T型尾翼飛機(jī)抖振試飛研究

高文濤,張武林,寇寶智

(中國(guó)飛行試驗(yàn)研究院 飛機(jī)飛行試驗(yàn)技術(shù)研究所,西安 710089)

0 引 言

抖振是邊界層分離或湍流激起結(jié)構(gòu)或部分結(jié)構(gòu)的不規(guī)則振動(dòng)。飛機(jī)發(fā)生抖振時(shí)，會(huì)產(chǎn)生一系列有害的后果，如飛機(jī)的操縱性和穩(wěn)定性變差、飛行員駕駛疲勞進(jìn)而降低其工作效率、結(jié)構(gòu)易疲勞損傷進(jìn)而影響飛行安全和使用壽命、機(jī)載設(shè)備的工作可靠性受到影響、旅客乘坐舒適性降低等。因此，美國(guó)[1]及中國(guó)[2]的運(yùn)輸類飛機(jī)適航標(biāo)準(zhǔn)均明確要求民用運(yùn)輸類飛機(jī)完成抖振試飛。

抖振按其成因大體可以分為兩類:升力型抖振和非升力型抖振。升力型抖振一般指發(fā)生在機(jī)翼上的抖振,包括通常所說(shuō)的大迎角抖振(大迎角飛行而引起的氣流分離造成)和跨聲速抖振(跨聲速時(shí)由于激波-邊界層干擾而引起的氣流分離造成)。非升力型抖振一般指因飛行器外形突變產(chǎn)生的尾流激勵(lì)而引起的翼面抖振,常見(jiàn)于飛機(jī)炸彈艙門(mén)或減速板打開(kāi)、起落架放下、不合理的機(jī)身及座艙蓋外形、雷達(dá)天線罩等引起的尾翼抖振[3]。

抖振研究主要有3種手段：風(fēng)洞試驗(yàn)、數(shù)值模擬和飛行試驗(yàn)。飛機(jī)抖振為一種多學(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[4]。

美國(guó)NASA 蘭利研究中心[5]在國(guó)家跨聲速實(shí)驗(yàn)室(NTF)對(duì)Boeing 767模型進(jìn)行了風(fēng)洞試驗(yàn)，研究了不同馬赫數(shù)、不同迎角下飛機(jī)的抖振響應(yīng)，建立了飛機(jī)的抖振邊界。美國(guó)CFD研究中心的Sheta等[6]對(duì)F/A-18的垂尾抖振特點(diǎn)進(jìn)行了數(shù)值計(jì)算，并與飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行了對(duì)比。洛克希德·馬丁公司的Anderson等[7]通過(guò)對(duì)風(fēng)洞試驗(yàn)和飛行試驗(yàn)的大迎角抖振數(shù)據(jù)進(jìn)行分析，得出飛機(jī)在迎角大于26°時(shí)的抖振響應(yīng)主要集中在垂尾的一階彎曲模態(tài)。Sharma等[8]利用振動(dòng)加速度傳感器對(duì)P-3C飛機(jī)的大迎角抖振響應(yīng)特點(diǎn)進(jìn)行了飛行試驗(yàn)研究，得到了不同過(guò)載、空速、迎角組合情況的平尾上抖振響應(yīng)的均方根分布情況。

國(guó)內(nèi)對(duì)飛機(jī)的抖振研究多集中在數(shù)值計(jì)算和風(fēng)洞試驗(yàn)方面，實(shí)際飛行中的抖振響應(yīng)情況研究較少。李勁杰等[9-10]利用風(fēng)洞試驗(yàn)與數(shù)值模擬等手段，對(duì)邊條翼布局雙垂尾抖振的發(fā)生機(jī)理及響應(yīng)規(guī)律進(jìn)行了研究。20世紀(jì)90年代國(guó)內(nèi)曾進(jìn)行過(guò)殲擊機(jī)的抖振飛行試驗(yàn)研究[11]。2014年，李小路等[12]對(duì)某型殲擊機(jī)的垂尾抖振飛行試驗(yàn)及抖振響應(yīng)進(jìn)行了研究。T型尾翼為高置平尾構(gòu)形，在飛機(jī)以較大迎角飛行時(shí)，平尾處于機(jī)翼的分離尾流中，結(jié)構(gòu)響應(yīng)劇烈。但是國(guó)內(nèi)對(duì)于T型尾翼飛機(jī)抖振響應(yīng)的試飛研究較少，T型尾翼飛機(jī)的抖振響應(yīng)規(guī)律及特點(diǎn)尚缺乏飛行試驗(yàn)研究。

