[科普中国]-气动弹性飞行试验

基本原理

气动弹性试验的中心内容是飞机颤振特性研究，因此这里重点介绍颤振飞行试验。

颤振是结构在均匀气流中由于弹性力、惯性力和空气动力的耦合作用而产生的一种自激振动，是最重要的气动弹性问题之一。运动物体在气流中获取能量并把它传送给振动系统是造成颤振的主要原因。在某种特定的振动模态下，随着飞行速度的逐步提高，瞬时空气动力和瞬时机翼尾翼之间的相位关系也不断得到调整。当达到某一飞行速度即l临界颤振速度时，机翼在气流中获得的能量将平衡阻尼耗散的能量，振动保持等幅；低于颤振临界速度时，振动是衰减的；超过颤振临界速度时，在多数情况下振动是发散的，从而引起结构破坏。

飞机上经常遇到的气动弹性现象包括操纵面嗡鸣、发散、失速颤振、旋转颤振、气动伺服弹性。

操纵面嗡鸣是指飞机在跨声速和低超声速飞行时，操纵面绕铰链轴旋转的单自由度颤振。对于嗡鸣至今没有普遍有效的方式进行理论处理，目前关于嗡鸣的知识都是从试验研究中获得的。一般认为嗡鸣与激波及由它所产生的边界层分离直接相关，并且相互发生影响，空气动力的非线性和结构特性的非线性也起作用。

发散一般指升力面的静气动弹性不稳定现象，当外加气动力矩超过升力面的结构恢复力矩时发生。

根据颤振时气流的流动情况，颤振问题分为三类：

①第一类在颤振过程中，气流始终没有分离，颤振是由多个振动模态耦合而引起的，通常称为经典颤振，一般所讲的飞机升力面颤振属于这类颤振；

②第二类颤振问题与气流的分离和旋涡的形成直接有关，因颤振发生时升力面常处于失速迎角附近，故一般称为失速颤振；

③此外，还有一种称为旋转颤振，是指螺旋桨、涡轮风扇、直升机旋翼工作时的气动弹性不稳定现象。

对于有自动驾驶仪或飞行控制系统的飞机，由于敏感元件、伺服系统和增稳环节的引入，使经典的气动弹性不稳定问题演变成气动伺服弹性稳定性问题。

气动伺服弹性问题是一个综合学科，包括空气动力学、结构动力学和飞行控制三个独立学科，需综合考虑在非定常空气动力的作用下，飞机的结构弹性、飞行控制传感器的部位和响应，飞行控制律及伺服机构的综合影响。除由气动弹性引起的经典颤振和失速颤振外，气动伺服弹性稳定性还包括气动伺服稳定性和伺服弹性稳定性两类问题。前者是指理想刚性飞机在非定常空气动力和飞行控制及伺服系统的综合作用下，飞机各刚体运动模态耦合产生的不稳定；后者指飞机局部结构振动模态和飞行控制、伺服系统耦合而造成的不稳定，如飞机局部结构振动使飞行控制传感器响应，经过飞行控制计算机和伺服机构产生的舵面运动可造成不稳定。

随着现代飞机越来越广泛采用电传操纵和主动控制技术，以及经典颤振理论和试验方法的不断成熟，气动伺服弹性的理论和试验方法已逐步成为新机设计、试验及试飞的最重要环节之一。

为避免气动伺服弹性不稳定，目前常采用除通常的增强飞机结构刚度、改进气动设计等方法外，还需考虑改变有关敏感元件的位置，使之不再感受有关振动模态的弹性变形，在伺服系统的电器同路中设置频带滤波器，改变伺服系统传递函数的相角等。1

试验内容随着航空工业的日益发展，气动弹性要求在飞机设计中的地位也越来越重要。薄翼型、全动平尾、垂尾、T形尾等设计构型的引入，增加了颤振发生的概率。为保证所设计的飞机具有气动弹性稳定性，在对飞机进行周密的气动弹性分析后，还必须进行气动弹性试验，通常先进行地面振动试验和颤振风洞试验，最后是用于验证整个飞行包线的飞行颤振试验。

地面试验地面试验包括结构刚度试验和地面共振试验。全机(或部件)状态下的刚度试验用于获得静态载荷下的结构变形特性以及操纵系统的刚度特性，检验分析所用的刚度数据或直接用作分析的原始数据以及全机地面共振试验测量飞机的固有频率、振型、阻尼和广义质量参数。试验结果通常用于验证振动分析的结果，修改结构动力分析的数学模型(使分析与试验的频率和节线有较好的一致性)，也是飞行试验的重要数据资料。2

颤振风洞试验航空工业发展早期，最早有记载的颤振事故是发生于1916年的Handley Page 0/400轰炸机尾翼颤振。当时的飞机飞行速度低，结构刚度相对较大，飞机结构主要根据强度要求设计，气动弹性方面仅对设计出的结构进行校核。因此，最初的全机飞行颤振试验，只是将飞机飞到最大速度以验证其气动弹性稳定性。1935年德国的yonSchlippe首次开展了真正意义上的飞机飞行颤振试验。试验方法是以共振频率对飞机进行激振，不断增加飞行速度，作出响应振幅随风速的变化曲线。振幅的增加意味着阻尼的减小，颤振临界点处的理论振幅无穷大，即对应渐近线处的速度。该试验方法成功应用于当时德国的几架飞机上，直至1938年Junkers JU90运输机在试验中发生颤振导致飞机失事为止。

在试验条件和技术不够成熟的时期，飞行颤振试验具有相当大的危险性，原因归纳为三方面：

①只有当飞行速度接近真实颤振临界点时，才能监测出不稳定。

②亚临界阻尼不能通过外推准确预测随后的临界速度点。

③风速的微小变化就可能使飞机从稳定状态变得不稳定。

试验技术发展至今，基本的做法是实时传输监测响应信号，同时将数据用于计算机的参数辨识以估计频率和阻尼。3

飞机气动弹性飞机结构气动弹性设计要求在其飞行环境内，应具有足够的(飞行)速度安全裕度和阻尼安全裕度，以防止颤振、发散、气动伺服弹性、抖振(持续有限幅值振荡)或其他气动弹性的不稳定性。

结构气动弹性设计考虑如下要点：

a．对机翼和安定面等气动力面，通过考虑由于单个破损或由于设计参数值适当变化而引起的刚度改变来满足破损安全准则；

b．对操纵面和调整片，考虑发生的各种故障(如阻尼器断开、铰链破损、液压系统故障及可能的组合)可能产生的不利于气动弹性的影响；

c．考虑结构损伤和/或操纵系统故障导致的结构刚度变化，并应考虑同时满足损伤容限和疲劳评定要求；

d．操纵面集中配重应证实对气动弹性稳定性有效，并且考虑其支持结构强度必须满足强度要求；

e．自动飞行控制系统不应和有关结构耦合而导致颤振。

气动弹性现象是弹性物体受气动力、弹性力和惯性力相互作用的结果，因此，气动弹性设计内容十分广泛，包括结构刚度、质量、燃油、商载、自动飞行控制系统的特性，以及在飞行包线范围内的高度和马赫数变化等有关方面。这样，飞机设计中的气动弹性设计通常要突出重点(防止发生颤振问题)，根据部件(机翼、尾翼、活动面如副翼、舵面)种类、采取分析与试验相结合(彼此相关、密不可分)的方式逐步进行设计与证实，并由飞行颤振试验最终证实。2