飛機(jī)抖振試飛方法研究

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(中國(guó)飛行試驗(yàn)研究院，陜西 西安 710089)

0 引言

抖振時(shí)，會(huì)嚴(yán)重影響其飛行品質(zhì)、飛行安全和使用壽命，也會(huì)影響飛行員的操縱，降低其工作效率[1]。

對(duì)戰(zhàn)斗機(jī)而言，抖振特性的好壞直接影響其不同速度下的戰(zhàn)斗過(guò)載特性和跨音速機(jī)動(dòng)過(guò)載能力，對(duì)飛機(jī)的作戰(zhàn)使用有明顯的制約。美國(guó)F-15飛機(jī)在部隊(duì)僅僅服役六個(gè)月，垂尾就出現(xiàn)了疲勞裂紋，經(jīng)過(guò)研究發(fā)現(xiàn)是由于垂尾抖振誘發(fā)的疲勞問(wèn)題。F/A-22飛機(jī)也遇到過(guò)相同的問(wèn)題，其尾翼抖振最早是在1999年7月發(fā)現(xiàn)的。此后，查明是由于作用在飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道上緣與機(jī)身結(jié)合處的強(qiáng)大渦流引起的，而在翼根處形成的另一對(duì)渦流則增大了抖振的強(qiáng)度[2]。由于抖振對(duì)飛機(jī)性能及安全都有很大的影響，因而在飛機(jī)研制過(guò)程中給予了高度重視。美軍標(biāo)、國(guó)軍標(biāo)、適航規(guī)章等對(duì)抖振都有著明確的要求。

飛機(jī)抖振屬于一門多學(xué)科綜合性問(wèn)題，主要涵蓋了飛行品質(zhì)、空氣動(dòng)力學(xué)、氣動(dòng)彈性、結(jié)構(gòu)強(qiáng)度等多學(xué)科內(nèi)容。僅依靠理論計(jì)算、數(shù)值模擬和風(fēng)洞試驗(yàn)遠(yuǎn)不能滿足研究的需要，飛行試驗(yàn)由于自身的特點(diǎn)，在抖振研究中發(fā)揮著舉足輕重的作用[3]。本文主要研究了飛機(jī)振動(dòng)試飛方法和數(shù)據(jù)處理方法。

1 抖振效應(yīng)

當(dāng)飛機(jī)發(fā)生抖振時(shí)，它會(huì)增加飛機(jī)結(jié)構(gòu)的應(yīng)力，降低結(jié)構(gòu)的疲勞壽命，降低飛機(jī)的飛行品質(zhì)和操縱性能，影響武器系統(tǒng)的瞄準(zhǔn)、跟蹤和射擊，影響機(jī)載電子儀器的正常工作及乘員的舒適。結(jié)構(gòu)的強(qiáng)烈振動(dòng)還會(huì)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(jī)抖振出現(xiàn)的抖振疲勞斷裂

我國(guó)某型飛機(jī)在試飛過(guò)程中，飛機(jī)進(jìn)入跨聲速區(qū)時(shí)發(fā)生強(qiáng)烈的振動(dòng)，使得飛行員無(wú)法看清座艙儀表板上的指針，嚴(yán)重影響了飛機(jī)的操縱性，拖延了飛機(jī)的定型。同樣，國(guó)內(nèi)的很多軍機(jī)與民機(jī)也都出現(xiàn)過(guò)類似的抖振問(wèn)題，這些抖振問(wèn)題都極大的影響了飛機(jī)的飛行包線和飛機(jī)性能。圖1為我國(guó)某型飛機(jī)由于抖振而導(dǎo)致出現(xiàn)疲勞裂紋甚至斷裂。

2 抖振邊界

飛機(jī)的抖振邊界系指飛機(jī)抖振開始發(fā)生時(shí)的飛機(jī)迎角(升力系數(shù))隨M數(shù)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(dǎo)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(duì)應(yīng)不同的馬赫數(shù)畫出翼尖加速度、翼根彎矩、脈動(dòng)壓力的均方根值與迎角的關(guān)系曲線。根據(jù)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(guān)系曲線，再對(duì)這些關(guān)系曲線利用曲線切交法確定出不同馬赫數(shù)下的抖振起始迎角，最后畫出的抖振起始迎角隨馬赫數(shù)的變化曲線，這即抖振邊界[5]。

3 抖振試飛方法

為了能夠準(zhǔn)確得到飛機(jī)在飛行過(guò)程中的抖振響應(yīng)數(shù)據(jù)，就必須選擇合適的飛行方法。包括直線減速法、穩(wěn)定轉(zhuǎn)彎法、收斂轉(zhuǎn)彎法、減速轉(zhuǎn)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(zhuǎn)彎法，其駕駛方法是：對(duì)給定的構(gòu)形，在給定的高度上，保持穩(wěn)定水平直線飛行，配平桿力，保持5～6 s后，迅速而協(xié)調(diào)的壓桿、蹬舵、拉桿，在保持速度不變的情況下使法向過(guò)載逐步增加直到飛機(jī)抖振。在過(guò)載增加期間，為了保持速度不變，需要有比穩(wěn)定盤旋更大的傾斜角，過(guò)載大于4時(shí)，傾斜角可能達(dá)到90°到100°。收斂轉(zhuǎn)彎操作技術(shù)復(fù)雜，但試飛效率高[6-8]。

