顫振飛行試驗(yàn)激勵(lì)技術(shù)發(fā)展的回顧和展望

俱利鋒，寇寶智

（中國(guó)飛行試驗(yàn)研究院飛機(jī)所，西安 710089）

顫振是一種由氣動(dòng)力、彈性力和慣性力相互作用而產(chǎn)生的動(dòng)不穩(wěn)定性現(xiàn)象，它的出現(xiàn)將會(huì)產(chǎn)生災(zāi)難性后果[1-2]。為了控制和避免顫振，人們從理論分析、地面試驗(yàn)和飛行試驗(yàn)等各個(gè)方面從事顫振研究[3-4]。顫振飛行試驗(yàn)是其中一個(gè)重要的環(huán)節(jié)，它是新機(jī)或有重大改型的飛機(jī)都必須進(jìn)行的試飛科目，以最終確定飛機(jī)的顫振特性和顫振余量。在每一個(gè)顫振飛行試驗(yàn)狀態(tài)點(diǎn)，有三個(gè)重要的環(huán)節(jié)[1,5-6]：對(duì)飛機(jī)以某種方式進(jìn)行激振，并測(cè)量結(jié)構(gòu)振動(dòng)響應(yīng)；使用系統(tǒng)識(shí)別法對(duì)數(shù)據(jù)進(jìn)行處理，并進(jìn)行模態(tài)參數(shù)辨識(shí)；對(duì)是否繼續(xù)進(jìn)行下一個(gè)飛行試驗(yàn)狀態(tài)點(diǎn)的試驗(yàn)動(dòng)作作出判斷。

顫振試飛時(shí)，有效的激勵(lì)是后續(xù)所有工作的基礎(chǔ)。由于氣動(dòng)噪聲的存在，相比地面試驗(yàn)，在空中通過(guò)充分的能量來(lái)激勵(lì)飛機(jī)，通常是比較困難的，因此被試飛機(jī)一般應(yīng)安裝顫振激勵(lì)系統(tǒng)，用以激勵(lì)出各種顫振危險(xiǎn)狀態(tài)的關(guān)鍵結(jié)構(gòu)模態(tài)。顫振激勵(lì)系統(tǒng)是飛行顫振試驗(yàn)的一個(gè)重要組成部分，沒(méi)有足夠的激勵(lì)，接近氣動(dòng)彈性不穩(wěn)定狀態(tài)的試驗(yàn)就難以進(jìn)行，只有提供足夠能激勵(lì)起感興趣結(jié)構(gòu)模態(tài)的激勵(lì)[7]，才能保證通過(guò)響應(yīng)數(shù)據(jù)得到準(zhǔn)確的結(jié)構(gòu)模態(tài)頻率和阻尼，從而準(zhǔn)確判斷顫振裕量。如在B-58 飛機(jī)的顫振試驗(yàn)中，發(fā)現(xiàn)只有結(jié)構(gòu)激勵(lì)水平是紊流情況下的3～4 倍時(shí)，才能提供可接受的激勵(lì)能量[8]。

1 顫振激勵(lì)技術(shù)的發(fā)展歷程

在飛行試驗(yàn)初期，沒(méi)進(jìn)行過(guò)正式的顫振飛行試驗(yàn)。飛機(jī)只是簡(jiǎn)單地飛到最大速度來(lái)驗(yàn)證它的氣動(dòng)彈性穩(wěn)定性。第一次正式的飛行顫振試驗(yàn)是由德國(guó)的Voh Schlippe 在1935 年進(jìn)行的[5]， 其試驗(yàn)方法是在共振頻率處激勵(lì)飛機(jī)，并逐漸增加速度，繪制振蕩幅度隨空氣速度變化的函數(shù)曲線，以振幅的突然增加標(biāo)志著阻尼的減?。ㄈ鐖D1 所示），顫振的發(fā)生。這種方法成功應(yīng)用于德國(guó)許多型號(hào)飛機(jī)的飛行試驗(yàn)，一直使用到1938 年JU90 飛機(jī)發(fā)生顫振失事。

