民用飛機振動與抖振適航符合性方法研究

賈春 劉海明/中國商用飛機有限責(zé)任公司民用飛機試飛中心

0 引言

飛機結(jié)構(gòu)是一個彈性體的組合，各部件都有其固有模態(tài)特性，結(jié)構(gòu)阻尼和氣動阻尼較小，在飛機飛行速度包線內(nèi)，任一速度下都會出現(xiàn)氣流分離引起的機體抖振[1]。當(dāng)飛機超過抖振邊界后，在抖振區(qū)內(nèi)，飛機操縱困難，嚴(yán)重時引起結(jié)構(gòu)損傷和疲勞[2]，因此，確定抖振邊界是保證飛機舒適性和安全性的重要驗證科目。

FAR25.251[3]與CCAR25.251 條款[4]對飛機振動與抖振的要求基本一致。民用飛機的設(shè)計需滿足條款要求，目的是為了確定在巡航狀態(tài)下初始抖動發(fā)生時升力系數(shù)與馬赫數(shù)組合的邊界。本文通過對CCAR25.251 條款的詳細分析，提出振動與抖振適航符合性驗證方法。

1 振動與抖振條款分析

1）根據(jù)飛機升力系數(shù)與馬赫數(shù)（M）組合制定飛機限制，以表明在任何給定的飛機重量、高度和M 數(shù)限制范圍內(nèi)，飛機能夠按規(guī)定的法向加速度作機動飛行[5]。

2）飛行試驗應(yīng)保證不超過本節(jié)規(guī)定的限制范圍，飛行試驗也不應(yīng)超過CCAR25 部C 分部有關(guān)結(jié)構(gòu)的限制。

3）根據(jù)CCAR25.251（b）和（c）的規(guī)定，出現(xiàn)下列的振動和抖振就應(yīng)認為是過度的：能引起結(jié)構(gòu)破損或其作用一段時間后能導(dǎo)致結(jié)構(gòu)疲勞的[3]；能引起駕駛員疲勞和煩惱，從而影響其對飛機運行和對飛機各系統(tǒng)進行操縱的；能影響飛行儀表可讀性的。

4）依據(jù)CCAR25.251（d）的要求，在巡航狀態(tài)時不允許有可以感覺到的抖振。為滿足這一要求，需要在飛行手冊中對重量/高度加以限制。在使用擾流板和其他高阻力裝置時，允許的合理抖振量必須在本條（b）和（c）的要求內(nèi)。

5）飛行手冊中規(guī)定的初始抖振邊界數(shù)據(jù)（在飛機合格審定的空速/M 數(shù)、重量、高度和載荷系數(shù)等范圍內(nèi)）在前重心邊界應(yīng)是可靠的判據(jù)。如用飛行手冊中的程序修正到前重心，應(yīng)制定駕駛員座位處的抖振標(biāo)準(zhǔn)，在沒有這種標(biāo)準(zhǔn)時，應(yīng)由駕駛員確定，一般建議法向加速度值為±0.05g。

6）當(dāng)機翼流場等氣動力外形發(fā)生變化時，飛機的振動和抖振特性也相應(yīng)發(fā)生變化，需重新評價初始抖振邊界和超過抖振邊界的機動特征。

7）CCAR25.571 規(guī)定了飛機結(jié)構(gòu)的疲勞和損傷容限設(shè)計準(zhǔn)則，包括功能和可靠性的試驗大綱，故需從疲勞觀點對低于這種設(shè)計準(zhǔn)則而出現(xiàn)的CCAR25.251（b）和（c）所述操縱問題的振動值進行分析。

8）在進行評價機動穩(wěn)定性的試飛時，應(yīng)先確定縱向機動特性，以保證飛機在巡航形態(tài)下可安全操縱和機動，且保證試飛員能預(yù)測飛機的俯仰姿態(tài)對縱向主操縱機構(gòu)的響應(yīng)。

2 符合性驗證方法

2.1 驗證方法

低速抖振邊界將在失速速度試飛中予以確定。高速抖振邊界將在高速試飛和整個M 數(shù)范圍內(nèi)的收斂轉(zhuǎn)彎機動試飛中予以確定[6]，以便能夠確定初始抖振時的升力系數(shù)CL 隨M 數(shù)變化的曲線。

CCAR25.251 條款驗證可采用分 析/計算（MOC2）和飛行試驗（MOC6）作為符合性方法，詳見表1 所示。如果（b）、（c）、（d）、（e）條款已完成符合性驗證，則（a）條款自動符合條款要求。