4 抖振飛行試驗(yàn)結(jié)果

為了研究實(shí)際飛行中的抖振情況，在機(jī)翼上安裝12個(gè)振動(dòng)加速度傳感器，分別位于左、右機(jī)翼尖前緣、后緣，左、右機(jī)翼中外前緣、后緣，左、右機(jī)翼中內(nèi)前緣、后緣附件剛度較高的結(jié)構(gòu)上，左、右機(jī)翼位置對(duì)稱。以飛行選取的氣壓高度8600 m，馬赫數(shù)為0.45，飛機(jī)從穩(wěn)定平飛進(jìn)入收斂轉(zhuǎn)彎狀態(tài)的飛行數(shù)據(jù)為例，進(jìn)行抖振響應(yīng)分析。飛行過(guò)程中的主要飛行參數(shù)如圖2所示，機(jī)翼尖部振動(dòng)時(shí)間歷程如圖3所示。

圖2 飛行試驗(yàn)主要飛行參數(shù)時(shí)間歷程

圖3 機(jī)翼尖加速度數(shù)據(jù)時(shí)間歷程

通過(guò)對(duì)機(jī)翼尖加速度數(shù)據(jù)時(shí)間歷程分析可以看出，在16 s之后，飛機(jī)逐漸地出現(xiàn)了抖振現(xiàn)象，這是由于機(jī)翼翼尖后緣處出現(xiàn)氣流分離引起的。隨著迎角的不斷增大，機(jī)翼氣流分離現(xiàn)象越加明顯，其受到的氣流脈動(dòng)載荷就會(huì)不斷增大，嚴(yán)重影響飛機(jī)的飛行安全。而通過(guò)比較圖3中機(jī)翼翼尖前、后緣處加速度時(shí)間歷程曲線無(wú)法精確的分辨這兩個(gè)位置的分離流脈動(dòng)載荷強(qiáng)度大小以及對(duì)結(jié)構(gòu)響應(yīng)的敏感程度。為了在機(jī)翼上找到一個(gè)對(duì)抖振響應(yīng)相對(duì)敏感、強(qiáng)度相對(duì)較大的位置來(lái)研究抖振起始迎角，本文利用自功率譜密度法對(duì)振動(dòng)較大的左右機(jī)翼尖處的加速度數(shù)據(jù)進(jìn)行分析，如圖4所示。

從圖中4可以看出，當(dāng)飛機(jī)出現(xiàn)抖振時(shí)，機(jī)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(yīng)頻率來(lái)看，其最大響應(yīng)頻率峰值基本都出現(xiàn)在10 Hz左右，對(duì)照表1可知，這一頻率非常接近于機(jī)翼對(duì)稱二階彎曲頻率，因此這種抖振對(duì)機(jī)翼結(jié)構(gòu)有著極其不利的影響。

圖4 機(jī)翼尖部加速度功率譜密度

表1 飛機(jī)主要模態(tài)

綜上所述可以明顯得到機(jī)翼后緣尖部相較于前緣來(lái)說(shuō)都真的影響更大，而從頻率角度來(lái)講其機(jī)翼二階對(duì)稱彎曲模態(tài)處的能量最大。因此本文采用機(jī)翼后緣位置的加速度數(shù)據(jù)進(jìn)行了抖振起始迎角及抖振邊界計(jì)算，在分析研究的過(guò)程中分別從時(shí)域和頻域角度利用均方根值、自功率譜方法對(duì)加速度數(shù)據(jù)進(jìn)行計(jì)算處理。

從時(shí)域處理數(shù)據(jù)時(shí)，將數(shù)據(jù)段按照1 s的時(shí)間段進(jìn)行分段處理并使每個(gè)時(shí)間段前后有50%的重疊區(qū)。通過(guò)計(jì)算每個(gè)時(shí)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(guān)系如圖5、圖6所示。

圖5 左機(jī)翼翼尖后緣均方根隨迎角變化圖

圖6 右機(jī)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(jī)翼后緣翼尖加速度的均方根值基本上變化不大。當(dāng)迎角達(dá)到約12.9°時(shí)，左右機(jī)翼后緣翼尖加速度均方根值急劇變大，飛機(jī)出現(xiàn)了明顯的抖振。因此，12.9°為該狀態(tài)下的抖振起始迎角。

由圖4可知，出現(xiàn)抖振時(shí)，能量往往集中在機(jī)翼二階對(duì)稱彎曲模態(tài)(約為9.92 Hz)。因此利用自功率譜密度方法得到各迎角狀態(tài)下對(duì)應(yīng)與機(jī)翼二階對(duì)稱彎曲模態(tài)處的功率譜密度值。其譜密度值與迎角關(guān)系如圖7、圖8所示。

從圖7、圖8中可以看出當(dāng)迎角出約為13°時(shí)，曲線斜率出現(xiàn)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(shí)域內(nèi)均方根法得出的抖振起始迎角相比，這兩種方法測(cè)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(jī)翼翼尖功率譜密度隨迎角變化圖

圖8 頻域范圍內(nèi)，右機(jī)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(tài)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(tài)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(jié)論

本文就飛機(jī)抖振的概念、抖振對(duì)飛機(jī)結(jié)構(gòu)、人員的影響，抖振邊界的定義和抖振試飛方法進(jìn)行了分析，并通過(guò)飛機(jī)機(jī)翼上加裝的振動(dòng)傳感器，分別用均方根值、自功率譜密度的方法對(duì)飛機(jī)機(jī)翼抖振響應(yīng)情況進(jìn)行了分析，得到了抖振邊界。研究中發(fā)現(xiàn)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(nèi)的分布規(guī)律，從而揭示了抖振響應(yīng)的本質(zhì)。在數(shù)據(jù)處理方法上來(lái)說(shuō)，突出了最大模態(tài)響應(yīng)頻率處的能量，減少了其它頻率成分問(wèn)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(nèi)求出均方根來(lái)確定抖振起始迎角的方法要更加精確。

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