為了研究T型尾翼飛機(jī)在飛行中的抖振響應(yīng)特點(diǎn)及變化規(guī)律，為后續(xù)類似構(gòu)形的飛機(jī)抖振試飛提供借鑒和經(jīng)驗(yàn)，在飛機(jī)平尾及飛行員座椅地板處加裝振動(dòng)傳感器，對(duì)抖振試飛方法、T型尾翼平尾及飛行員處抖振響應(yīng)的特點(diǎn)及規(guī)律進(jìn)行了研究。

1 試飛方法介紹

飛行試驗(yàn)中，抖振試飛主要有減速法、等坡度轉(zhuǎn)彎法、收斂轉(zhuǎn)彎法、平飛拉起法、俯沖拉起法、加速法等[13]。

在低速段主要采用減速法來(lái)獲得飛機(jī)的抖振響應(yīng)和抖振邊界。由于低速段靠近飛機(jī)的左邊界，飛機(jī)有進(jìn)入失速區(qū)的風(fēng)險(xiǎn)，并且為了得到較好的抖振響應(yīng)與飛機(jī)飛行狀態(tài)的對(duì)應(yīng)關(guān)系，一般要求每秒減速不超過(guò)1.852 km/h。

在中速段常用等坡度轉(zhuǎn)彎、收斂轉(zhuǎn)彎、平飛拉起、俯沖拉起等試飛方法。等坡度轉(zhuǎn)彎和收斂轉(zhuǎn)彎都是通過(guò)轉(zhuǎn)彎的方式來(lái)增加過(guò)載。等坡度轉(zhuǎn)彎可以獲得過(guò)載和迎角參數(shù)與抖振響應(yīng)的對(duì)應(yīng)關(guān)系，但是較大坡度時(shí)飛機(jī)的狀態(tài)難以保持。收斂轉(zhuǎn)彎相當(dāng)于連續(xù)進(jìn)行等坡度轉(zhuǎn)彎，可以節(jié)省試飛架次。但是相對(duì)于等坡度轉(zhuǎn)彎，其馬赫數(shù)和高度不好保持，迎角連續(xù)變化，因此很難建立抖振響應(yīng)與迎角的對(duì)應(yīng)關(guān)系，給數(shù)據(jù)處理帶來(lái)較大困難。平飛拉起和俯沖拉起屬于同一類動(dòng)作，相對(duì)來(lái)說(shuō)俯沖拉起較平飛拉起可以獲得更大的過(guò)載。但是二者拉桿量均難以控制，并且飛機(jī)的姿態(tài)不好控制，保持過(guò)載和迎角的穩(wěn)定比較困難，給數(shù)據(jù)處理增加了難度，并且也需要耗費(fèi)較多的試飛架次。

在高速段通常用加速法。飛機(jī)以巡航構(gòu)形在目標(biāo)高度上配平飛機(jī)，然后進(jìn)行1g加速飛行，直到發(fā)生抖振或達(dá)到設(shè)計(jì)俯沖速度改出。如果受發(fā)動(dòng)機(jī)功率等限制使得飛機(jī)不能在平飛狀態(tài)下發(fā)生抖振或達(dá)到設(shè)計(jì)俯沖速度，則應(yīng)使飛機(jī)進(jìn)入小角度的俯沖加速，直到出現(xiàn)抖振或達(dá)到設(shè)計(jì)俯沖速度改出。然而有的飛機(jī)在加速至右邊界時(shí)未發(fā)生抖振，因此有時(shí)也在高速段使用收斂轉(zhuǎn)彎法來(lái)獲得高速段的抖振響應(yīng)和抖振邊界。但是，由于高速段靠近飛機(jī)的右邊界，并且收斂轉(zhuǎn)彎動(dòng)作難以保持，會(huì)有較大的風(fēng)險(xiǎn)隱患，因此對(duì)試飛員的駕駛技術(shù)要求較高。

