閆 昱，路 波，楊興華，郭洪濤，余 立

(中國空氣動力研究與發(fā)展中心 高速空氣動力研究所，綿陽 621000)

0 引 言

操縱面嗡鳴是飛行器在跨聲速階段飛行時發(fā)生的一種氣動彈性不穩(wěn)定現(xiàn)象，通常表現(xiàn)為操縱面繞其剛軸的不衰減單自由度高頻自激振動，有的學(xué)者也將其稱為單自由度顫振[1]。

嗡鳴的發(fā)生對于飛行器來說是非常不利的，輕則降低操縱面效率，重則導(dǎo)致操縱面甚至安定面結(jié)構(gòu)破壞，發(fā)生災(zāi)難性的飛行事故[2]。自飛行器進(jìn)入跨聲速飛行時代，因操縱面嗡鳴引發(fā)的飛行事故時有發(fā)生。早在二戰(zhàn)期間，美國洛克希德公司在P-80 噴氣式戰(zhàn)斗機(jī)飛行試驗中首次觀察到操縱面嗡鳴現(xiàn)象，高馬赫數(shù)試飛中操縱面嗡鳴直接導(dǎo)致副翼完全損壞[3-4]。貝爾公司的X-1 超聲速飛機(jī)在Ma= 0.86～0.95 范圍內(nèi)出現(xiàn)了副翼嗡鳴，后續(xù)的X-1A 飛機(jī)也存在類似問題；飛行員甚至觀察到激波在操縱面上來回移動，同時感受到操縱面的劇烈振動[4]。20 世紀(jì)90 年代初，美國海軍研制的T-45“蒼鷹”高級艦載教練機(jī)在Ma=0.95、高度為2×104ft（約6 096 m）及Ma= 0.9、高度為1×104ft（約3 048 m）試飛過程中，均出現(xiàn)了方向舵嗡鳴問題[5]。諾斯洛普·格魯門公司的高空長航時全球鷹無人機(jī)在高空飛行試驗過程中，左右機(jī)翼內(nèi)/外側(cè)副翼同時出現(xiàn)了明顯的嗡鳴現(xiàn)象，機(jī)載測試儀器清晰記錄了典型的振動及載荷數(shù)據(jù)[6]。

在國內(nèi)，操縱面嗡鳴問題同樣困擾著飛行器設(shè)計部門，多型高速殲擊機(jī)在飛行試驗過程中出現(xiàn)操縱面嗡鳴問題，如圖1 所示，某飛機(jī)在試飛過程中方向舵發(fā)生嗡鳴導(dǎo)致破壞，嚴(yán)重影響了型號的研制進(jìn)程[7]。

圖1 嗡鳴導(dǎo)致某飛機(jī)方向舵損毀[7]Fig. 1 Buzz caused damage to the rudder[7]

隨著現(xiàn)代飛行器性能的不斷提升、結(jié)構(gòu)重量的不斷下降及新材料的廣泛應(yīng)用，操縱面嗡鳴已成為除顫振外，型號設(shè)計部門另一重點關(guān)注的氣動彈性問題。例如在F/A-22 戰(zhàn)斗機(jī)氣動彈性設(shè)計過程中就著重關(guān)注了操縱面的防嗡鳴設(shè)計[8]。目前快速發(fā)展的高速無人機(jī)，無法像有人機(jī)一樣第一時間感受到操縱面的振動并進(jìn)行判斷，一旦出現(xiàn)嗡鳴將難以實施改錯措施，很可能發(fā)生嚴(yán)重的飛行事故[9]。操縱面嗡鳴涉及激波與邊界層的相互作用，氣動力情況復(fù)雜，并且存在強(qiáng)烈的非線性效應(yīng)，至今尚沒有準(zhǔn)確預(yù)測嗡鳴的計算方法，通常采用風(fēng)洞試驗來獲取有關(guān)數(shù)據(jù)[10-11]。

本文通過整理國內(nèi)外操縱面嗡鳴風(fēng)洞試驗相關(guān)資料，結(jié)合我們開展嗡鳴風(fēng)洞試驗的經(jīng)驗，對嗡鳴發(fā)生機(jī)理、試驗風(fēng)洞選取、試驗?zāi)Ｐ驮O(shè)計、試驗方法流程等問題進(jìn)行梳理總結(jié)；同時針對顫振風(fēng)洞試驗中可能出現(xiàn)的嗡鳴問題提供了判別手段，供型號設(shè)計部門及同行參考借鑒。

