基于試飛數(shù)據(jù)的飛機(jī)劇烈抖動(dòng)問(wèn)題研究

摘" 要：抖動(dòng)作為一種常見的不穩(wěn)定現(xiàn)象，一旦在飛行中出現(xiàn)，將會(huì)嚴(yán)重影響飛機(jī)的安全性和舒適性。針對(duì)某型飛機(jī)在執(zhí)行高速急蹬舵試飛科目中出現(xiàn)的“劇烈抖動(dòng)”問(wèn)題，該文從試飛數(shù)據(jù)入手，分析抖動(dòng)產(chǎn)生的原因，并分別從靜強(qiáng)度、振動(dòng)、顫振等專業(yè)角度評(píng)估抖動(dòng)可能導(dǎo)致的風(fēng)險(xiǎn)。結(jié)果表明，抖動(dòng)是該型飛機(jī)的固有特性，不會(huì)引起結(jié)構(gòu)破壞或發(fā)生顫振，但長(zhǎng)時(shí)間持續(xù)會(huì)引起飛行員不適，給飛行安全帶來(lái)一定隱患，建議在飛行手冊(cè)中明確并加以注釋說(shuō)明。

關(guān)鍵詞：穩(wěn)定性;抖動(dòng);飛行安全;試飛數(shù)據(jù);荷蘭滾模態(tài);風(fēng)險(xiǎn)評(píng)估

中圖分類號(hào)：V417+.4" " " 文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：A" " " " " 文章編號(hào)：2095-2945（2023）18-0084-04

Abstract： As a common unstable phenomenon， once vibration occurs in flight， it will seriously affect the safety and comfort of aircraft. In order to solve the problem of \"severe vibration\" in the flight test of a certain type of aircraft， starting with the flight test data， the causes of vibration are analyzed in this paper. The risks that may be caused by vibration are evaluated from the professional point of view of static strength， vibration， flutter and so on. The results show that vibration is the inherent characteristic of this type of aircraft， which will not cause structural damage or flutter， but it will cause discomfort to pilots for a long time and bring some hidden dangers to flight safety， which should be clearly defined and annotated in the flight manual.

Keywords： stability; vibration; flight safety; flight test data; Dutch roll mode; risk assessment

穩(wěn)定性是飛機(jī)設(shè)計(jì)中評(píng)價(jià)飛行品質(zhì)的重要指標(biāo)，是衡量飛行安全的重要參數(shù)之一。所謂穩(wěn)定性[1-2]（又稱安定性）是指當(dāng)飛機(jī)處于穩(wěn)定飛行狀態(tài)時(shí)，突然受到擾動(dòng)（如陣風(fēng)、側(cè)風(fēng)、駕駛員有意或無(wú)意操縱等），使飛機(jī)偏離原來(lái)的平衡狀態(tài)，當(dāng)這一擾動(dòng)消失后，不需要試飛員操縱，飛機(jī)能夠自動(dòng)地恢復(fù)到原來(lái)的穩(wěn)定飛行狀態(tài)的能力。穩(wěn)定性通常包括縱向（俯仰）穩(wěn)定性、航向（偏航）穩(wěn)定性和橫向（滾轉(zhuǎn)）穩(wěn)定性。飛機(jī)穩(wěn)定與否對(duì)飛行安全尤為重要[3]。不穩(wěn)定的飛機(jī)不僅極大地加重了試飛員的操縱負(fù)擔(dān)，使試飛員處于過(guò)度緊張狀態(tài)，而且試飛員操縱與飛機(jī)運(yùn)動(dòng)相互干擾容易誘發(fā)振蕩，嚴(yán)重時(shí)甚至可能造成飛行事故[4]。

眾所周知，抖動(dòng)作為一種常見的可能帶來(lái)潛在安全隱患的不穩(wěn)定現(xiàn)象，一旦在飛行中出現(xiàn)，不僅會(huì)影響飛機(jī)的人機(jī)功效性和乘員舒適性，而且可能會(huì)造成機(jī)械結(jié)構(gòu)快速磨損甚至損傷，影響飛機(jī)各系統(tǒng)的正常工作，給飛行帶來(lái)較大風(fēng)險(xiǎn)。雖然抖動(dòng)是一種“故障”征兆，但在一定程度上也可以成為一種診斷飛機(jī)飛行狀況的有效工具[5]。因此，利用科學(xué)的方法和手段及時(shí)分析、準(zhǔn)確診斷并快速排除抖動(dòng)這種故障[6]以消除對(duì)飛行安全的影響[7]具有重要的理論價(jià)值和工程意義。

