先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)全動(dòng)V尾抖振動(dòng)強(qiáng)度設(shè)計(jì)與驗(yàn)證

金偉，楊智春，孟德虹，陳炎，黃虎，王勇軍，何石，陳園方

1. 中國航空工業(yè)成都飛機(jī)設(shè)計(jì)研究所，成都 610091

2. 西北工業(yè)大學(xué) 航空學(xué)院， 西安 710072

3. 中國空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心，綿陽 621000

4. 中國飛機(jī)強(qiáng)度研究所，西安 710065

大迎角(Angle of Attack, AoA)機(jī)動(dòng)飛行能夠迅速改變飛機(jī)的速度矢量與機(jī)頭指向、搶占有利的攻擊位置、并率先發(fā)動(dòng)攻擊。同時(shí)還能將自己飛機(jī)的位置始終處于對(duì)手轉(zhuǎn)彎半徑的內(nèi)側(cè)，可有效規(guī)避敵方武器系統(tǒng)的攻擊、形成戰(zhàn)術(shù)上的絕對(duì)優(yōu)勢(shì)。采用鴨翼前置與全動(dòng)V型雙垂尾布局的氣動(dòng)設(shè)計(jì)方案，可充分實(shí)現(xiàn)其良好的大迎角機(jī)動(dòng)可控飛行，可充分發(fā)揮新一代戰(zhàn)斗機(jī)的超機(jī)動(dòng)性等先進(jìn)戰(zhàn)技指標(biāo)。因此，在中國先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)研制的雙垂尾結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)中，充分利用了這種先進(jìn)設(shè)計(jì)方案對(duì)飛機(jī)整體性能帶來的優(yōu)勢(shì)。

在大迎角飛行時(shí)，飛機(jī)前機(jī)身高強(qiáng)度的脫體渦破裂會(huì)導(dǎo)致后機(jī)身V型全動(dòng)垂尾發(fā)生嚴(yán)重的抖振[1-2]。V尾抖振不僅會(huì)大幅降低結(jié)構(gòu)的疲勞壽命，使結(jié)構(gòu)過早產(chǎn)生疲勞裂紋甚至斷裂破壞，增加飛機(jī)的維護(hù)成本，降低機(jī)群的出勤率，還會(huì)嚴(yán)重影響飛機(jī)的飛行控制性能和飛行品質(zhì)，并造成儀表顯示判讀困難，武器火控系統(tǒng)的瞄準(zhǔn)、跟蹤和射擊精度嚴(yán)重降低，限制了飛機(jī)的機(jī)動(dòng)飛行包線，降低了新一代戰(zhàn)斗機(jī)超機(jī)動(dòng)性能的發(fā)揮。更有甚者，嚴(yán)酷的抖振環(huán)境還可能導(dǎo)致機(jī)載設(shè)備功能失效，使飛機(jī)失去控制，造成飛機(jī)失事。因此，在中國先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)結(jié)構(gòu)平臺(tái)設(shè)計(jì)中，能否解決好大迎角機(jī)動(dòng)飛行導(dǎo)致的V尾抖振問題，將對(duì)新一代戰(zhàn)斗機(jī)先進(jìn)戰(zhàn)技性能的發(fā)揮、提高V尾結(jié)構(gòu)的抗振動(dòng)疲勞壽命以及降低飛機(jī)的結(jié)構(gòu)維護(hù)成本產(chǎn)生嚴(yán)重的影響。

美國在第三、第四代先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)的研制過程中都普遍遭遇到了不同程度的V尾抖振問題，如美國的F-18A/B型戰(zhàn)斗機(jī)在服役不久(不足3個(gè)月)，就發(fā)現(xiàn)在數(shù)次大迎角飛行后，V尾根部結(jié)構(gòu)產(chǎn)生了疲勞裂紋，究其原因是由于V尾抖振引起的[3]。

在美國F-35驗(yàn)證機(jī)的大迎角試飛中，當(dāng)迎角達(dá)到18°，馬赫數(shù)0.75時(shí)，尾翼產(chǎn)生了嚴(yán)重的抖振，過載達(dá)到了極限載荷條件，不得已結(jié)束了該次機(jī)動(dòng)飛行。從最近美國國防部公開的資料顯示，V尾抖振仍然是困擾F-35飛機(jī)設(shè)計(jì)定型的5個(gè)重要遺留問題之一，在很長一段時(shí)間內(nèi)都不能進(jìn)行迎角≥20°的飛行驗(yàn)證[4]。在美國F/A-22飛機(jī)研制過程中也花費(fèi)了大量的人力、物力和財(cái)力來研究解決翼面抖振動(dòng)強(qiáng)度設(shè)計(jì)和振動(dòng)/聲疲勞問題[5]。

直到2012年，美國還在對(duì)F-15、F/A-18E/F、F-35、F/A-22飛機(jī)的V尾抖振問題繼續(xù)開展深入的研究。從美國近年來公開發(fā)表的技術(shù)文獻(xiàn)看，對(duì)V尾抖振問題的研究除了涉及大迎角飛行時(shí)前機(jī)身脫體渦破裂引發(fā)抖振的機(jī)理研究外，他們還重點(diǎn)開展了對(duì)尾翼抖振響應(yīng)預(yù)計(jì)與計(jì)算流體力學(xué)(Computational Fluid Dynamics, CFD)仿真分析方法、抖振動(dòng)態(tài)載荷風(fēng)洞試驗(yàn)測(cè)試與飛行試驗(yàn)的相關(guān)性分析技術(shù)、V尾抖振響應(yīng)減緩的自適應(yīng)主動(dòng)控制方法以及翼面抖振動(dòng)強(qiáng)度、疲勞強(qiáng)度分析與試驗(yàn)驗(yàn)證方法的系統(tǒng)深入研究。

縱觀中國在尾翼結(jié)構(gòu)抖振動(dòng)強(qiáng)度設(shè)計(jì)與試驗(yàn)研究方面所開展的工作，由于中國自主研制的全動(dòng)V尾布局先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)、無人機(jī)起步較晚，基礎(chǔ)研究相對(duì)薄弱，因而對(duì)V尾抖振問題的發(fā)生機(jī)理、抖振風(fēng)洞試驗(yàn)方法以及V尾結(jié)構(gòu)抖振動(dòng)強(qiáng)度設(shè)計(jì)分析方法與動(dòng)態(tài)疲勞試驗(yàn)驗(yàn)證方法等關(guān)鍵技術(shù)的研究，都缺乏充分的技術(shù)儲(chǔ)備，與美國等航空技術(shù)先進(jìn)國家相比還有較大的差距。因此，如何建立先進(jìn)有效的技術(shù)手段解決好高性能戰(zhàn)斗機(jī)在大迎角機(jī)動(dòng)飛行時(shí)V尾結(jié)構(gòu)的抖振問題，將是中國先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)V尾結(jié)構(gòu)動(dòng)強(qiáng)度設(shè)計(jì)中不可回避的重大技術(shù)難題，也將關(guān)系到新一代戰(zhàn)斗機(jī)先進(jìn)戰(zhàn)技性能的發(fā)揮。本項(xiàng)目研究工作就是針對(duì)這一工程應(yīng)用背景而開展的。

