[科普中國]-顫振飛行試驗(yàn)

基本原理

顫振預(yù)測不同于精確的科學(xué)，因?yàn)橛绊懡Y(jié)構(gòu)阻尼的機(jī)械物理過程仍然未能徹底搞清和完全預(yù)知。仍有很多探索模式來進(jìn)行顫振試飛和對試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行處理、解釋。顫振永不能完全排除，只是可能延遲到超越了飛機(jī)正常飛行包線以外的速度。顫振只能被少數(shù)分析和飛行試驗(yàn)工程師理解．這容易導(dǎo)致管理者和飛行員粗心大意和失敗。

顫振是非定常氣動(dòng)力、結(jié)構(gòu)彈性和慣性力復(fù)雜的相互作用產(chǎn)生的一種不穩(wěn)定現(xiàn)象，通常是使飛機(jī)結(jié)構(gòu)或部件發(fā)散、振蕩。顫振是一種承受非定常流的彈性體結(jié)構(gòu)特有的現(xiàn)象，它有別于傳統(tǒng)的飛機(jī)動(dòng)力學(xué)處理方式j(luò)現(xiàn)代飛機(jī)結(jié)構(gòu)越輕、越復(fù)雜，剛度變得越弱，速度越增加，就需要持續(xù)給予顫振以更大的關(guān)注。在材料和制造技術(shù)允許的前提下，如果飛機(jī)制造具有足夠的剛度，許多問題將都不存在，但是這樣必然會(huì)使飛機(jī)增重。

試飛工程師應(yīng)與飛機(jī)系統(tǒng)設(shè)計(jì)師密切配合，因?yàn)樵囷w中要產(chǎn)生、測取和顯示信息，需要利用機(jī)載硬件和軟件資源。

對于FES方法而言，在飛機(jī)飛控系統(tǒng)中增加產(chǎn)生顫振激勵(lì)信號(hào)軟件，利用機(jī)上已有的硬件系統(tǒng)激勵(lì)飛機(jī)結(jié)構(gòu)響應(yīng)，對于節(jié)約試飛資源是值得提倡的，使用這種方式就要求試飛工程師和飛控工程師聯(lián)合進(jìn)行。試飛工程師和顫振工程師對飛機(jī)應(yīng)有預(yù)期，如果相差過大就要停止試驗(yàn)。

一般地，鋁材料結(jié)構(gòu)阻尼約為2%．復(fù)合材料結(jié)構(gòu)阻尼約為1%，高速氣流將產(chǎn)生氣動(dòng)阻尼。

結(jié)構(gòu)阻尼和氣動(dòng)阻尼合稱為總阻尼(氣動(dòng)彈性阻尼)?？傋枘嵋话銜?huì)隨著速度的增加而增加，直到出現(xiàn)“臨界模態(tài)”阻尼，或是“最小顫振速度對應(yīng)的模態(tài)”的阻尼，開始急劇下降。

顫振一旦發(fā)生，大概在3～4個(gè)循環(huán)內(nèi)就會(huì)損壞結(jié)構(gòu)，一旦開始，就是一種自身持續(xù)無須外界的力作用的運(yùn)動(dòng)。

當(dāng)顫振是主動(dòng)的時(shí)候，結(jié)構(gòu)全系統(tǒng)的阻尼是負(fù)值，氣動(dòng)阻尼抵消結(jié)構(gòu)阻尼，開始給系統(tǒng)增加能量。1

方法顫振飛行試驗(yàn)的主要目的是要確定飛機(jī)氣動(dòng)彈性穩(wěn)定性邊界。傳統(tǒng)的顫振飛行試驗(yàn)方法以顫振模態(tài)的阻尼比為指標(biāo)來確定顫振邊界。由于顫振飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)信噪比低、阻尼比是一個(gè)敏感性參數(shù)，以及阻尼比是飛行速度的非線性函數(shù)等原因，傳統(tǒng)方法不能給出令人信服的顫振邊界。

顫振理論計(jì)算使用數(shù)學(xué)模型來分析顫振邊界，由于數(shù)學(xué)模型與真實(shí)系統(tǒng)之間存在誤差，所以理論計(jì)算得到的顫振邊界也存在偏差。

20世紀(jì)90年代末，美國學(xué)者提出了魯棒顫振裕度法，該法綜合利用了顫振數(shù)學(xué)模型和飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)，通過結(jié)構(gòu)奇異值理論使兩者優(yōu)勢互補(bǔ)，給出了顫振邊界的保守性估計(jì)，提高了顫振飛行試驗(yàn)的安全可靠性。2