1" 問(wèn)題描述

某型飛機(jī)完成結(jié)構(gòu)強(qiáng)度試飛任務(wù)后，試飛員反映執(zhí)行高速急蹬舵試飛科目過(guò)程中（高度Hp=4 km，速度Vi=400 km/h）飛機(jī)發(fā)生“劇烈抖動(dòng)”。初步分析試飛數(shù)據(jù)發(fā)現(xiàn)側(cè)向過(guò)載ny、滾轉(zhuǎn)角速率P等參數(shù)出現(xiàn)“異常波動(dòng)”，如圖1所示。

從圖1可以看出，劇烈抖動(dòng)具體表現(xiàn)為2種類型。①“短周期波動(dòng)”：方向舵急蹬和急回過(guò)程中，出現(xiàn)連續(xù)劇烈波動(dòng)，波動(dòng)頻率約為2～8 Hz;②“長(zhǎng)周期波動(dòng)”：方向舵保持過(guò)程中，出現(xiàn)3次波動(dòng)，波動(dòng)頻率約為0.2 Hz，待方向舵回到中立后逐步收斂。

2" 高速急蹬舵

高速急蹬舵是飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度試飛科目之一，主要用于驗(yàn)證機(jī)身、垂尾、方向舵及翼下外掛物等部件的結(jié)構(gòu)強(qiáng)度設(shè)計(jì)水平，為結(jié)構(gòu)改進(jìn)和設(shè)計(jì)優(yōu)化提供參考和依據(jù)。

關(guān)于高速急蹬舵，GJB 67.10A—2008《軍用飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度規(guī)范 第10部分：飛行試驗(yàn)》[8]3.2.6.3.4條規(guī)定：“在要求的試驗(yàn)高度上，以要求的試驗(yàn)速度，急劇施加航向操縱到適用的最大操縱位移并保持，當(dāng)飛機(jī)達(dá)到最大過(guò)調(diào)側(cè)滑角和進(jìn)入穩(wěn)定側(cè)滑后，應(yīng)在0.3 s內(nèi)將航向操縱回到中立，改出側(cè)滑”。高速急蹬舵試飛科目中方向舵偏角和側(cè)滑角時(shí)間歷程曲線如圖2所示。

由圖2可以看出，高速急蹬舵包括“急蹬”（方向舵以最大偏轉(zhuǎn)速率偏轉(zhuǎn)至最大可用偏度）、“保持”（方向舵保持最大偏度使飛機(jī)達(dá)到最大側(cè)滑角）以及“急回”（進(jìn)入穩(wěn)定側(cè)滑后方向舵以最大偏轉(zhuǎn)速率回到中立位置）等3個(gè)機(jī)動(dòng)動(dòng)作。

3" 原因分析

引起抖動(dòng)的原因非常復(fù)雜，主要包括3方面：飛機(jī)自身（如零部件故障或磨損、固有特性等）、試飛員不當(dāng)操縱及外部環(huán)境擾動(dòng)（如氣流分離等）。針對(duì)上述原因，將結(jié)合地面檢查和試飛數(shù)據(jù)逐一排除。

一方面，飛行任務(wù)結(jié)束后對(duì)該型飛機(jī)結(jié)構(gòu)及各零部件外觀，操縱系統(tǒng)、收放機(jī)構(gòu)的摩擦力和運(yùn)動(dòng)平穩(wěn)性，機(jī)上設(shè)備連接緊固性以及各活動(dòng)舵面間隙等方面進(jìn)行了全面細(xì)致檢查，均未發(fā)現(xiàn)異常情況，因此可以初步排除零部件故障或磨損。

