周長悅++秦浩

摘 要現(xiàn)代飛行器在飛行過程中普遍存在著振動，它對飛行器的結(jié)構(gòu)有著顯著影響。在飛行器結(jié)構(gòu)中的振動包括確定性的振動（簡諧、周期、穩(wěn)定、瞬態(tài)、自由和自激等）和隨機振動。振動問題就是研究激勵（輸入）、響應(yīng)（輸出）和系統(tǒng)動態(tài)特性之間的關(guān)系。某型飛機在試飛過程中出現(xiàn)了明顯的異常振動，本文著重對典型飛行狀態(tài)參數(shù)和相關(guān)結(jié)構(gòu)振動加速度響應(yīng)進行了分析，給出了引起異常振動的可能性因素，最后提出了需進一步研究和分析工作的建議。

【關(guān)鍵詞】飛機 振動 振源

1 引言

現(xiàn)代飛行器在飛行過程中普遍存在著振動，它對飛行器的結(jié)構(gòu)有著顯著影響，在飛行器結(jié)構(gòu)中的振動包括確定性的振動（簡諧、周期、穩(wěn)定、瞬態(tài)、自由、自激等）和隨機振動。振動問題就是研究激勵（輸入）、響應(yīng)（輸出）和系統(tǒng)動態(tài)特性之間的關(guān)系。振動分析在飛機試飛過程中占有重要的地位。它是飛機試飛過程中不可或缺的一部分，貫穿于試飛的始終。

2 振動問題的出現(xiàn)

某型飛機在試飛過程中，地面控制站飛行席監(jiān)控平顯畫面中飛機出現(xiàn)明顯的俯仰梯抖動現(xiàn)象，以及在機載前視攝像頭視景中出現(xiàn)影像顫抖情況。針對上述現(xiàn)象，一份報告主要對機體系三軸過載和俯仰角參數(shù)進行了數(shù)據(jù)處理，給出的結(jié)果如下：

（1）三軸過載的振動中都有頻率為13.7Hz的主頻振動，同時側(cè)向和軸向過載增大變化明顯高于法向過載，而且這種增大變化總是對應(yīng)著發(fā)動機的大油門狀態(tài)；

（2）俯仰角的抖動頻率約為3Hz，且其出現(xiàn)主要與發(fā)動機轉(zhuǎn)速有關(guān)，對高度、速度不敏感，但抖動幅值隨高度的增大而明顯增大；

3 試飛數(shù)據(jù)處理結(jié)果及分析

3.1 試飛數(shù)據(jù)處理統(tǒng)計結(jié)果

對各種飛行狀態(tài)下各參數(shù)的試飛數(shù)據(jù)進行處理，得到各參數(shù)典型的時域時間歷程曲線和頻譜圖見圖1～圖6；然后對頻譜分析結(jié)果中的主要頻率進行統(tǒng)計。

3.2 試飛數(shù)據(jù)結(jié)果分析

3.2.1 機體結(jié)構(gòu)的固有振動特性

為便于數(shù)據(jù)分析，給出了機翼對稱一彎、機翼反對稱一彎、機翼對稱二彎、機翼反對稱二彎、機翼對稱三彎、機翼反對稱三彎結(jié)構(gòu)的主要低階模態(tài)頻率。

3.2.2 結(jié)果分析

（1）機翼尖部設(shè)備艙法向振動響應(yīng)無論在地面還是在空中都是一階對稱彎曲模態(tài)3.5 Hz～4.0 Hz為主的頻率振動，其他次要的峰值頻率大多也是其它結(jié)構(gòu)模態(tài)的反映；

（2）機身雷達設(shè)備艙法向振動響應(yīng)在地面滑行狀態(tài)大多反映的是機翼彈性模態(tài)相近的頻率振動和隨機振動，在空中部分狀態(tài)突出反映頻率為0.4 Hz～0.5 Hz的低頻剛體振動和隨機振動，部分狀態(tài)僅表現(xiàn)為寬頻隨機振動；

（3）機身雷達設(shè)備艙側(cè)向振動響應(yīng)在地面滑行狀態(tài)大多反映的是機翼彈性模態(tài)頻率相近的振動和隨機振動，在空中表現(xiàn)的全是寬頻隨機振動；

（4）俯仰角在地面表現(xiàn)為可忽略的頻率為0.1 Hz的低頻剛體振動，在空中大部分都存在頻率為0.4 Hz～0.5 Hz的低頻剛體振動，但在某特定狀態(tài)出現(xiàn)了機翼一階彎曲模態(tài)頻率附近的振動，如2.9 Hz、3.8 Hz、4.6 Hz；

4 振源分析

根據(jù)該型機的結(jié)構(gòu)和動力系統(tǒng)特點，其在地面靜止開車狀態(tài)的振動源只有發(fā)動機，在地面滑行狀態(tài)的振源主要是發(fā)動機和跑道不平的沖擊，在空中的振動源不僅有來自發(fā)動機螺旋槳的振動，其次還有通常的氣流擾動。很明顯，螺旋槳的振動是該機的主要振源。

5 結(jié)論

從前面試飛數(shù)據(jù)統(tǒng)計分析和振源分析中，可以得到如下結(jié)論：

（1）俯仰梯頻率為3Hz的抖動是機翼彈性一彎模態(tài)的振動引發(fā)的；

（2）三向過載的振動是隨機振動，它隨發(fā)動機輸出功率的增大而增大；

（3）誘發(fā)機翼彈性模態(tài)出現(xiàn)較大振動的原因很可能是發(fā)動機的安裝誤差或間隙導(dǎo)致的，隨發(fā)動機輸出功率的增大，這種表現(xiàn)越明顯；

（4）這種振動現(xiàn)象可能不會直接危及飛行的安全，但會嚴重影響地面飛行員操作的工效性以及該機執(zhí)行任務(wù)的功效性。

參考文獻

[1]施榮明，鐘德鈞等.GJB67.8A-2008軍用飛機結(jié)構(gòu)強度規(guī)范 第8部分：振動和航空聲耐久性[S].北京：總裝備部軍標出版發(fā)行部，2008.

[2]劉東升，刁問琦.基于可靠性試驗的飛機振動數(shù)據(jù)歸納方法研究[J].振動工程學(xué)報，2007（06）.

[3]田永衛(wèi)，閻楚良.飛機隨機振動環(huán)境實測試驗數(shù)據(jù)的歸納方法[J].振動，測試與診斷，2014（04）.

作者簡介

周長悅（1982-），女。學(xué)士學(xué)位?，F(xiàn)為中國飛行試驗研究院工程師。主要研究方向為飛行結(jié)構(gòu)動力學(xué)、振動與聲學(xué)。

秦浩（1983-），男。碩士學(xué)位?，F(xiàn)為中國飛行試驗研究院工程師。主要研究方向為飛行結(jié)構(gòu)動力學(xué)、航空聲學(xué)。

作者單位

中國飛行試驗研究院飛機所 陜西省西安市 710089