左益宏

(中航工業(yè)中國飛行試驗研究院，陜西西安710089)

0 引言

顫振/ASE 飛行試驗是現(xiàn)代電傳飛機飛行包線擴展的重要科目，也是飛機是否滿足氣動彈性要求的最終驗證手段。雖然在顫振/ASE 試驗/分析技術(shù)近年來有顯著的提高，但是，顫振/ASE 試驗仍然還是一種非常危險的項目，試驗中仍然有事故發(fā)生?，F(xiàn)代飛機一般都采用了復(fù)雜的電傳飛控系統(tǒng)，具有廣闊的高度速度包線，影響顫振/ASE 試飛的安全因素也大大增加。本文從國軍標對顫振/ASE 的要求進行分析，重點討論了試飛狀態(tài)點的安排、包線擴展方法和顫振邊界預(yù)測技術(shù)等。

1 標準要求

飛機及其部件在其飛行環(huán)境內(nèi)，應(yīng)具有足夠的速度安全余量和阻尼安全余量，以防止顫振、嗡鳴、發(fā)散、氣動熱彈性、氣動伺服彈性、持續(xù)有限幅值振蕩或其它動態(tài)氣動彈性的不穩(wěn)定性。本要求適用于下列項目的整個設(shè)計范圍，包括:高度、速度、機動飛行、重量、燃油量、熱情況、外掛構(gòu)形、任何明顯損失剛度的設(shè)計受載情況以及其他受載情況(如襟翼狀態(tài)、液壓壓力狀態(tài)或其他可變的飛機系統(tǒng)或可能影響氣動彈性穩(wěn)定性的情況)，包括正常和破損情況。

分析和/或試驗應(yīng)證明:

1)在等馬赫數(shù)和等高度線上所得到的飛機飛行限制速度(VBLB)或限制馬赫數(shù)(MBLB)包線的所有點上，當(dāng)量空速(VBEQUB)提高15%不會發(fā)生顫振(見圖1);

2)在所有高度上，飛行速度從最低巡航速度直到飛行限制速度，任何臨界顫振模態(tài)或任何顯著的動態(tài)響應(yīng)模態(tài)，其阻尼系數(shù)(包括氣動和結(jié)構(gòu)阻尼兩部分)至少應(yīng)為0.03;

3)對于帶有主動控制系統(tǒng)的飛機，應(yīng)保證在控制系統(tǒng)接通和斷開時，也滿足上述的速度余量和阻尼要求;

4)應(yīng)控制飛控系統(tǒng)與飛機結(jié)構(gòu)模態(tài)之間的相互影響，以防止任何氣動伺服彈性不穩(wěn)定性。

在飛控系統(tǒng)的工作溫度范圍，飛控系統(tǒng)的所有工作狀態(tài)，如正常狀態(tài)、故障狀態(tài)、系統(tǒng)模式轉(zhuǎn)換和增穩(wěn)系統(tǒng)的接通和斷開狀態(tài)(如果斷開為設(shè)計狀態(tài))，都應(yīng)滿足1)，2)條的穩(wěn)定性設(shè)計要求。此外，對于任何單一的飛控系統(tǒng)反饋回路，在速度直至VBLB (或MBLB)時，飛機的結(jié)構(gòu)模態(tài)應(yīng)具有下列穩(wěn)定性裕度:①增益裕度至少為6 dB;②相位裕度一般不少于60°。

圖1 最低要求的顫振余量圖示

我們通常認為在等高度上具有15%的顫振余量具有實際意義，在等馬赫數(shù)上15%顫振余量已經(jīng)到海平面以下了，沒有實際意義，而在試飛中不予考慮。

實際上15%的顫振余量主要考慮以下兩個方面的因素:①由于陣風(fēng)擾動、操縱失靈或超出使用范圍等原因，飛機的飛行速度可能超出限制速度。這條應(yīng)該是針對等高度上有15% 的顫振余量的要求;②飛機在使用中由于結(jié)構(gòu)特性和飛行控制系統(tǒng)特性的小量變化引起的不確定性。這條則是同時針對等高度和等馬赫數(shù)具有15%的顫振余量要求。

我們已經(jīng)從某型飛機的顫振飛行試驗中得出了一些結(jié)論，根據(jù)該飛機的試驗數(shù)據(jù)按等高度進行外推具有15%的顫振余量，而按等M 進行外推則不滿足15%顫振余量的要求。如果不考慮等馬赫數(shù)的結(jié)果，將得出該飛機滿足國軍標要求的結(jié)論。

