[科普中國(guó)]-抖振試驗(yàn)

抖振概述

雙垂尾抖振一直是飛機(jī)設(shè)計(jì)(尤其是第四代戰(zhàn)斗機(jī))中的一個(gè)關(guān)鍵問(wèn)題。分離流、激波一附面層干擾及尾跡流引起的無(wú)規(guī)則壓力脈動(dòng)均可引起雙垂尾顯著的結(jié)構(gòu)響應(yīng)，導(dǎo)致抖振。雙垂尾抖振是一種強(qiáng)迫振動(dòng)。

雙垂尾抖振對(duì)飛機(jī)有非常大的影響，它雖然不像顫振那樣立即導(dǎo)致結(jié)構(gòu)的破壞，但是，它增加了結(jié)構(gòu)的應(yīng)力，降低了結(jié)構(gòu)的疲勞壽命;降低了飛行器的飛行性能和操縱性能;影響了武器系統(tǒng)的瞄準(zhǔn)、跟蹤和射擊;影響了機(jī)載電子儀器的正常工作及乘員的舒適;結(jié)構(gòu)的強(qiáng)烈振動(dòng)還會(huì)使駕駛員感到顛簸、煩惱和疲勞，工作效率下降，甚至引起事故。

雙垂尾抖振可以大致分為三類。第一類是垂尾處在高能量的紊流中引起的抖振。若垂尾處在上游機(jī)身、機(jī)翼的尾跡流中，或處在邊條翼布局的邊條渦破裂流動(dòng)中均會(huì)引起此類抖振。這種抖振不是由垂尾自身引起的，其脈動(dòng)壓力的頻率范圍有些情況會(huì)很寬，但有些情況下又會(huì)很窄。第二類就是垂尾自身引起的抖振，在大側(cè)滑角時(shí)垂尾表面氣流分離或飛行Ma數(shù)較大時(shí)激波一附面層干擾引起的壓力脈動(dòng)會(huì)導(dǎo)致這類抖振。第三類抖振屬于藕合抖振，飛機(jī)其它部件的抖振頻率和振型如果與垂尾的自振頻率和振型接近的話，就有可能通過(guò)結(jié)構(gòu)禍合引起垂尾抖振。這三類抖振中，第一類是最主要的抖振形式，對(duì)垂尾結(jié)構(gòu)的影響最大。

如上所述，垂尾處在高能量的紊流中引起的抖振又可以細(xì)分為兩類。第一類是由上游機(jī)身和機(jī)翼產(chǎn)生的尾跡流作用在垂尾上引起的抖振，這類抖振與大多數(shù)平尾的抖振差不多，都是由于氣流流過(guò)上游機(jī)身和機(jī)翼后惡化、紊亂，從而使得浸沒(méi)于其中的垂尾表面上作用了很強(qiáng)的脈動(dòng)載荷，引起垂尾抖振。國(guó)外的一些風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)和飛行實(shí)驗(yàn)表明F-14和F-15戰(zhàn)斗機(jī)的垂尾出現(xiàn)過(guò)這類抖振。Triplett還給出了F-15風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ椭写刮脖砻娣嵌ǔ毫Ψ植?，結(jié)果表明，當(dāng)在大迎角下模擬戰(zhàn)斗機(jī)動(dòng)操縱時(shí)垂尾出現(xiàn)很大的抖振響應(yīng)，主要響應(yīng)為第一扭轉(zhuǎn)模態(tài)，且在迎角22度時(shí)達(dá)到最大值。

