氣動彈性飛行試驗

氣動彈性飛行試驗是新機鑑定必須進行的關鍵試飛科目，目的是確保飛機在規定邊界範圍內不會發生任何氣動彈性不穩定現象。

基本介紹

• 中文名：氣動彈性飛行試驗
• 外文名：aeroelastic flight test
• 所屬領域：航空航天
• 作用：新機鑑定試飛科目
• 目的：確保不發生氣動彈性不穩定
• 中心內容：飛機顫振特性研究

基本原理

氣動彈性試驗的中心內容是飛機顫振特性研究，因此這裡重點介紹顫振飛行試驗。

顫振是結構在均勻氣流中由於彈性力、慣性力和空氣動力的耦合作用而產生的一種自激振動，是最重要的氣動彈性問題之一。運動物體在氣流中獲取能量並把它傳送給振動系統是造成顫振的主要原因。在某種特定的振動模態下，隨著飛行速度的逐步提高，瞬時空氣動力和瞬時機翼尾翼之間的相位關係也不斷得到調整。當達到某一飛行速度即l臨界顫振速度時，機翼在氣流中獲得的能量將平衡阻尼耗散的能量，振動保持等幅；低於顫振臨界速度時，振動是衰減的；超過顫振臨界速度時，在多數情況下振動是發散的，從而引起結構破壞。

飛機上經常遇到的氣動彈性現象包括操縱面嗡鳴、發散、失速顫振、旋轉顫振、氣動伺服彈性。

操縱面嗡鳴是指飛機在跨聲速和低超聲速飛行時，操縱面繞鉸鏈軸旋轉的單自由度顫振。對於嗡鳴至今沒有普遍有效的方式進行理論處理，目前關於嗡鳴的知識都是從試驗研究中獲得的。一般認為嗡鳴與激波及由它所產生的邊界層分離直接相關，並且相互發生影響，空氣動力的非線性和結構特性的非線性也起作用。

發散一般指升力面的靜氣動彈性不穩定現象，當外加氣動力矩超過升力面的結構恢復力矩時發生。

根據顫振時氣流的流動情況，顫振問題分為三類：

①第一類在顫振過程中，氣流始終沒有分離，顫振是由多個振動模態耦合而引起的，通常稱為經典顫振，一般所講的飛機升力面顫振屬於這類顫振；

②第二類顫振問題與氣流的分離和旋渦的形成直接有關，因顫振發生時升力面常處於失速迎角附近，故一般稱為失速顫振；

③此外，還有一種稱為旋轉顫振，是指螺旋槳、渦輪風扇、直升機旋翼工作時的氣動彈性不穩定現象。

對於有自動駕駛儀或飛行控制系統的飛機，由於敏感元件、伺服系統和增穩環節的引入，使經典的氣動彈性不穩定問題演變成氣動伺服彈性穩定性問題。

氣動伺服彈性問題是一個綜合學科，包括空氣動力學、結構動力學和飛行控制三個獨立學科，需綜合考慮在非定常空氣動力的作用下，飛機的結構彈性、飛行控制感測器的部位和回響，飛行控制律及伺服機構的綜合影響。除由氣動彈性引起的經典顫振和失速顫振外，氣動伺服彈性穩定性還包括氣動伺服穩定性和伺服彈性穩定性兩類問題。前者是指理想剛性飛機在非定常空氣動力和飛行控制及伺服系統的綜合作用下，飛機各剛體運動模態耦合產生的不穩定；後者指飛機局部結構振動模態和飛行控制、伺服系統耦合而造成的不穩定，如飛機局部結構振動使飛行控制感測器回響，經過飛行控制計算機和伺服機構產生的舵面運動可造成不穩定。

隨著現代飛機越來越廣泛採用電傳操縱和主動控制技術，以及經典顫振理論和試驗方法的不斷成熟，氣動伺服彈性的理論和試驗方法已逐步成為新機設計、試驗及試飛的最重要環節之一。

為避免氣動伺服彈性不穩定，目前常採用除通常的增強飛機結構剛度、改進氣動設計等方法外，還需考慮改變有關敏感元件的位置，使之不再感受有關振動模態的彈性變形，在伺服系統的電器同路中設定頻帶濾波器，改變伺服系統傳遞函式的相角等。