1 全動(dòng)V尾抖振風(fēng)洞試驗(yàn)“剛性/彈性”組合模型的風(fēng)洞試驗(yàn)方法

V尾布局先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)在做大迎角機(jī)動(dòng)飛行時(shí)，尤其是在跨聲速區(qū)進(jìn)行盤旋和收斂轉(zhuǎn)彎機(jī)動(dòng)時(shí)，前機(jī)身分離的脫體渦破裂后打到V尾上會(huì)導(dǎo)致V尾發(fā)生嚴(yán)重的抖振。破裂的高強(qiáng)度脫體渦包含有各種尺度的非線性混合渦流，頻率成份復(fù)雜，采用數(shù)值仿真方法獲得抖振載荷的時(shí)間周期較長，在型號(hào)的初步設(shè)計(jì)階段，完成V尾抖振動(dòng)強(qiáng)度分析所需要的翼面加速度響應(yīng)和脈動(dòng)壓力動(dòng)態(tài)載荷主要依靠風(fēng)洞試驗(yàn)獲取。對(duì)于高機(jī)動(dòng)性先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)其飛行包線遠(yuǎn)遠(yuǎn)超出抖振起始邊界，抖振風(fēng)洞試驗(yàn)中需要弄清在這些飛行狀態(tài)下V尾結(jié)構(gòu)的抖振動(dòng)響應(yīng)與動(dòng)態(tài)載荷。在V尾布局抖振模型風(fēng)洞試驗(yàn)中，通常將一側(cè)V尾模型設(shè)計(jì)成剛性模型，在其翼面兩側(cè)布置成對(duì)的貼片式脈動(dòng)壓力傳感器測(cè)量時(shí)域脈動(dòng)壓力差，再轉(zhuǎn)換到飛機(jī)尺度作為V尾結(jié)構(gòu)動(dòng)強(qiáng)度計(jì)算的動(dòng)態(tài)載荷輸入。而另一側(cè)V尾模型則設(shè)計(jì)成動(dòng)力相似(或結(jié)構(gòu)相似)的彈性模型。彈性模型可以在風(fēng)洞試驗(yàn)中直觀地反映翼面抖振響應(yīng)隨迎角、速壓的變化趨勢(shì)，直接驗(yàn)證抖振響應(yīng)減緩控制措施的效果，測(cè)量的動(dòng)響應(yīng)和V尾根部彎矩、扭矩等動(dòng)態(tài)載荷還能夠直接按照相似比例尺轉(zhuǎn)換得到飛機(jī)尺度結(jié)構(gòu)的動(dòng)響應(yīng)量值以及動(dòng)態(tài)內(nèi)力載荷[3]。因此，在型號(hào)研制中，分別進(jìn)行了全機(jī)低速與跨聲速的V尾“剛性/彈性”組合模型的抖振風(fēng)洞試驗(yàn)，給出了把抖振風(fēng)洞試驗(yàn)動(dòng)態(tài)測(cè)試結(jié)果向飛機(jī)尺度進(jìn)行相似轉(zhuǎn)換的原理與方法，主要研究工作體現(xiàn)在以下幾個(gè)方面。

1.1 V尾彈性/剛性抖振模型風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果向飛機(jī)尺度相似轉(zhuǎn)換的原理與方法

全機(jī)狀態(tài)V尾抖振風(fēng)洞試驗(yàn)是獲取大迎角機(jī)動(dòng)飛行時(shí)前機(jī)身脫體渦破裂后在雙V尾翼面分布的非定常脈動(dòng)壓力載荷特征與頻譜特性最直接有效的方法。與常規(guī)的定常氣動(dòng)力測(cè)壓模型以及顫振模型設(shè)計(jì)與試驗(yàn)方法不同，前者是采用全剛性模型進(jìn)行試驗(yàn)，測(cè)壓結(jié)果可以用氣流參數(shù)的無量綱化處理方法向飛機(jī)尺度轉(zhuǎn)換，不涉及動(dòng)態(tài)載荷的頻譜特性轉(zhuǎn)換；后者是采用全機(jī)彈性動(dòng)力相似模型進(jìn)行試驗(yàn)，試驗(yàn)測(cè)試結(jié)果、特別是結(jié)構(gòu)響應(yīng)的頻率特性是按照結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)分析方法獲得向飛機(jī)尺度相似轉(zhuǎn)換的公式。而全機(jī)狀態(tài)抖振風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ托枰褂脛傂訴尾模型(左側(cè))和彈性動(dòng)力相似V尾模型(右側(cè))的組合模型進(jìn)行試驗(yàn)(見圖1)，首先需要理論推導(dǎo)出在同一風(fēng)洞試驗(yàn)流場條件下測(cè)量的破裂脫體渦流場激勵(lì)頻率與彈性V尾結(jié)構(gòu)響應(yīng)頻率是否協(xié)調(diào)統(tǒng)一，才能夠按照動(dòng)力相似的彈性模型設(shè)計(jì)方法，設(shè)計(jì)抖振風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ筒⒂糜谠囼?yàn)，建立把試驗(yàn)動(dòng)態(tài)測(cè)試結(jié)果(非定常氣動(dòng)力/結(jié)構(gòu)響應(yīng))向飛機(jī)尺度協(xié)調(diào)匹配的相似轉(zhuǎn)換關(guān)系，得出用于飛機(jī)V尾結(jié)構(gòu)抖振動(dòng)強(qiáng)度分析的動(dòng)載荷輸入條件。

通過分析國外相關(guān)技術(shù)文獻(xiàn)，動(dòng)態(tài)流場參數(shù)的相似轉(zhuǎn)換準(zhǔn)則是按照“斯特勞哈爾數(shù)(減縮頻率)” 相等原理。對(duì)于引起V尾抖振的前機(jī)身脫體渦破裂形成的非定常流場脈動(dòng)壓力，通過理論分析確認(rèn)，在剛性V尾模型上測(cè)量的脈動(dòng)壓力主導(dǎo)頻率可以按照顫振風(fēng)洞試驗(yàn)與計(jì)算分析中使用的“減縮頻率”相等的原則進(jìn)行換算[6]，即

