī)顫振/ASE試飛必須使用操縱面掃頻激勵(lì)技術(shù)。

表1給出某型飛機(jī)地面共振試驗(yàn)(GVT)所得主要結(jié)構(gòu)模態(tài)。翼面1最高的結(jié)構(gòu)模態(tài)頻率為24 Hz，適用于使用操縱面掃頻激勵(lì)技術(shù)。翼面2顫振危險(xiǎn)結(jié)構(gòu)模態(tài)頻率在45 Hz左右，后來的試飛結(jié)果表明，隨著飛行速度的增加該模態(tài)頻率逐漸增大到50 Hz左右，不適合使用操縱面掃頻激勵(lì)技術(shù)，對(duì)該部位結(jié)構(gòu)的顫振激勵(lì)必須選用高頻特性好的激勵(lì)方法。

表1某型飛機(jī)GVT所得主要結(jié)構(gòu)模態(tài)

Tab.1 The primary mode of the airplane

目前，國內(nèi)高頻激勵(lì)效果好的激勵(lì)方法有三種：帶開縫旋轉(zhuǎn)圓筒的固定小翼激勵(lì)法、帶不平衡轉(zhuǎn)子的慣性激勵(lì)方法和小火箭激勵(lì)法。使用固定小翼法會(huì)改變安裝部位的氣動(dòng)外形，使用帶不平衡轉(zhuǎn)子的慣性激勵(lì)法要求待激勵(lì)部位有很大的安裝激勵(lì)設(shè)備的安裝空間。對(duì)于翼面2來說，本身的面積相對(duì)較小，從結(jié)構(gòu)本身來說，又是全封閉結(jié)構(gòu)，因此，上述兩種方法都不適用。而小火箭激勵(lì)法高頻特性好，附加重量輕，不影響飛機(jī)模態(tài)特性，激勵(lì)時(shí)產(chǎn)生的脈沖短，一個(gè)試驗(yàn)點(diǎn)可進(jìn)行多次。在多個(gè)型號(hào)顫振試飛中均有成功應(yīng)用。

因此，經(jīng)仔細(xì)分析，該型飛機(jī)翼面1使用操縱面掃頻激勵(lì)，翼面2采用小火箭激勵(lì)方法進(jìn)行激勵(lì)。圖2給出翼面2主要模態(tài)節(jié)線對(duì)比及小火箭在翼面2上的分布圖。

圖2　翼面2主要模態(tài)節(jié)線及小火箭在翼面上的分布圖Fig.2 The node of the primary mode and the distribution graph of the bonkers on the wing 2

2不同激勵(lì)技術(shù)的試飛應(yīng)用

2.1操縱面掃頻激勵(lì)技術(shù)

2.1.1翼面1掃頻激勵(lì)

對(duì)于該型飛機(jī)，除過翼面2以外，全部使用操縱面掃頻激勵(lì)技術(shù)。圖3給出某飛行狀態(tài)，使用掃頻范圍1～32 Hz，幅值系數(shù)0.3°的掃頻信號(hào)，對(duì)翼面1進(jìn)行操縱面掃頻激勵(lì)，翼面1上某傳感器振動(dòng)響應(yīng)V1及其功率譜圖。

圖3從上到下共三幅圖，上面一幅和中間一幅是傳感器振動(dòng)響應(yīng)的時(shí)間歷程和時(shí)間歷程的部分放大圖，最下面一幅是上面振動(dòng)響應(yīng)功率譜圖。

從圖3(b)可知，時(shí)域信號(hào)的信噪比遠(yuǎn)大于5，說明結(jié)構(gòu)激勵(lì)很充分。從圖3(c)可知，對(duì)于該翼面，使用操縱面掃頻激勵(lì)技術(shù)成功激勵(lì)出了模態(tài)1(8.982 Hz)、模態(tài)2(24.85 Hz)和模態(tài)3(11.74 Hz)這三支關(guān)鍵結(jié)構(gòu)模態(tài)。