另一方面，初步分析試飛數(shù)據(jù)發(fā)現(xiàn)，該型飛機(jī)在執(zhí)行高速急蹬舵試飛科目過(guò)程中出現(xiàn)了5個(gè)時(shí)間段劇烈抖動(dòng)，各時(shí)間段關(guān)鍵參數(shù)極值見表1。

從表1可以看出，蹬舵時(shí)間（0.3～0.4 s）滿足GJB 67.10A—2008規(guī)定，腳蹬力（520～560 N）、腳蹬位移（20～40 mm）也符合任務(wù)操縱要求。因此結(jié)合以往型號(hào)工程經(jīng)驗(yàn)可以排除試飛員的不當(dāng)操縱。另外，該型飛機(jī)在方向舵偏角較大（12～15°）、側(cè)滑角較大（12～19°）時(shí)，垂尾結(jié)合部與方向舵內(nèi)側(cè)可能會(huì)出現(xiàn)氣流分離，從而形成非定常氣動(dòng)力，進(jìn)而引起方向舵抖動(dòng)，最終導(dǎo)致飛機(jī)發(fā)生抖動(dòng)。表1中方向舵偏角（4～9°）和側(cè)滑角（7～14°）均較小，未達(dá)到氣流分離的初始條件，因此也可以排除外部環(huán)境擾動(dòng)。

至此，該型飛機(jī)劇烈抖動(dòng)產(chǎn)生的原因可歸結(jié)為飛機(jī)自身，下面分別從“短周期波動(dòng)”和“長(zhǎng)周期波動(dòng)”入手進(jìn)行分析。

3.1" 短周期波動(dòng)

圖3為高速急蹬舵劇烈抖動(dòng)過(guò)程中左駕駛員座椅地板側(cè)向振動(dòng)加速度時(shí)間歷程。從3圖中可以看出，第1個(gè)時(shí)間段劇烈抖動(dòng)響應(yīng)值最大，故該段數(shù)據(jù)時(shí)頻圖如圖4所示。

從圖3和圖4可看出，3.2 Hz頻率成分量值最大，對(duì)該段數(shù)據(jù)做頻譜分析，頻譜圖如圖5所示。從圖5可以看出，“短周期波動(dòng)”中3 Hz、5 Hz、7 Hz三種模態(tài)振動(dòng)響應(yīng)比較明顯。該型飛機(jī)固有彈性模態(tài)中機(jī)翼反對(duì)稱一階彎曲頻率為3.04 Hz，機(jī)身水平一階彎曲頻率為5.6 Hz，平尾反對(duì)稱一階彎曲頻率為7.93 Hz，這與上述的3 Hz、5 Hz、7 Hz恰恰符合。因此，方向舵急蹬和急回會(huì)激勵(lì)起固有彈性模態(tài)，進(jìn)而引發(fā)劇烈振蕩，即表現(xiàn)為“短周期波動(dòng)”。

3.2" 長(zhǎng)周期波動(dòng)

該型飛機(jī)荷蘭滾模態(tài)固有頻率為0.15～0.32 Hz，而方向舵保持過(guò)程中的“長(zhǎng)周期波動(dòng)”頻率約為0.2 Hz，與荷蘭滾模態(tài)固有頻率恰恰相符。

荷蘭滾模態(tài)[9]對(duì)應(yīng)橫航向擾動(dòng)運(yùn)動(dòng)特征根的一對(duì)共軛復(fù)根，是一種橫向和航向耦合、頻率較高、中等阻尼的周期振蕩運(yùn)動(dòng)，其橫向和航向運(yùn)動(dòng)特征參數(shù)呈周期性變化。圖6和圖7分別為該型飛機(jī)劇烈抖動(dòng)橫向和航向運(yùn)動(dòng)參數(shù)時(shí)間歷程。

由圖6和圖7可以看出，滾轉(zhuǎn)角φ、滾轉(zhuǎn)角速率P等橫向運(yùn)動(dòng)參數(shù)及側(cè)滑角β、偏航角速率R等航向運(yùn)動(dòng)參數(shù)均呈周期性變化，并且具有明顯的振蕩收斂趨勢(shì)。