圖1 全機(jī)狀態(tài)V尾抖振風(fēng)洞試驗(yàn)(剛/彈)組合模型

(1)

(2)

式中：ηm、ωm、Lm、Vm分別為模型尺度的減縮頻率、圓頻率、特征長度、風(fēng)洞的風(fēng)速；ηa、ωa、La、Va分別為飛機(jī)尺度的減縮頻率、圓頻率、特征長度、飛行速度；Kω、Kq、Kρ、KL分別為頻率、速壓、密度和長度比例尺。

按照量綱分析原理推導(dǎo)的彈性V尾模型頻率比例尺為

(3)

它反映了模型V尾的前幾階固有頻率與飛機(jī)V尾固有頻率的相似比例關(guān)系。由式(2)和式(3)可以看出，在同一風(fēng)洞試驗(yàn)流場中，剛性V尾模型測(cè)量的非定常流激勵(lì)頻率與彈性模型的結(jié)構(gòu)響應(yīng)頻率轉(zhuǎn)換比例尺是協(xié)調(diào)一致的。在此基礎(chǔ)上進(jìn)一步推導(dǎo)出了抖振風(fēng)洞試驗(yàn)測(cè)量的脈動(dòng)壓力與結(jié)構(gòu)響應(yīng)向飛機(jī)尺度的相似轉(zhuǎn)換關(guān)系及比例尺為

功率譜密度：

φa=(La/Lm)4(ρa(bǔ)/ρm)2(Va/Vm)3φm

脈動(dòng)壓力功率譜密度：

加速度功率譜密度：

彎/扭矩功率譜密度：

式中：Km、KCR、KCP、Kar、Kap、KMR、KMP分別為質(zhì)量、脈動(dòng)壓力均方值、脈動(dòng)壓力功率譜密度、加速度均方值、加速度功率譜密度、彎/扭矩均方值、彎/扭矩功率譜密度的相似轉(zhuǎn)換比例尺。fia、ta、φa為飛機(jī)尺度的頻率、時(shí)間及功率譜密度函數(shù)，fim、tm、φm分別為模型尺度的頻率、時(shí)間及功率譜密度函數(shù)。

1.2 低速、高速抖振風(fēng)洞試驗(yàn)V尾翼面脈動(dòng)壓力相關(guān)性分析

全機(jī)低速抖振風(fēng)洞試驗(yàn)在8 m×6 m低速風(fēng)洞進(jìn)行(模型示意圖見圖1(a))，全機(jī)高速抖振風(fēng)洞試驗(yàn)在2.4 m×2.4 m跨聲速風(fēng)洞完成(模型示意圖見圖1(b))。

為獲取左側(cè)剛性V尾內(nèi)、外側(cè)表面的脈動(dòng)壓力分布規(guī)律，根據(jù)V尾翼面壓力梯度沿展向及弦向的變化情況，把翼面分成若干個(gè)區(qū)域。在V尾翼面內(nèi)、外側(cè)表面對(duì)應(yīng)的每個(gè)小塊面積上成對(duì)布置脈動(dòng)壓力傳感器(見圖2和圖3)用以測(cè)量翼面的脈動(dòng)壓力差。利用右側(cè)彈性V尾模型可測(cè)得V尾翼尖抖振加速度響應(yīng)時(shí)間歷程(見圖3)。

把低、高速風(fēng)洞試驗(yàn)典型狀態(tài)測(cè)量的脈動(dòng)壓力頻譜與幅值按照相似比例尺轉(zhuǎn)換到某飛行高度的飛機(jī)尺度進(jìn)行比較(見圖4)可以看到：① 主 導(dǎo)頻率分布基本一致；② 脈動(dòng)壓力幅值分布也基本相似，低速試驗(yàn)與高速試驗(yàn)相比，轉(zhuǎn)換的壓力幅值偏高，試驗(yàn)結(jié)果偏保守。

圖2 V尾翼面脈動(dòng)壓力傳感器布置

圖3 抖振風(fēng)洞試驗(yàn)剛/彈性V尾模型的數(shù)據(jù)測(cè)量

對(duì)比其他狀態(tài)的試驗(yàn)結(jié)果，都呈現(xiàn)出類似的規(guī)律，這里不再贅述。由此可見，按照相似變換原理，用低速試驗(yàn)結(jié)果預(yù)測(cè)高亞聲速狀態(tài)V尾翼面脈動(dòng)壓力特性是可行的。

通過模型抖振風(fēng)洞試驗(yàn)，根據(jù)獲得的彈性V尾翼尖加速度響應(yīng)隨迎角變化曲線(見圖5)，可準(zhǔn)確預(yù)計(jì)出垂尾抖振起始邊界，從而理清脫體渦破裂形成的非定常分離流的激勵(lì)頻率與結(jié)構(gòu)響應(yīng)頻率的關(guān)系，并獲得了V尾翼面的脈動(dòng)壓力動(dòng)態(tài)載荷分布(見圖6)(圖中CH1～CH15為測(cè)試通道)，得到了V尾翼尖加速度響應(yīng)隨迎角與馬赫數(shù)的變化規(guī)律。試驗(yàn)結(jié)果應(yīng)用于指導(dǎo)飛機(jī)V尾及支持結(jié)構(gòu)的剛度設(shè)計(jì)，使V尾結(jié)構(gòu)的固有頻率避開在大迎角飛行時(shí)脫體渦破裂形成的非定常分離流激勵(lì)的主導(dǎo)頻率，達(dá)到降低V尾抖振結(jié)構(gòu)響應(yīng)、提高結(jié)構(gòu)抗振動(dòng)疲勞性能的動(dòng)強(qiáng)度設(shè)計(jì)目的。V尾翼尖加速度響應(yīng)轉(zhuǎn)換到飛機(jī)尺度，用于指導(dǎo)飛機(jī)大迎角試飛。

圖4 低速、高速風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果比較

圖5 全機(jī)狀態(tài)V尾(剛/彈)組合模型抖振風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果

