第11章 飞行器特有的振动问题.docx

第三篇 飞行器特殊振动问题第 11 章 飞行器特有的振动问题飞机结构设计的基本要求之一是在满足强度及刚度要求条件下尽量减轻结构重量结构 的强度和刚度是否满足必须要由一定的准则来判定强度准则是通过用破坏载荷来进行强度 校核和试验发现的，而对于结构的刚度水平没有一个统一的准则，因为飞机及其零部件的刚 度对其整个飞机的影响是多方面的在刚度规范中，给定了一些刚度指标，如许可变形，即 在规定载荷（在载荷作用下结构不能有残余的变形、蒙皮失稳等）作用下的最大挠度 y 和 max 扭转角 结构刚度不足对飞机最主要的影响在于，飞机在飞行速度范围内可能会发生 max气动弹性现象，这时的刚度判据就是发生气动弹性现象时的临界速度V，结构刚度必须要 cr满足V > V ，其中V 为最大飞行速度气动弹性是与飞机上的气动力、惯性力和结 cr max max 构的弹性力相关的，是由于飞机在飞行时载荷作用下的变形和弹性引起的如果出现的附加力只与变形大小有关的气动力和弹性力，这种气动弹性现象称为静气动 弹性现象（如副翼和舵面反效，机翼、尾翼的气动发散等）飞机结构在变形过程中会出现结构振动，在振动过程中除了弹性和气动力，还有大小和 方向随时间而变化的惯性力作用，这种振动在一定条件下（V WV ）会导致结构失去其 cr max 动稳定性。

这种在气动力、弹性力和惯性力共同作用下出现的气动弹性现象称为动气动弹性 现象（如颤振、抖振等）§11.1 颤振最常见的动气动弹性现象是颤振（flutter）颤振是指当飞行速度达到一定值，即颤振临界速度时，飞机部件在气动力、弹性力和惯 性力交互作用下发生的自激的、不衰减的振动当飞机速度大于颤振临界速度，大多数情况 下振动将发散，振幅和结构中的动应力可能急剧增加，导致结构在飞行中迅速破坏，因此不 允许发生任何形式的颤振由于颤振须考虑振动变形引起的加速度及结构相应的惯性力（作用在结构重心上），因此 结构各剖面的重心位置在颤振中有很大影响颤振基本上分两种类型：一为机翼的弯扭颤振，即由机翼的弯曲变形与扭转变形交感而 产生振动发散；二为副翼的弯曲颤振，即由副翼的偏转与机翼的弯曲变形交感而产生振动发 散由此可见，舵面等也可发生颤振§11.1.1 机翼弯扭颤振机翼弯扭颤振的基本概念：取一个典型翼剖面如图11.1.1所示，剖面上的三个点通常这样排列：焦点（亚音速飞行 时）最前，刚心则位于重心前不远处通常焦点在弦长的28%处，刚心在弦长的38%〜40% 处，重心在弦长的42%〜45%处扰动去聲时 开拾握粛的 量下点（a）向上运动（b）向下运动 （c）结合飞行距离示出图 11.1.1 机翼弯扭颤振示意图先看图11.1.1 （a）中翼剖面未受扰动前的位置2涪U面无扭转）。

假设该剖面受到一扰动 后使其位置2移至0位当此扰动去掉后，翼剖面在弹性力、惯性力、气动力作用下的运动 当扰动取消瞬间，由于机翼弯曲引起的弹性力将使该剖面向上运动，即弹性力是始终向着原 始平衡位置方向的；偏离距离愈大其弹性力愈大，从0位到2位的弹性力从最大到零，故向 上加速度也由最大到零由于此段运动中的加速度向上，故作用在重心上的惯性力F.向下，i 因此相对于刚心就产生了抬头力矩此惯性力矩使剖面产生增加迎角的扭转变形，由于迎角 增加引起附加气动力口Y，此口Y对刚心形成的气动力矩会使得翼剖面进-步抬头到位置2a a时，其向上速度达到最大从位置2再向上移动时，弹性力方向改为向下，加速度方向也向 下，向上的速度逐渐减少；至位置4时，向上速度为零在从2位到4位，惯性力向上，惯 性力矩使翼剖面低头，附加的向上气动力则逐渐减少；在位置4时，翼剖面又无扭转变形， 此时速度为零，但向下弹性力最大，向下运动状况见图11. 1. 1 （b）图11.1.1 （c）则将飞行距离结合进来，看起来就更形象化颤振的临界状态，即机翼 的弯曲（或扭转）变形既不振动发散，也不振动衰减，而是保持为常振幅振动，此时飞行速 度为颤振临界速度。

