飛機垂尾抖振響應(yīng)的飛行試驗研究

李小路, 唐 凱, 雷 鳴

(中國飛行試驗研究院, 西安 710089)

0 引 言

現(xiàn)代空戰(zhàn)形式的發(fā)展對作戰(zhàn)飛機的機動性能提出了越來越高的要求，以F/A-18等戰(zhàn)斗機為代表的現(xiàn)代高性能戰(zhàn)斗機應(yīng)運而生。這些現(xiàn)役的主流戰(zhàn)斗機為了適應(yīng)現(xiàn)代空戰(zhàn)的需求，其飛行包線已經(jīng)擴展到有氣流分離、脫體渦、渦破裂等現(xiàn)象發(fā)生的大迎角范圍。為提高和改善大迎角飛行性能，現(xiàn)代戰(zhàn)斗機常采用前緣襟翼、邊條翼、鴨翼等，以提供一定的渦升力，而且當(dāng)這些分離渦帶著氣流掠過垂尾時還可以維持飛機的穩(wěn)定性。但是，在有些情況下這些分離渦在到達垂尾前就發(fā)生破裂，從而形成高度紊亂、旋轉(zhuǎn)的非定常尾渦流。這種渦流在一定的頻率帶寬內(nèi)具有集中顯著的能量，如果這種尾渦流所具有的頻帶范圍覆蓋了垂尾結(jié)構(gòu)的某一階或幾階模態(tài)的固有頻率，渦流作用在垂尾結(jié)構(gòu)上將會誘發(fā)嚴(yán)重的垂尾抖振現(xiàn)象。圖1是NASA的研究人員在F/A-18飛行中利用煙霧法進行渦流破裂現(xiàn)象演示試驗的兩張照片。

(a) 20°迎角 (b) 30°迎角

這些來自機翼和機身前緣的非定常尾渦流打在處于其后方的垂尾上，會導(dǎo)致非常大的抖振力作用于垂尾結(jié)構(gòu)的主要承力部件上，會對結(jié)構(gòu)的疲勞壽命產(chǎn)生非常顯著的不利影響。實踐證明，這種高度紊亂、旋轉(zhuǎn)的非定常尾渦流，對雙垂尾布局的戰(zhàn)斗機(如F-35、F-22、F/A-18)的垂尾結(jié)構(gòu)是極為有害的[1-2]。這些高性能雙垂尾戰(zhàn)斗機在服役不久，就發(fā)現(xiàn)在數(shù)次大迎角飛行后，垂尾產(chǎn)生了疲勞裂紋，究其原因是由垂尾抖振引起的[3]。隨之而來的是巨額的垂尾維修、更換費用，美國軍方僅對F-15飛機由于疲勞損傷所導(dǎo)致的垂尾維修和更換所耗費的費用大約為每年600萬美元[4]。F-22、F-35也在試飛早期出現(xiàn)了因為垂尾抖振引起的結(jié)構(gòu)疲勞破壞問題。所以，雙垂尾飛機的抖振問題一直是當(dāng)今美國飛行試驗的核心。

F-22試驗團隊為解決因為抖振引起的大的方向舵激勵載荷問題，通過機體上加裝的振動加速度傳感器和載荷應(yīng)變，在跨聲速和亞聲速范圍內(nèi)開展了一系列以收斂轉(zhuǎn)彎和破S機動在內(nèi)的抖振試飛工作。通過試驗發(fā)現(xiàn)產(chǎn)生大響應(yīng)的抖振激勵模態(tài)在30～60Hz之間，在馬赫數(shù)0.5時，以30Hz作為主要的抖振響應(yīng)頻率；在馬赫數(shù)0.8～0.9時主要響應(yīng)頻率范圍則變?yōu)?0～60Hz；且抖振響應(yīng)隨空速、動壓和迎角的增加而增加[1，5-6]。