圖1 Von Schlippe 顫振試驗(yàn)方法Fig.1 Von Schlippe′s flutter flight test method

美國(guó)[2]在20 世紀(jì)40 年代開始采用這種技術(shù)進(jìn)行了XPBM-1 和AT-8 飛機(jī)的飛行試驗(yàn)。通過(guò)試驗(yàn)發(fā)現(xiàn)，響應(yīng)的振幅是空速的函數(shù)，在飛行試驗(yàn)中減小步長(zhǎng)可以減少發(fā)生顫振的風(fēng)險(xiǎn)。20 世紀(jì)50 年代后期，研究了慣性激勵(lì)器、抖桿、小火箭和振蕩翼激勵(lì)技術(shù)。這一時(shí)期，試驗(yàn)中把響應(yīng)信號(hào)遙測(cè)發(fā)射到地面進(jìn)行顯示和處理，試驗(yàn)專家認(rèn)識(shí)到足夠的激勵(lì)對(duì)獲得較高信噪比的響應(yīng)十分重要。上述方法中的小火箭激勵(lì)方法，國(guó)內(nèi)從20 世紀(jì)70 年代開始在多型飛機(jī)上都得到了成功應(yīng)用。

20 世紀(jì)50—70 年代，飛行顫振試驗(yàn)主要通過(guò)掃頻激勵(lì)確定結(jié)構(gòu)模態(tài)頻率點(diǎn)，然后進(jìn)行恒頻激勵(lì)，利用圖表法確定對(duì)數(shù)衰減結(jié)構(gòu)阻尼。該方法與GVT試驗(yàn)尋找結(jié)構(gòu)模態(tài)頻率的方法類似。20 世紀(jì)70 年代以后，隨著電傳飛控技術(shù)的發(fā)展，操縱面掃頻激勵(lì)技術(shù)開始出現(xiàn)[5]。對(duì)電傳飛機(jī)，使用飛行控制系統(tǒng)作為激勵(lì)手段的優(yōu)點(diǎn)在于不需要在飛機(jī)翼面結(jié)構(gòu)上安裝附加的硬件設(shè)備。這個(gè)方法國(guó)外在F-15、F-16和F-18 等多個(gè)型號(hào)的飛機(jī)上有成功應(yīng)用。國(guó)內(nèi)從1999 年開始在多型飛機(jī)上成功應(yīng)用過(guò)該激勵(lì)技術(shù)。

20 世紀(jì)80 年代以后[9]，隨著大型運(yùn)輸類飛機(jī)的蓬勃發(fā)展，適用于這類飛機(jī)的顫振激勵(lì)技術(shù)得到了深入發(fā)展。20 世紀(jì)80 年代末，美國(guó)研制成功了固定小翼激勵(lì)技術(shù)， 該技術(shù)在美國(guó)波音系列飛機(jī)、SAAB340 和SAAB2000 民用運(yùn)輸機(jī)、利爾噴氣36 號(hào)樣機(jī)、巴西的 ERJ-145 民用飛機(jī)上都獲得應(yīng)用，F(xiàn)-16XL 也采用了該技術(shù)。國(guó)內(nèi)從2007 年開始研究該激勵(lì)技術(shù)，并在某型飛機(jī)上進(jìn)行了驗(yàn)證試飛。2000年以后[10-11]，隨著各種新材料、新功能飛機(jī)的出現(xiàn)，基于壓電作動(dòng)器的顫振激勵(lì)技術(shù)開始在研究性飛行試驗(yàn)中得以應(yīng)用。美國(guó)NASA 2003 年在F-15B飛機(jī)的一個(gè)研究性項(xiàng)目上使用過(guò)該激勵(lì)技術(shù)。目前，該激勵(lì)技術(shù)在顫振抑制等工作中得到了進(jìn)一步研究。

目前，國(guó)內(nèi)外顫振飛行試驗(yàn)技術(shù)取得了巨大的發(fā)展，但是顫振飛行試驗(yàn)研究的主要方向仍然集中在結(jié)構(gòu)的激勵(lì)技術(shù)、響應(yīng)的測(cè)試技術(shù)和數(shù)據(jù)的分析技術(shù)三大領(lǐng)域。