以上方法各有優(yōu)缺點(diǎn)，需要根據(jù)實(shí)際情況選取不同的試飛方法。

2 試飛方法選取

飛機(jī)在某一高度、重量和速度組合下進(jìn)行機(jī)動(dòng)飛行時(shí)，飛機(jī)的受力滿足以下等式[14]：

nW/δ=70 869.6CL·Ma2·S

(1)

其中：n為飛機(jī)過(guò)載，W為飛機(jī)重量(單位:N)，δ為壓力比，CL為升力系數(shù)，Ma為馬赫數(shù)，S為機(jī)翼參考面積(單位:m2)。

對(duì)于特定的飛機(jī)，機(jī)翼參考面積S是確定的，因此可以通過(guò)選擇不同的nW/δ值得到CL與Ma的關(guān)系。

圖1為等nW/δ曲線。圖中C1、C2、C3曲線為等nW/δ曲線。沿著某一條等nW/δ曲線進(jìn)行減速飛行時(shí)，如進(jìn)行機(jī)翼水平失速(n=1，W、δ保持不變)、轉(zhuǎn)彎失速(n>1，W、δ保持不變)等飛行動(dòng)作，隨著Ma減小，等nW/δ曲線與抖振邊界相交，可以得到飛機(jī)在低速區(qū)的初始抖振點(diǎn)。同理，在高速區(qū)可以通過(guò)加速法得到飛機(jī)的初始抖振點(diǎn)。而在中速范圍內(nèi)可以通過(guò)增大nW/δ來(lái)得到飛機(jī)的初始抖振點(diǎn)?？紤]到飛行試驗(yàn)的經(jīng)濟(jì)性，在給定高度、給定重量、給定Ma下可以通過(guò)增大過(guò)載n來(lái)得到中速范圍的初始抖振點(diǎn)。結(jié)合上節(jié)介紹的不同試飛方法的優(yōu)缺點(diǎn)，一般選用收斂轉(zhuǎn)彎法(n增大，W、δ保持不變)來(lái)進(jìn)行中速段的抖振試飛。波音公司的Boeing 767-200飛機(jī)即是選取收斂轉(zhuǎn)彎法進(jìn)行抖振試飛[15]。

圖1 CL初抖-Ma抖振邊界與等nW/δ曲線Fig.1 CL buffet onset-Ma buffet boundary and lines of equal nW/δ

3 飛行試驗(yàn)

在飛機(jī)左、右平尾的中部和尖部的前后緣處加裝了8個(gè)振動(dòng)加速度傳感器，測(cè)量平尾的法向振動(dòng)加速度響應(yīng)，如圖2所示。在飛行員座椅地板處加裝了振動(dòng)加速度傳感器，測(cè)量抖振發(fā)生時(shí)飛行員座椅處的垂向振動(dòng)加速度響應(yīng)。

圖2 平尾上振動(dòng)加速度傳感器布置圖Fig.2 Layout of vibration acceleration sensors on the horizontal tail

依據(jù)上節(jié)所述原則，規(guī)劃出如下抖振試飛狀態(tài)點(diǎn)(見(jiàn)圖3)，在高高度、中高度、低高度3個(gè)高度剖面分別進(jìn)行抖振試飛。從圖1可知：在中低馬赫數(shù)區(qū)，抖振邊界比較平緩，故規(guī)劃的試驗(yàn)點(diǎn)比較稀疏；在中高馬赫數(shù)區(qū)，抖振邊界變化率較大，故規(guī)劃的試驗(yàn)點(diǎn)比較密集。

圖3 某飛機(jī)抖振試飛狀態(tài)點(diǎn)Fig.3 Buffet flight test points on an aircraft

圖3中橫軸為飛行速度v(單位:km/h)，縱軸為高度Hp(單位:m)，斜線為等馬赫數(shù)曲線，vMO/MaMO為最大使用速度/最大使用馬赫數(shù)，vD/MaD為設(shè)計(jì)俯沖速度/設(shè)計(jì)俯沖馬赫數(shù)，正方形標(biāo)志的狀態(tài)點(diǎn)為收斂轉(zhuǎn)彎試飛狀態(tài)點(diǎn)，五角星標(biāo)志的狀態(tài)點(diǎn)為減速法試飛狀態(tài)點(diǎn)。

圖4給出了典型減速法的飛行曲線，圖5給出了典型收斂轉(zhuǎn)彎的飛行曲線。

圖4 典型減速法時(shí)間歷程Fig.4 Typical time history curves of the velocity reduction method