F-18在早期的試飛過程中，也發(fā)現(xiàn)飛機在大迎角下，從LEX上脫落的渦流與機身后部發(fā)生撞擊而產(chǎn)生嚴(yán)重的抖振問題。為解決此問題，試驗人員在垂尾上加裝了脈動壓力傳感器和振動加速度傳感器。試驗在一個較寬的飛行包線范圍內(nèi)一共完成了包括收斂轉(zhuǎn)彎、破S機動以及平飛加減速等飛行機動共計309次，給出了飛行試驗和風(fēng)洞試驗過程中測得的壓力和加速度自功率譜密度數(shù)據(jù)的對比結(jié)果，試驗發(fā)現(xiàn)實際飛行中的抖振載荷要明顯比先前預(yù)測的數(shù)據(jù)大，抖振響應(yīng)模態(tài)主要為第一彎曲和第二彎曲模態(tài)，且最大響應(yīng)出現(xiàn)在30°迎角附近[7-8]。

F-15的雙垂尾抖振則是由機翼分離流尾跡作用在其表面的脈動載荷引起，試驗發(fā)現(xiàn)其尾跡的脈動載荷帶寬很窄但包含了垂尾的一階扭轉(zhuǎn)頻率，從而使垂尾抖振響應(yīng)主要表現(xiàn)為一扭模態(tài)，并在迎角22°左右達到最大值[4]。

我國的西工大低速風(fēng)洞實驗室及中國空氣動力研究與發(fā)展中心都對垂尾抖振產(chǎn)生的機理做了大量的風(fēng)洞試驗，分別通過在半剛性垂尾模型上加裝加速度傳感器、脈動壓力傳感器以及應(yīng)變片，對在低速大迎角下，F(xiàn)-18、F-22的垂尾抖振情況進行了的風(fēng)洞試驗?zāi)M，并就垂尾的不同結(jié)構(gòu)、不同位置對抖振的影響進行了研究[9-11]。在上世紀(jì)90年代國內(nèi)曾進行過殲擊機的抖振風(fēng)洞和飛行相關(guān)性方面的工作，并通過飛機上的翼尖加速度和翼根彎矩數(shù)據(jù)對殲擊機抖振邊界進行了試飛研究，對包括平飛拉起、穩(wěn)定盤旋、收斂轉(zhuǎn)彎在內(nèi)的各種抖振機動進行了對比分析，并通過建立均方根、功率譜密度與迎角的關(guān)系曲線得到了飛機的初始抖振邊界[12-15]。但對飛機在實際飛行中垂尾的抖振情況尚未展開相關(guān)的研究工作。為了研究飛機垂尾在飛行中的抖振變化規(guī)律，通過在飛機上加裝相關(guān)測試設(shè)備，對其飛行方法、機動動作過程中垂尾的響應(yīng)以及抖振初始迎角的確定等工作做了相關(guān)研究。

1 抖振飛行方法的選擇

為了能夠準(zhǔn)確得到飛機在飛行過程中的抖振響應(yīng)數(shù)據(jù)，就必須選擇合適的飛行方法，由于飛機在做穩(wěn)定水平飛行時，有：

式中：L為飛機的升力，W為飛機的重量，CL為升力系數(shù)，q為動壓，S為飛機翼展面積，ρ為大氣密度，M為馬赫數(shù)，c0為標(biāo)準(zhǔn)大氣壓下聲速。

對于更為普遍的非穩(wěn)定飛行情況，引入過載n：

n=L/W

則可得到更為普遍的公式：

由于飛機翼展面積S和標(biāo)準(zhǔn)大氣壓下聲速c0是已知量，式中的變量包括過載系數(shù)n，飛行馬赫數(shù)M，與迎角有關(guān)的升力系數(shù)CL，以及與高度、大氣環(huán)境有關(guān)的系數(shù)ρ[16]。

由于在接近等高度的情況下，ρ的變化很小，可以假定ρ為定值，為了能更好的分析飛機抖振響應(yīng)隨飛行參數(shù)變化的規(guī)律，可以讓n、M、CL3個變量中的一個為定值，即可得出另兩個參數(shù)間的關(guān)系曲線，從而得到飛機在實際飛行中的抖振響應(yīng)情況。