圖6 V尾翼面內(nèi)、外側(cè)脈動(dòng)壓力分布隨迎角變化

2 基于RANS/LES混合算法進(jìn)行V尾結(jié)構(gòu)抖振響應(yīng)的CFD/CSD耦合計(jì)算方法

2.1 基于DES混合算法的脫體渦流場計(jì)算方法

基于計(jì)算流體力學(xué)/計(jì)算結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)(CFD/CSD)耦合求解技術(shù)的V尾抖振響應(yīng)計(jì)算方法與顫振CFD/CSD計(jì)算方法有很大的不同，在顫振CFD翼面響應(yīng)計(jì)算中，非定常氣動(dòng)力計(jì)算只需要考慮翼面運(yùn)動(dòng)產(chǎn)生的非定常氣動(dòng)力，也就是翼面近壁的流場特性，不需要提供遠(yuǎn)場分離流脫體渦的流場信息，湍流模型采用基于雷諾平均(Reynolds Average Navier-Stockes，RANS)模式就可以得到較為滿意的計(jì)算結(jié)果。而在V尾抖振響應(yīng)CFD計(jì)算中，不僅需要求解翼面近壁的小尺度湍流，更需要準(zhǔn)確地描述前機(jī)身脫體渦破裂后產(chǎn)生的非定?？臻g流場結(jié)構(gòu)。若采用基于傳統(tǒng)渦黏性假設(shè)的RANS湍流模型來預(yù)計(jì)翼面抖振的空間三維復(fù)雜非定常流動(dòng)，由于RANS湍流模型?；舜蟛糠值耐牧鹘Y(jié)構(gòu)，得到偏大的湍流黏性系數(shù)抑制了非定常渦的發(fā)展，無法準(zhǔn)確地對(duì)分離流場進(jìn)行細(xì)致地刻畫，它只對(duì)工程中計(jì)算翼面近壁湍流較為適用[7]。而大渦模擬方法(Large Eddy Simulation，LES)是通過求解濾波后 Navier-Stoke方程，它只?；藖喐褡映叨刃u，相比RANS模式，LES方法能精確求解大范圍的氣流分離和不穩(wěn)定流動(dòng)，因此LES方法在很大程度上解決RANS方法對(duì)遠(yuǎn)場分離流動(dòng)模擬能力的不足問題，但同時(shí)LES方法在計(jì)算近壁湍流時(shí)也存在需要進(jìn)行壁函數(shù)修正、魯棒性較高的壁函數(shù)很難獲得、壁面湍流計(jì)算網(wǎng)格太大等問題，因此LES并不適合用來計(jì)算工程壁面湍流。為了克服LES和RANS各自的缺點(diǎn)，解決V尾抖振CFD/CSD耦合求解中對(duì)空間分離流場與翼面近壁的非定常氣動(dòng)力都需要準(zhǔn)確數(shù)值模擬的計(jì)算難點(diǎn)，研究應(yīng)用了基于RANS/LES混合算法(也稱為DES(Detached Eddy Simulation)混合算法)求解大迎角飛行時(shí)的遠(yuǎn)場與近壁非定常氣動(dòng)力高精度數(shù)值計(jì)算方法[8]。RANS/LES方法其本質(zhì)是采用LES方法預(yù)測(cè)復(fù)雜流場中的大范圍分離流動(dòng)，而在壁面邊界層內(nèi)部采用RANS方法計(jì)算近壁湍流。通過理論推導(dǎo)，在剪切應(yīng)力輸運(yùn)(Shear Stress Transport，SST)湍流模式基礎(chǔ)上構(gòu)造了適用于大迎角分離流場精確計(jì)算的控制方程和數(shù)值計(jì)算方法，該控制方程在壁面區(qū)域表現(xiàn)出RANS方程的性能，而在流動(dòng)大分離區(qū)域則表現(xiàn)出LES方程的性能。應(yīng)用所開發(fā)的高精度數(shù)值計(jì)算方法對(duì)先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)飛機(jī)1∶10跨聲速風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ瓦M(jìn)行了典型大迎角試驗(yàn)狀態(tài)的計(jì)算分析(見圖7)。

從計(jì)算結(jié)果對(duì)比可以看到(見圖8)，采用非定常雷諾平均Navior-Stokes(Unsteady Reynolds Average Navier-Stokes, URANS)方程計(jì)算方法只能得到大尺度的渦結(jié)構(gòu)，在V尾翼面附近對(duì)非定常渦流的捕獲能力較差，而采用RANS/LES算法不論在前、中機(jī)身還是V尾翼面近壁都可以得到豐富的渦結(jié)構(gòu)。圖9為用RANS/LES算法得到的模型飛機(jī)在不同迎角狀態(tài)下脫體渦流場空間分布。

圖7 RANS/LES混合算法氣動(dòng)模型

圖8 URANS與RANS/LES計(jì)算結(jié)果對(duì)比(Ma=0.3、迎角30°)

圖9 不同迎角狀態(tài)下脫體渦流場空間分布

2.2 V尾結(jié)構(gòu)抖振響應(yīng)CFD/CSD耦合計(jì)算方法

要把通過RANS/LES混合算法計(jì)算出的V尾遠(yuǎn)場與近壁非定常氣動(dòng)力與結(jié)構(gòu)運(yùn)動(dòng)方程聯(lián)合求解來獲取翼面結(jié)構(gòu)的抖振響應(yīng)仍需解決許多關(guān)鍵技術(shù)難點(diǎn)。與翼面顫振響應(yīng)CFD/CSD求解方法相比，V尾抖振響應(yīng)是多模態(tài)耦合振動(dòng)位移的疊加，具有翼面振動(dòng)位移大和非定常流場激勵(lì)頻帶寬的特性。顫振時(shí)域計(jì)算只需要分別對(duì)某個(gè)模態(tài)坐標(biāo)計(jì)算到廣義位移發(fā)散即可得到顫振點(diǎn)，計(jì)算過程中翼面的位移相對(duì)較小，動(dòng)態(tài)網(wǎng)格的更新與變形相對(duì)容易。針對(duì)翼面抖振響應(yīng)位移變形大、非定常流場激勵(lì)頻帶寬、結(jié)構(gòu)位移多模態(tài)耦合等特點(diǎn)，通過改進(jìn)RANS/LES非定常氣動(dòng)力計(jì)算的時(shí)間推進(jìn)精度，對(duì)氣動(dòng)與結(jié)構(gòu)耦合求解方程的內(nèi)部迭代算法進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計(jì)，并采用混合背景網(wǎng)格映射的動(dòng)態(tài)網(wǎng)格變形技術(shù)對(duì)翼面大變形后流場計(jì)算網(wǎng)格進(jìn)行變形更新[9]，建立了基于RANS/LES混合算法的V尾抖振響應(yīng)CFD/CSD高效高精度計(jì)算方法與流程(見圖10)，并通過先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)跨聲速風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷挠?jì)算與風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比證明(見表1)，計(jì)算精度較RANS算法有大幅提高。使用該算法能夠計(jì)算分析大迎角飛行時(shí)前機(jī)身脫體渦的生成、演化規(guī)律與渦流軌跡，優(yōu)化垂尾展向位置設(shè)計(jì)，避免與分離流場的主渦線軌跡重合，同時(shí)可以計(jì)算得到V尾結(jié)構(gòu)的抖振響應(yīng)，以減少風(fēng)洞試驗(yàn)次數(shù)(見圖11)。