顫振飛行試驗(yàn)十分危險(xiǎn)。運(yùn)用實(shí)時(shí)測量和各種激勵(lì)技術(shù)來預(yù)測飛機(jī)在不同飛行高度、飛行速度和載荷系數(shù)下的飛機(jī)阻尼，并非常謹(jǐn)慎地由一個(gè)狀態(tài)點(diǎn)移到下一個(gè)狀態(tài)點(diǎn)。分析、地面試驗(yàn)和飛行試驗(yàn)總是一起全面消除在飛行中的顫振問題。

對于正常進(jìn)行的顫振飛行試驗(yàn)，在臨界試驗(yàn)點(diǎn)之前，采用先飛次臨界的試驗(yàn)點(diǎn)逐步漸進(jìn)的辦法，利用這種方法，工程師可以確定阻尼隨動(dòng)壓和馬赫數(shù)增加時(shí)的變化趨勢。通常動(dòng)壓和馬赫數(shù)這兩個(gè)參數(shù)是分別處理的，因?yàn)榇篑R赫數(shù)一般只可能發(fā)生在高高度而大動(dòng)壓一般在低高度才能得到，這兩者的高度差通常較大．如果關(guān)鍵模態(tài)被懷疑是高度臨界，那么有必要增加高度，在任何情況下，必須建立試驗(yàn)的最小安全高度。

通常，采用多個(gè)不斷遞增的速度點(diǎn)來循序漸進(jìn)。點(diǎn)與點(diǎn)之間的速度增量，依賴于預(yù)測的顫振邊界與顫振分析結(jié)果的接近程度。當(dāng)接近顫振狀態(tài)或阻尼快速下降時(shí)，就需要減小步子，自然地，由于飛機(jī)必須起飛并且爬升到試驗(yàn)高度，那么在試驗(yàn)開始時(shí)，必須選擇一些實(shí)用的速度起始點(diǎn)。選擇這些速度必須基于所預(yù)測的顫振模態(tài)及其顫振裕量的保守性。試驗(yàn)大綱中必須建立并明確高度和速度的合理容差。通常，禁止超出飛機(jī)的最大速度。試驗(yàn)人員必須保持靈活性，如果觀察到阻尼較低，就準(zhǔn)備采用低于試驗(yàn)任務(wù)單中所規(guī)定的速度點(diǎn)，這一決定依賴于每個(gè)試驗(yàn)點(diǎn)飛行之前，通過條圖儀或者計(jì)算機(jī)或者二者共同得到的數(shù)據(jù)的實(shí)時(shí)分析結(jié)果。飛機(jī)被限制在已經(jīng)顫振飛行試驗(yàn)確認(rèn)過的飛行包線范圍內(nèi)活動(dòng)。與最終的飛行包線相比，這必須要小得多，即便如此，仍須按照試驗(yàn)進(jìn)程慢慢地?cái)U(kuò)展包線直到達(dá)到試驗(yàn)?zāi)康念澱裨囼?yàn)的機(jī)動(dòng)依賴于所采集的數(shù)據(jù)類型。如果是采集掃頻、突發(fā)一衰減或者隨機(jī)數(shù)據(jù)，那么就要求飛機(jī)保持姿態(tài)穩(wěn)定(即按照一定的高度和速度飛行)，并按規(guī)定持續(xù)一段時(shí)間。有時(shí)不得不采用俯沖的姿態(tài)使飛機(jī)達(dá)到目標(biāo)速度，為了預(yù)防空氣密度即動(dòng)壓的明顯影響，在一個(gè)高度帶內(nèi)來采集隨機(jī)、突發(fā)一衰減和掃頻數(shù)據(jù)。在一些試驗(yàn)大綱中按照給定的速度表進(jìn)行試飛以確保飛機(jī)能夠按照給定的試驗(yàn)剖面試飛，并且不會(huì)超出目標(biāo)速度、動(dòng)壓和馬赫數(shù)，當(dāng)試驗(yàn)人員希望沿著紅色的速度邊界曲線進(jìn)行無顫振試飛驗(yàn)證前，應(yīng)在離散的各個(gè)高度上先完成這些試驗(yàn)點(diǎn)的確認(rèn)。這類大綱是沿著這條“紅線”俯沖，利用簡單的激勵(lì)方式來驗(yàn)證沒有觀測到低阻尼的響應(yīng)，并不是在許多不同的高度上在不同的試驗(yàn)點(diǎn)上進(jìn)行試飛、這類試驗(yàn)應(yīng)陔是在試驗(yàn)團(tuán)隊(duì)合理地確認(rèn)了沿著這條線不會(huì)發(fā)生顫振的情況下才可進(jìn)行，岡為在俯沖時(shí)，飛機(jī)不能像在直線平飛狀態(tài)下那樣迅速改出顫振。