所以，抖振飛行在選擇機動動作時，一般可以根據(jù)以下3種原則來選取：

(a) 保持馬赫數(shù)M不變，改變載荷因子n和升力系數(shù)CL(如收斂轉(zhuǎn)彎、破S機動等)；

(b) 保持載荷因子n不變，改變馬赫數(shù)M和升力系數(shù)CL(如平飛加減速)；

(c) 保持升力系數(shù)CL不變，改變載荷因子n和馬赫數(shù)M(如固定迎角的減速機動)。

此次抖振飛行采用的收斂轉(zhuǎn)彎機動，即是在保持高度(即ρ)和馬赫數(shù)M基本不變的情況下，逐步增大飛機迎角(即升力系數(shù)CL)，以得到該馬赫數(shù)下的抖振響應(yīng)[8]。

2 抖振飛行試驗

為了研究實際飛行過程中飛機垂尾的抖振情況，在飛機垂尾上加裝了6個振動加速度傳感器，分別位于左、右垂尾翼尖前緣、后緣以及垂尾中部前緣附近剛度相對較高的結(jié)構(gòu)上。具體位置如圖2所示(左、右垂尾上振動傳感器位置一致)。

飛行選取的氣壓高度都在10km，按規(guī)定的馬赫數(shù)(馬赫數(shù)分別選取0.65、0.7、0.75、0.8、0.85、0.9和0.95)穩(wěn)定平飛開始進入收斂轉(zhuǎn)彎機動。

圖2 垂尾上振動加速度傳感器位置示意圖

2.1垂尾振動加速度均方根值隨迎角的變化曲線

圖3和4分別給出了飛機在氣壓高度10km，馬赫數(shù)0.65和0.85進行收斂轉(zhuǎn)彎的過程中，垂尾上各點振動加速度時域均方根值隨迎角的變化曲線。從圖中可以看出，振動加速度響應(yīng)均方根值在垂尾翼尖后緣處大于垂尾翼尖前緣處，而垂尾翼尖中部位置的響應(yīng)最小。

圖3 氣壓高度10km、馬赫數(shù)0.65時，垂尾各點振動加速度均方根值隨迎角的變化曲線

圖4 氣壓高度10km、馬赫數(shù)0.85時，垂尾各點振動加速度均方根值隨迎角的變化曲線

左、右垂尾上各點的振動響應(yīng)隨迎角的變化趨勢基本一致，隨迎角的增大，垂尾后緣處響應(yīng)的增長明顯大于垂尾前緣處，這可能與機翼前緣邊條翼脫落渦隨迎角的增大以及破裂點逐漸后移有關(guān)。

馬赫數(shù)0.85時垂尾上各點的振動響應(yīng)在相同迎角的情況下均較馬赫數(shù)0.65時要大，說明了抖振的峰值響應(yīng)隨馬赫數(shù)的增加而增加。

在垂尾翼尖處，右垂尾響應(yīng)較左垂尾略大。這可能是由于測滑角的影響或在做機動動作過程中試驗環(huán)境不對稱導(dǎo)致的。

2.2垂尾振動加速度時頻分析

為了觀察在整個收斂轉(zhuǎn)彎過程中各點振動加速度響應(yīng)在頻域上的變化趨勢，通過對數(shù)據(jù)濾波后進行的時頻分析，給出了垂尾上各點振動加速度的時頻分析結(jié)果。圖5由上到下依次是收斂轉(zhuǎn)彎過程中馬赫數(shù)、氣壓高度、迎角隨時間的變化曲線(a)以及垂尾翼尖前緣(b)、垂尾翼尖后緣(c)、垂尾翼尖中部(d)的時頻分析圖(顏色越亮表示該時刻對應(yīng)的頻率響應(yīng)越大)。

(a)