由圖4可知，減速法試飛過(guò)程中，高度近似不變(即可近似認(rèn)為nW/δ不變)，隨著Ma減小，在迎角α增大到11°左右時(shí)操縱飛機(jī)改出當(dāng)前飛行狀態(tài)，避免發(fā)生失速。由圖5可知，收斂轉(zhuǎn)彎過(guò)程中，高度近似不變，坡度φ逐漸增大即過(guò)載n逐漸增大(即可認(rèn)為nW/δ逐漸增大)，在迎角增大到6°左右時(shí)操縱飛機(jī)改出當(dāng)前飛行狀態(tài)，避免發(fā)生失速。

圖6和7分別給出了飛機(jī)在典型減速法和典型收斂轉(zhuǎn)彎動(dòng)作時(shí)的振動(dòng)加速度a的響應(yīng)曲線(g為重力加速度)。

圖5 典型收斂轉(zhuǎn)彎時(shí)間歷程Fig.5 Typical time history curves of the wind-up turn method

圖6 典型減速法振動(dòng)加速度時(shí)間歷程Fig.6 Typical vibration acceleration time history curves of the velocity reduction method

可以看出：在迎角較小時(shí)，隨著迎角增加，平尾各處及飛行員處的振動(dòng)加速度響應(yīng)無(wú)明顯變化；在迎角增大到一定程度時(shí)，隨著迎角增加，平尾各處及飛行員處的振動(dòng)加速度響應(yīng)明顯增大。

以減速法飛行時(shí)平尾尖部后梁法向振動(dòng)加速度響應(yīng)為例，振動(dòng)加速度響應(yīng)時(shí)域最大值由0.9g左右增大到12.8g，增大了一個(gè)數(shù)量級(jí)。

圖7 典型收斂轉(zhuǎn)彎振動(dòng)加速度時(shí)間歷程Fig.7 Typical vibration acceleration time history curves of the wind-up turn method

4 飛行試驗(yàn)結(jié)果分析

4.1 平尾抖振響應(yīng)時(shí)域分析

圖8給出了在高高度剖面進(jìn)行減速飛行時(shí)，平尾上各振動(dòng)測(cè)點(diǎn)加速度的時(shí)域均方根隨迎角的變化曲線。圖9給出了在中高度剖面、以Ma0.74進(jìn)行收斂轉(zhuǎn)彎的過(guò)程中，平尾上各振動(dòng)測(cè)點(diǎn)加速度的時(shí)域均方根隨迎角的變化曲線。

可以看出：迎角較小時(shí)，抖振響應(yīng)隨迎角變化不明顯；隨著迎角的增大，平尾上各個(gè)測(cè)點(diǎn)的振動(dòng)響應(yīng)增大。平尾尖部的振動(dòng)大于平尾中部的振動(dòng)，平尾尖部后緣的振動(dòng)大于平尾尖部前緣的振動(dòng)。減速飛行過(guò)程中，左、右平尾相同部位的振動(dòng)響應(yīng)水平基本一致。在收斂轉(zhuǎn)彎過(guò)程中，左、右平尾相同部位的振動(dòng)響應(yīng)水平不一致(左平尾尖部的振動(dòng)大于右平尾尖部的振動(dòng))，可能是收斂轉(zhuǎn)彎過(guò)程中帶側(cè)滑引起的。

圖8 高高度、減速法，平尾各振動(dòng)測(cè)點(diǎn)時(shí)域均方根隨迎角的變化曲線Fig.8 The vibration acceleration RMS curves with the angles of attack (High altitude,the velocity reduction method)

圖9 中高度、Ma=0.74，收斂轉(zhuǎn)彎，平尾各振動(dòng)測(cè)點(diǎn)時(shí)域均方根隨迎角的變化曲線Fig.9 The vibration acceleration RMS curves with the angles of attack (Mid-altitude,Ma=0.74,wind-up turn)

為了研究相同高度下抖振響應(yīng)與迎角、馬赫數(shù)的相互關(guān)系，對(duì)不同迎角水平、不同馬赫數(shù)下的左平尾尖部后緣振動(dòng)加速度均方根值進(jìn)行分析，如圖10所示。