從上面的分析中可以看出，試飛中應(yīng)該要考慮等高度和等馬赫數(shù)15%顫振余量的要求。

0.03 的最小阻尼要求表明氣動力是增穩(wěn)的，因為通常所有結(jié)構(gòu)模態(tài)的零空速阻尼明顯小于0.03。對于與升力面有輕微耦合的吊艙和外掛物的模態(tài)(且與顫振臨界模態(tài)無關(guān))，結(jié)構(gòu)阻尼小于0.03 不會造成危險。然而，這種小阻尼模態(tài)可能容易對紊流產(chǎn)生響應(yīng)，從而對結(jié)構(gòu)疲勞、駕駛員操作和外掛投放等有不利影響。

2 試驗狀態(tài)點的布置

針對不同類型的飛機，應(yīng)根據(jù)顫振/ASE 理論分析和風(fēng)洞試驗的結(jié)果，找出對于顫振/ASE 來說比較危險的高度、速度(或馬赫數(shù))的組合。同時還應(yīng)考慮容易發(fā)生嗡鳴、極限環(huán)等非線性氣動彈性現(xiàn)象的區(qū)域。圖2 給出了F22 飛機顫振分析得出的可能存在問題的危險區(qū)域。

在布置試驗點時，應(yīng)重點關(guān)注這些比較危險的區(qū)域，在接近危險區(qū)域時需要布置較多的試驗狀態(tài)點，同時在試飛時也應(yīng)重點關(guān)注這些區(qū)域。

此外，考慮到要同時給出等高度和等馬赫試飛的結(jié)論，在布置試驗點時，應(yīng)同時考慮等高度和等馬赫數(shù)。

試驗點一般應(yīng)按如下方式進行選擇:

1)在等高度條件下，應(yīng)以安全的適當(dāng)增量逐漸增加馬赫數(shù)(或速度)，直至限制速度。應(yīng)選擇三個或三個以上高度來試驗:①能達到最大設(shè)計馬赫數(shù)的最低高度;②開始出現(xiàn)跨聲速效應(yīng)的最低高度;③能達到最大設(shè)計動壓的最低高度。馬赫數(shù)的間隔應(yīng)根據(jù)理論分析及風(fēng)洞試驗來確定，在顫振速度較低的馬赫數(shù)(即凹坑最低點)處應(yīng)布置的越密集，馬赫數(shù)間隔一般按0.02 ～0.05 選取。在遠離顫振/ASE 危險的區(qū)域，馬赫數(shù)(或速度)步長可適當(dāng)增大。

圖2 F22 飛機顫振分析結(jié)果

2)在等馬赫數(shù)條件下，以安全的適當(dāng)增量增加速度(即降低高度)，直至能夠保證飛行員與飛機的安全的最低高度。越低的高度，顫振試飛結(jié)果越準確，但其風(fēng)險也越大。在美國國防部聯(lián)合使用規(guī)范指南(飛機結(jié)構(gòu))中指出:顫振試飛最低高度應(yīng)是地平線以上2000 英尺(約600 m)或更低，但應(yīng)兼顧到飛行員和飛機的飛行安全。對于高度的間隔，在從高高度到低高度，間隔應(yīng)逐步減小，一般當(dāng)量空速不超過50 km/h。

按上述兩種條件安排完試驗點后，在高度速度包線中形成一張網(wǎng)狀圖形。圖3 給出了F/A －18E/F 顫振飛行試驗狀態(tài)點布置。

3 包線擴展方法

一般情況下，試驗順序依照高度從高到低、速度(或馬赫數(shù))從小到大逐漸接近飛行包線中的最大使用速度。為了確保飛行安全，按照等馬赫數(shù)擴大飛行表速、等表速擴大馬赫數(shù)的原則，采取鋸齒型方法，循序漸近逐步擴展試飛包線;在一個起落中，僅改變馬赫數(shù)和飛行表速兩個參數(shù)中的一個參數(shù)，另一個參數(shù)保持不變，以減小引起顫振/ASE 變化的外界因素。