如果地面站監(jiān)控人員或飛行員察覺到顫振開始發(fā)生，那么應(yīng)盡可能立即采取行動(dòng)挽救飛機(jī)和飛行機(jī)組。應(yīng)該給機(jī)組發(fā)出“終止動(dòng)作、終止動(dòng)作、終止動(dòng)作”或類似的“退出”和“停止”口令。監(jiān)控飛機(jī)響應(yīng)的顫振工程師應(yīng)該具有與飛機(jī)直接通話的無線電飛行員以縮短其他人傳遞口令還需要反應(yīng)的時(shí)間。飛行員必須減小發(fā)動(dòng)機(jī)推力使飛機(jī)盡可能快地脫離臨界速度。也建議使用減速板等類似設(shè)備，但是值得注意的是這只是建議，因?yàn)橐恍p速板的位置可能加重顫振。假設(shè)機(jī)頭輕微的抬高姿態(tài)都將有助于飛機(jī)減速。但是當(dāng)飛機(jī)帶外掛飛行時(shí)，由于加速度載荷可能加劇外掛顫振，不建議采納這一最后的機(jī)動(dòng)動(dòng)作。如果正在受載的機(jī)動(dòng)過程中，要立即恢復(fù)到直線水平飛行不受載的狀態(tài)。如果激勵(lì)設(shè)備正在工作，應(yīng)立即終止激勵(lì)系統(tǒng)。對于飛行員來說，有直接辦法終止激勵(lì)系統(tǒng)工作是很重要的，通常在操縱桿上加裝開關(guān)。

當(dāng)退出試驗(yàn)狀態(tài)時(shí)，由于在超出一個(gè)較低可能的初始速度范圍內(nèi)，可能引起偶然的輸入，所以結(jié)構(gòu)振蕩響應(yīng)并不能馬上消失。

為顫振試飛的一架安全的伴飛飛機(jī)幾乎總是被強(qiáng)制要求的。因?yàn)轭澱裨囷w經(jīng)常被標(biāo)以至少中等風(fēng)險(xiǎn)，采用最小飛行機(jī)組。空速系統(tǒng)應(yīng)該被校準(zhǔn)使空速讀數(shù)只有2～3knots的誤差。機(jī)組應(yīng)該被提醒以免飛行速度超出了試驗(yàn)點(diǎn)速度。通常這類試驗(yàn)都是在無湍流的干凈氣流中進(jìn)行(除了將湍流作為激勵(lì)源的情況)，否則可能使數(shù)據(jù)受到干擾，增加分析難度，另外，機(jī)翼和機(jī)身中的油量明顯影響模態(tài)響應(yīng)，所以建議進(jìn)行不同油量狀態(tài)下的分析和試驗(yàn)，除了載荷方面的因素之外，突然釋放外掛產(chǎn)生的脈沖也可能激起顫振，這種情況也應(yīng)該被分析并在可能的情況下進(jìn)行試驗(yàn)驗(yàn)證。通常對帶有控制增穩(wěn)系統(tǒng)的飛機(jī)，當(dāng)系統(tǒng)如果增大了潛在的顫振響應(yīng)阻尼時(shí)，建議進(jìn)行控制增穩(wěn)系統(tǒng)丁作和不工作狀態(tài)時(shí)的顫振試驗(yàn)。1

試驗(yàn)要求顫振飛行試驗(yàn)是真實(shí)飛機(jī)在實(shí)際飛行條件下進(jìn)行的，可以證明在設(shè)計(jì)的飛行包線內(nèi)不發(fā)生顫振，并可以估計(jì)出大致的顫振安全余量。但是，由于其獨(dú)特的復(fù)雜性和風(fēng)險(xiǎn)，萬一考慮不當(dāng)，飛機(jī)達(dá)到顫振臨界速度時(shí)有可能會(huì)出現(xiàn)氣動(dòng)彈性不穩(wěn)定性問題。因此，顫振飛行試驗(yàn)大綱的制定和實(shí)施必須全面、周到、細(xì)致，把風(fēng)險(xiǎn)降低到最小。3