(b) Time-frequency analyses for tip of leading edge on vertical-fin

(c) Time-frequency analyses for trailing of trailing edge on vertical-fin

(d) Time-frequency analyses for middle of trailing edge on vertical-fin

從圖中可以看出，當(dāng)迎角大于12°時，飛機隨著迎角的增大，在整個頻域范圍內(nèi)的振動響應(yīng)都有所增強；而當(dāng)迎角大于19°時，垂尾上各點的振動響應(yīng)主要表現(xiàn)在13.5和39Hz左右對應(yīng)的頻率點上。上述兩個頻率點恰好在飛機垂尾的對稱一彎(12.9Hz)和對稱一扭(38.4Hz)模態(tài)附近。這與飛機的升力型抖振的特點是吻合的，說明飛機垂尾在迎角超過19°以后確實受到了飛機機翼脫落渦破裂的影響而發(fā)生抖振，而且破裂渦的能量主要集中在低頻上，該頻帶范圍包含了垂尾一彎和一扭模態(tài)頻率。

由于受垂尾模態(tài)振型的影響，垂尾上不同位置的振動響應(yīng)有所區(qū)別。在抖振發(fā)生時，垂尾翼尖處的振動，以13.5Hz左右的頻率為主；而在垂尾中部的振動，主導(dǎo)頻率則為39Hz。從圖上還可以看出，在整個收斂轉(zhuǎn)彎過程中，39Hz左右的頻率首先被激發(fā)出來，其次才是13.5Hz。這與表征渦流特征的Strouhal公式反映的變化規(guī)律一致：

Strouhal=fc/U

式中：Strouhal數(shù)與流體流動狀態(tài)的雷諾數(shù)有關(guān)，在機動過程中，可認為該值基本不變。 所以，從公式看出，在迎角增加(機翼特征長度c變大)、馬赫數(shù)減小(自由流的來流速度U值減小)的過程中，要保持Strouhal數(shù)不變，漩渦頻率f必然減小。

2.3抖振初始迎角分析

抖振初始迎角是判斷飛機是否進入抖振的標(biāo)志，從以往國內(nèi)外資料來看，抖振初始迎角往往是通過時域或半功率譜密度的均方根值隨迎角的變化曲線進行確定，但由于飛機在空中機動飛行過程中姿態(tài)難以保持，且受紊流及氣動剛度的影響，用上述方法往往存在困難。為了更準(zhǔn)確地進行判斷，在分析時利用了時頻分析方法，該方法可以很直觀的反映振動響應(yīng)在時域和頻域上的變化規(guī)律。圖5中，垂尾的振動響應(yīng)主要集中在垂尾一彎和一扭頻率上，但因為一扭模態(tài)頻率相對較高，在抖振發(fā)生時，以一彎模態(tài)對垂尾的影響最為顯著，所以在確定抖振初始迎角時，以垂尾一彎模態(tài)(13.5Hz)響應(yīng)的變化情況進行判定。從圖中可以看出，在該頻率點上響應(yīng)顯著增加時對應(yīng)的馬赫數(shù)和迎角分別是0.86和19°。據(jù)此可以認為，在氣壓高度10km、馬赫數(shù)0.86時的初始迎角為19°。同樣的，對其他狀態(tài)下的數(shù)據(jù)進行分析后，給出了該機型在氣壓高度10km左右，不同馬赫數(shù)對應(yīng)的抖振初始迎角，如表1所示。

表1 不同馬赫數(shù)下對應(yīng)的抖振起始迎角

2.4自功率譜密度分析

為了比較飛機在不同狀態(tài)下垂尾抖振的響應(yīng)情況，對垂尾翼尖前緣位置在每個收斂轉(zhuǎn)彎機動過程中，最大抖振響應(yīng)時的振動加速度響應(yīng)情況進行了功率譜密度分析。各機動過程中，最大抖振響應(yīng)時對應(yīng)的馬赫數(shù)及其迎角值如表2所示：