第二類是大后掠角邊條翼產(chǎn)生的脫體渦引起的抖振?，F(xiàn)代高機(jī)動(dòng)性戰(zhàn)斗機(jī)的設(shè)計(jì)非常強(qiáng)調(diào)大迎角和高載荷下的飛行性能和操縱性。為達(dá)到這種要求，廣泛采用了邊條翼雙垂尾氣動(dòng)布局形式。如美國(guó)的F/A-18 , F/A-22，俄羅斯的米格-29、米格-31、蘇-27等。在較大迎角下，機(jī)翼前緣邊條產(chǎn)生強(qiáng)度很大的脫體渦，并越過(guò)機(jī)翼上表面向后流動(dòng)，邊條渦的誘導(dǎo)作用一方面加速了機(jī)翼表面的氣流速度增加升力，另一方面延遲了機(jī)翼上表面的氣流分離提高機(jī)翼失速迎角;同時(shí)，邊條渦也加速了垂尾表面的氣流，提高了飛機(jī)的穩(wěn)定性。然而，當(dāng)迎角過(guò)大時(shí)，大后掠邊條產(chǎn)生的脫體渦會(huì)在垂尾前方發(fā)生破裂使得垂尾浸沒(méi)在紊流度很大的漩渦流中。破裂渦流動(dòng)在垂尾表面作用了很強(qiáng)的非定常脈動(dòng)載荷，從而導(dǎo)致雙垂尾顯著的結(jié)構(gòu)響應(yīng)，發(fā)生抖振。

抖振實(shí)驗(yàn)研究現(xiàn)狀對(duì)于這種邊條翼布局的雙垂尾抖振問(wèn)題，國(guó)外從上世紀(jì)80年代末到現(xiàn)在己經(jīng)作了大量的風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)研究，并且發(fā)展了一系列成熟的雙垂尾抖振測(cè)量方法，包括定常和非定常參數(shù)測(cè)量?jī)纱箢悺６ǔ?shù)測(cè)量法包括升力線拐點(diǎn)法和軸向力拐點(diǎn)法;非定常參數(shù)測(cè)量法包括翼根彎矩法、半翼展扭矩法、翼尖加速度法、后緣靜壓系數(shù)發(fā)散法、表面脈動(dòng)壓力法和脈動(dòng)速度法等。其中，使用較為普遍的有翼根彎矩法、翼尖加速度法、表面脈動(dòng)壓力法。同時(shí)還通過(guò)功率譜分析及流場(chǎng)顯示技術(shù)來(lái)研究邊條翼布局雙垂尾抖振的特性和機(jī)理。

邊條翼布局雙垂尾抖振問(wèn)題中最具代表性的就是美國(guó)F/A-18飛機(jī)的雙垂尾抖振。為了深入研究F/A-18的雙垂尾抖振問(wèn)題，國(guó)外做了大量風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)、水洞實(shí)驗(yàn)及飛行實(shí)驗(yàn)研究。Seller等人在低速實(shí)驗(yàn)中通過(guò)激光多普勒測(cè)速儀測(cè)量了YF-17模型(與F/A-18模型相似)某些位置的三個(gè)速度分量。結(jié)果表明在迎角達(dá)到25度時(shí)，邊條翼產(chǎn)生的脫體渦的破裂清晰可見(jiàn)，并且在垂尾附近的速度波動(dòng)非常明顯，測(cè)得的速度波動(dòng)均方根值高達(dá)自由來(lái)流速度的40%。Wentz做了F/A-18模型的水洞實(shí)驗(yàn)，實(shí)驗(yàn)表明當(dāng)迎角達(dá)到25度或更高時(shí)，邊條翼產(chǎn)生的脫體渦在垂尾前面發(fā)生破裂;如果破裂流中與垂尾低模態(tài)振動(dòng)對(duì)應(yīng)的頻率部分能量很高就會(huì)引起很大的垂尾結(jié)構(gòu)響應(yīng)。同時(shí)去掉機(jī)翼后推遲了邊條渦的破裂，這表明邊條渦破裂主要是由于機(jī)翼表面的氣流分離和失速引起的。Zimmerman, Ferman等人在他們的報(bào)告中給出了F/A-18的一部分飛行數(shù)據(jù)，他們研究了兩種通過(guò)實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ蜏y(cè)量預(yù)估全機(jī)抖振響應(yīng)方法的可行性。飛行測(cè)試表明，F(xiàn)/A-18戰(zhàn)斗機(jī)雙垂尾的抖振響應(yīng)模態(tài)主要為第一彎曲(約15HZ)和第二彎曲(約45HZ)模態(tài)，且最大響應(yīng)出現(xiàn)在30度迎角附近。

