机翼带外挂高阶高频颤振特性研究

陈立勇，魏榕祥，项小平，王钱伟

（江西洪都航空工业集团有限责任公司，南昌 330024）

现代飞机挂点较多，外挂物种类很多，导致飞机携带外挂武器后出现一些非常规的颤振，限制了飞行包线的扩展和军事任务的使用，有必要对这些非常规的颤振开展研究。随着计算手段和计算机的发展，飞机颤振计算也由部件计算，有限阶数模态计算发展到现在的全机计算[1]，近百阶模态计算，计算的准确度和精度不断提高。随着计算规模的增大，计算阶数的增多，也显现出一些非常规颤振，给颤振分析增加了难度。某飞机携带多外挂物就出现了此类现象。由于机翼部件颤振计算和全机有很好的一致性，故文中取机翼部件为研究对象，并按风洞模型比例尺[2]将频率和速度折算，以便对比分析。

1 颤振计算分析

在根据全机地面振动模态试验修正后的某全机带多外挂物模型中，取右机翼及部分机身框段，在机身对称面固支，如图1所示，进行单独机翼模态计算和识别，结果见表1。

颤振计算采用 p-k法[3]，分别取机翼前 19阶和21阶模态进行颤振计算。颤振特性一致：机翼的颤振型为后襟旋转模态、副翼旋转模态和机翼二扭模态（高阶高频[4]）耦合的缓发型颤振。按一定阻尼[5]颤振速度取为34.5 m/s，颤振频率为18.8 Hz。前21阶颤振计算v-g/f图见图2。

表1 机翼模态计算识别结果

2 风洞试验

2.1 模型设计

根据选定的设计基准和风洞特点，确定速度比例尺，并兼顾模型挠度和外挂物质量的匹配性，选取合适的几何比例尺。按刚度等效原则进行风洞模型的刚度折算，结合外形、质量分布和工艺要求，进行风洞模型设计[6]。模型最终主要模态特性与基准一致，其中颤振型模态结果比较见表2。

表2 机翼颤振型模态对比

仍取机翼前21阶模态进行颤振计算，颤振型仍为后襟旋转模态、副翼旋转模态和机翼二扭模态耦合的缓发型颤振，颤振速度为 38.3 m/s，颤振频率为18.23 Hz，颤振v-g/f图见图3。风洞模型颤振计算穿越模态曲线走势与飞机模型的基本一致。

需要说明的是，风洞模型19阶以后模态频率和基准有所差异，且颤振计算多出一支颤振，但其最大阻尼仅刚过0.02。综合比较模态特性、颤振特性和颤振 v-g/f曲线，风洞模型模拟出了设计基准（飞机模型）的根本颤振特性，达到了设计目的。

2.2 试验与分析

采用FBP[7]方法对该构形状态的频率和阻尼进行处理，结果见图4。典型速度下时域信号和频谱见图5（前 4个通道为机翼连接梁的应变信号，分别为 1梁弯扭、4梁弯扭；后4个通道分别为翼尖、副翼、内挂、中挂的纵向加速度信号）。

风洞试验直吹至颤振，图5e为颤振临界状态的时域信号和频谱。时域信号图后面逐渐收敛是由于保护模型，紧急关闭风洞所致。

由振动和频谱图可以看出，速度较低时，频谱图中未出现高频峰值。当速度达到一定值时，高频峰值出现，随着风速的增加，频峰逐渐向高频集中，直至成单峰。结合阻尼和频率图可知，低速时，以低频峰值为主，阻尼较大；亚临界颤振时，以高频峰值为主，阻尼很小；颤振时，仅出现高频峰值，阻尼已不足0.003。

3 颤振试飞

选取该构形，在机翼和外挂物上加装了颤振激励小火箭，分别采用了小火箭[4]和 FES[8]颤振激励方式进行了颤振飞行试验。从颤振试飞中选取的5个典型速度，机翼翼尖纵向加速度传感器的频谱分析结果见图6。

从频谱图中可以看出，速度较小时，低频峰值较明显。随着速度的增加，低频峰值逐渐减小，高频峰值逐渐明显，与风洞试验规律基本一致。

4 结果分析

飞机模型计算、风洞模型计算、风洞实测和颤振试飞结果比较见表3。

表3 各种方法颤振特性结果比较

从表3可以看出，风洞模型颤振计算结果与颤振风洞试验实测一致。结合前文，由于全机地面振动模态试验实测颤振型的三阶模态飞机结构阻尼均大于0.1，并且颤振试飞时速度只飞至设计要求，而风洞试验由于模型结构阻尼较小，且直吹至颤振，故风洞试验高阶高频颤振特性规律较明显。

综合全文，可以看出飞机模型、风洞模型、风洞试验和颤振试飞结果具有较强的相关性，各种研究方法均得出相同的高阶高频颤振。

5 结论

文中以颤振计算、低速颤振风洞试验和颤振飞行试验等方法对某飞机某种带多外挂物构形的非常规颤振（高阶高频颤振）开展研究，各种方法均可得出高阶高频颤振现象及其特点，基本证实高阶高频颤振的存在。