表2 每個收斂轉(zhuǎn)彎機動過程中，最大抖振響應(yīng)時對應(yīng)的馬赫數(shù)和迎角值

圖6給出了在迎角28°左右，不同馬赫數(shù)下(馬赫數(shù)分別為0.58、0.63、0.68和0.71)垂尾翼尖前緣處振動響應(yīng)的功率譜密度曲線。可以看出，所有狀態(tài)下垂尾翼尖前緣處的能量都主要集中在12.5Hz(即垂尾的對稱一彎模態(tài)頻率)左右。其中，最大響應(yīng)出現(xiàn)在馬赫數(shù)0.71、迎角27°的時候，在12Hz的頻率點上功率譜密度值達到11.20g2/Hz。在迎角基本相同的情況下，垂尾峰值頻率處的抖振響應(yīng)同馬赫數(shù)成正比，抖振峰值頻率由于受氣動剛度的影響隨馬赫數(shù)的增加略有減小。

圖7給出了不同狀態(tài)下(3種狀態(tài)分別為馬赫數(shù)0.71、迎角27°，馬赫數(shù)0.81、迎角23°，馬赫數(shù)0.91、迎角16°)，垂尾翼尖前緣處振動響應(yīng)的功率譜密度曲線。從圖中可以看到，隨著馬赫數(shù)的增大，由于受最大響應(yīng)時抖振迎角減小的影響，抖振響應(yīng)明顯減小。

圖7 垂尾翼尖前緣振動加速度在不同的馬赫數(shù)和迎角狀態(tài)下的功率譜密度曲線

由此可以發(fā)現(xiàn)，飛機垂尾的最大抖振響應(yīng)受迎角的影響最為突出。在一定的馬赫數(shù)范圍內(nèi)，由于垂尾最大抖振響應(yīng)時對應(yīng)的迎角變化不大，在此過程中，垂尾抖振的峰值響應(yīng)隨馬赫數(shù)的增加而增加；但隨著馬赫數(shù)的繼續(xù)增加，飛機迎角受抖振迎角的限制而急劇減小，導(dǎo)致垂尾抖振的峰值響應(yīng)也顯著降低。

3 結(jié) 論

就飛機抖振試驗中可以采用的飛行方法進行了分析；并通過在飛機垂尾上加裝振動加速度傳感器，對飛機在飛行過程中垂尾的抖振響應(yīng)情況進行了研究，試驗結(jié)果發(fā)現(xiàn)：

(1) 垂尾的抖振響應(yīng)主要集中在垂尾的一彎模態(tài)和一扭模態(tài)頻率附近，垂尾在不同模態(tài)頻率下的響應(yīng)大小同馬赫數(shù)、迎角以及測點位置有關(guān)；

(2) 通過結(jié)合時頻分析中一彎模態(tài)頻率處響應(yīng)的變化情況給出了各馬赫數(shù)下飛機的抖振初始迎角，抖振初始迎角隨馬赫數(shù)的增加而減小；

(3) 由于受脫落渦破裂點位置的影響，隨迎角的增加，垂尾翼尖后緣處的抖振響應(yīng)明顯大于垂尾翼尖前緣位置；

(4) 在高度基本相同的情況下，垂尾的抖振響應(yīng)受迎角的影響大于受馬赫數(shù)的影響，垂尾抖振響應(yīng)均隨迎角和馬赫數(shù)的增加而增加。

參考文獻:

[1]William D Anderson. F/A-22 high angle of attack buffet-test adequacy analysis[R]. AIAA 2004-5084, 2004.

[2]Robert W Moses. Spatial characteristics of F-18 vertical tail buffet pressures measured in flight[R]. AIAA 98-1956, 1998.

[3]Hanagud S. Tail buffet alleviation of high performance twin tail aircraft using piezo-stack actuators [R]. AIAA 99-1320, 1999.

[4]Hanagud S. F-15 tail buffet alleviation: A smart structure approach[R]. Georgia Institute of Technology, 1996.

