抖振試驗:抖振概述,抖振實驗研究現狀,抖振試驗模型,試驗方法,冀根彎矩測量,翼尖加

雙垂尾抖振一直是飛機設計(尤其是第四代戰鬥機)中的一個關鍵問題。分離流、激波一附面層干擾及尾跡流引起的無規則壓力脈動均可引起雙垂尾顯著的結構回響，導致抖振。雙垂尾抖振是一種強迫振動。

對於這種邊條翼布局的雙垂尾抖振問題，國外從上世紀80年代末到現在己經作了大量的風洞實驗研究，並且發展了一系列成熟的雙垂尾抖振測量方法，包括定常和非定常參數測量兩大類。定常參數測量法包括升力線拐點法和軸向力拐點法;非定常參數測量法包括翼根彎矩法、半翼展扭矩法、翼尖加速度法、後緣靜壓係數發散法、表面脈動壓力法和脈動速度法等。其中，使用較為普遍的有翼根彎矩法、翼尖加速度法、表面脈動壓力法。同時還通過功率譜分析及流場顯示技術來研究邊條翼布局雙垂尾抖振的特性和機理。

基本介紹

中文名：抖振試驗
外文名：buffeting test
分類：定常和非定常參數測量
抖振：分離或湍流引起的不規則振動
定常參數測量：升力線拐點法和軸向力拐點法
非定常測量：翼根彎矩法、半翼展扭矩法等

抖振概述,抖振實驗研究現狀,抖振試驗模型,試驗方法,冀根彎矩測量,翼尖加速度測量,垂尾表面脈動壓力測量,

抖振概述

雙垂尾抖振對飛機有非常大的影響，它雖然不像顫振那樣立即導致結構的破壞，但是，它增加了結構的應力，降低了結構的疲勞壽命;降低了飛行器的飛行性能和操縱性能;影響了武器系統的瞄準、跟蹤和射擊;影響了機載電子儀器的正常工作及乘員的舒適;結構的強烈振動還會使駕駛員感到顛簸、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。若垂尾處在上游機身、機翼的尾跡流中，或處在邊條翼布局的邊條渦破裂流動中均會引起此類抖振。這種抖振不是由垂尾自身引起的，其脈動壓力的頻率範圍有些情況會很寬，但有些情況下又會很窄。第二類就是垂尾自身引起的抖振，在大側滑角時垂尾表面氣流分離或飛行Ma數較大時激波一附面層干擾引起的壓力脈動會導致這類抖振。第三類抖振屬於藕合抖振，飛機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，就有可能通過結構禍合引起垂尾抖振。這三類抖振中，第一類是最主要的抖振形式，對垂尾結構的影響最大。

如上所述，垂尾處在高能量的紊流中引起的抖振又可以細分為兩類。第一類是由上游機身和機翼產生的尾跡流作用在垂尾上引起的抖振，這類抖振與大多數平尾的抖振差不多，都是由於氣流流過上游機身和機翼後惡化、紊亂，從而使得浸沒於其中的垂尾表面上作用了很強的脈動載荷，引起垂尾抖振。國外的一些風洞實驗和飛行實驗表明F-14和F-15戰鬥機的垂尾出現過這類抖振。Triplett還給出了F-15風洞實驗模型中垂尾表面非定常壓力分布，結果表明，當在大迎角下模擬戰鬥機動操縱時垂尾出現很大的抖振回響，主要回響為第一扭轉模態，且在迎角22度時達到最大值。

第二類是大後掠角邊條翼產生的脫體渦引起的抖振。現代高機動性戰鬥機的設計非常強調大迎角和高載荷下的飛行性能和操縱性。為達到這種要求，廣泛採用了邊條翼雙垂尾氣動布局形式。如美國的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，機翼前緣邊條產生強度很大的脫體渦，並越過機翼上表面向後流動，邊條渦的誘導作用一方面加速了機翼表面的氣流速度增加升力，另一方面延遲了機翼上表面的氣流分離提高機翼失速迎角;同時，邊條渦也加速了垂尾表面的氣流，提高了飛機的穩定性。然而，當迎角過大時，大後掠邊條產生的脫體渦會在垂尾前方發生破裂使得垂尾浸沒在紊流度很大的漩渦流中。破裂渦流動在垂尾表面作用了很強的非定常脈動載荷，從而導致雙垂尾顯著的結構回響，發生抖振。

抖振實驗研究現狀

邊條翼布局雙垂尾抖振問題中最具代表性的就是美國F/A-18飛機的雙垂尾抖振。為了深入研究F/A-18的雙垂尾抖振問題，國外做了大量風洞實驗、水洞實驗及飛行實驗研究。Seller等人在低速實驗中通過雷射都卜勒測速儀測量了YF-17模型(與F/A-18模型相似)某些位置的三個速度分量。結果表明在迎角達到25度時，邊條翼產生的脫體渦的破裂清晰可見，並且在垂尾附近的速度波動非常明顯，測得的速度波動均方根值高達自由來流速度的40%。Wentz做了F/A-18模型的水洞實驗，實驗表明當迎角達到25度或更高時，邊條翼產生的脫體渦在垂尾前面發生破裂;如果破裂流中與垂尾低模態振動對應的頻率部分能量很高就會引起很大的垂尾結構回響。同時去掉機翼後推遲了邊條渦的破裂，這表明邊條渦破裂主要是由於機翼表面的氣流分離和失速引起的。Zimmerman, Ferman等人在他們的報告中給出了F/A-18的一部分飛行數據，他們研究了兩種通過實驗模型測量預估全機抖振回響方法的可行性。飛行測試表明，F/A-18戰鬥機雙垂尾的抖振回響模態主要為第一彎曲(約15HZ)和第二彎曲(約45HZ)模態，且最大回響出現在30度迎角附近。