2 不同顫振激勵(lì)技術(shù)特點(diǎn)分析

顫振激勵(lì)方法分為 “自然” 激勵(lì)和 “人工” 激勵(lì)兩種類型[11-14]：自然激勵(lì)意味著響應(yīng)是在大氣紊流激勵(lì)下得到的；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)。人工激勵(lì)主要有以下幾種：借助空氣動(dòng)力的激勵(lì)方法（操縱面激勵(lì)、振蕩小翼激勵(lì)和固定小翼激勵(lì)等）、借助慣性力的激勵(lì)方法（質(zhì)量棒激勵(lì)、不平衡轉(zhuǎn)子激勵(lì)和電磁激勵(lì)等）、借助火藥噴發(fā)反作用力的激勵(lì)方法（小火箭激勵(lì)）、借助壓電作用力的激勵(lì)方法（壓電激勵(lì)）。

2.1 借助空氣動(dòng)力的激勵(lì)方法

這種激勵(lì)方法可以產(chǎn)生瞬態(tài)的、簡(jiǎn)諧的或隨機(jī)的振動(dòng)，并且一般安裝在主要的升力面上。這種激勵(lì)方式最大的優(yōu)點(diǎn)是能夠?qū)崿F(xiàn)對(duì)稱激勵(lì)或反對(duì)稱激勵(lì)，這樣有助于分離模態(tài)。

2.1.1 操縱面激勵(lì)

操縱面激勵(lì)有兩種方式：一種是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)；另一種方式是通過(guò)電信號(hào)驅(qū)動(dòng)操縱面，通常是用專門的模擬或數(shù)字信號(hào)發(fā)生器產(chǎn)生激勵(lì)信號(hào)，輸入到飛行控制系統(tǒng)（FCS）實(shí)施激勵(lì)[9]。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)。

操縱面激勵(lì)不需要安裝專門的激勵(lì)裝置，不會(huì)帶來(lái)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)的一部分，操縱面的應(yīng)用不會(huì)改變顫振速度[8]。此外該方法省去了完成安裝激勵(lì)系統(tǒng)所需要的繁重結(jié)構(gòu)加工及設(shè)備改裝工作。

操縱面激勵(lì)方法存在以下局限性[9]：由于操縱面位置的限制，不一定能激起所有的重要模態(tài)；激勵(lì)方式受操縱面操縱規(guī)律限制；激勵(lì)頻率受操縱系統(tǒng)及舵面?zhèn)鲃?dòng)的頻率通帶限制；操縱面激勵(lì)與飛機(jī)的系統(tǒng)交聯(lián)比較密切，在使用中要考慮激勵(lì)系統(tǒng)與飛機(jī)系統(tǒng)之間的故障隔離。

2.1.2 氣動(dòng)小翼激勵(lì)

氣動(dòng)小翼激勵(lì)裝置包括振蕩小翼和固定小翼兩種。旋轉(zhuǎn)氣動(dòng)小翼激勵(lì)裝置是安裝在升力面外表面上，借助特殊的傳動(dòng)使之進(jìn)入繞轉(zhuǎn)軸的轉(zhuǎn)角振動(dòng)狀態(tài)，通過(guò)振動(dòng)小翼與氣流的相互作用而產(chǎn)生激勵(lì)力。氣動(dòng)小翼如圖2 所示[9]。

圖2 小翼激勵(lì)器Fig.2 Vane excitation system

還有一種固定氣動(dòng)小翼裝置[5]，其后部邊緣有一個(gè)開槽的旋轉(zhuǎn)圓柱，如圖3 所示。圓柱分為兩部分，以便通過(guò)關(guān)閉內(nèi)圓柱槽的開合產(chǎn)生不同激勵(lì)力，圓柱是通過(guò)直流伺服電機(jī)驅(qū)動(dòng)旋轉(zhuǎn)的[6]。

圖3 固定氣動(dòng)小翼Fig.3 Vane with slotted rotating cylinder excitation system

氣動(dòng)小翼已經(jīng)使用過(guò)很多次，如T-46、A-10 等一些客機(jī)的試驗(yàn)就使用這種激勵(lì)方法。這種小翼會(huì)生成周期性變化的氣動(dòng)力。這個(gè)系統(tǒng)最大的優(yōu)點(diǎn)是易于激勵(lì)低頻模態(tài)，激勵(lì)高頻模態(tài)時(shí)僅僅受限于小翼驅(qū)動(dòng)器的頻率。該方法的缺點(diǎn)是該系統(tǒng)連接在飛機(jī)表面，所以它會(huì)改變飛機(jī)表面的質(zhì)量分布。同時(shí)由于該系統(tǒng)的存在，進(jìn)行操作時(shí)會(huì)對(duì)安裝部位的氣流產(chǎn)生一定的擾動(dòng)[2]。

