某型民机低速巡航构型平尾抖振特性风洞试验研究

陈震宇，刘 洋，徐 亮

中国商用飞机有限责任公司 上海飞机设计研究院，上海 201210

0 引 言

抖振是一种由飞行器分离气流脉动压力引起的机体结构强迫振动，抖振激励来自引起主翼变形的分离流。Mabey[1]研究了由分离流动引起的飞行器翼面动态载荷相关规律和特点，给出了主翼抖振试验方法、抖振预测和减缓方法。抖振分为升力型与非升力型两类。出现在翼面上的大迎角抖振、激波引起的抖振以及主翼尾迹导致的尾翼抖振，都属于升力型抖振。目前对飞机抖振的研究多集中在主翼抖振和垂尾抖振两方面。Zan 等[2]通过风洞试验研究了低速情况下的主翼抖振激励特性，发现在过失速条件下抖振激励参数与主翼的平面形状相关性不大，而受分离流及迎角变化的影响较大。Flynn 等[3]通过低速风洞试验研究了抖振激励被动减缓的问题，发现随着翼面附近分离流投影面积的增大，抖振激励也随之增大。王巍、杨智春等[4]基于抖振主模态响应控制思想设计了垂尾抖振压电主动控制系统，降低垂尾模型抖振响应功率谱密度函数峰值50% 以上。张庆、叶正寅[5]通过三角翼前缘的充气气囊影响分离涡流的流动和涡破裂位置来减小垂尾表面压力脉动幅度和功率谱密度峰值。韩冰等[6]通过数值模拟方法研究了三角翼涡破裂诱导的垂尾抖振相关特性。

目前主流的抖振减缓方案[7-8]及主动控制方法[9-11]研究多集中在战斗机的跨声速阶段和低速大迎角阶段[12-13]，针对如F/A-18[14-15]等战斗机的垂尾抖振问题，从垂尾表面定常/非定常载荷、脉动压力特性、表面压力分布特性等方面进行了较为完善的试验及理论研究。对民用飞机，尤其是低速大迎角状态下的平尾抖振特性研究相对较少。

民用飞机在低速大迎角情况下，主翼表面分离气流中的随机脉动压力激励会引起后部平尾结构的强迫振动，即“平尾抖振”。抖振发生时气流呈现出严重的非线性特征，对其进行气动力分析及理论计算均存在一定的局限性和难度[16]，因此对抖振问题的研究目前多采用风洞试验模拟的方法[17-21]。试验中可通过翼根应变片、翼尖加速度计、翼面测压孔等装置来获取相应的数据进行抖振分析。由于抖振发生于飞行器附近流场严重分离时，因此在主翼表面相应特征点布置脉动压力传感器即可直观监测抖振的发生与强弱。对脉动压力法所得数据的分析方法主要有时域分析和频域分析两种。在时域内，抖振的位移响应呈现一定的规律性，因此时域信号可通过FFT（快速傅里叶变换）转换为频域信号。在频域内抖振的功率谱具有一定规律，且抖振功率谱密度函数的主峰一般与结构的一阶固有频率相近[22]，这对预测抖振的发生及提出预防控制方法有着积极的意义。本文主要分析某型民机尾翼的抖振特性，采用刚性模型进行风洞试验，在尾翼上、下表面布置脉动压力传感器进行测量以获得时域数据，再由时域信号变换得到频域信号，进而研究平尾的抖振特性及非定常脉动压力特性。

1 试验目的

平尾抖振对飞机尤其是民航客机的性能及安全性都有很大的影响[23]。根据CCAR-25-R4《运输类飞机适航标准》第25.251 条款规定，要考虑在飞机失速或超出抖振边界时作用在平尾上的抖振载荷，确保在任何速度和动力条件下，不会发生过度振动。此外，抖振载荷作用于飞机机体会减少飞机疲劳寿命，危害极大。本次试验目的是研究某型民机在巡航构型下，在自身分离与主翼尾流共同影响下的平尾抖振特性和非定常脉动压力特性，得出低速大迎角条件下平尾表面不同截面的脉动压力分布情况及功率谱密度频谱图像，为民机研制、载荷计算提供参考。