1 國內(nèi)外研究進(jìn)展

飛行器進(jìn)入跨聲速飛行時代后，操縱面嗡鳴引發(fā)的系列飛行事故驅(qū)動著操縱面嗡鳴理論研究及試驗技術(shù)的快速發(fā)展。為研究前文所述P-80 飛機(jī)試飛過程中出現(xiàn)的副翼嗡鳴問題，1947 年美國NASA 的Erikson 等在艾姆斯中心的16 英尺高速風(fēng)洞開展了該飛機(jī)全尺寸機(jī)翼模型的嗡鳴試驗，研究了擾流條、翼型厚度、副翼質(zhì)量、阻尼等對副翼嗡鳴特性的影響，并進(jìn)行了較詳細(xì)的理論分析[12]。圖2 給出了全尺寸機(jī)翼在風(fēng)洞中的安裝照片。1990 年前后，美國洛克希德公司的Parker 等[13]在NASA 蘭利研究中心的TDT 風(fēng)洞針對國家空天飛機(jī)（NASP）機(jī)翼系列模型開展了嗡鳴試驗，研究了操縱剛度、機(jī)翼后掠角度、翼型厚度、操縱面與安定面之間縫隙的密封方式等因素對操縱面嗡鳴的影響，由于對模型及結(jié)果的詳細(xì)描述使其成為諸多嗡鳴數(shù)值仿真研究的標(biāo)準(zhǔn)驗證算例。圖3 給出了典型的試驗結(jié)果和模型安裝照片。

圖2 P80 飛機(jī)副翼嗡鳴風(fēng)洞試驗[12]Fig. 2 Buzz wind tunnel test of the P80 aileron[12]

圖3 NASP 機(jī)翼嗡鳴風(fēng)洞試驗[13]Fig. 3 Buzz wind tunnel test of the NASP wing[13]

1994 年前后，洛克希德公司在加利福尼亞州的4 ft × 4 ft （約1.22m × 1.22m）三聲速風(fēng)洞中開展了F/A-22 戰(zhàn)斗機(jī)垂尾的顫振風(fēng)洞試驗，如圖4 所示，方向舵在Ma= 1.41 時出現(xiàn)了典型的嗡鳴現(xiàn)象并導(dǎo)致方向舵損壞[8]。

圖4 F/A-22 垂尾嗡鳴風(fēng)洞試驗[8]Fig. 4 Buzz wind tunnel test of the F/A-22 rudder[8]

2012 年，日本宇宙航空研究開發(fā)機(jī)構(gòu)（JAXA）在2 m × 2 m 跨聲速風(fēng)洞采用半模型開展了下一代超聲速客機(jī)在Ma= 0.9～1.15 范圍內(nèi)的副翼嗡鳴驗證試驗。圖5 給出了模型在風(fēng)洞內(nèi)的安裝照片，試驗結(jié)果表明副翼有發(fā)生“C”型嗡鳴的可能性[14]。

圖5 超聲速客機(jī)副翼嗡鳴試驗[14]Fig. 5 Buzz wind tunnel test of the SST aileron[14]

除了典型的型號風(fēng)洞試驗研究外，美國、英國、日本等國家的科研人員為研究操縱面嗡鳴的發(fā)生機(jī)理，還開展了大量的翼型風(fēng)洞試驗，甚至采用飛機(jī)搭載或火箭助推的方法進(jìn)行了飛行試驗[15-18]。

國內(nèi)操縱面嗡鳴相關(guān)研究起步較晚，且主要集中在數(shù)值仿真方面。20 世紀(jì)90 年代末劉千剛、代捷等[19-20]針對操縱面嗡鳴問題進(jìn)行了數(shù)值研究，并與飛行試驗結(jié)果進(jìn)行了對比。21 世紀(jì)初楊國偉、史愛明、張偉偉等[7,21-23]針對跨聲速嗡鳴的數(shù)值模擬方法及嗡鳴抑制方法開展了系列研究。近年來張偉偉、許軍、賀順、高傳強(qiáng)等[1,24-30]針對嗡鳴的誘發(fā)機(jī)理、飛翼布局無人機(jī)嗡鳴特性、操縱面間隙非線性影響等問題進(jìn)行了大量研究。