2.2 借助慣性力的激勵(lì)方法

慣性激勵(lì)的激勵(lì)力是通過(guò)以一定規(guī)律轉(zhuǎn)動(dòng)的質(zhì)量塊的反作用力產(chǎn)生的。常用的有質(zhì)量棒激勵(lì)方法和不平衡轉(zhuǎn)子慣性激勵(lì)方法。

2.2.1 質(zhì)量棒激勵(lì)方法

B-1 飛機(jī)就在機(jī)翼上使用過(guò)一種 “棒” 激勵(lì)[5,9]（如圖4 所示）技術(shù)。這個(gè)棒是由一個(gè)位于連接在尖部結(jié)構(gòu)轉(zhuǎn)動(dòng)臂尾部的質(zhì)量塊組成。支點(diǎn)質(zhì)量塊的振動(dòng)生成一種周期性激勵(lì)力，可通過(guò)改變質(zhì)量塊在轉(zhuǎn)動(dòng)臂上位置來(lái)改變激勵(lì)力。這種技術(shù)的缺點(diǎn)是：如果桿位于控制面外部，會(huì)存在氣流擾動(dòng)；激勵(lì)更低頻率時(shí)需要大一點(diǎn)的質(zhì)量塊，整個(gè)系統(tǒng)的質(zhì)量可能變得不好控制。

圖4 質(zhì)量棒顫振激勵(lì)系統(tǒng)Fig.4 Mass bar excitation system

2.2.2 不平衡轉(zhuǎn)子激勵(lì)方法

不平衡轉(zhuǎn)子激振器通常是通過(guò)一個(gè)不平衡質(zhì)量塊[13-14]，相對(duì)于所研究結(jié)構(gòu)剛性聯(lián)結(jié)的軸旋轉(zhuǎn)。改變不平衡轉(zhuǎn)子質(zhì)量塊的材料、旋轉(zhuǎn)速度和旋轉(zhuǎn)半徑就能改變輸出的力值。帶有不平衡轉(zhuǎn)子的慣性激勵(lì)系統(tǒng)如圖5 所示。

該激勵(lì)系統(tǒng)能對(duì)飛機(jī)施加掃頻、隨機(jī)激勵(lì)，通過(guò)規(guī)定對(duì)稱安裝部位激勵(lì)器旋轉(zhuǎn)相位的偏差能實(shí)現(xiàn)對(duì)稱或反對(duì)稱激勵(lì)。該方法產(chǎn)生的激勵(lì)幅值、頻率可控，激勵(lì)信號(hào)可重復(fù)產(chǎn)生、使用，適應(yīng)于長(zhǎng)時(shí)間飛行的飛機(jī)。該系統(tǒng)相對(duì)獨(dú)立，與飛機(jī)系統(tǒng)交聯(lián)接口較少，降低了全機(jī)系統(tǒng)的故障發(fā)生率；該激勵(lì)設(shè)備在機(jī)上改裝簡(jiǎn)便。

圖5 慣性激勵(lì)系統(tǒng)Fig.5 Inertial excitation system

該方法的不足在于激勵(lì)力幅度難于確定，對(duì)低頻受制約，對(duì)高頻又容易太大；頻率的精確控制很難；存在附加質(zhì)量的影響。

2.2.3 電磁激勵(lì)方法

電磁激勵(lì)是把永磁材料用軟彈簧安裝到結(jié)構(gòu)上，輕線圈牢固地固定在結(jié)構(gòu)上，并且限制在磁場(chǎng)范圍內(nèi)，如圖6 所示[9]。供給線圈電流以使線圈上產(chǎn)生力，纏繞的質(zhì)量塊被驅(qū)動(dòng)在電磁力作用范圍內(nèi)運(yùn)動(dòng)，這個(gè)力等于永磁材料上相反方向的力。

圖6 電磁激勵(lì)器Fig.6 Electromagnetic exciter

該激勵(lì)方法產(chǎn)生的激勵(lì)力與線圈中的電流成正比，使用成套的電動(dòng)激勵(lì)器能夠產(chǎn)生成族的激勵(lì)信號(hào)。該方法方案簡(jiǎn)單，但實(shí)施相當(dāng)復(fù)雜。這種激勵(lì)系統(tǒng)外形尺寸很大，能量耗費(fèi)也非常大。該方法成功應(yīng)用于歐洲協(xié)和式飛機(jī)和Transall 飛機(jī)顫振試飛。

