顫振飛行試驗

顫振飛行試驗是為了驗證分析估計的顫振安全裕量是否存在。在接近估計的顫振速度飛行由於偶發的或潛在的顫振可能導致飛機結構損壞失效。鑒於此，飛行包線是通過從足夠小的速度開始逐步增加速度試飛，並測量分析飛機頻率和阻尼的方式來確定的。識別的頻率可與地面共振試驗和分析結果進行對比來判定回響中的模態。

基本介紹

• 中文名：顫振飛行試驗
• 外文名：Flutter flight test
• 所屬領域：航空航天
• 試驗目的：驗證顫振安全裕量
• 傳統方法：顫振模態阻尼比界定
• 當前方法：魯棒顫振裕度法

基本原理

顫振預測不同於精確的科學，因為影響結構阻尼的機械物理過程仍然未能徹底搞清和完全預知。仍有很多探索模式來進行顫振試飛和對試驗結果進行處理、解釋。顫振永不能完全排除，只是可能延遲到超越了飛機正常飛行包線以外的速度。顫振只能被少數分析和飛行試驗工程師理解．這容易導致管理者和飛行員粗心大意和失敗。

顫振是非定常氣動力、結構彈性和慣性力複雜的相互作用產生的一種不穩定現象，通常是使飛機結構或部件發散、振盪。顫振是一種承受非定常流的彈性體結構特有的現象，它有別於傳統的飛機動力學處理方式j現代飛機結構越輕、越複雜，剛度變得越弱，速度越增加，就需要持續給予顫振以更大的關注。在材料和製造技術允許的前提下，如果飛機製造具有足夠的剛度，許多問題將都不存在，但是這樣必然會使飛機增重。

試飛工程師應與飛機系統設計師密切配合，因為試飛中要產生、測取和顯示信息，需要利用機載硬體和軟體資源。

對於FES方法而言，在飛機飛控系統中增加產生顫振激勵信號軟體，利用機上已有的硬體系統激勵飛機結構回響，對於節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合進行。試飛工程師和顫振工程師對飛機應有預期，如果相差過大就要停止試驗。

一般地，鋁材料結構阻尼約為2%．複合材料結構阻尼約為1%，高速氣流將產生氣動阻尼。

結構阻尼和氣動阻尼合稱為總阻尼(氣動彈性阻尼)。總阻尼一般會隨著速度的增加而增加，直到出現“臨界模態”阻尼，或是“最小顫振速度對應的模態”的阻尼，開始急劇下降。

顫振一旦發生，大概在3～4個循環內就會損壞結構，一旦開始，就是一種自身持續無須外界的力作用的運動。

當顫振是主動的時候，結構全系統的阻尼是負值，氣動阻尼抵消結構阻尼，開始給系統增加能量。

方法

顫振飛行試驗的主要目的是要確定飛機氣動彈性穩定性邊界。傳統的顫振飛行試驗方法以顫振模態的阻尼比為指標來確定顫振邊界。由於顫振飛行試驗數據信噪比低、阻尼比是一個敏感性參數，以及阻尼比是飛行速度的非線性函式等原因，傳統方法不能給出令人信服的顫振邊界。

顫振理論計算使用數學模型來分析顫振邊界，由於數學模型與真實系統之間存在誤差，所以理論計算得到的顫振邊界也存在偏差。

20世紀90年代末，美國學者提出了魯棒顫振裕度法，該法綜合利用了顫振數學模型和飛行試驗數據，通過結構奇異值理論使兩者優勢互補，給出了顫振邊界的保守性估計，提高了顫振飛行試驗的安全可靠性。

顫振飛行試驗十分危險。運用實時測量和各種激勵技術來預測飛機在不同飛行高度、飛行速度和載荷係數下的飛機阻尼，並非常謹慎地由一個狀態點移到下一個狀態點。分析、地面試驗和飛行試驗總是一起全面消除在飛行中的顫振問題。

對於正常進行的顫振飛行試驗，在臨界試驗點之前，採用先飛次臨界的試驗點逐步漸進的辦法，利用這種方法，工程師可以確定阻尼隨動壓和馬赫數增加時的變化趨勢。通常動壓和馬赫數這兩個參數是分別處理的，因為大馬赫數一般只可能發生在高高度而大動壓一般在低高度才能得到，這兩者的高度差通常較大．如果關鍵模態被懷疑是高度臨界，那么有必要增加高度，在任何情況下，必須建立試驗的最小安全高度。