國內(nèi)操縱面嗡鳴風(fēng)洞試驗相關(guān)文獻(xiàn)較少且均是較早期做的試驗。通過查找歷史檔案，發(fā)現(xiàn)中國空氣動力研究與發(fā)展中心的申超峰、陳忠實等在20 世紀(jì)70 年代開展過嗡鳴風(fēng)洞試驗相關(guān)研究，且在FL-21 風(fēng)洞（0.6 m×0.6 m 跨超聲速風(fēng)洞）完成了兩型飛機(jī)方向舵的嗡鳴試驗[31-32]。不過受風(fēng)洞尺寸、采集設(shè)備、模型設(shè)計加工能力的限制，當(dāng)時的嗡鳴風(fēng)洞試驗技術(shù)還處于初級探索階段。

鑒于現(xiàn)代新型飛行器研制過程中對操縱面嗡鳴風(fēng)洞試驗的迫切需求，得益于國內(nèi)2 m 量級高速風(fēng)洞及氣動彈性風(fēng)洞試驗技術(shù)的快速發(fā)展，近年來作者所在團(tuán)隊在FL-26 風(fēng)洞（2.4 m×2.4 m 跨聲速風(fēng)洞）初步建立了工程實用的操縱面嗡鳴風(fēng)洞試驗技術(shù)，完成了多個型號的操縱面嗡鳴試驗，并開展了系列研究工作。

2 操縱面嗡鳴的發(fā)生機(jī)理

伴隨著飛行器的發(fā)展，國內(nèi)外科研人員對操縱面嗡鳴的發(fā)生機(jī)理及觸發(fā)條件開展了大量的研究工作，總結(jié)下來主要有以下觀點：

1）操縱面嗡鳴的發(fā)生與來流馬赫數(shù)及翼面上激波的運(yùn)動密切相關(guān)，翼面上激波運(yùn)動與操縱面振動之間的相位差是嗡鳴發(fā)生的主要原因[4,12,16-17]；

2）激波并非操縱面嗡鳴發(fā)生的必要條件，流動分離才是嗡鳴發(fā)生的主要原因[3,15]；

3）操縱面嗡鳴不僅與來流馬赫數(shù)有關(guān)，還與迎角及來流速壓有關(guān)[13,17]；

4）操縱面嗡鳴本質(zhì)上是一種單自由度非線性顫振[27-28]；

5）操縱面嗡鳴的發(fā)生是操縱面結(jié)構(gòu)模態(tài)和最不穩(wěn)定流動模態(tài)間的耦合導(dǎo)致的[1,29-30]。

在上述觀點中，“激波說”是被廣泛認(rèn)可的。不過受當(dāng)時試驗條件及理論基礎(chǔ)的限制，以上不同論述可能存在一定的局限性，也可能是同一種物理內(nèi)涵的不同呈現(xiàn)方式，尚需開展進(jìn)一步研究以期達(dá)成統(tǒng)一意見。其中，英國國家物理實驗室科學(xué)家Lambourne 于1964 年結(jié)合前人研究成果及翼型風(fēng)洞試驗數(shù)據(jù)，發(fā)表了一篇對操縱面嗡鳴研究至今仍有深遠(yuǎn)影響的文章。他根據(jù)操縱面嗡鳴發(fā)生時馬赫數(shù)和激波與操縱面的相對位置，將嗡鳴分為A、B、C 三種類型[17]，具體如圖6 所示。A、B 型嗡鳴主要發(fā)生在跨聲速范圍，區(qū)別在于A 型嗡鳴激波位于操縱面鉸鏈前，B 型嗡鳴激波強(qiáng)于A 型，且已位于操縱面上。C 型嗡鳴主要發(fā)生在低超聲速，激波已移動至操縱面后緣。Lambourne對操縱面嗡鳴的分類及嗡鳴抑制措施的建議在現(xiàn)代飛機(jī)設(shè)計中依舊具有重要意義。