圖3　掃頻激勵(lì)翼面1振動(dòng)響應(yīng)及功率譜Fig.3 The vibration and power spectrum of wing 1 by frequency sweeps

2.1.2翼面2掃頻激勵(lì)

試飛初期，對(duì)翼面2嘗試使用操縱面掃頻激勵(lì)技術(shù)進(jìn)行結(jié)構(gòu)激勵(lì)。

圖4給出某飛行狀態(tài)，使用掃頻范圍1～55 Hz，幅值系數(shù)0.9°的掃頻信號(hào)，對(duì)翼面2進(jìn)行掃頻激勵(lì)，翼面2上某傳感器振動(dòng)響應(yīng)QV2及功率譜圖。各個(gè)圖的含義同圖3。

圖4　掃頻激勵(lì)翼面2振動(dòng)響應(yīng)及功率譜Fig.4 The vibration and power spectrum of wing 2 by frequency sweeps

由圖4可知，對(duì)于該翼面，使用操縱面掃頻激勵(lì)技術(shù)似乎激勵(lì)出了模態(tài)1(17.00 Hz)，但該模態(tài)既使在3倍于翼面1的幅值系數(shù)下進(jìn)行激勵(lì)，響應(yīng)信號(hào)信噪比<1.5，且功率譜圖所得譜線的毛刺很多，譜圖的質(zhì)量很不高。所以，對(duì)于翼面2，使用操縱面掃頻激勵(lì)技術(shù)，根本沒有激勵(lì)出該翼面的模態(tài)2。

2.2小火箭激勵(lì)技術(shù)

由以上分析可以看出，翼面2使用掃頻激勵(lì)方法根本沒有激勵(lì)出模態(tài)2，模態(tài)1的激勵(lì)效果也不理想。最關(guān)鍵的是，該型飛機(jī)在跨音速和超音速狀態(tài)飛行時(shí)，翼面2舵面偏度會(huì)一直處于滿偏狀態(tài)，在這些飛行狀態(tài)激勵(lì)信號(hào)根本就施加不到飛機(jī)控制系統(tǒng)中去。因此，對(duì)于翼面2來說，操縱面掃頻激勵(lì)技術(shù)難以有效應(yīng)用。為了充分激勵(lì)出翼面2的關(guān)鍵結(jié)構(gòu)模態(tài)，試飛過程中，對(duì)翼面2使用了小火箭進(jìn)行激勵(lì)。

2.2.1針對(duì)一彎模態(tài)的小火箭激勵(lì)

圖5是某飛行狀態(tài)使用翼面2尖部小火箭激勵(lì)，翼面2上振動(dòng)傳感器的時(shí)間歷程和頻譜圖[6-8]。

由圖5(a)可知，使用所選規(guī)格小火箭激勵(lì)，所得時(shí)域響應(yīng)信號(hào)的信噪比?5，從由圖5(b)可知，模態(tài)1被充分地激勵(lì)出來。

圖5　翼面2尖部小火箭激勵(lì)傳感器響應(yīng)及其頻譜Fig.5 The vibration and frequency spectrum of wing 2 by excitation of bonkers on wing tip

2.2.2針對(duì)旋轉(zhuǎn)模態(tài)的小火箭激勵(lì)