Moss等人對1/6大小的F-18模型作了M數0.3 ~0.95範圍內的抖振實驗，實驗結果表明，垂尾抖振回響發生在第一彎曲模態，且最大回響出現在30度~40度之間;抖振回響隨來流動壓增加而增強，在動壓相同情況下，Ma數0.3時抖振回響比其它Ma數時的回響大;實驗中他們將不同動壓和不同剛度垂尾實驗結果無因次化為抖振激勵參數進行比較，其結果符合得較好。同時，他們還研究了平尾對垂尾抖振的影響，結果表明在在低M數時，平尾的存在減小了垂尾的抖振強度，而在高M數時平尾對其基本沒有影響。他們分析可能是由於平尾產生的上洗氣流能使一部分尾跡偏離垂尾，從而降低抖振強度，而當M數增大時，上洗氣流就不足以使高速的尾跡發生偏轉了。Bean和Lee在三音速風洞裡對F/A-18的6%剛體模型作了一系列迎角和Ma數下的雙垂尾抖振回響實驗。實驗結果表明，抖振的扭轉模態發生在低迎角下，且強度比基本的彎曲模態更大。Mose和Pendleton在實驗中比較了FlA-18飛機全尺寸模型和1/6模型垂尾表面的定常壓力、非定常壓力及根部彎矩。實驗結果表明，隨迎角增大，垂尾抖振的表面脈動壓力越集中在很窄的低頻範圍，兩種模型的趨勢都一樣。Liguore等人採用15%比例的F/A-18模型通過風洞實驗研究了對稱全拉起機動對垂尾抖振載荷及回響的影響，結果表明，在全拉起機動過程中，抖振回響的性質發生了變化:一般，抖振回響是動壓和迎角的函式，然而，模型俯仰運動降低了抖振載荷，並隨著動壓或俯仰速度的增大，渦破裂點後移，渦半徑變小，抖振激勵的中心頻率增大；7度/s的俯仰速度產生的渦相當於4度迎角的抖振載荷的減小，飛機實際的俯仰速度可達30度/s，因此抖振回響會有更大的降低。

抖振試驗模型

已有研究結果表明，抖振回響功率譜密度函式曲線主峰對應頻率，一般與結構第一階固有頻率相同。據此一般用於飛機尾翼非升力型抖振研究的氣動彈性抖振模型設計的經驗原則是:根據抖振回響中以翼面結構第一階彎曲模態回響為主的原理，模型設計必須至少要保證模型第一階彎曲模態與尾翼結構第一階彎曲模態滿足動力學相似要求注意實際中往往要根據具體情況考慮尾翼的多個相關主要低階模態。

根據飛機結構實際情況，模型主體構型設計採用彈性的後機身(包括彈性後機身、彈性垂尾及平尾)，而模型機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題，模型設計不必考慮機翼的影口息根據風洞試驗段尺寸、飛機巡航速度、高度等因素，適當選擇模型對實物的長度、速度及密度這3個物理量的縮比因子，通過量綱分析，由這3個物理量的縮比因子得出模型對實物的質量、剛度的縮比因子，然後對原始數據進行縮比處理最後根據縮比後的原始數據設計模型各部件的具體尺寸。

試驗方法

目前國際上最常用的測試方法，包括垂尾根部彎矩測量、垂尾翼尖加速度測量及垂尾表面脈動壓力測量，同時通過雷射片光源流場顯示手段來研究邊條翼布局的邊條渦破裂特性，驗證該布局的雙垂尾抖振發生機理。

冀根彎矩測量

根部彎矩測量就是在垂尾根部沿垂直於翼根的方向貼上電阻應變片，垂尾根部應變信號可轉換為應變橋的電壓信號從而通過數據採集器進行採集並貯存到電腦中。最後通過垂尾的應變與根部彎矩關係可以計算出垂尾的根部彎矩回響。抖振回響強度可以用根部脈動彎矩的均方根值來衡量。當垂尾未發生抖振時，感測器感受到的信號僅是風洞環境噪音引起的結構回響。在這個範圍內，感測器感受到的彎矩信號基本上不隨迎角變化，而當迎角增加到一定程度時，邊條渦發生破裂，破裂流作用在垂尾上很強的脈動載荷，引起垂尾很大的結構回響，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明顯拐折，拐折處對應的迎角即定義為抖振起始迎角。

翼尖加速度測量

翼尖加速度測量的基本原理類似於翼根彎矩法，但感測器為加速度感測器。將加速度感測器安裝在垂尾翼尖振幅較大處，測量翼尖處的加速度回響。當翼尖加速度隨迎角變化曲線發生拐折時，所對應的迎角稱為抖振起始迎角。

垂尾表面脈動壓力測量

由於垂尾抖振回響是由於作用在其表面上的脈動氣動載荷引起的，因此可以直接在垂尾表面某些特徵點處安裝脈動壓力感測器以測量該處的脈動壓力。若邊條渦未發生破裂，作用在垂尾表面上的氣流比較穩定，則感測器只感受到風洞噪音引起的信號。若邊條渦發生了破裂，感測器則會感受到破裂渦作用在垂尾表面上的脈動載荷。這樣根據脈動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量的壓力感測器，就可以將表面各點處的瞬時壓力沿表面積分而近似得到氣動載荷作用在垂尾上的根部彎矩回響。從而根據彎矩回響曲線判斷垂尾抖振起始迎角。

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