高文濤,張武林,寇寶智

(中國飛行試驗研究院 飛機飛行試驗技術(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。飛機發(fā)生抖振時，會產(chǎn)生一系列有害的后果，如飛機的操縱性和穩(wěn)定性變差、飛行員駕駛疲勞進而降低其工作效率、結(jié)構(gòu)易疲勞損傷進而影響飛行安全和使用壽命、機載設(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[1]及中國[2]的運輸類飛機適航標準均明確要求民用運輸類飛機完成抖振試飛。

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)生在機翼上的抖振,包括通常所說的大迎角抖振(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)生的尾流激勵而引起的翼面抖振,常見于飛機炸彈艙門或減速板打開、起落架放下、不合理的機身及座艙蓋外形、雷達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、數(shù)值模擬和飛行試驗。飛機抖振為一種多學(xué)科綜合性問題，主要涵蓋了飛行品質(zhì)、空氣動力學(xué)、氣動彈性、結(jié)構(gòu)強度等多學(xué)科內(nèi)容，僅依靠理論計算、數(shù)值模擬和風(fēng)洞試驗遠不能滿足研究的需要。飛行試驗由于自身的特點，在抖振研究中發(fā)揮著舉足輕重的作用[4]。

美國NASA 蘭利研究中心[5]在國家跨聲速實驗室(NTF)對Boeing 767模型進行了風(fēng)洞試驗，研究了不同馬赫數(shù)、不同迎角下飛機的抖振響應(yīng)，建立了飛機的抖振邊界。美國CFD研究中心的Sheta等[6]對F/A-18的垂尾抖振特點進行了數(shù)值計算，并與飛行試驗數(shù)據(jù)進行了對比。洛克希德·馬丁公司的Anderson等[7]通過對風(fēng)洞試驗和飛行試驗的大迎角抖振數(shù)據(jù)進行分析，得出飛機在迎角大于26°時的抖振響應(yīng)主要集中在垂尾的一階彎曲模態(tài)。Sharma等[8]利用振動加速度傳感器對P-3C飛機的大迎角抖振響應(yīng)特點進行了飛行試驗研究，得到了不同過載、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。

國內(nèi)對飛機的抖振研究多集中在數(shù)值計算和風(fēng)洞試驗方面，實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)洞試驗與數(shù)值模擬等手段，對邊條翼布局雙垂尾抖振的發(fā)生機理及響應(yīng)規(guī)律進行了研究。20世紀90年代國內(nèi)曾進行過殲擊機的抖振飛行試驗研究[11]。2014年，李小路等[12]對某型殲擊機的垂尾抖振飛行試驗及抖振響應(yīng)進行了研究。T型尾翼為高置平尾構(gòu)形，在飛機以較大迎角飛行時，平尾處于機翼的分離尾流中，結(jié)構(gòu)響應(yīng)劇烈。但是國內(nèi)對于T型尾翼飛機抖振響應(yīng)的試飛研究較少，T型尾翼飛機的抖振響應(yīng)規(guī)律及特點尚缺乏飛行試驗研究。

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

1 試飛方法介紹

飛行試驗中，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獲得飛機的抖振響應(yīng)和抖振邊界。由于低速段靠近飛機的左邊界，飛機有進入失速區(qū)的風(fēng)險，并且為了得到較好的抖振響應(yīng)與飛機飛行狀態(tài)的對應(yīng)關(guān)系，一般要求每秒減速不超過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)彎都是通過轉(zhuǎn)彎的方式來增加過載。等坡度轉(zhuǎn)彎可以獲得過載和迎角參數(shù)與抖振響應(yīng)的對應(yīng)關(guān)系，但是較大坡度時飛機的狀態(tài)難以保持。收斂轉(zhuǎn)彎相當(dāng)于連續(xù)進行等坡度轉(zhuǎn)彎，可以節(jié)省試飛架次。但是相對于等坡度轉(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)與迎角的對應(yīng)關(guān)系，給數(shù)據(jù)處理帶來較大困難。平飛拉起和俯沖拉起屬于同一類動作，相對來說俯沖拉起較平飛拉起可以獲得更大的過載。但是二者拉桿量均難以控制，并且飛機的姿態(tài)不好控制，保持過載和迎角的穩(wěn)定比較困難，給數(shù)據(jù)處理增加了難度，并且也需要耗費較多的試飛架次。

在高速段通常用加速法。飛機以巡航構(gòu)形在目標高度上配平飛機，然后進行1g加速飛行，直到發(fā)生抖振或達到設(shè)計俯沖速度改出。如果受發(fā)動機功率等限制使得飛機不能在平飛狀態(tài)下發(fā)生抖振或達到設(shè)計俯沖速度，則應(yīng)使飛機進入小角度的俯沖加速，直到出現(xiàn)抖振或達到設(shè)計俯沖速度改出。然而有的飛機在加速至右邊界時未發(fā)生抖振，因此有時也在高速段使用收斂轉(zhuǎn)彎法來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的右邊界，并且收斂轉(zhuǎn)彎動作難以保持，會有較大的風(fēng)險隱患，因此對試飛員的駕駛技術(shù)要求較高。

以上方法各有優(yōu)缺點，需要根據(jù)實際情況選取不同的試飛方法。

2 試飛方法選取

飛機在某一高度、重量和速度組合下進行機動飛行時，飛機的受力滿足以下等式[14]：

nW/δ=70 869.6CL·Ma2·S

(1)