圖6 操縱面嗡鳴分類[17]Fig. 6 Classification of the control surface buzz[17]

通過對嗡鳴發(fā)生機(jī)理和觸發(fā)條件的梳理，可以為開展操縱面嗡鳴風(fēng)洞試驗提供依據(jù)，為操縱面嗡鳴抑制提供參考；同時嗡鳴風(fēng)洞試驗的結(jié)果也可以不斷驗證和發(fā)展現(xiàn)有的理論。

3 操縱面嗡鳴風(fēng)洞試驗

3.1 操縱面嗡鳴風(fēng)洞試驗?zāi)康?/h3>

操縱面嗡鳴風(fēng)洞試驗的主要目的是研究操縱面嗡鳴的發(fā)生機(jī)理，驗證飛行器防嗡鳴設(shè)計效果，研究操縱面的嗡鳴特性、影響因素和抑制手段[2]。

1）研究操縱面嗡鳴的發(fā)生機(jī)理。通過風(fēng)洞試驗開展機(jī)理研究，推動理論和學(xué)科發(fā)展，從根本上指導(dǎo)飛行器防嗡鳴設(shè)計、數(shù)值方法及試驗技術(shù)改進(jìn)、操縱面嗡鳴抑制等工作。

2）研究飛行器操縱面的嗡鳴特性。通過風(fēng)洞試驗驗證飛行器操縱面的防嗡鳴設(shè)計。如果存在嗡鳴問題，則需要研究操縱面嗡鳴發(fā)生的馬赫數(shù)、迎角、速壓范圍，定位激波位置，判斷嗡鳴類型，研究關(guān)鍵影響因素對嗡鳴特性的影響，為飛行器試飛提供依據(jù)。

3）研究飛行器操縱面嗡鳴的抑制方法。對于試驗或試飛過程中出現(xiàn)操縱面嗡鳴的飛行器，可以通過風(fēng)洞試驗研究改變氣動外形、操縱剛度、操縱系統(tǒng)阻尼等手段對操縱面嗡鳴的抑制效果，為飛行器改型提供技術(shù)支撐。

3.2 操縱面嗡鳴試驗風(fēng)洞

操縱面嗡鳴的發(fā)生跟激波與操縱面的相對位置有密切關(guān)系，而試驗?zāi)Ｐ偷臍鈩油庑魏驮囼灷字Z數(shù)能夠顯著影響激波的位置和強(qiáng)度。因此，在操縱面嗡鳴風(fēng)洞試驗中要盡可能精確地模擬飛行器的外形及試驗雷諾數(shù)。

風(fēng)洞的尺寸越大，試驗?zāi)Ｐ途涂梢宰龅迷酱?，飛行器的細(xì)節(jié)就可以模擬得更精確，這是顯而易見的。通常情況下，風(fēng)洞試驗雷諾數(shù)要低于飛行雷諾數(shù)。根據(jù)式（1）可知，為了使嗡鳴試驗雷諾數(shù)盡可能接近飛行雷諾數(shù)，可以通過增加模型尺寸、降低來流介質(zhì)總溫、提高來流總壓來有效提高試驗雷諾數(shù)。

此外，操縱面嗡鳴不僅對來流馬赫數(shù)較為敏感，而且與模型迎角及來流速壓也有關(guān)。這就需要風(fēng)洞對試驗馬赫數(shù)有較高的控制精度，且能實現(xiàn)模型迎角及速壓的變化。綜合上述需求，建議盡量在2 m 量級及以上低溫增壓風(fēng)洞開展操縱面嗡鳴試驗。

中國空氣動力研究與發(fā)展中心的FL-26 風(fēng)洞是試驗段橫截面為2.4 m×2.4 m 的半回流、暫沖引射式跨聲速風(fēng)洞。試驗馬赫數(shù)范圍為0.3～1.4（如圖7 所示），控制精度為0.002～0.003，達(dá)到國軍標(biāo)先進(jìn)指標(biāo)。該風(fēng)洞可以進(jìn)行變速壓試驗，速壓可達(dá)到正常值的2～3 倍，實現(xiàn)不同試驗雷諾數(shù)的模擬[33]。FL-26風(fēng)洞能滿足除低溫外的所有需求，是目前國內(nèi)最適合開展操縱面嗡鳴試驗的風(fēng)洞。