在包線擴展中，應(yīng)對飛機的動態(tài)特性、飛控系統(tǒng)和ASE 穩(wěn)定裕度及飛機結(jié)構(gòu)響應(yīng)特性進行整體檢查，逐步擴展飛行包線。在實際試飛中應(yīng)結(jié)合飛行品質(zhì)及飛控試飛進行。首先在飛機的安全區(qū)域進行試飛，積累足夠的基礎(chǔ)數(shù)據(jù)，向外擴展飛行包線時，通過顫振試飛的數(shù)據(jù)進行外推，確保下一個試驗點顫振是安全的之后，先在該試驗點進行飛行品質(zhì)的檢查，確保飛機在該狀態(tài)點是可控的，然后進行飛控系統(tǒng)的檢查，確保飛控系統(tǒng)是穩(wěn)定的，最后進行顫振/ASE 科目的檢查，得到該狀態(tài)的數(shù)據(jù)后，結(jié)合以前的試飛數(shù)據(jù)進行外推，如此循環(huán)，逐步擴展飛機的飛行包線。另外在進行低空大速度試飛時，同時也應(yīng)關(guān)注飛機的結(jié)構(gòu)強度是否滿足要求。

圖3 F/A－18E/F 顫振飛行試驗狀態(tài)點布置

4 顫振/ASE 邊界預(yù)測

顫振/ASE 邊界預(yù)測是顫振/ASE 飛行試驗的最后一個環(huán)節(jié)，它關(guān)系到飛機顫振/ASE 試飛的安全性、準確性，對加快試飛進度具有至關(guān)重要的意義。顫振余量的估計基本思路是根據(jù)已經(jīng)完成的狀態(tài)點獲得的試飛數(shù)據(jù)，選擇適當(dāng)有效的方法進行亞臨界外推，預(yù)測出顫振邊界，保證試飛的安全。顫振邊界預(yù)測方法分為兩大類:基于試驗數(shù)據(jù)的預(yù)測方法和基于數(shù)學(xué)模型的預(yù)測方法?；谠囼灁?shù)據(jù)的預(yù)測方法主要包括:速度－阻尼系數(shù)法、包線函數(shù)法和顫振余量法等;基于數(shù)學(xué)模型的預(yù)測方法目前主要有基于μ 方法的魯棒顫振邊界預(yù)測方法。但是，不論用什么方法進行外推，結(jié)果的可信度都受到一定限制。特別是當(dāng)顫振速度遠高于顫振飛行試驗所達到的飛行速度時，要進行大幅度外推時，要想達到可信的結(jié)果就更難。只能依靠理論分析、地面試驗和飛行試驗的綜合分析來進行顫振余量的評價。

現(xiàn)代飛機基本上都采用了電傳飛控系統(tǒng)，飛控系統(tǒng)的引入對飛機的結(jié)構(gòu)模態(tài)參數(shù)可能會產(chǎn)生影響。飛控系統(tǒng)的控制增益隨飛行速度(速壓)的變化不是線性的，在某些區(qū)域會發(fā)生突變，而這種影響可能帶來飛機模態(tài)參數(shù)的突變，這對利用阻尼來進行顫振邊界預(yù)測產(chǎn)生不利影響，同時也給試飛安全帶來隱患，這也是我們在試飛中需要特別關(guān)注的問題。

我們通常在進行顫振邊界預(yù)測時只進行等高度邊界預(yù)測，一般在高空橫坐標選擇M 數(shù)，在低空選擇表速。實際上標準上要求15%顫振余量是當(dāng)量空速，由于M 數(shù)在等高度上與當(dāng)量空速成正比，而表速在等高度上與當(dāng)量空速不是正比關(guān)系，所以選擇M 數(shù)作為橫坐標是可行的，而選擇表速作為橫坐標可能帶來較大的誤差。當(dāng)然，橫坐標選擇當(dāng)量空速就不會存在上述問題了。

從標準的要求來看，我們還必須進行等M 數(shù)的邊界預(yù)測，橫坐標應(yīng)選擇當(dāng)量空速。

5 結(jié)束語

本文對國軍標對顫振/ASE 的要求進行了詳細的分析，指出了試飛中應(yīng)該注意的問題。對試飛中試驗狀態(tài)點的安排、包線擴展方法以及顫振邊界預(yù)測等應(yīng)該注意的問題進行了分析。

［1］［1］William D. Anderson F －22 Aeroelastic Design and Test Validation ［C］ // 48th AIAA/ASME/ASCE/AHS/ASC Structures，Structural Dynamics，and Materials Con. Honolulu:2007.

［2］Brian Hayes，W. Charles E. Goodman F/A －18E/F SUPER HORNET FLUTTER CLEARANCE PROGRAM ［C］ // 44th AIAA/ASME/ASCE/AHS Structures， Structural Dynamics，and Materials Confere. Norfolk:2003.

［3］GJB 67A.7 －2008 軍用飛機結(jié)構(gòu)強度規(guī)范使用說明 氣動彈性［S］. 2008.