這種方法最大的缺點(diǎn)是當(dāng)飛機(jī)受到低頻擾動(dòng)激勵(lì)時(shí)，永磁材料會(huì)產(chǎn)生響應(yīng)，有用的行程可能被占用，這樣會(huì)導(dǎo)致激勵(lì)裝置失效。

2.3 小火箭激勵(lì)方法

小火箭是一種特別小的填充火藥裝置，可以安裝在主要結(jié)構(gòu)或操縱面上，通過(guò)電點(diǎn)火產(chǎn)生脈沖激勵(lì)。典型的小火箭如圖7 所示，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，不需要復(fù)雜的能量傳輸通道。一般在小型飛機(jī)上裝置復(fù)雜的系統(tǒng)比較困難，小火箭激勵(lì)方式比較適用小型飛機(jī)。

圖7 激勵(lì)小火箭Fig.7 Bonkers excitation system

小火箭脈沖持續(xù)時(shí)間很短，能夠有效激勵(lì)高頻模態(tài)。微小的爆炸就會(huì)生成劇烈的脈沖激勵(lì)，這種脈沖的形式與理想的矩形輸入很近似。通過(guò)同步發(fā)射若干枚專門組合的小火箭，既能改變脈沖量的大小，又能改變脈沖施加方式。

該方法的不足是：很難同相或反相激振點(diǎn)火；不能重復(fù)使用；小火箭本身和導(dǎo)線導(dǎo)致的氣流擾動(dòng)；對(duì)同一頻率范圍的信號(hào)，相對(duì)于其他激振方式，小火箭規(guī)格種類較多，費(fèi)用偏高。

小火箭激勵(lì)在歐洲和國(guó)內(nèi)得到廣泛的應(yīng)用，如在空中客車，英、法合作研制的美洲虎超音速攻擊機(jī)和英國(guó)、德國(guó)、意大利三國(guó)合作研制的超音速狂風(fēng)戰(zhàn)斗機(jī)的研制過(guò)程中就得到成功應(yīng)用。

2.4 壓電激勵(lì)方法

壓電作動(dòng)器（如圖8 所示，簡(jiǎn)稱MFC）是近年來(lái)發(fā)展較快的一種新型精密作動(dòng)器[15-19]，體積小、推力大、精度高、頻響快，已在精密儀器、自動(dòng)控制、航空航天和精密定位等領(lǐng)域得到應(yīng)用。NASA[14]2003年在試飛中曾使用過(guò)該激勵(lì)技術(shù)。

圖8 MFC 結(jié)構(gòu)Fig.8 MFC structure diagram

MFC 將壓電纖維附著于聚酰亞胺的基底上，壓電纖維變形由基底傳遞到MFC 所粘貼的結(jié)構(gòu)表面，其與被附著結(jié)構(gòu)通過(guò)應(yīng)變耦合就可以施加作動(dòng)力于被附著結(jié)構(gòu)，從而以收縮或擴(kuò)張的形式對(duì)被附著結(jié)構(gòu)進(jìn)行激勵(lì)。MFC 不會(huì)對(duì)結(jié)構(gòu)氣動(dòng)外形造成明顯影響，不會(huì)對(duì)結(jié)構(gòu)剛度造成影響，工作狀態(tài)不受飛行狀態(tài)限制。通過(guò)對(duì)MFC 位置的優(yōu)化設(shè)計(jì)，可實(shí)現(xiàn)對(duì)不同結(jié)構(gòu)模態(tài)的有效激勵(lì)。MFC 工作頻率范圍寬，激勵(lì)信號(hào)可選，激勵(lì)頻率范圍可調(diào)。MFC 激勵(lì)的缺點(diǎn)在于其產(chǎn)生的激勵(lì)力力值大小有限，適用范圍較窄。

2.5 大氣紊流激勵(lì)

大氣紊流也能用做顫振試飛的激勵(lì)源[8]。即使沒(méi)有覺察到，對(duì)空中飛行的飛機(jī)來(lái)說(shuō)，總是存在著來(lái)自于空氣的一些能量。通常，低空情況這種激勵(lì)的幅值更大一些。