圖10分別給出了迎角為4.5°、5.5°、6.5°和7.5°時(shí)，左平尾尖部后緣振動(dòng)加速度均方根值隨馬赫數(shù)的變化關(guān)系。可以看出：迎角一定時(shí)，抖振加速度響應(yīng)的均方根值隨馬赫數(shù)的增大而增大；馬赫數(shù)一定時(shí)，抖振加速度響應(yīng)的均方根值隨迎角的增大而增大。

圖10 中高度，左平尾尖部后緣振動(dòng)加速度均方根值隨馬赫數(shù)變化曲線Fig.10 The vibration acceleration RMS curves with Ma of trailing edge of the left horizontal tail tip (Mid-altitude)

4.2 平尾抖振響應(yīng)頻域分析

為研究飛機(jī)抖振響應(yīng)的頻率分布，對(duì)減速法和收斂轉(zhuǎn)彎過(guò)程中飛機(jī)平尾的抖振加速度響應(yīng)做小波時(shí)頻分析。圖11和12分別為減速法和收斂轉(zhuǎn)彎法時(shí)右平尾尖部后緣振動(dòng)加速度小波時(shí)頻圖，顏色越亮表示振動(dòng)量值越大。

可以看出：抖振發(fā)生時(shí)，各頻點(diǎn)的振動(dòng)量值均有所增加；抖振響應(yīng)主要集中在5.5、9.4和21.0 Hz附近，對(duì)應(yīng)的飛機(jī)模態(tài)分別為平尾對(duì)稱一階彎曲(5.26～6.02 Hz)、機(jī)翼對(duì)稱二階彎曲(9.26～10.59 Hz)、平尾反對(duì)稱二階彎曲(19.97～22.40 Hz)。

圖11 高高度、減速法，右平尾尖部后緣振動(dòng)加速度時(shí)頻圖Fig.11 Time-frequency figure of trailing edge of the right horizontal tail tip (High altitude,the velocity reduction method)

圖12 中高度、Ma=0.63,收斂轉(zhuǎn)彎，右平尾尖部后緣振動(dòng)加速度時(shí)頻圖Fig.12 Time-frequency figure of trailing edge of the right horizontal tail tip (Mid-altitude,Ma=0.63,wind-up turn)

該型飛機(jī)的平尾沒(méi)有9.4 Hz附近的模態(tài)，之所以出現(xiàn)9.4 Hz成分的振動(dòng)響應(yīng)，是因?yàn)闄C(jī)翼后緣的氣流分離引起的交變載荷激起了機(jī)翼的對(duì)稱二階彎曲模態(tài)，導(dǎo)致分離流中疊加了較高能量的9.4 Hz附近的頻率成分，從而激起了平尾的振動(dòng)，屬于強(qiáng)迫振動(dòng)的范疇。在不同馬赫數(shù)、迎角、過(guò)載的組合下，平尾抖振響應(yīng)的主峰有所不同，但是峰值頻率均為5.5、9.4和21.0 Hz左右。

在中高度以Ma0.63進(jìn)行收斂轉(zhuǎn)彎時(shí),平尾抖振響應(yīng)的主峰為9.4 Hz左右。圖13給出了9.4 Hz的振動(dòng)加速度值隨時(shí)間的變化曲線。其中,橫軸為時(shí)間(單位：s)，縱軸為9.4 Hz的振動(dòng)加速度對(duì)g的無(wú)量綱值。

圖13 中高度、Ma=0.63,收斂轉(zhuǎn)彎，9.4 Hz振動(dòng)加速度值時(shí)間歷程曲線Fig.13 The vibration acceleration time history curves of 9.4 Hz (Mid-altitude,Ma=0.63,wind-up turn)

可以看出：抖振發(fā)生時(shí)，平尾上同一肋截面上后緣的9.4 Hz抖振響應(yīng)大于前緣，尖部的9.4 Hz抖振響應(yīng)大于中部，這與時(shí)域分析的結(jié)果是一致的。隨著時(shí)間的推移，即隨著迎角增大，平尾的抖振響應(yīng)也逐漸增大。

4.3 飛行員處抖振響應(yīng)分析

由國(guó)軍標(biāo)966-90[16]可知：在腳或臀部至頭方向(z向)上，人體對(duì)中心頻率為4～8 Hz的三分之一倍頻程頻率范圍的振動(dòng)最敏感，耐受度最低。而該型飛機(jī)飛行員位置處的抖振響應(yīng)峰值頻率正好在4～8 Hz范圍內(nèi)，因此抖振會(huì)對(duì)飛行員的工效性及舒適性有明顯影響。圖14為發(fā)生抖振時(shí)飛行員座椅處垂向振動(dòng)響應(yīng)的三分之一倍頻程歸納譜。