衡量荷蘭滾模態(tài)飛行品質(zhì)特性的主要指標(biāo)包括無(wú)阻尼自振頻率ωnd、阻尼比ζd以及阻尼ζd ωnd。劇烈抖動(dòng)過(guò)程ωnd=1.03～1.10 rad/sgt;0.4 rad/s、ζd=0.14～0.29 rad/sgt;0.08 rad/s、ζd ωnd=0.15～0.33 rad/sgt;0.15 rad/s，滿足GJB 185—86《有人駕駛飛機(jī)（固定翼）飛行品質(zhì)》[10]標(biāo)準(zhǔn)1的要求。因此，可以判定：方向舵保持過(guò)程中的飛機(jī)“長(zhǎng)周期波動(dòng)”表現(xiàn)為穩(wěn)定側(cè)滑疊加的荷蘭滾模態(tài)運(yùn)動(dòng)。

4" 風(fēng)險(xiǎn)評(píng)估

通過(guò)第3節(jié)分析可知，劇烈抖動(dòng)是該型飛機(jī)的固有特性，下面分別從靜強(qiáng)度、顫振、振動(dòng)等專業(yè)角度評(píng)估該抖動(dòng)可能導(dǎo)致的風(fēng)險(xiǎn)。

1）靜強(qiáng)度：通過(guò)分析應(yīng)變傳感器實(shí)測(cè)數(shù)據(jù)，該型飛機(jī)機(jī)身、垂尾關(guān)鍵部位實(shí)測(cè)應(yīng)力極值分別為43 MPa、68 MPa，未超過(guò)相應(yīng)部位材料的屈服應(yīng)力（294 MPa）;另外，水平測(cè)量結(jié)果顯示機(jī)身和垂尾各測(cè)量點(diǎn)無(wú)超差。因此，依據(jù)GJB 67.1A—2008《軍用飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度規(guī)范第1部分：總則》[11]可以判定劇烈抖動(dòng)沒(méi)有引發(fā)結(jié)構(gòu)破壞，也沒(méi)有產(chǎn)生影響正常使用的有害變形。

2）顫振：通過(guò)分析加速度傳感器實(shí)測(cè)數(shù)據(jù)，左駕駛員座椅地板和垂尾翼尖天線艙側(cè)向振動(dòng)加速度各頻率點(diǎn)峰值阻尼系數(shù)見表2。

從表2可以看出，各頻率點(diǎn)的阻尼系數(shù)均大于3%。因此，依據(jù)GJB 67.7A—2008《軍用飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度規(guī)范 第7部分：氣動(dòng)彈性》[12]可以判定劇烈抖動(dòng)過(guò)程各頻率峰值阻尼余量足夠，飛機(jī)沒(méi)有發(fā)生顫振的風(fēng)險(xiǎn)。

3）振動(dòng)：國(guó)外相關(guān)研究表明，可根據(jù)試飛員處過(guò)載，將飛機(jī)抖振分成4級(jí)，見表3?！岸讨芷诓▌?dòng)”中3 Hz、5 Hz、7 Hz三種模態(tài)振動(dòng)響應(yīng)比較明顯，因此對(duì)其進(jìn)行低通濾波處理，如圖8所示。從圖8可以看出，左駕駛員座椅地板側(cè)向振動(dòng)加速度時(shí)域最大半峰值約為0.24 g，相當(dāng)于達(dá)到了中等抖振水平，會(huì)使試飛員感到不適。

5" 結(jié)論

1）劇烈抖動(dòng)是該型飛機(jī)的固有特性，與機(jī)械操縱系統(tǒng)有關(guān)，可通過(guò)增加控制增穩(wěn)系統(tǒng)并安裝偏航阻尼器來(lái)改善。

2）劇烈抖動(dòng)不會(huì)引發(fā)結(jié)構(gòu)破壞，飛機(jī)也沒(méi)有發(fā)生顫振的風(fēng)險(xiǎn)，但是長(zhǎng)時(shí)間持續(xù)會(huì)使試飛員感到不適，降低了人機(jī)功效性和乘員舒適性，可能給飛行安全帶來(lái)潛在隱患，建議在飛行手冊(cè)中明確并加以注釋說(shuō)明。

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