雖然從費(fèi)用的角度考慮，這種方法是很吸引人的，但這種技術(shù)必須謹(jǐn)慎地加以應(yīng)用。大氣紊流在低頻范圍內(nèi)能量比較集中，較高頻率處能量則呈指數(shù)下降，因此該方法的激振能量集中在低頻，難以激起高頻模態(tài)。大多數(shù)情況下，響應(yīng)信噪比不高。如果想要測(cè)量輸入的激振力，需要專門的裝置。同時(shí)，為了得到具有足夠置信度的信息，往往需要采集足夠長(zhǎng)的結(jié)構(gòu)響應(yīng)信號(hào)，且該方法所要求的數(shù)據(jù)處理方法也較復(fù)雜。

2.6 各激勵(lì)技術(shù)的對(duì)比分析

各激勵(lì)技術(shù)在不同頻段的激勵(lì)效果、對(duì)氣動(dòng)外形的影響、能否重復(fù)使用、對(duì)結(jié)構(gòu)特性的影響、是否需要研制專用設(shè)備、與飛控系統(tǒng)交聯(lián)情況、國(guó)內(nèi)外使用情況等方面各有不同。表1 對(duì)不同激勵(lì)技術(shù)在這些方面進(jìn)行了對(duì)比。表2 則對(duì)不同激勵(lì)技術(shù)生成激勵(lì)力的特點(diǎn)、優(yōu)缺點(diǎn)等特點(diǎn)進(jìn)行了對(duì)比。

3 各激勵(lì)技術(shù)的選擇

3.1 選擇原則

不同的顫振激勵(lì)方法，生成的激勵(lì)力各具特點(diǎn)。在特定頻段、感興趣模態(tài)的固有頻率、激勵(lì)力的幅值和能量范圍，一些方法比其他方法更適用。充分的經(jīng)驗(yàn)也有助于選擇合適的方法進(jìn)行顫振激勵(lì)。

從表1 和表2 可以看出，每種方法均各有所長(zhǎng)，也各有不足。實(shí)際使用時(shí)，要仔細(xì)分析，飛行試驗(yàn)時(shí)選擇激勵(lì)方式需要綜合考慮如下因素[5-6,9]：試驗(yàn)對(duì)象激勵(lì)能量、激勵(lì)頻帶的需求；飛行試驗(yàn)任務(wù)總的周期、試驗(yàn)點(diǎn)數(shù)，每架次可安排的試驗(yàn)點(diǎn)數(shù)量；試驗(yàn)飛機(jī)結(jié)構(gòu)特點(diǎn)，同時(shí)還要兼顧考慮機(jī)械、液壓或電器等是否容易安裝；對(duì)試驗(yàn)飛機(jī)的空氣動(dòng)力學(xué)特性的影響；可能需要的激勵(lì)信號(hào)類型（脈沖的、掃頻的或隨機(jī)的）；成本。

在綜合考慮以上因素影響的同時(shí)，最優(yōu)先考慮的一條是激勵(lì)裝置不要影響試驗(yàn)飛機(jī)的氣動(dòng)彈性特性。

表1 不同激勵(lì)技術(shù)應(yīng)用特點(diǎn)對(duì)比Tab.1 Comparison of application characteristics of different excitation technologies

表2 不同激勵(lì)方法各個(gè)特性的對(duì)比Tab.2 Comparison of the characteristics of different excitation methods

3.2 激勵(lì)技術(shù)的選擇方法

由于飛機(jī)顫振試飛大都是新機(jī)或改型飛機(jī)的高風(fēng)險(xiǎn)試飛科目，采用多種激勵(lì)技術(shù)進(jìn)行飛機(jī)顫振試飛最明顯的優(yōu)點(diǎn)就是能夠按照各種激勵(lì)技術(shù)的特點(diǎn)，揚(yáng)長(zhǎng)避短，增強(qiáng)試飛結(jié)果合理性、有效性和可靠性，從而降低試飛風(fēng)險(xiǎn)。文獻(xiàn)資料表明，國(guó)外在飛機(jī)顫振試飛中并沒(méi)有刻意要求一種型號(hào)飛機(jī)顫振試飛只使用一種激勵(lì)技術(shù)，大多情況下，都是根據(jù)具體飛機(jī)結(jié)構(gòu)模態(tài)特點(diǎn)選用兩種或兩種以上激勵(lì)技術(shù)，特別是選用經(jīng)濟(jì)、實(shí)用的激勵(lì)技術(shù)。目前，國(guó)內(nèi)在顫振飛行試驗(yàn)中，也已較少采用單一顫振激勵(lì)方法的方案，往往同時(shí)組合使用幾種不同的激勵(lì)方法來(lái)取長(zhǎng)補(bǔ)短，綜合應(yīng)用。國(guó)內(nèi)近些年所完成的型號(hào)顫振試飛激勵(lì)技術(shù)使用情況統(tǒng)計(jì)如圖9 所示。