圖14 飛行員座椅處垂向振動(dòng)歸納譜Fig.14 Inductive spectrum of the vertical vibration at the pilot’s seat

圖中,實(shí)線為飛行員座椅地板處垂向振動(dòng)加速度歸納譜，虛線為國(guó)軍標(biāo)966-90規(guī)定的1 min暴露時(shí)間舒適性降低限?？梢钥闯觯猴w行員座椅地板處垂向抖振響應(yīng)頻率主峰為5 Hz左右(對(duì)應(yīng)平尾對(duì)稱一階彎曲模態(tài))，中心頻率為5 Hz的抖振響應(yīng)歸納譜值為0.128g,相關(guān)國(guó)軍標(biāo)規(guī)定的1 min暴露時(shí)間5 Hz的舒適性降低限為0.091g,即在5 Hz中心頻率處飛行員座椅地板的抖振響應(yīng)超出了1 min舒適性降低限，也就是說(shuō)抖振會(huì)影響人員的舒適性。

平尾抖振響應(yīng)的頻率成分主要為5.5、9.4和21.0 Hz左右，而飛行員座椅處垂向抖振響應(yīng)的頻率成分主要為5 Hz左右，即兩處結(jié)構(gòu)的抖振響應(yīng)的頻率組成不同。

目前,試飛中確定抖振邊界的方法是結(jié)合飛行員主觀判斷與飛行員座椅地板處垂向振動(dòng)加速度量值。AC25-7D咨詢通告[17]和適航標(biāo)準(zhǔn)研究報(bào)告[18]推薦該量值為±0.05g，ERJ190-100飛機(jī)[19]使用的是±0.08g，該量值因機(jī)型不同而不同。抖振實(shí)質(zhì)是飛機(jī)翼面結(jié)構(gòu)的振動(dòng)響應(yīng)，通過(guò)飛行員座椅處的振動(dòng)來(lái)判斷是否發(fā)生抖振是一種間接方法。前文分析了飛行員座椅地板處的振動(dòng)和飛機(jī)翼面結(jié)構(gòu)的振動(dòng)響應(yīng)的頻率組成不同，故飛行員座椅地板處的抖振響應(yīng)不能全面反映飛機(jī)翼面結(jié)構(gòu)的抖振響應(yīng)。因此，應(yīng)綜合考慮飛機(jī)翼面結(jié)構(gòu)和飛行員處的振動(dòng)響應(yīng)來(lái)確定抖振邊界。

5 結(jié) 論

本文對(duì)抖振試飛常用的試飛方法進(jìn)行了介紹，并分析了抖振試飛方法選取原則。通過(guò)在典型位置加裝振動(dòng)傳感器，對(duì)T型尾翼飛機(jī)的抖振響應(yīng)進(jìn)行了飛行試驗(yàn)研究。結(jié)果表明：

(1) 迎角較小時(shí)，抖振響應(yīng)隨迎角變化不明顯；隨著迎角的增大，平尾上各個(gè)測(cè)點(diǎn)的振動(dòng)響應(yīng)增大；平尾尖部后緣的響應(yīng)最為劇烈。

(2) 迎角一定時(shí)，平尾抖振響應(yīng)隨馬赫數(shù)的增大而增大；馬赫數(shù)一定時(shí)，平尾抖振響應(yīng)隨迎角的增大而增大。

(3) 平尾的抖振響應(yīng)集中在平尾對(duì)稱一階彎曲、機(jī)翼對(duì)稱二階彎曲、平尾反對(duì)稱二階彎曲模態(tài)頻率附近；飛行員座椅處的抖振響應(yīng)集中在平尾對(duì)稱一階彎曲模態(tài)頻率附近。

(4) 飛機(jī)的抖振響應(yīng)會(huì)影響飛行員的舒適性。

(5) 應(yīng)綜合考慮飛行員座椅地板處和飛機(jī)翼面結(jié)構(gòu)的振動(dòng)響應(yīng)，以確定飛機(jī)的抖振邊界。