飞机抖振试飞方法研究

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(中国飞行试验研究院，陕西 西安 710089)

0 引言

抖振时，会严重影响其飞行品质、飞行安全和使用寿命，也会影响飞行员的操纵，降低其工作效率[1]。

对战斗机而言，抖振特性的好坏直接影响其不同速度下的战斗过载特性和跨音速机动过载能力，对飞机的作战使用有明显的制约。美国F-15飞机在部队仅仅服役六个月，垂尾就出现了疲劳裂纹，经过研究发现是由于垂尾抖振诱发的疲劳问题。F/A-22飞机也遇到过相同的问题，其尾翼抖振最早是在1999年7月发现的。此后，查明是由于作用在飞机发动机进气道上缘与机身结合处的强大涡流引起的，而在翼根处形成的另一对涡流则增大了抖振的强度[2]。由于抖振对飞机性能及安全都有很大的影响，因而在飞机研制过程中给予了高度重视。美军标、国军标、适航规章等对抖振都有着明确的要求。

飞机抖振属于一门多学科综合性问题，主要涵盖了飞行品质、空气动力学、气动弹性、结构强度等多学科内容。仅依靠理论计算、数值模拟和风洞试验远不能满足研究的需要，飞行试验由于自身的特点，在抖振研究中发挥着举足轻重的作用[3]。本文主要研究了飞机振动试飞方法和数据处理方法。

1 抖振效应

当飞机发生抖振时，它会增加飞机结构的应力，降低结构的疲劳寿命，降低飞机的飞行品质和操纵性能，影响武器系统的瞄准、跟踪和射击，影响机载电子仪器的正常工作及乘员的舒适。结构的强烈振动还会使驾驶员感到颠簸、烦恼和疲劳，工作效率下降，甚至引起事故[4]。

图1 某型飞机抖振出现的抖振疲劳断裂

我国某型飞机在试飞过程中，飞机进入跨声速区时发生强烈的振动，使得飞行员无法看清座舱仪表板上的指针，严重影响了飞机的操纵性，拖延了飞机的定型。同样，国内的很多军机与民机也都出现过类似的抖振问题，这些抖振问题都极大的影响了飞机的飞行包线和飞机性能。图1为我国某型飞机由于抖振而导致出现疲劳裂纹甚至断裂。

2 抖振边界

飞机的抖振边界系指飞机抖振开始发生时的飞机迎角(升力系数)随M数的变化曲线。在亚音速是由大迎角气流分离引起的，而在跨音速则是由激波—附面层干扰导致气流分离引起的。

目前确定抖振起始迎角常用的方法是对应不同的马赫数画出翼尖加速度、翼根弯矩、脉动压力的均方根值与迎角的关系曲线。根据功率谱密度图上能量高频率处的谱密度值，画出它和迎角的关系曲线，再对这些关系曲线利用曲线切交法确定出不同马赫数下的抖振起始迎角，最后画出的抖振起始迎角随马赫数的变化曲线，这即抖振边界[5]。

3 抖振试飞方法

为了能够准确得到飞机在飞行过程中的抖振响应数据，就必须选择合适的飞行方法。包括直线减速法、稳定转弯法、收敛转弯法、减速转弯法、超音速减速、平飞拉起、等坡度盘旋、俯冲拉起等方法。本文采用较为常用的收敛转弯法，其驾驶方法是：对给定的构形，在给定的高度上，保持稳定水平直线飞行，配平杆力，保持5～6 s后，迅速而协调的压杆、蹬舵、拉杆，在保持速度不变的情况下使法向过载逐步增加直到飞机抖振。在过载增加期间，为了保持速度不变，需要有比稳定盘旋更大的倾斜角，过载大于4时，倾斜角可能达到90°到100°。收敛转弯操作技术复杂，但试飞效率高[6-8]。

4 抖振飞行试验结果

为了研究实际飞行中的抖振情况，在机翼上安装12个振动加速度传感器，分别位于左、右机翼尖前缘、后缘，左、右机翼中外前缘、后缘，左、右机翼中内前缘、后缘附件刚度较高的结构上，左、右机翼位置对称。以飞行选取的气压高度8600 m，马赫数为0.45，飞机从稳定平飞进入收敛转弯状态的飞行数据为例，进行抖振响应分析。飞行过程中的主要飞行参数如图2所示，机翼尖部振动时间历程如图3所示。

图2 飞行试验主要飞行参数时间历程

图3 机翼尖加速度数据时间历程

通过对机翼尖加速度数据时间历程分析可以看出，在16 s之后，飞机逐渐地出现了抖振现象，这是由于机翼翼尖后缘处出现气流分离引起的。随着迎角的不断增大，机翼气流分离现象越加明显，其受到的气流脉动载荷就会不断增大，严重影响飞机的飞行安全。而通过比较图3中机翼翼尖前、后缘处加速度时间历程曲线无法精确的分辨这两个位置的分离流脉动载荷强度大小以及对结构响应的敏感程度。为了在机翼上找到一个对抖振响应相对敏感、强度相对较大的位置来研究抖振起始迎角，本文利用自功率谱密度法对振动较大的左右机翼尖处的加速度数据进行分析，如图4所示。