阻尼力和阻尼力矩恒与运动方向相反，是阻抗振动由惯性力矩导致的 扭转变形所引起的附加气动力是激振力，它与速度的二次方成正比；而气动阻尼力一般与速 度的一次方成正比，故存在着颤振临界速度Vcr机翼的弯扭颤振是机翼不衰减的强迫振动，其特点是机翼在激振力、气动力、弹性力、 惯性力等作用下发生的弯扭振动当激振力的功量等于或大于阻尼力的功量时，振动就不会 衰减，而振动本身是弯曲和扭转的耦合实际上，机翼的弯扭颤振总是要耦合的，因为剖面 的质心与刚心不重合防止机翼弯扭颤振的技术措施:防止机翼的弯扭颤振就是要采取结构措施使得结构满足条件：颤振临界速度V >V cr max 提高机翼（或全动尾翼）弯扭颤振临界速度的有效措施是尽量使重心前移，可加适当的配重 配重宜放前端或翼尖且必须有很好的连接刚度将配重放于翼尖处，是由于翼尖处弯曲挠度 最大，故配重的效率最高也可以通过提高扭转刚度减少不利的扭转变形现代飞机上则经 常采用人工阻尼器，更为先进的则采用颤振主动控制技术另外在机翼上安装发动机且发动机短舱尽量沿翼弦往前布置，也会起到良好的防颤振作 用采用大后掠角、大根梢比的后掠翼和三角翼，它们在发生弯曲变形时引起顺气流翼剖面 的攻角减小，就减小了在振动过程中产生的附加气动力，从而提高颤振临界速度V。

cr〔只岀示力）图11.1.2副翼弯曲颤振示意图扰动去除时a）上下偏离情况（b）结合飞机距离示出§11.1.2 副翼弯曲颤振本章在分析副翼弯曲颤振时，只考虑副翼绕转轴偏转的自由度，而略去副翼本身的结构 变形；机翼只考虑弯曲变形而略去扭转变形图 11.1.2示出副翼弯曲颤振的临界状态此时 对副翼剖面来讲，涉及两个特征点的位置，一为副翼的转轴位置，一为副翼剖面的重心位置 图示情况为重心位于转轴后，因此副翼惯性力F使副翼偏转引起的附加气动力口Y是激振i U a力防止副翼弯曲颤振的措施：为使结构满足颤振临界速度V >V ，先将副翼的重心配平到它的转轴上，从而使副cr max 翼上的惯性力引起副翼偏转的方向与机翼运动方向一致采用副翼重心配平、提高操作系统 刚度、消除操纵系统中的间隙等措施都有助于防止出现副翼弯曲颤振的发生另外也可以采用在副翼前缘加分散配重的方法，获得沿副翼展向较均匀的配平但由于 配重距副翼转轴较近，不如在距转轴较远的支架上配置集中配重，这样所需配重的重量就要 小一些也可以在副翼后缘采用轻质的蜂窝夹芯结构，从而减少配平重量还可以通过提高操作系统的刚度,或将副翼布置在靠近机身处来提高颤振临界速度V，cr但要注意操作系统的间隙不能超过允许的范围。

§11.1.3 尾翼的颤振由于机身的弯曲和扭转变形，尾翼比机翼有更多的自由度考虑到机身的弹性时，尾翼 的颤振形式比机翼更多下面以机身弯曲-舵面偏转颤振为例，介绍一下尾翼颤振知识机身弯曲一舵面偏转颤振：假定机身在随机扰动作用下向上运动，尾翼处于位置I （图11.1.3），在弹性力作用下, 机身开始以速度y、加速度y往中立位置回复，舵面上惯性力相对于旋转轴产生力矩为11.1.1)M = 一 ma yela '式中 m ——舵面质量； a ——舵面旋转轴到舵面质心间的距离ela这个力矩引起舵面向上偏转，使尾翼上产生了附加气动力AY的方向与机身运动方向exi相同，因而是激振力另外，向下的运动速度y使舵面的攻角改变了 Z，Aa = y；V，又 产生了附加气动力AY，由于它的方向与机身运动方向相反而成为阻尼力随着舵面的振动，尾翼上出现了激振力和阻尼力很容易证明，激振力随速度增加而急 剧增加最后，当达到一定飞行速度时，就可能出现机身弯曲—尾翼偏转的颤振防止尾翼颤振措施：为了提高颤振临界速度，可提高机身和尾翼的刚度、对舵面和全动平尾进行配平在无法保证大刚度的定轴式或转轴式全动水平尾翼上，在翼尖上配置防颤振配重。