試驗內容

隨著航空工業的日益發展，氣動彈性要求在飛機設計中的地位也越來越重要。薄翼型、全動平尾、垂尾、T形尾等設計構型的引入，增加了顫振發生的機率。為保證所設計的飛機具有氣動彈性穩定性，在對飛機進行周密的氣動彈性分析後，還必須進行氣動彈性試驗，通常先進行地面振動試驗和顫振風洞試驗，最後是用於驗證整個飛行包線的飛行顫振試驗。

地面試驗

地面試驗包括結構剛度試驗和地面共振試驗。全機(或部件)狀態下的剛度試驗用於獲得靜態載荷下的結構變形特性以及操縱系統的剛度特性，檢驗分析所用的剛度數據或直接用作分析的原始數據以及全機地面共振試驗測量飛機的固有頻率、振型、阻尼和廣義質量參數。試驗結果通常用於驗證振動分析的結果，修改結構動力分析的數學模型(使分析與試驗的頻率和節線有較好的一致性)，也是飛行試驗的重要數據資料。

顫振風洞試驗

航空工業發展早期，最早有記載的顫振事故是發生於1916年的Handley Page 0/400轟炸機尾翼顫振。當時的飛機飛行速度低，結構剛度相對較大，飛機結構主要根據強度要求設計，氣動彈性方面僅對設計出的結構進行校核。因此，最初的全機飛行顫振試驗，只是將飛機飛到最大速度以驗證其氣動彈性穩定性。1935年德國的yonSchlippe首次開展了真正意義上的飛機飛行顫振試驗。試驗方法是以共振頻率對飛機進行激振，不斷增加飛行速度，作出回響振幅隨風速的變化曲線。振幅的增加意味著阻尼的減小，顫振臨界點處的理論振幅無窮大，即對應漸近線處的速度。該試驗方法成功套用於當時德國的幾架飛機上，直至1938年Junkers JU90運輸機在試驗中發生顫振導致飛機失事為止。

在試驗條件和技術不夠成熟的時期，飛行顫振試驗具有相當大的危險性，原因歸納為三方面：

①只有當飛行速度接近真實顫振臨界點時，才能監測出不穩定。

②亞臨界阻尼不能通過外推準確預測隨後的臨界速度點。

③風速的微小變化就可能使飛機從穩定狀態變得不穩定。

試驗技術發展至今，基本的做法是實時傳輸監測回響信號，同時將數據用於計算機的參數辨識以估計頻率和阻尼。

飛機氣動彈性

飛機結構氣動彈性設計要求在其飛行環境內，應具有足夠的(飛行)速度安全裕度和阻尼安全裕度，以防止顫振、發散、氣動伺服彈性、抖振(持續有限幅值振盪)或其他氣動彈性的不穩定性。

結構氣動彈性設計考慮如下要點：

a．對機翼和安定面等氣動力面，通過考慮由於單個破損或由於設計參數值適當變化而引起的剛度改變來滿足破損安全準則；

b．對操縱面和調整片，考慮發生的各種故障(如阻尼器斷開、鉸鏈破損、液壓系統故障及可能的組合)可能產生的不利於氣動彈性的影響；

c．考慮結構損傷和/或操縱系統故障導致的結構剛度變化，並應考慮同時滿足損傷容限和疲勞評定要求；

d．操縱面集中配重應證實對氣動彈性穩定性有效，並且考慮其支持結構強度必須滿足強度要求；

e．自動飛行控制系統不應和有關結構耦合而導致顫振。

氣動彈性現象是彈性物體受氣動力、彈性力和慣性力相互作用的結果，因此，氣動彈性設計內容十分廣泛，包括結構剛度、質量、燃油、商載、自動飛行控制系統的特性，以及在飛行包線範圍內的高度和馬赫數變化等有關方面。這樣，飛機設計中的氣動彈性設計通常要突出重點(防止發生顫振問題)，根據部件(機翼、尾翼、活動面如副翼、舵面)種類、採取分析與試驗相結合(彼此相關、密不可分)的方式逐步進行設計與證實，並由飛行顫振試驗最終證實。