2 风洞试验

2.1 风洞及模型安装

本次试验在国内某大型低速增压风洞中进行，试验雷诺数为3×106，马赫数为0.3。试验模型采用某型民机巡航构型刚性全模，模型总长约3480 mm，展长约3500 mm，平尾可变偏度。在风洞中采用腹部单支杆支撑形式。单支杆上端连接天平和模型，下端安装在迎角机构上。迎角机构由弧形齿圈、滑轨、支杆底座、电机和减速器等部件组成，带动单支杆和模型实现迎角变化。单支杆腹撑机构的迎角范围为–8°～26°，角速度为8.73×10–3rad/s，精度为±3′。模型在风洞中的安装情况如图1所示。

2.2 数据采集

试验中主要采集表面压力分布数据和平尾、主翼脉动压力数据。采用Kulite 的XCQ-62 系列超小型压力传感器测量平尾、主翼脉动压力（该传感器可以测量静态压力和动态压力）。试验中将14 个传感器布置于平尾及主翼表面，其中右平尾上表面13 个点，右主翼上表面1 个点，按表1和2所示位置布置（表中y为展向位置，b为展向长度，x为弦向位置，c为弦长）。如图2所示，主翼后缘测压点展向位置对应平尾92%截面（即y/b=0.92），可分析主翼尾流对平尾不同截面表面脉动压力特性的影响；而平尾的3 个截面分别对应翼尖、中段及翼根这3 个典型区域，可较为完整地分析平尾表面脉动压力特性。

图2 脉动压力测量点位Fig.2 Measuring points of fluctuation pressure

表1 右平尾上表面13 个传感器的位置Table 1 Position of 13 sensors on the upper surface of the right horizontal tail

表2 右主翼上表面1 个传感器的位置Table 2 Position of 1 sensor on the upper surface of right main wings

抖振试验数据通过主翼后缘与平尾上的脉动压力传感器进行采集。试验中采样时间为20 s，采样频率为4000 Hz，将所得到的时域信号通过FFT 处理得到频域信号。试验中各测压点的抖振强度以功率谱密度（Power Spectral Density，PSD）在频域上的分布进行表征，以确定不同频率脉动压力强度以及主要的脉动频率。

3 试验结果数据分析

3.1 主翼后缘脉动压力特性

主翼后缘点的脉动压力变化如图3所示。该测压点用于监测主翼翼面的气流分离与主翼尾流的主要脉动频率。在13°迎角之前，主翼上表面还未出现气流分离的现象。从13°迎角开始出现轻微的气流脉动，说明主翼内侧气流开始出现分离。15.5°迎角之后，主翼后缘开始出现约80 Hz 的主频尖峰，且随迎角增大主频不断左移，尖峰对应的脉动信号主频变为60～70 Hz 且在17°时达到最强。在更大的迎角状态下，主翼后缘附近的脉动压力PSD 的主峰消失，说明不再具有某一主要频率的规则气流脉动，取而代之的是众多尺寸均匀的主翼脱落涡在不断产生。

图3 主翼尾缘脉动压力随迎角的变化Fig.3 Variation of fluctuation pressure at trailing edge of main wing with angle of attack

3.2 平尾脉动压力特性

对平尾表面脉动压力试验结果以及表面压力分布特征进行综合分析，可以发现一系列相关联的现象。在平尾上表面30%（内侧）、51%、92%（外侧）展向截面处，取具有代表性的弦向10%（靠近前缘）处的脉动压力测量点数据作为参考，分析在主翼尾流及平尾自身失速特性共同作用下的表面脉动压力现象；而其余脉动压力测量点的PSD 强度值随迎角变化的趋势与表面压力分布变化趋势具有强关联性，因此以下分析均取各截面近前缘处数据进行对比。

图4给出了平尾上翼面30%展向截面近前缘处脉动压力及截面表面压力分布随迎角变化的试验结果，图中Cp为压力系数。当迎角为15.5°左右时，平尾内侧开始出现轻微的气流脉动；随着迎角增大，开始出现较大频率范围内的高强度气流脉动并持续增强，直至最大迎角。

图4 平尾30%展向截面近前缘处脉动压力及上表面压力分布随迎角的变化Fig.4 Variation of pressure distribution on horizontal tail surface and fluctuation pressure at leading edge of 30% span-wise section with angle of attack