Moss等人對(duì)1/6大小的F-18模型作了M數(shù)0.3 ~0.95范圍內(nèi)的抖振實(shí)驗(yàn)，實(shí)驗(yàn)結(jié)果表明，垂尾抖振響應(yīng)發(fā)生在第一彎曲模態(tài)，且最大響應(yīng)出現(xiàn)在30度~40度之間;抖振響應(yīng)隨來(lái)流動(dòng)壓增加而增強(qiáng)，在動(dòng)壓相同情況下，Ma數(shù)0.3時(shí)抖振響應(yīng)比其它Ma數(shù)時(shí)的響應(yīng)大;實(shí)驗(yàn)中他們將不同動(dòng)壓和不同剛度垂尾實(shí)驗(yàn)結(jié)果無(wú)因次化為抖振激勵(lì)參數(shù)進(jìn)行比較，其結(jié)果符合得較好。同時(shí)，他們還研究了平尾對(duì)垂尾抖振的影響，結(jié)果表明在在低M數(shù)時(shí)，平尾的存在減小了垂尾的抖振強(qiáng)度，而在高M(jìn)數(shù)時(shí)平尾對(duì)其基本沒(méi)有影響。他們分析可能是由于平尾產(chǎn)生的上洗氣流能使一部分尾跡偏離垂尾，從而降低抖振強(qiáng)度，而當(dāng)M數(shù)增大時(shí)，上洗氣流就不足以使高速的尾跡發(fā)生偏轉(zhuǎn)了。Bean和Lee在三音速風(fēng)洞里對(duì)F/A-18的6%剛體模型作了一系列迎角和Ma數(shù)下的雙垂尾抖振響應(yīng)實(shí)驗(yàn)。實(shí)驗(yàn)結(jié)果表明，抖振的扭轉(zhuǎn)模態(tài)發(fā)生在低迎角下，且強(qiáng)度比基本的彎曲模態(tài)更大。Mose和Pendleton在實(shí)驗(yàn)中比較了FlA-18飛機(jī)全尺寸模型和1/6模型垂尾表面的定常壓力、非定常壓力及根部彎矩。實(shí)驗(yàn)結(jié)果表明，隨迎角增大，垂尾抖振的表面脈動(dòng)壓力越集中在很窄的低頻范圍，兩種模型的趨勢(shì)都一樣。Liguore等人采用15%比例的F/A-18模型通過(guò)風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)研究了對(duì)稱全拉起機(jī)動(dòng)對(duì)垂尾抖振載荷及響應(yīng)的影響，結(jié)果表明，在全拉起機(jī)動(dòng)過(guò)程中，抖振響應(yīng)的性質(zhì)發(fā)生了變化:一般，抖振響應(yīng)是動(dòng)壓和迎角的函數(shù)，然而，模型俯仰運(yùn)動(dòng)降低了抖振載荷，并隨著動(dòng)壓或俯仰速度的增大，渦破裂點(diǎn)后移，渦半徑變小，抖振激勵(lì)的中心頻率增大；7度/s的俯仰速度產(chǎn)生的渦相當(dāng)于4度迎角的抖振載荷的減小，飛機(jī)實(shí)際的俯仰速度可達(dá)30度/s，因此抖振響應(yīng)會(huì)有更大的降低。1

抖振試驗(yàn)?zāi)Ｐ鸵延醒芯拷Y(jié)果表明，抖振響應(yīng)功率譜密度函數(shù)曲線主峰對(duì)應(yīng)頻率，一般與結(jié)構(gòu)第一階固有頻率相同。據(jù)此一般用于飛機(jī)尾翼非升力型抖振研究的氣動(dòng)彈性抖振模型設(shè)計(jì)的經(jīng)驗(yàn)原則是:根據(jù)抖振響應(yīng)中以翼面結(jié)構(gòu)第一階彎曲模態(tài)響應(yīng)為主的原理，模型設(shè)計(jì)必須至少要保證模型第一階彎曲模態(tài)與尾翼結(jié)構(gòu)第一階彎曲模態(tài)滿足動(dòng)力學(xué)相似要求注意實(shí)際中往往要根據(jù)具體情況考慮尾翼的多個(gè)相關(guān)主要低階模態(tài)。