通常，採用多個不斷遞增的速度點來循序漸進。點與點之間的速度增量，依賴於預測的顫振邊界與顫振分析結果的接近程度。當接近顫振狀態或阻尼快速下降時，就需要減小步子，自然地，由於飛機必須起飛並且爬升到試驗高度，那么在試驗開始時，必須選擇一些實用的速度起始點。選擇這些速度必須基於所預測的顫振模態及其顫振裕量的保守性。試驗大綱中必須建立並明確高度和速度的合理容差。通常，禁止超出飛機的最大速度。試驗人員必須保持靈活性，如果觀察到阻尼較低，就準備採用低於試驗任務單中所規定的速度點，這一決定依賴於每個試驗點飛行之前，通過條圖儀或者計算機或者二者共同得到的數據的實時分析結果。飛機被限制在已經顫振飛行試驗確認過的飛行包線範圍內活動。與最終的飛行包線相比，這必須要小得多，即便如此，仍須按照試驗進程慢慢地擴展包線直到達到試驗目的顫振試驗的機動依賴於所採集的數據類型。如果是採集掃頻、突發一衰減或者隨機數據，那么就要求飛機保持姿態穩定(即按照一定的高度和速度飛行)，並按規定持續一段時間。有時不得不採用俯衝的姿態使飛機達到目標速度，為了預防空氣密度即動壓的明顯影響，在一個高度帶內來採集隨機、突發一衰減和掃頻數據。在一些試驗大綱中按照給定的速度表進行試飛以確保飛機能夠按照給定的試驗剖面試飛，並且不會超出目標速度、動壓和馬赫數，當試驗人員希望沿著紅色的速度邊界曲線進行無顫振試飛驗證前，應在離散的各個高度上先完成這些試驗點的確認。這類大綱是沿著這條“紅線”俯衝，利用簡單的激勵方式來驗證沒有觀測到低阻尼的回響，並不是在許多不同的高度上在不同的試驗點上進行試飛、這類試驗應陔是在試驗團隊合理地確認了沿著這條線不會發生顫振的情況下才可進行，岡為在俯衝時，飛機不能像在直線平飛狀態下那樣迅速改出顫振。

如果地面站監控人員或飛行員察覺到顫振開始發生，那么應儘可能立即採取行動挽救飛機和飛行機組。應該給機組發出“終止動作、終止動作、終止動作”或類似的“退出”和“停止”口令。監控飛機回響的顫振工程師應該具有與飛機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的時間。飛行員必須減小發動機推力使飛機儘可能快地脫離臨界速度。也建議使用減速板等類似設備，但是值得注意的是這只是建議，因為一些減速板的位置可能加重顫振。假設機頭輕微的抬高姿態都將有助於飛機減速。但是當飛機帶外掛飛行時，由於加速度載荷可能加劇外掛顫振，不建議採納這一最後的機動動作。如果正在受載的機動過程中，要立即恢復到直線水平飛行不受載的狀態。如果激勵設備正在工作，應立即終止激勵系統。對於飛行員來說，有直接辦法終止激勵系統工作是很重要的，通常在操縱桿上加裝開關。

當退出試驗狀態時，由於在超出一個較低可能的初始速度範圍內，可能引起偶然的輸入，所以結構振盪回響並不能馬上消失。

為顫振試飛的一架安全的伴飛飛機幾乎總是被強制要求的。因為顫振試飛經常被標以至少中等風險，採用最小飛行機組。空速系統應該被校準使空速讀數只有2～3knots的誤差。機組應該被提醒以免飛行速度超出了試驗點速度。通常這類試驗都是在無湍流的乾淨氣流中進行(除了將湍流作為激勵源的情況)，否則可能使數據受到干擾，增加分析難度，另外，機翼和機身中的油量明顯影響模態回響，所以建議進行不同油量狀態下的分析和試驗，除了載荷方面的因素之外，突然釋放外掛產生的脈衝也可能激起顫振，這種情況也應該被分析並在可能的情況下進行試驗驗證。通常對帶有控制增穩系統的飛機，當系統如果增大了潛在的顫振回響阻尼時，建議進行控制增穩系統丁作和不工作狀態時的顫振試驗。

試驗要求

顫振飛行試驗是真實飛機在實際飛行條件下進行的，可以證明在設計的飛行包線內不發生顫振，並可以估計出大致的顫振安全餘量。但是，由於其獨特的複雜性和風險，萬一考慮不當，飛機達到顫振臨界速度時有可能會出現氣動彈性不穩定性問題。因此，顫振飛行試驗大綱的制定和實施必須全面、周到、細緻，把風險降低到最小。