有时还将尾翼 翼尖上切掉一个角，并在全动水平尾翼上采用蜂窝夹芯结构，这样可以使翼尖剖面的质心前 移，可以减少配重重量甚至完全不用配重图 11.1.3 机翼弯曲- 舵面偏转颤振§11.2 抖振抖振(bfet)是指飞机的某些部件受到紊流激励而产生的随机振动，它不同于颤振颤 振是一种自激振动，它是在其本身运动引起的气动力激励下发生的而抖振是一种强迫振动， 激励飞机使其发生抖振的气动力与抖振本身的运动无关抖振常发生在飞机垂直尾翼上，飞 机垂尾的严重抖振会降低垂尾结构的疲劳寿命，影响飞行性能甚至危及飞行安全§11.2.1 抖振现象抖振研究起因于 20 世纪30 年代容克13 型商业飞机的一次重大事故，经研究给出较为 确切的解释为：飞机以高速平飞进入了强烈的上升突风区域，致使攻角急剧增加，在机翼上 形成流动分离；而处于机翼尾流中的尾翼则陷入了分离流动中的紊流，引起了强烈的强迫振 动从而造成飞机失事抖振可分为升力型和非升力型两类所谓升力型是指翼面攻角太大时，由于分离流的紊 流激励，使机翼本身或处于机翼尾流中的尾翼产生剧烈的随机振动响应，这种现象称为大攻 角抖振此外，在跨声速飞行范围内，由翼面激波引起分离而产生的响应称为激波抖振。

而 非升力型抖振是指因为飞机的外形突变，使升力面落入不良的气动外形物体的尾流中，常见 于飞机炸弹舱门或减速板打开、起落架放下等抖振会影响飞机及设备的使用性能，直接涉及到飞机结构强度与疲劳寿命，以及飞行员 的操纵能力和舒适度为此，对于民航机来说，在巡航点与抖振起始边界之间必须留有一定 的升力系数和马赫数裕量，这就要求必须测定出抖振边界；对于战斗机来说，特别是高机动 性能的战斗机，经常要在超过抖振边界的状态下飞行，所以抖振响应的预测也很重要§11.2.2 抖振边界及抖振载荷抖振边界及抖振载荷的确定，至今尚无通用的理论计算方法，关于抖振的预测研究大都 是建立在风洞试验的基础上抖振试验所用的风洞模型与颤振风洞试验模型有所不同当抖振风洞试验目的是为了确 定抖振边界时，原则上只要求模型和实物的空气动力外形相似，但通常也还要求第一阶固有 频率相似抖振边界的测量方法很多，诸如翼根均方根弯矩切交法、后缘压力发散法、加速度测量 法以及升力线拐点法用翼根弯矩切交法求得的抖振边界与试飞结果趋势较为一致该法是 通过在翼根上设置电阻丝片，来感受机翼根部弯矩由测试系统测出与翼根弯矩成正比的电 信号的均方根值◎，然后在一个固定的马赫数下，画出均方根值◎随攻角a的变化曲线， 如图 11.2.1所示。

由图可见，在小攻角区域，曲线接近于水平，翼面上没有气流分离，所测 出的◎值是风洞本身压力脉动的响应在攻角a到达一定值时，气流出现分离而发生抖振， 这一转变点就确定为抖振起始攻角抖振边界几乎完全取决于气动构型，而高速范围的抖振边界对战斗机性能影响很大提 高抖振边界通常是采用推迟激波的发生和减弱激波、附面层干扰引起的分离等措施目前，预测抖振响应（或载荷）也都是以风洞试验为基础的预测抖振载荷的风洞试验模 型，原则上需满足其外形、刚度和惯性都相似的条件但是让所设计出的模型能承受大攻角 空气动力载荷是困难的在很多情况下，都是采用简化模型，即只有空气动力外形相似和第 一阶固有频率相似的模型这时要把模型试验的结果转化到原型机上去，就需要有近似程度 较高的转换方法注意，为了得到飞机抖振载荷，仅仅知道均方根载荷的最大值是不够的， 还必须知道抖振的分布概率，例如，尾翼失速抖振的概率近似于高斯分布§11.2.3 双垂尾抖振由于双垂尾抖振对飞机有非常大的影响，我们特别简要地介绍以下双垂尾抖振虽然不像颤振那样立即导致结构的破坏，但它严重降低了结构的。