从图中4可以看出，当飞机出现抖振时，机翼后缘尖部的加速度功率谱密度同前缘相比能量较大、较集中。从峰值响应频率来看，其最大响应频率峰值基本都出现在10 Hz左右，对照表1可知，这一频率非常接近于机翼对称二阶弯曲频率，因此这种抖振对机翼结构有着极其不利的影响。

图4 机翼尖部加速度功率谱密度

表1 飞机主要模态

综上所述可以明显得到机翼后缘尖部相较于前缘来说都真的影响更大，而从频率角度来讲其机翼二阶对称弯曲模态处的能量最大。因此本文采用机翼后缘位置的加速度数据进行了抖振起始迎角及抖振边界计算，在分析研究的过程中分别从时域和频域角度利用均方根值、自功率谱方法对加速度数据进行计算处理。

从时域处理数据时，将数据段按照1 s的时间段进行分段处理并使每个时间段前后有50%的重叠区。通过计算每个时间段的加速度的均方根值，并利用曲线拟合后得到其与迎角之间的关系如图5、图6所示。

图5 左机翼翼尖后缘均方根随迎角变化图

图6 右机翼翼尖后缘均方根随迎角变化图

从图5、图6中可以看出，在较小的迎角下左右机翼后缘翼尖加速度的均方根值基本上变化不大。当迎角达到约12.9°时，左右机翼后缘翼尖加速度均方根值急剧变大，飞机出现了明显的抖振。因此，12.9°为该状态下的抖振起始迎角。

由图4可知，出现抖振时，能量往往集中在机翼二阶对称弯曲模态(约为9.92 Hz)。因此利用自功率谱密度方法得到各迎角状态下对应与机翼二阶对称弯曲模态处的功率谱密度值。其谱密度值与迎角关系如图7、图8所示。

从图7、图8中可以看出当迎角出约为13°时，曲线斜率出现明显的改变，利用曲线切交法即可得到抖振的起始迎角为13°。同时域内均方根法得出的抖振起始迎角相比，这两种方法测出的抖振起始迎角十分接近，因此是完全是有效的。

图7 左机翼翼尖功率谱密度随迎角变化图

图8 频域范围内，右机翼翼尖功率谱密度随迎角变化图

用同样的办法，可以得到在H=8600 m，M=0.42～0.7飞行状态下的一系列的抖振起始迎角，然后就可得到该架次在该飞行状态下的抖振边界，如图9所示。

图9 抖振边界(M=0.42～0.7，H=8600 m)

5 结论

本文就飞机抖振的概念、抖振对飞机结构、人员的影响，抖振边界的定义和抖振试飞方法进行了分析，并通过飞机机翼上加装的振动传感器，分别用均方根值、自功率谱密度的方法对飞机机翼抖振响应情况进行了分析，得到了抖振边界。研究中发现用功率谱密度法确定抖振起始迎角的方法较好，它表明了抖振的能量在频域内的分布规律，从而揭示了抖振响应的本质。在数据处理方法上来说，突出了最大模态响应频率处的能量，减少了其它频率成分问题，因而这样确定的抖振起始迎角比利用在较宽频率范围内求出均方根来确定抖振起始迎角的方法要更加精确。

[1] HANAGUD S.F-15 tail buffet alleviation a smart structure approach[R].Atlanta：Georgia Institute of Technology.1998.

[2] HANAGUD S，NOYER MBD，LUO H，et al.Tail buffet alleviation of high performance twin tail aircraft using piezo-stack actuators[J].Aiaa Journal，2012，40(4)：619-627.

[3] 牟让科，杨永年.飞机抖振问题研究进展[J].应用力学学报，2001，18(S1)：142-150.

[4] 郭同庆，董璐，陆志良.跨声速机翼抖振初始迎角N-S方程定常计算分析[J].航空学报，2008，29(4)：840-844.

[5] 孙勇军，卢晓东，刘娟.JL-6飞机抖振边界试飞技术及相关性分析[J].飞行力学，2010，28(2)：85-88.

[6] 李炬.确定运输类飞机抖振边界的试飞方法[J].飞行力学，1991(3)：84-91.

[7] 钟德均.歼击机抖振边界试飞技术研究[J].飞行试验，1995(2)：14-19.

[8] 李小路，唐凯，雷鸣.飞机垂尾抖振响应的飞行试验研究[J].实验流体力学，2014，28(2)：21-26.