圖10 V尾抖振響應(yīng)CFD/CSD高效高精度計(jì)算方法與流程

表1 先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)飛機(jī)風(fēng)洞試驗(yàn)與計(jì)算結(jié)果對(duì)比

圖11 V尾翼尖廣義坐標(biāo)下的加速度響應(yīng)

3 基于正加速度反饋的V尾抖振響應(yīng)壓電控制技術(shù)

在對(duì)V尾抖振風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷亩墩耥憫?yīng)壓電控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)過程中，最初選擇了線性二次最優(yōu)(Linear Quadratic Regulator,LQR)控制方法。但在進(jìn)行垂尾模型地面控制模擬試驗(yàn)時(shí)發(fā)現(xiàn)，用LQR控制方法存在以下問題：① 由于LQR控制是一種全維狀態(tài)反饋控制，這種類型的控制器以全維狀態(tài)變量作為反饋信號(hào)，在實(shí)際試驗(yàn)時(shí)需要同時(shí)測(cè)量所有的狀態(tài)反饋量，而實(shí)際中無法實(shí)現(xiàn)對(duì)所需的全維狀態(tài)量的觀測(cè)。該方法只對(duì)固定頻率的激勵(lì)信號(hào)具有較好的控制性能，但對(duì)于像V尾抖振這樣的寬帶隨機(jī)激勵(lì)，該控制系統(tǒng)的自適應(yīng)能力較差；② 基于最優(yōu)控制的LQR控制方法的魯棒性較差，因?yàn)長QR控制器是通過求解泛函極值使得目標(biāo)函數(shù)式最小從而獲得控制器的。通過這種最優(yōu)控制得到控制系統(tǒng)的穩(wěn)定裕度比較低，對(duì)參數(shù)的變化比較敏感，試驗(yàn)中微小的參數(shù)變化可能會(huì)直接導(dǎo)致控制器偏離其原來設(shè)計(jì)的最優(yōu)狀態(tài)，因此在試驗(yàn)時(shí)對(duì)應(yīng)每個(gè)試驗(yàn)狀態(tài)的變化都需要花費(fèi)大量的時(shí)間重新調(diào)整控制系統(tǒng)參數(shù)才能達(dá)到較好的控制效果，可見LQR控制方法的工程適用性較差，不能滿足型號(hào)試驗(yàn)的要求。

因此，參考基于經(jīng)典的正位置反饋(Positive Position Feedback, PPF)控制方法，建立了基于對(duì)被控系統(tǒng)傳遞函數(shù)進(jìn)行辨識(shí)的正加速度反饋(Positive Acceleration Feedback, PAF)控制方法，完成了對(duì)V尾抖振模型的壓電控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)。

PAF控制方法具有以下優(yōu)點(diǎn)：① 不需要精細(xì)的控制系統(tǒng)模型，只需根據(jù)系統(tǒng)的固有頻率和相位關(guān)系設(shè)計(jì)控制補(bǔ)償器；② 控制系統(tǒng)通過引入二階補(bǔ)償器構(gòu)成新的閉環(huán)系統(tǒng)，可以根據(jù)勞斯-赫爾維茨穩(wěn)定性判據(jù)或李雅普諾夫穩(wěn)定性判據(jù)獲得系統(tǒng)穩(wěn)定邊界，指導(dǎo)控制器參數(shù)的選擇；③ 在具體實(shí)施時(shí)，可以通過適當(dāng)?shù)剡x取增益確定系統(tǒng)的穩(wěn)定裕度，使得當(dāng)抖振載荷作用于V尾結(jié)構(gòu)造成系統(tǒng)參數(shù)變動(dòng)的情況下，依然能夠獲得良好的控制效果，控制的自適應(yīng)能力較強(qiáng)；④ 控制系統(tǒng)通過補(bǔ)償器輔助系統(tǒng)與被控對(duì)象構(gòu)成新的閉環(huán)系統(tǒng)，可在結(jié)構(gòu)的主要固有頻率處大幅提高系統(tǒng)的阻尼比，直接降低結(jié)構(gòu)的抖振響應(yīng)，同時(shí)輔助系統(tǒng)的引入并不會(huì)對(duì)原系統(tǒng)的穩(wěn)定性造成影響。

3.1 正加速度反饋控制方法的建立

首先建立V尾結(jié)構(gòu)的動(dòng)力學(xué)有限元模型，計(jì)算翼面結(jié)構(gòu)在一彎與一扭模態(tài)處的“模態(tài)應(yīng)變”，選擇在翼面蒙皮應(yīng)變最大部位粘貼壓電纖維片(見圖12)。根據(jù)壓電纖維材料的力/電耦合本構(gòu)關(guān)系，應(yīng)用熱彈性比擬原理對(duì)垂尾復(fù)材蒙皮貼有壓電纖維的板單元賦予熱膨脹系數(shù)來模擬壓電效應(yīng)。用NASTRAN軟件的熱彈性分析模塊計(jì)算出單位溫度變化下結(jié)構(gòu)的變形向量(也稱作Ritz向量)，把Ritz向量與模態(tài)振型向量Φ組合成結(jié)構(gòu)縮減向量，再利用設(shè)計(jì)的MATLAB程序組裝就得到帶壓電纖維結(jié)構(gòu)的動(dòng)力學(xué)方程，進(jìn)而計(jì)算得到翼面響應(yīng)反饋點(diǎn)的頻響函數(shù)，用于建立V尾抖振系統(tǒng)的壓電主動(dòng)控制方程[10]。

圖12 V尾翼面壓電纖維與傳感器布置

用V尾翼尖結(jié)構(gòu)加速度響應(yīng)作為反饋給控制系統(tǒng)的反饋信號(hào)，則基于PAF控制方法的基本原理如下：

假設(shè)每個(gè)通道視為一個(gè)單自由度振動(dòng)系統(tǒng)：

(4)

式中：x為系統(tǒng)的狀態(tài)變量，如位移；u為控制輸入；ζ為系統(tǒng)的阻尼比；ωn為系統(tǒng)的固有頻率。

設(shè)計(jì)正加速度反饋控制器為

(5)