圖7 FL-26 風(fēng)洞速壓范圍[33]Fig. 7 Dynamic pressure range of the FL-26 wind tunnel[33]

3.3 操縱面嗡鳴試驗?zāi)Ｐ?/h3>

操縱面嗡鳴試驗?zāi)Ｐ屯瑢贇鈩訌椥阅Ｐ?，相似參?shù)同顫振試驗?zāi)Ｐ?，同樣包含長度比例尺kL、速壓比例尺kq和密度比例尺kρ三個基本比例尺。因此在模型的設(shè)計上可以參考顫振試驗?zāi)Ｐ停踔量梢灾苯邮褂妙澱衲Ｐ?，或?qū)㈩澱衲Ｐ透脑鞛槲锁Q試驗?zāi)Ｐ汀?/p>

操縱面嗡鳴與結(jié)構(gòu)模態(tài)相互耦合的經(jīng)典顫振有所區(qū)別，前者主要受操縱面旋轉(zhuǎn)模態(tài)的影響，與飛行器其余模態(tài)關(guān)系不大，因此嗡鳴模型的設(shè)計要比顫振模型簡單。圖8 給出了嗡鳴試驗?zāi)Ｐ偷脑O(shè)計流程，以下進(jìn)行簡要介紹。

圖8 操縱面嗡鳴試驗?zāi)Ｐ驮O(shè)計流程Fig. 8 Flow chart of the model design of the buzz wind tunnel test

3.3.1 模型尺寸

同提高外形模擬精度及試驗雷諾數(shù)對模型的要求一樣，嗡鳴試驗?zāi)Ｐ偷膭恿W(xué)特性模擬同樣要求模型的尺寸越大越好。嗡鳴試驗?zāi)Ｐ统叽缭酱?，動力學(xué)相似操縱面的模擬精度越高，模型的設(shè)計加工難度也相應(yīng)降低。在試驗對象及風(fēng)洞尺寸確定的前提下，考慮到風(fēng)洞堵塞度及翼面寬度的要求，長度比例尺kL基本上是確定的。為了提高長度比例尺，通常采用半模型或者部件模型開展嗡鳴試驗。

3.3.2 氣動外形

為了精確模擬翼面上激波的位置及強(qiáng)度，嗡鳴試驗?zāi)Ｐ桶捕婕安倏v面的氣動外形要與原型嚴(yán)格相似；此外還要注意安定面與操縱面之間縫隙的模擬，避免竄流影響翼面激波位置。半模型或者部件模型的整流部分要經(jīng)過詳細(xì)設(shè)計，保證來流與全機(jī)模型基本一致。

3.3.3 動力學(xué)特性

嗡鳴的發(fā)生與操縱面的旋轉(zhuǎn)模態(tài)密切相關(guān)，與飛行器其余模態(tài)關(guān)系不大。因此嗡鳴模型的安定面可以設(shè)計成剛模，操縱面則只需要模擬操縱剛度及質(zhì)量/慣量分布。

其中，頻率比例尺是操縱剛度設(shè)計的依據(jù)，質(zhì)量/慣量比例尺是操縱面設(shè)計的依據(jù)。由于不需要模擬安定面的動力學(xué)特性及操縱面的剛度特性，嗡鳴模型可選取的材料庫相對顫振模型來說要豐富得多，且實現(xiàn)難度大大降低。例如20 世紀(jì)70 年代中國空氣動力研究與發(fā)展中心開展的垂尾嗡鳴風(fēng)洞試驗，試驗?zāi)Ｐ痛刮舶捕娌捎脛偰?，方向舵則用輕質(zhì)核桃木、膠合板等材料模擬，安定面和方向舵之間采用不同厚度的彈簧片模擬不同的操縱剛度[32]。

顫振試驗?zāi)Ｐ筒坏珴M足嗡鳴模型所有的相似參數(shù)，還滿足剛度相似，因此采用顫振模型開展嗡鳴試驗是可行的。事實上，出于研制成本、進(jìn)度考慮，或顫振試驗中出現(xiàn)了預(yù)期外的嗡鳴問題，型號設(shè)計部門往往采用顫振模型或者改造顫振模型來進(jìn)行操縱面嗡鳴試驗，例如NASP 系列機(jī)翼嗡鳴試驗的基準(zhǔn)模型就是由顫振試驗?zāi)Ｐ透脑於鴣韀13]。