圖9 國(guó)內(nèi)近年激勵(lì)技術(shù)使用情況統(tǒng)計(jì)Fig.9 Statistical chart of excitation technology used in China in recent years

4 激勵(lì)技術(shù)的發(fā)展趨勢(shì)展望

隨著多種新型復(fù)合材料技術(shù)、無(wú)人機(jī)技術(shù)、傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)技術(shù)等的研究，飛機(jī)逐漸向超高速、長(zhǎng)航時(shí)、輕薄、翼身融合等方向發(fā)展。對(duì)應(yīng)的飛機(jī)試驗(yàn)技術(shù)研究也迫在眉睫，對(duì)上述試驗(yàn)飛機(jī)，傳統(tǒng)的激勵(lì)技術(shù)就不太適用。為滿足上述新型飛機(jī)顫振試飛的需要，新的激勵(lì)技術(shù)最好具有如下特點(diǎn)：能夠?qū)崿F(xiàn)遠(yuǎn)距離遙控激勵(lì)；能夠?qū)崿F(xiàn)對(duì)輕薄材料的顫振激勵(lì)；能夠?qū)崿F(xiàn)對(duì)旋轉(zhuǎn)翼面的顫振激勵(lì)；能夠?qū)崿F(xiàn)對(duì)飛翼結(jié)構(gòu)的顫振激勵(lì)；能夠在激勵(lì)的同時(shí)實(shí)時(shí)/準(zhǔn)實(shí)時(shí)實(shí)現(xiàn)激勵(lì)效果的在線顯示；能夠在激勵(lì)的同時(shí)實(shí)時(shí)/準(zhǔn)實(shí)時(shí)按照激勵(lì)效果的優(yōu)劣隨時(shí)調(diào)整信號(hào)；能夠在顫振激勵(lì)的同時(shí)實(shí)現(xiàn)對(duì)可能發(fā)生的顫振的實(shí)時(shí)/準(zhǔn)實(shí)時(shí)擬制；能夠?qū)崿F(xiàn)超高/低溫情況的顫振激勵(lì)；能夠?qū)崿F(xiàn)對(duì)液態(tài)工作環(huán)境下結(jié)構(gòu)的顫振激勵(lì)。

5 結(jié)語(yǔ)

顫振激勵(lì)技術(shù)是顫振飛行試驗(yàn)的三大技術(shù)之一，該技術(shù)選擇的成功與否與顫振飛行試驗(yàn)的成敗與否息息相關(guān)。

從第一次有記載的顫振激勵(lì)技術(shù)開始，顫振激勵(lì)技術(shù)從固定盤激勵(lì)、小火箭激勵(lì)、小翼激勵(lì)、掃頻激勵(lì)、紊流激勵(lì)等逐漸向智能化、高效化發(fā)展。不同的顫振激勵(lì)技術(shù)服務(wù)、支持了不同型號(hào)飛機(jī)的飛行試驗(yàn)工作。隨著各種超高速、輕型化、智能化飛機(jī)的出現(xiàn)，對(duì)各種新型顫振激勵(lì)技術(shù)的需求會(huì)層出不窮。

文中對(duì)顫振飛行試驗(yàn)發(fā)展進(jìn)程中不同顫振激勵(lì)方法進(jìn)行了回顧，對(duì)顫振激勵(lì)技術(shù)的發(fā)展趨勢(shì)進(jìn)行了展望。希望文中的工作可對(duì)不同特點(diǎn)試驗(yàn)飛機(jī)顫振激勵(lì)技術(shù)的選用提供有益的參考和幫助。