式中：z為控制器的狀態(tài)變量；g為一個(gè)增益常數(shù)；ζf為控制器阻尼常數(shù)；ωf為控制器頻率。將式(4)和式(5)組合，可以得到基于PAF控制方法的系統(tǒng)控制方程為

(6)

要使系統(tǒng)穩(wěn)定必須使得式(6)第1項(xiàng)的系數(shù)矩陣正定。因此系統(tǒng)增益g必須滿足g2<1，考慮到加速度正反饋，系統(tǒng)增益滿足的條件實(shí)際為

0

(7)

則控制器傳遞函數(shù)有

(8)

式中：X(s)和Z(s)分別為x和z的拉氏變換。

上述分析可以看到反饋系統(tǒng)的引入能夠大幅提高閉環(huán)系統(tǒng)的阻尼比，能夠起到降低結(jié)構(gòu)抖振響應(yīng)的作用，同時(shí)控制系統(tǒng)的引入并不會(huì)對(duì)系統(tǒng)的穩(wěn)定性造成影響，也提高了控制系統(tǒng)的魯棒性[11]。

3.2 基于PAF控制方法的控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)與仿真

PAF控制方法除了可以增大閉環(huán)系統(tǒng)的阻尼比外，還可通過對(duì)V尾結(jié)構(gòu)響應(yīng)貢獻(xiàn)最大的一彎模態(tài)和一扭模態(tài)設(shè)計(jì)獨(dú)立的控制器與補(bǔ)償器，使閉環(huán)控制器的傳遞函數(shù)在設(shè)計(jì)點(diǎn)處(V尾一階彎曲頻率和一階扭轉(zhuǎn)頻率)的相位與被控系統(tǒng)傳遞函數(shù)在該點(diǎn)處的相位相反，這樣來達(dá)到降低結(jié)構(gòu)抖振響應(yīng)的目的。

具體的設(shè)計(jì)步驟是通過安置在V尾翼尖的加速度傳感器輸出加速度反饋信號(hào)，這一信號(hào)先用于被控系統(tǒng)傳遞函數(shù)辨識(shí)，然后加速度響應(yīng)信號(hào)分為2路(g1、g2)分別經(jīng)過帶通濾波器Cb濾波后，分離出一彎、一扭振動(dòng)信號(hào)輸入到控制器Claw1和Claw2(見圖13)，Claw1為V尾一階彎曲控制器(其前置放大器增益為K1)；Claw2為垂尾一階扭轉(zhuǎn)控制器(其前置放大器增益為K2)。Claw1和Claw2中都包括了加速度反饋控制的二階控制器和因作動(dòng)器/傳感器非共位布置造成的延遲補(bǔ)償器?？刂破鬏敵鼋?jīng)加法器和系統(tǒng)輸入u1和u2相加后輸入到高壓功放，放大的信號(hào)分別輸入到V尾翼面根部和中部的壓電纖維作動(dòng)器，壓電作動(dòng)器產(chǎn)生的作動(dòng)力與抖振載荷一起作用于V尾結(jié)構(gòu)[12]。

2個(gè)反饋通道信號(hào)的傳遞函數(shù)在設(shè)計(jì)點(diǎn)處的相位與被控系統(tǒng)(辨識(shí)系統(tǒng))傳遞函數(shù)相位對(duì)比見圖14，在此點(diǎn)處控制系統(tǒng)實(shí)際獲得的相位差均接近反相要求的180°。

圖13 V尾模型抖振響應(yīng)PAF控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)框圖

圖14 控制系統(tǒng)傳遞函數(shù)相位與被控系統(tǒng)(辨識(shí)系統(tǒng))傳遞函數(shù)相位對(duì)比

通過先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)驗(yàn)證機(jī)V尾抖振模型低速風(fēng)洞試驗(yàn)，驗(yàn)證了采用壓電抖振控制技術(shù)對(duì)V尾抖振響應(yīng)的抑制效果，最終使V抖振最嚴(yán)重狀態(tài)的翼尖振動(dòng)加速度響應(yīng)降低約25%(見圖15)。

圖15 先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)V尾抖振響應(yīng)控制低速風(fēng)洞試驗(yàn)

4 V尾抖振動(dòng)態(tài)疲勞載荷譜編制方法與試驗(yàn)實(shí)施方案

美國在F-35、F-22第四代戰(zhàn)斗機(jī)研制中吸取了F-18等飛機(jī)的經(jīng)驗(yàn)教訓(xùn)，在整個(gè)設(shè)計(jì)與試驗(yàn)流程中都充分考慮了V尾抖振載荷對(duì)結(jié)構(gòu)壽命的影響，在全機(jī)疲勞試驗(yàn)載荷譜中抖振載荷占全部載荷循環(huán)的比例高達(dá)34%[5]。

在充分消化和吸收國外抖振動(dòng)態(tài)疲勞載荷譜編制先進(jìn)技術(shù)的基礎(chǔ)上[4]，針對(duì)中國先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)的飛行包線和任務(wù)剖面，提出了一種適合中國高性能戰(zhàn)斗機(jī)的抖振動(dòng)態(tài)疲勞載荷譜編制方法與試驗(yàn)實(shí)施方案，解決了試驗(yàn)中常規(guī)疲勞機(jī)動(dòng)載荷譜與抖振載荷譜的疊加問題。建立了中國新一代先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)考慮V尾抖振載荷的全機(jī)疲勞載荷譜編制方法與試驗(yàn)實(shí)施手段。

4.1 V尾抖振頻率分布與AoA-q-f參數(shù)表計(jì)算

V尾抖振剛性模型風(fēng)洞試驗(yàn)用于測(cè)量垂尾翼面的脈動(dòng)壓力分布。在翼面各個(gè)分區(qū)的內(nèi)、外側(cè)翼面對(duì)位布置壓力傳感器，測(cè)量脈動(dòng)壓力差并進(jìn)行譜分析。然后按照以下公式轉(zhuǎn)換到飛機(jī)尺度[13]：

(9)

在飛機(jī)V尾動(dòng)力有限元模型上選擇脈動(dòng)壓力測(cè)量對(duì)應(yīng)點(diǎn)，輸入在各個(gè)迎角(AoA)、馬赫數(shù)Ma(或速壓q)狀態(tài)下測(cè)量的輸入點(diǎn)a的自功率譜密度(Sa)、輸入點(diǎn)a、b的互功率密度(Sab)，計(jì)算出翼尖參考點(diǎn)的加速度響應(yīng)(或結(jié)構(gòu)內(nèi)力動(dòng)態(tài)載荷)，對(duì)響應(yīng)再進(jìn)行功率譜分析找出對(duì)應(yīng)的結(jié)構(gòu)振動(dòng)主導(dǎo)頻率f，這樣就可以獲得編譜需要的抖振AoA-q-f參數(shù)表[14](見表2)