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

對于特定的飛機，機翼參考面積S是確定的，因此可以通過選擇不同的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曲線進行減速飛行時，如進行機翼水平失速(n=1，W、δ保持不變)、轉(zhuǎn)彎失速(n>1，W、δ保持不變)等飛行動作，隨著Ma減小，等nW/δ曲線與抖振邊界相交，可以得到飛機在低速區(qū)的初始抖振點。同理，在高速區(qū)可以通過加速法得到飛機的初始抖振點。而在中速范圍內(nèi)可以通過增大nW/δ來得到飛機的初始抖振點?？紤]到飛行試驗的經(jīng)濟性，在給定高度、給定重量、給定Ma下可以通過增大過載n來得到中速范圍的初始抖振點。結(jié)合上節(jié)介紹的不同試飛方法的優(yōu)缺點，一般選用收斂轉(zhuǎn)彎法(n增大，W、δ保持不變)來進行中速段的抖振試飛。波音公司的Boeing 767-200飛機即是選取收斂轉(zhuǎn)彎法進行抖振試飛[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

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

圖2 平尾上振動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(見圖3)，在高高度、中高度、低高度3個高度剖面分別進行抖振試飛。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)劃的試驗點比較稀疏；在中高馬赫數(shù)區(qū)，抖振邊界變化率較大，故規(guī)劃的試驗點比較密集。

圖3 某飛機抖振試飛狀態(tài)點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)計俯沖速度/設(shè)計俯沖馬赫數(shù)，正方形標志的狀態(tài)點為收斂轉(zhuǎn)彎試飛狀態(tài)點，五角星標志的狀態(tài)點為減速法試飛狀態(tài)點。

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

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

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

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

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

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

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

4 飛行試驗結(jié)果分析

4.1 平尾抖振響應(yīng)時域分析

圖8給出了在高高度剖面進行減速飛行時，平尾上各振動測點加速度的時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進行收斂轉(zhuǎn)彎的過程中，平尾上各振動測點加速度的時域均方根隨迎角的變化曲線。

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

圖8 高高度、減速法，平尾各振動測點時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，平尾各振動測點時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，對不同迎角水平、不同馬赫數(shù)下的左平尾尖部后緣振動加速度均方根值進行分析，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，左平尾尖部后緣振動加速度均方根值隨馬赫數(shù)的變化關(guān)系?？梢钥闯觯河且欢〞r，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，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

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

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

圖11 高高度、減速法，右平尾尖部后緣振動加速度時頻圖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加速度時頻圖Fig.12 Time-frequency figure of trailing edge of the right horizontal tail tip (Mid-altitude,Ma=0.63,wind-up turn)

該型飛機的平尾沒有9.4 Hz附近的模態(tài)，之所以出現(xiàn)9.4 Hz成分的振動響應(yīng)，是因為機翼后緣的氣流分離引起的交變載荷激起了機翼的對稱二階彎曲模態(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，屬于強迫振動的范疇。在不同馬赫數(shù)、迎角、過載的組合下，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進行收斂轉(zhuǎn)彎時,平尾抖振響應(yīng)的主峰為9.4 Hz左右。圖13給出了9.4 Hz的振動加速度值隨時間的變化曲線。其中,橫軸為時間(單位：s)，縱軸為9.4 Hz的振動加速度對g的無量綱值。

圖13 中高度、Ma=0.63,收斂轉(zhuǎn)彎，9.4 Hz振動加速度值時間歷程曲線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，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，這與時域分析的結(jié)果是一致的。隨著時間的推移，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

由國軍標966-90[16]可知：在腳或臀部至頭方向(z向)上，人體對中心頻率為4～8 Hz的三分之一倍頻程頻率范圍的振動最敏感，耐受度最低。而該型飛機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)，因此抖振會對飛行員的工效性及舒適性有明顯影響。圖14為發(fā)生抖振時飛行員座椅處垂向振動響應(yīng)的三分之一倍頻程歸納譜。

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

圖中,實線為飛行員座椅地板處垂向振動加速度歸納譜，虛線為國軍標966-90規(guī)定的1 min暴露時間舒適性降低限?？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(對應(yīng)平尾對稱一階彎曲模態(tài))，中心頻率為5 Hz的抖振響應(yīng)歸納譜值為0.128g,相關(guān)國軍標規(guī)定的1 min暴露時間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，也就是說抖振會影響人員的舒適性。

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加速度量值。AC25-7D咨詢通告[17]和適航標準研究報告[18]推薦該量值為±0.05g，ERJ190-100飛機[19]使用的是±0.08g，該量值因機型不同而不同。抖振實質(zhì)是飛機翼面結(jié)構(gòu)的振動響應(yīng)，通過飛行員座椅處的振動來判斷是否發(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和飛機翼面結(jié)構(gòu)的振動響應(yīng)的頻率組成不同，故飛行員座椅地板處的抖振響應(yīng)不能全面反映飛機翼面結(jié)構(gòu)的抖振響應(yīng)。因此，應(yīng)綜合考慮飛機翼面結(jié)構(gòu)和飛行員處的振動響應(yīng)來確定抖振邊界。

5 結(jié) 論

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

(1) 迎角較小時，抖振響應(yīng)隨迎角變化不明顯；隨著迎角的增大，平尾上各個測點的振動響應(yīng)增大；平尾尖部后緣的響應(yīng)最為劇烈。

(2) 迎角一定時，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，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)集中在平尾對稱一階彎曲、機翼對稱二階彎曲、平尾反對稱二階彎曲模態(tài)頻率附近；飛行員座椅處的抖振響應(yīng)集中在平尾對稱一階彎曲模態(tài)頻率附近。

(4) 飛機的抖振響應(yīng)會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翼面結(jié)構(gòu)的振動響應(yīng)，以確定飛機的抖振邊界。