[5]Suresh R. Patel. Statistical modeling of F/A-22 flight test buffet data for probabilistic analysis[R]. AIAA 2005-2289, 2005.

[6]Suresh R. Patel. F/A-22 Vertiacl buffet strength certification[R]. AIAA 2005-2292, 2005.

[7]Scott A Morton. High resolution turbulence treatment of FA-18 tail buffet[R]. AIAA 2004-1676, 2004.

[8]Healey M D. F/A-18 EF vertical tail buffet design, analysis and test[R]. AIAA 2003-1886, 2003.

[9]李勁杰, 楊青, 楊永年, 等. 邊條翼布局雙垂尾抖振特性與機理風(fēng)洞實驗研究[J]. 空氣動力學(xué)學(xué)報, 2006, 24(4): 397-402.

Li Jinjie, Yang Qing, Yang Yongnian, et al. The wind-tunnel investigation of the characteristica and mechanism of twin-vertical tail buffet of leading-edge extension configuration[J]. Acta Aerody Namica Sinica, 2006, 24(4): 397-402.

[10] 楊永年, 楊青, 肖春生, 等. 邊條翼布局流場及其雙垂尾抖振特性研究[J]. 航空學(xué)報, 2006, 27(3):395-398.

Yang Yongnian, Yang Qing, Xiao Chunsheng, et al. Investigation of flow and twin-vertiacl tail buffet characteristica of leading-edge extension configuration[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2006, 27(3):395-398.

[11] 陳忠實. 2.4m風(fēng)洞飛行器抖振邊界試驗技術(shù)研究[C]. 低跨超聲速空氣動力學(xué)交流會論文集, 2004.

Chen Zhongshi. Study on the buffeting boundary test technology of 2.4 meters wind tunnel aircraft[C]. Article Collections of Low Transonic and Supersonic Aerodynamics Exchange Conference, 2004.

[12] 鐘德均. 殲擊機抖振邊界試飛技術(shù)研究[J]. 飛行試驗, 1995,11(2): 14-19.

Zhong Dejun. Research on flight test technique of fighter buffet boundary[J]. Flight Test, 1995,11(2): 14-19.

[13] 孫勇軍, 盧曉東, 劉娟. JL-6飛機抖振邊界試飛技術(shù)及相關(guān)性分析[J]. 飛行力學(xué), 2010, 28(2): 85-88.

Sun Yongjun, lu Xiaodong, Liu Juan. Flight buffet boundary test technique and correlation analysis for JL-6 aircraft[J]. Flight Dynamics, 2010, 28(2): 85-88.

[14] 李勁杰, 楊青, 楊永年, 等. 邊條翼布局雙垂尾抖振表面脈動壓力風(fēng)洞實驗研究[J]. 實驗流體力學(xué), 2006, 20(3): 29-32.

Li Jinjie, Yang Qing, Yang Yongnian, et al. The wind-tunnel unsteady pressure measurements of twin-vertical tail during buffet of strake-wing configuration[J]. Journal of Experiments in Fluid Mechanics, 2006, 20(3): 29-32.

[15] 呂志詠, 張明祿, 高杰. 雙立尾/三角翼布局的立尾抖振研究[J]. 實驗流體力學(xué), 2006, 20(1): 13-16.

Lü Zhiyong, Zhang Minglu, Gao Jie. Study on vertical tail buffeting of configuration with twin vertical tails/delta wing[J]. Journal of Experiments in Fluid Mechanics, 2006, 20(1): 13-16.

[16] 李矩. 確定運輸類飛機抖振邊界的試飛方法[J]. 飛行力學(xué), 1991, 9(3): 84-91.

Li Ju. Flight test technique for determining buffet boundary of transport category airplanes[J]. Flight Dynamics, 1991, 9(3): 84-91.

作者簡介:

李小路(1983-)，男，湖北荊州人，碩士，工程師。研究方向：飛機振動、抖振飛行試驗。通訊地址：西安市閻良區(qū)中國飛行試驗研究院飛機所(710089)。E-mail: 89233848@qq.com