表2 抖振AoA-q-f參數(shù)表(代理值)

4.2 V尾抖振AoA-q-t參數(shù)表計(jì)算

在全機(jī)基本機(jī)動(dòng)譜中對(duì)各級(jí)過載系數(shù)選擇對(duì)稱拉起或急劇機(jī)動(dòng)對(duì)稱等典型基本機(jī)動(dòng)，使用飛行品質(zhì)模擬器(Flight Quality Simulator, FQS)對(duì)這些機(jī)動(dòng)進(jìn)行模擬分析，得出完成該機(jī)動(dòng)的時(shí)間、馬赫數(shù)Ma、迎角和速壓等參數(shù)。再由基本機(jī)動(dòng)譜的各級(jí)過載循環(huán)次數(shù)就可以得到在不同速壓(q)、迎角(AoA)狀態(tài)V尾抖振的總時(shí)間t。把模擬計(jì)算的全部結(jié)果匯入AoA-q-t表中(見表3)。

表3 抖振AoA-q-t參數(shù)表(代理值)

把表2與表3的數(shù)據(jù)相乘就得到在1 000飛行小時(shí)內(nèi)各個(gè)迎角狀態(tài)機(jī)動(dòng)飛行時(shí)V尾抖振的總循環(huán)次數(shù)。在得到了總的抖振循環(huán)次數(shù)后還需要把它返回疊加到機(jī)動(dòng)載荷循環(huán)中。具體方法是在基本機(jī)動(dòng)譜中選擇與表3各個(gè)狀態(tài)對(duì)應(yīng)的各過載級(jí)中的對(duì)稱拉起機(jī)動(dòng)層，進(jìn)而施加抖振載荷循環(huán)(見圖16)。

圖16 機(jī)動(dòng)載荷疊加抖振載荷方法示意圖

4.3 抖振載荷循環(huán)的簡化原理

抖振載荷在轉(zhuǎn)換到時(shí)域之后，載荷循環(huán)數(shù)將非常大，遠(yuǎn)大于戰(zhàn)斗機(jī)的機(jī)動(dòng)載荷譜循環(huán)數(shù)。這對(duì)分析和試驗(yàn)都帶來困難，太多的載荷循環(huán)會(huì)造成試驗(yàn)周期很長，增加試驗(yàn)成本投入，反過來又影響到研制進(jìn)度。因此需要研究對(duì)簡單疊加后的載荷循環(huán)進(jìn)行簡化，以編制適用于時(shí)域范圍的分析和試驗(yàn)載荷譜。

大量的試驗(yàn)和實(shí)測(cè)數(shù)據(jù)證明，抖振響應(yīng)是典型的窄帶隨機(jī)過載，即抖振峰/谷服從高斯分布。大量的研究也表明，抖振載荷幅值xa的概率密度函數(shù)為Rayleigh分布[15]:

(10)

Rayleigh分布如圖17所示，σ取響應(yīng)時(shí)間歷程的均方根值(RMS)作為估計(jì)量。

圖17 Rayleigh分布

由材料的基本S-N曲線和Miner損傷累計(jì)準(zhǔn)則，可以根據(jù)抖振載荷幅值分布得到損傷值:

(11)

式中：n為材料壽命指數(shù)；T為抖振時(shí)間；N0為隨機(jī)抖振過程每秒產(chǎn)生的峰值(零值穿越數(shù)的一半)；C為材料常數(shù)。代入Rayleigh分布，令y=xa，整理后的損傷公式為[16]

(12)

抖振為高頻重復(fù)載荷，相同的時(shí)間段內(nèi)抖振載荷循環(huán)數(shù)遠(yuǎn)大于機(jī)動(dòng)載荷循環(huán)，為了便于分析和試驗(yàn)，需要對(duì)載荷譜進(jìn)行簡化，但要保證損傷的等效。

具體簡化方法為：確定若干典型的抖振載荷循環(huán)，然后將整個(gè)抖振歷程的損傷折算到這些典型循環(huán)，可以從Rayleigh分布的特征出發(fā)研究如何確定典型載荷狀態(tài)。為此選取4種典型的抖振載荷幅值：1σ、2σ、3σ、4σ。將0.5σ～1.5σ間的總損傷折算到1σ、1.5σ～2.5σ間的總損傷折算到2σ、2.5σ～3.5σ間的總損傷折算到3σ、3.5σ～4.5σ間的總損傷折算到4σ。由于第一級(jí)典型狀態(tài)1σ，折算后的循環(huán)仍然較多，將其對(duì)應(yīng)區(qū)間折算到4σ，最終保留三級(jí)。各級(jí)載荷的等效關(guān)系為[17]

(13)

式中：Np2σ、Np3σ、Np3σ分別為p2σ、p3σ、p4σ載荷幅值下的等效循環(huán)數(shù)，取整數(shù)。

取鋁合金和鈦合金S-N冪函數(shù)曲線的指數(shù)n=4 進(jìn)行分析，對(duì)式(13)積分后可得到各級(jí)抖振的循環(huán)數(shù)：

(14)

最后將載荷按照低高低的順序進(jìn)行組合，形成類似程序塊譜的形狀[17]，如圖18所示。

圖18 簡化后的抖振譜

很明顯，取2σ時(shí)等效后的循環(huán)數(shù)縮減到原循環(huán)數(shù)的1/4，取3σ可以縮減到原循環(huán)數(shù)1/30，取4σ可以縮減到原循環(huán)數(shù)1/200，因此達(dá)到了簡化循環(huán)的目的。

最終考慮機(jī)動(dòng)和抖振疊加的載荷循環(huán)簡化為圖19所示的3種情況之一[18]：

1) 整個(gè)過程不發(fā)生抖振，只有機(jī)動(dòng)載荷循環(huán)(黑色實(shí)線)。

2) 抖振發(fā)生，但抖振載荷循環(huán)的損傷可忽略，考慮疊加形成的最大載荷循環(huán)(藍(lán)色虛線)。

3) 考慮最大載荷疊加的載荷循環(huán)，同時(shí)抖振不可忽略，等效為等幅循環(huán)(虛線)。

圖19 機(jī)動(dòng)載荷疊加抖振載荷方法示意圖

4.4 考慮疊加機(jī)動(dòng)載荷和抖振載荷譜編制的應(yīng)用

基于上述機(jī)動(dòng)載荷與抖振載荷的疊加方法以及載荷循環(huán)的簡化原理，根據(jù)飛機(jī)任務(wù)剖面的機(jī)動(dòng)定義，編制考慮疊加機(jī)動(dòng)和抖振載荷譜的具體編制流程如圖20所示。