表1 符合性驗證方法

2.2 試飛驗證因素

CCAR25.251（b）：飛機應(yīng)能以演示的飛行俯沖速度（VDF/MDF）在多個高度上飛行，高度范圍從實用的最大巡航高度到最低的實際高度。飛行試驗從最大使用限制速度（VMO/MMO）配平狀態(tài)開始，推力不超過最大連續(xù)推力。飛機總重應(yīng)為在巡航狀態(tài)下實際能達到的最大重量，重心處于或接近前限。

在VDF/MDF速度上，還應(yīng)進行高阻力裝置（擾流器和減速板）打開試驗以及反推力裝置試驗，試驗速度應(yīng)達到極限速度。對裝有氣動除冰套的飛機，應(yīng)在VDF/MDF速度上將除冰裝置接通和斷開（如是自動的），或在不工作狀態(tài)下進行試飛評定。如申請人要求在除冰裝置接通時將VMO/MMO限制在一個較低值，則應(yīng)表明在新的VMO/MMO+20%VDF速度上不會出現(xiàn)過分的振動或抖振。

CCAR25.251（c）：試飛飛機重量應(yīng)與實際達到最大合格審定高度時的重量一致。

CCAR25.251（d）：以巡航構(gòu)型的試飛中，在直到VMO/MMO的任一速度的直線飛行中不出現(xiàn)可覺察的抖振，以表明與CCAR25.251（d）的符合性。從臨界重量和高度的初始組合（如果能達到，此時飛機距按CCAR25.251（e）確定的抖振起始邊界有0.3g 的余量）開始滿足上述要求。應(yīng)在前重心邊界使用名義巡航M 數(shù)建立此初始狀態(tài)，并從初始狀態(tài)開始使用最大連續(xù)推力將飛機在1.0g飛行中加速到VMO/MMO。如果需要達到VMO/MMO，下降飛行是可以接受的。

3 飛行試驗方法

3.1 振動試飛方法

飛機應(yīng)以VDF/MDF在若干高度上飛行，高度范圍從最大巡航高度到最低實際高度。飛行試驗從VMO/MMO配平狀態(tài)開始，推力不超過最大連續(xù)推力。飛機總重應(yīng)為在巡航狀態(tài)下實際能達到的最大重量，重心處于或接近前限。在VDF/MDF速度上，還應(yīng)使用減速板。

可接受的判據(jù)：振動試飛按要求完成，飛行參數(shù)正常，振動參數(shù)正常。通過航后結(jié)構(gòu)檢查與試飛員評述，飛機沒有發(fā)生下述過度振動現(xiàn)象，認為是可接受的：

1）能引起結(jié)構(gòu)損傷，或者持續(xù)一段時間后能導(dǎo)致結(jié)構(gòu)疲勞。

2）能引起駕駛員疲勞或煩惱，從而影響對飛機或飛機各系統(tǒng)的操縱。

3）影響飛行儀表的可讀性。

3.2 抖振試飛方法

在包線范圍內(nèi)的各工況下進行試飛測試，主要結(jié)合失速和抖振邊界試飛進行。

1）1g 低速抖振邊界：首先操控飛機以1.3VSR的速度進行配平，然后減速到試飛員意識到抖振開始發(fā)生的速度值。

2）VDF/MDF演示： 以VMO/MMO的速度配平飛機，并保持發(fā)動機推力不超過最大連續(xù)推力。隨后加速到VDF/MDF，打開減速板，并以不大于1.5g 的載荷系數(shù)改出。

3）前重心，轉(zhuǎn)彎半徑逐漸減小的轉(zhuǎn)彎：飛機構(gòu)型狀態(tài)為前重心、大重量，飛機配平后進行繞緊轉(zhuǎn)彎直到接近抖振，此試驗點應(yīng)進行到能在2.5g 左右完成改出的g 值。

4）后重心，轉(zhuǎn)彎半徑逐漸減小的轉(zhuǎn)彎：飛機構(gòu)型狀態(tài)為后重心、小重量，飛機配平后進行繞緊轉(zhuǎn)彎直到接近抖振，此試驗點應(yīng)進行到能在2.5g 左右完成改出的g 值。

可接受的判據(jù)：

1）抖振試飛按要求完成，飛行參數(shù)正常，振動加速度正常。

2）正常飛行中不存在干擾操縱飛機、引起空勤人員過度疲勞或引起結(jié)構(gòu)損傷的抖振狀態(tài)。

3）飛機結(jié)構(gòu)能夠承受在直到VDF/MDF的任何可能的運行條件下（包括失速和超出抖振包線邊界）發(fā)生的任何抖振。

4 結(jié)論

本文通過對CCAR25.251 條款的分析，明確了條款詳細技術(shù)定義，研究并給出了適航符合性驗證方法與飛行試驗方法，可為CCAR25.251 條款開展符合性驗證提供參考。