对比主翼后缘的试验结果，在迎角15.5°左右时，平尾上表面出现较为明显的PSD 尖峰，与主翼尾流的PSD 尖峰频率相近，说明此时主翼尾流已开始影响平尾，但影响程度不高。平尾此时并未失速，故整体的表面脉动压力强度也较小，此过程可称为“主翼诱导阶段”。随着迎角增大，与主翼出现的狭窄尖峰不同，平尾内侧的功率谱开始出现一个宽频的高PSD 范围。此时出现的较强功率气流脉动都集中在40～100 Hz 附近，说明除了主翼尾流的影响外，还有平尾内侧自身流场的影响，且两者对气流脉动的贡献相当，此过程为“主翼−平尾双重作用阶段”。在迎角为20°～24°时，从平尾内侧的压力分布情况看，平尾内侧气流并未完全分离，此时的频谱特性主要是由平尾自身的气流分离特性造成的，即“平尾自身分离特性影响阶段”，主翼尾流的影响已很小。

平尾上翼面51%展向截面近前缘处脉动压力及截面表面压力分布随迎角变化的试验结果如图5所示。测压点同样在15.5°迎角时开始监测到气流脉动，而其主频与此时的主翼脉动气流主频相近，且比内翼段更为明显，此时主翼尾流对平尾的影响较强。在17°迎角时，与内侧相似，频谱图没有出现明显的尖峰，而是一个宽频范围内的气流脉动。迎角为20°～24°时，根据表面压力分布结果，随迎角的增大吸力峰虽有下降，但并未完全失速；而测压点的脉动压力测量值则保持了相对平稳的状态，且随着迎角增大，主要PSD 值逐渐下降。

图5 平尾51%展向截面近前缘处脉动压力随迎角的变化Fig.5 Variation of pressure distribution on horizontal tail surface and fluctuation pressure at leading edge of 51% span-wise section with angle of attack

平尾上翼面92%展向截面近前缘处脉动压力及截面表面压力分布随迎角变化的试验结果如图6所示。在较小的迎角范围内，已开始出现较为明显的气流脉动，但总体变化不大，没有明显的尖峰，不是由主翼尾流引起的气流脉动。从15.5°迎角开始，平尾上表面的气流脉动明显增强，且此时在频谱图上出现了一个明显的尖峰，其与主翼上的气流脉动频率接近。结合51%与30%展向截面处的PSD 频谱图，考虑展向位置的不同，可知主翼上特定区域的脉动气流对平尾的影响受到两者相对展向位置的制约。迎角为17°时，平尾外侧的气流脉动相较于内侧已明显减小；结合表面压力分布图，可知此时平尾外侧已完全失速，上表面监测不到明显的脉动压力。

图6 平尾92%展向截面近前缘处脉动压力随迎角的变化Fig.6 Variation of pressure distribution on horizontal tail surface and fluctuation pressure at leading edge of 92% span-wise section with angle of attack

4 结 论

本文进行了某型民用飞机在低速风洞中的平尾抖振测量研究，获得了平尾在低速大迎角条件下的脉动压力分布与功率谱密度分布规律。所得结论如下：

1）平尾的抖振受到主翼尾流及自身分离特性的双重影响。其演变过程为主翼诱导阶段、主翼−平尾双重作用阶段、平尾自身分离特性影响阶段，且主翼尾流的影响程度随迎角的增大由强到弱，而平尾自身分离特性的影响程度由弱到强。

2）平尾内侧的表面气流脉动压力最大，且大迎角下仍能保持，并未完全失速。平尾中段和外侧在中等迎角下受到主翼下洗气流影响较大，均出现了与主翼尾流频率相近的尖峰。随着迎角增大，受平尾自身的失速特性影响，其表面气流的脉动压力PSD 值逐渐下降，直到完全失速。

本次试验为民机平尾抖振特性研究提供了参考，也为民机起飞−着陆等构型的平尾抖振研究提供了思路。后续试验可考虑在主翼后缘及平尾表面针对性地加入更多的脉动压力测量点，同时结合CFD计算结果全面分析主翼洗流对平尾整体的影响。