根據(jù)已知結(jié)構(gòu)部位的機(jī)動(dòng)載荷歷程和相關(guān)抖振參數(shù)，判斷是否發(fā)生抖振。如果不滿足抖振發(fā)生條件則只考慮機(jī)動(dòng)載荷；若滿足抖振條件則根據(jù)有限元響應(yīng)分析結(jié)果確定響應(yīng)的σ、N0，根據(jù)大量的統(tǒng)計(jì)數(shù)據(jù)計(jì)算各類機(jī)動(dòng)的抖振時(shí)間。再計(jì)算抖振載荷相對(duì)于機(jī)動(dòng)載荷的損傷比例，可忽略的(損傷比≤2%)只考慮抖振和機(jī)動(dòng)載荷疊加形成的最大載荷循環(huán)；不可忽略的(損傷大>2%)，采用等損傷簡化，然后形成等效機(jī)動(dòng)載荷循環(huán)和簡化后的抖振載荷循環(huán)。多個(gè)機(jī)動(dòng)組合成一個(gè)完整起落的典型載荷循環(huán)[19](見圖21)。在全機(jī)疲勞試驗(yàn)中，只需要考慮V尾抖振載荷對(duì)后機(jī)身支持結(jié)構(gòu)的壽命影響。在試驗(yàn)機(jī)上左側(cè)V尾用假件代替，按照1 000飛行小時(shí)分塊施加V尾根部轉(zhuǎn)軸處的彎矩機(jī)動(dòng)載荷譜與簡化后的抖振等幅譜[20]。

4.5 V尾抖振疲勞試驗(yàn)方案

在單獨(dú)V尾抖振疲勞試驗(yàn)中，重點(diǎn)需要考核抖振載荷對(duì)V尾翼面結(jié)構(gòu)疲勞壽命的影響。因此，首先需要設(shè)計(jì)滿足動(dòng)力學(xué)特性相似的支持夾具，使V尾在夾具上安裝后的前4階固有頻率與飛機(jī)狀態(tài)V尾頻率滿足設(shè)計(jì)誤差要求[21](見圖22)。

試驗(yàn)中采用循環(huán)加載的方式分別施加常規(guī)疲勞機(jī)動(dòng)載荷與抖振動(dòng)態(tài)載荷。以1 000飛行小時(shí)為一個(gè)循環(huán)，即加載1 000個(gè)飛行小時(shí)的機(jī)動(dòng)譜后，加載1 000個(gè)飛行小時(shí)的抖振譜，以此循環(huán)。

應(yīng)用卡板-杠桿系統(tǒng)施加單純的機(jī)動(dòng)載荷(見圖23)。施加抖振載荷譜時(shí)，需要同時(shí)在V尾翼面上施加對(duì)應(yīng)的機(jī)動(dòng)載荷(均值載荷)，這就需要設(shè)計(jì)特殊的氣囊加載裝置，使加載時(shí)氣囊裝置給V尾翼面提供的附加剛度對(duì)翼面固有頻率的影響必須要在可接受的誤差范圍內(nèi)[22]。V尾抖振動(dòng)態(tài)疲勞載荷由液壓作動(dòng)器單點(diǎn)施加在V尾翼面上，通過布置在翼尖后緣的加速度傳感器來控制激振力的譜型與量值使其滿足試驗(yàn)要求。設(shè)計(jì)完成的單獨(dú)V尾疊加機(jī)動(dòng)靜載的抖振疲勞試驗(yàn)加載系統(tǒng)如圖24所示。

圖20 抖振和機(jī)動(dòng)載荷疊加的編譜流程

圖21 一個(gè)完整起落的典型疲勞載荷循環(huán)譜

圖22 V尾動(dòng)力學(xué)相似支持夾具與垂尾模態(tài)

圖23 常規(guī)機(jī)動(dòng)疲勞試驗(yàn)加載系統(tǒng)

圖24 疊加機(jī)動(dòng)靜載的抖振疲勞試驗(yàn)加載系統(tǒng)

5 結(jié) 論

全動(dòng)V尾布局先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)的垂尾抖振動(dòng)強(qiáng)度設(shè)計(jì)與試驗(yàn)驗(yàn)證關(guān)鍵技術(shù)研究工作在國內(nèi)屬首次開展，本文建立了一套V尾結(jié)構(gòu)抗抖振動(dòng)強(qiáng)度設(shè)計(jì)與試驗(yàn)驗(yàn)證的理論分析技術(shù)、設(shè)計(jì)準(zhǔn)則和試驗(yàn)方法。在先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)驗(yàn)證機(jī)試制試飛中，應(yīng)用該項(xiàng)技術(shù)成果對(duì)飛機(jī)在大迎角飛行狀態(tài)的V尾抖振載荷、抖振響應(yīng)進(jìn)行了準(zhǔn)確的預(yù)計(jì)，完成了在全飛行包線對(duì)V尾結(jié)構(gòu)的抖振動(dòng)強(qiáng)度評(píng)估，成功解決了驗(yàn)證機(jī)大迎角試飛過程中V尾翼尖抖振加速度超限情況下的結(jié)構(gòu)動(dòng)強(qiáng)度分析問題，確保了試飛安全。

在先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)的后續(xù)研發(fā)設(shè)計(jì)中，應(yīng)用本項(xiàng)目研究在理論仿真分析與試驗(yàn)驗(yàn)證方面所取得的技術(shù)成果，對(duì)前機(jī)身脫體渦破裂后的流場結(jié)構(gòu)、頻譜特性、渦流線軌跡進(jìn)行了準(zhǔn)確的預(yù)測(cè)，在此基礎(chǔ)上對(duì)V尾結(jié)構(gòu)進(jìn)行了優(yōu)化迭代設(shè)計(jì)。使大迎角試飛過程中V尾翼尖抖振加速度響應(yīng)在驗(yàn)證機(jī)的基礎(chǔ)上有大幅降低，提升了飛機(jī)的飛行品質(zhì)，確保了先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)高機(jī)動(dòng)性先進(jìn)戰(zhàn)技指標(biāo)的發(fā)揮，還大幅提高了V尾結(jié)構(gòu)抗抖振疲勞性能，直接降低飛機(jī)使用維護(hù)成本，延長了結(jié)構(gòu)檢修周期，提高了機(jī)群的戰(zhàn)斗出勤率。