圖6是某飛行狀態(tài)翼面2中部小火箭激勵(lì)，翼面2上振動(dòng)傳感器的時(shí)間歷程和頻譜圖。

由圖6(a)可知，使用所選規(guī)格小火箭激勵(lì)，所得時(shí)域響應(yīng)信號(hào)的信噪比>5。從圖6(b)可知，不僅模態(tài)2(45.2 Hz)被充分地激勵(lì)出來，而且模態(tài)1也被激勵(lì)出來。同時(shí)還可以看出，針對(duì)模態(tài)2進(jìn)行激勵(lì)時(shí)，模態(tài)1在頻域的能量遠(yuǎn)小于模態(tài)2，即模態(tài)2的激勵(lì)效果更好一些，模態(tài)2正是該位置小火箭激勵(lì)目標(biāo)模態(tài)。由圖2可知，尖部小火箭距離模態(tài)1的節(jié)線較遠(yuǎn)，所以針對(duì)模態(tài)1的激勵(lì)效果就相對(duì)好一些；而中部小火箭距離模態(tài)2節(jié)線相對(duì)較遠(yuǎn)，所以針對(duì)模態(tài)2的激勵(lì)效果相對(duì)就好一些。

圖6　翼面2中部小火箭激勵(lì)傳感器響應(yīng)及其頻譜Fig.6 The vibration and frequency spectrum of wing 2 by excitation of bonkers on wing middle

3結(jié)論

在該型飛機(jī)的顫振/ASE試飛過程，針對(duì)不同翼面的特點(diǎn)選用不同的激勵(lì)方法：對(duì)翼面1采用操縱面掃頻激勵(lì)技術(shù)；對(duì)翼面2采用小火箭激勵(lì)技術(shù)，并對(duì)不同模態(tài)使用不同部位的小火箭來進(jìn)行激勵(lì)，即模態(tài)1使用翼面尖部的小火箭進(jìn)行激勵(lì)，模態(tài)2使用翼面中部的小火箭進(jìn)行激勵(lì)。數(shù)據(jù)分析結(jié)果表明，不同翼面采用不同的激勵(lì)方法均取得了理想的激勵(lì)效果，所關(guān)心的結(jié)構(gòu)模態(tài)激勵(lì)充分，數(shù)據(jù)處理結(jié)果可靠，保證了顫振/ASE試飛課題的順利開展。

這種同一型號(hào)飛機(jī)上不同激勵(lì)方法的綜合應(yīng)用，對(duì)后續(xù)顫振/ASE試飛激勵(lì)方法的選用可以作為有益的參考，即對(duì)舵面頻帶較寬且結(jié)構(gòu)模態(tài)頻率較低的翼面可以使用操縱面激勵(lì)技術(shù)，舵面頻帶較窄且結(jié)構(gòu)模態(tài)頻率較高的翼面可以使用小火箭激勵(lì)技術(shù)。

在以后的飛機(jī)顫振試飛中，需根據(jù)不同飛機(jī)的結(jié)構(gòu)特點(diǎn)，統(tǒng)籌規(guī)劃，綜合考慮，不能局限于某一種顫振激勵(lì)技術(shù)，而應(yīng)使用不同激勵(lì)技術(shù)相互取長(zhǎng)補(bǔ)短，綜合應(yīng)用，確保顫振/ASE試飛的順利推進(jìn)。

參 考 文 獻(xiàn)

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Compositive application and investigation of many excitation techniques in flutter flight tests of X-type airplane

JULi-feng1,LIUYu2,LIANGHai-zhou1(1.Chinese Flight Test Establishment ,Xi’an 710089,China; 2. AVIC The First Aircraft Institute,Xi’an 710089,China)

Abstract:Here, the excitation techniques for airplane’s flutter fight tests were introduced briefly. Then, the principle of the excitation techniques selected for X-type plane were analyzed in detail, and the conclusion that the excitation effect of compositive application of many excitation techniques in flutter flight tests of X-type plane is obvious was drawn through analyzing and discussing. At last, the useful suggestions were given for the choice of excitation techniques of other airplanes’ flutter flight tests.

Key words:flutter; flight test; excitation; control surface sweeping-frequency

中圖分類號(hào):V215.3

文獻(xiàn)標(biāo)志碼：A

DOI:10.13465/j.cnki.jvs.2016.07.023

收稿日期：2014-12-10修改稿收到日期：2015-10-14

第一作者 俱利鋒 女，碩士，研究員，1973年生