根據(jù)飛機(jī)結(jié)構(gòu)實(shí)際情況，模型主體構(gòu)型設(shè)計(jì)采用彈性的后機(jī)身(包括彈性后機(jī)身、彈性垂尾及平尾)，而模型機(jī)身前段主要起維形整流作用。若研究的是尾翼非升力型抖振問(wèn)題，模型設(shè)計(jì)不必考慮機(jī)翼的影口息根據(jù)風(fēng)洞試驗(yàn)段尺寸、飛機(jī)巡航速度、高度等因素，適當(dāng)選擇模型對(duì)實(shí)物的長(zhǎng)度、速度及密度這3個(gè)物理量的縮比因子，通過(guò)量綱分析，由這3個(gè)物理量的縮比因子得出模型對(duì)實(shí)物的質(zhì)量、剛度的縮比因子，然后對(duì)原始數(shù)據(jù)進(jìn)行縮比處理最后根據(jù)縮比后的原始數(shù)據(jù)設(shè)計(jì)模型各部件的具體尺寸。

試驗(yàn)方法目前國(guó)際上最常用的測(cè)試方法，包括垂尾根部彎矩測(cè)量、垂尾翼尖加速度測(cè)量及垂尾表面脈動(dòng)壓力測(cè)量，同時(shí)通過(guò)激光片光源流場(chǎng)顯示手段來(lái)研究邊條翼布局的邊條渦破裂特性，驗(yàn)證該布局的雙垂尾抖振發(fā)生機(jī)理。

冀根彎矩測(cè)量根部彎矩測(cè)量就是在垂尾根部沿垂直于翼根的方向粘貼電阻應(yīng)變片，垂尾根部應(yīng)變信號(hào)可轉(zhuǎn)換為應(yīng)變橋的電壓信號(hào)從而通過(guò)數(shù)據(jù)采集器進(jìn)行采集并貯存到電腦中。最后通過(guò)垂尾的應(yīng)變與根部彎矩關(guān)系可以計(jì)算出垂尾的根部彎矩響應(yīng)。抖振響應(yīng)強(qiáng)度可以用根部脈動(dòng)彎矩的均方根值來(lái)衡量。當(dāng)垂尾未發(fā)生抖振時(shí)，傳感器感受到的信號(hào)僅是風(fēng)洞環(huán)境噪音引起的結(jié)構(gòu)響應(yīng)。在這個(gè)范圍內(nèi)，傳感器感受到的彎矩信號(hào)基本上不隨迎角變化，而當(dāng)迎角增加到一定程度時(shí)，邊條渦發(fā)生破裂，破裂流作用在垂尾上很強(qiáng)的脈動(dòng)載荷，引起垂尾很大的結(jié)構(gòu)響應(yīng)，彎矩均方根值迅速增加。彎矩均方根值隨迎角變化的曲線出現(xiàn)明顯拐折，拐折處對(duì)應(yīng)的迎角即定義為抖振起始迎角。

翼尖加速度測(cè)量翼尖加速度測(cè)量的基本原理類似于翼根彎矩法，但傳感器為加速度傳感器。將加速度傳感器安裝在垂尾翼尖振幅較大處，測(cè)量翼尖處的加速度響應(yīng)。當(dāng)翼尖加速度隨迎角變化曲線發(fā)生拐折時(shí)，所對(duì)應(yīng)的迎角稱為抖振起始迎角。

垂尾表面脈動(dòng)壓力測(cè)量由于垂尾抖振響應(yīng)是由于作用在其表面上的脈動(dòng)氣動(dòng)載荷引起的，因此可以直接在垂尾表面某些特征點(diǎn)處安裝脈動(dòng)壓力傳感器以測(cè)量該處的脈動(dòng)壓力。若邊條渦未發(fā)生破裂，作用在垂尾表面上的氣流比較穩(wěn)定，則傳感器只感受到風(fēng)洞噪音引起的信號(hào)。若邊條渦發(fā)生了破裂，傳感器則會(huì)感受到破裂渦作用在垂尾表面上的脈動(dòng)載荷。這樣根據(jù)脈動(dòng)載荷隨迎角的變化曲線也可以判別抖振起始迎角。另外，剛性垂尾表面上均勻分布一定數(shù)量的壓力傳感器，就可以將表面各點(diǎn)處的瞬時(shí)壓力沿表面積分而近似得到氣動(dòng)載荷作用在垂尾上的根部彎矩響應(yīng)。從而根據(jù)彎矩響應(yīng)曲線判斷垂尾抖振起始迎角。2