得益于高速風(fēng)洞顫振試驗技術(shù)及材料科學(xué)的快速發(fā)展，近年來國內(nèi)氣動彈性模型設(shè)計加工能力有了長足的進(jìn)步，形成了較為完善的設(shè)計體系及材料庫[34-37]，為操縱面嗡鳴試驗?zāi)Ｐ偷脑O(shè)計、加工提供了強(qiáng)有力的支撐和有益的參考。圖9 給出了某平尾全復(fù)材顫振試驗?zāi)Ｐ图庸み^程。

圖9 某飛機(jī)平尾顫振模型[35]Fig. 9 Flutter model of the horizontal tail of an aircraft[35]

3.4 操縱面嗡鳴風(fēng)洞試驗方法

操縱面嗡鳴風(fēng)洞試驗的試驗流程、信號采集、關(guān)車觸發(fā)條件與顫振風(fēng)洞試驗基本類似，但流場控制方式有所不同，且暫時沒有可靠的亞臨界預(yù)測方法，一般采用直吹的方式。

試驗流程上，嗡鳴試驗前，同樣要先開展地面振動試驗來確定操縱面的動力學(xué)特性是否符合設(shè)計要求。試驗中每個試驗車次結(jié)束后，需采用敲擊的方式檢查模型頻率來確認(rèn)模型狀態(tài)。

信號采集上，在操縱面遠(yuǎn)離轉(zhuǎn)軸位置安裝加速度傳感器，在模擬操縱剛度的彈簧片或者轉(zhuǎn)軸上粘貼應(yīng)變片，試驗過程中采用動態(tài)采集設(shè)備實時測量上述傳感器的振動響應(yīng)信號。

關(guān)車觸發(fā)條件上，由于沒有可靠的亞臨界預(yù)測方法，直吹嗡鳴可能導(dǎo)致試驗?zāi)Ｐ突蝻L(fēng)洞設(shè)備受損，此時快速觸發(fā)風(fēng)洞關(guān)車尤為重要。同顫振試驗類似，可以采用計算機(jī)實時監(jiān)測單位時間內(nèi)超過設(shè)定振幅的波形個數(shù)來程控關(guān)車。

流場控制上，總體上把握“粗吹、細(xì)吹”相結(jié)合的方式。先采用定總壓定迎角階梯變馬赫數(shù)的開車方式進(jìn)行粗吹，建議馬赫數(shù)跨度0.05 為一個階梯，獲得操縱面嗡鳴發(fā)生的大致馬赫數(shù)范圍；再采用定馬赫數(shù)定迎角階梯變速壓的開車方式或者定馬赫數(shù)定速壓變迎角的開車方式進(jìn)行細(xì)吹，此時馬赫數(shù)跨度0.01 較為合適，進(jìn)而獲得操縱面嗡鳴發(fā)生的精確馬赫數(shù)、速壓、迎角范圍。

4 顫振試驗中操縱面嗡鳴的判別

對于僅模擬操縱面動力學(xué)特性、安定面使用剛模的嗡鳴模型，或者由顫振模型改造而來的嗡鳴模型，操縱面是否出現(xiàn)嗡鳴是顯而易見的。但采用顫振模型開展嗡鳴試驗時或者顫振試驗中出現(xiàn)嗡鳴問題時，如何對試驗結(jié)果進(jìn)行判別？例如F/A-22 戰(zhàn)斗機(jī)在NTS 風(fēng)洞開展顫振試驗時出現(xiàn)的方向舵嗡鳴問題[8]，S3 反潛機(jī)在TDT 風(fēng)洞開展顫振試驗時出現(xiàn)的副翼嗡鳴問題等[38]。近年來作者單位在含操縱面部件顫振試驗過程中曾多次遇到確認(rèn)或者疑似操縱面嗡鳴問題，耗費了大量精力進(jìn)行排查。

操縱面嗡鳴對試驗馬赫數(shù)較為敏感，顫振對試驗速壓更為敏感，但在暫沖式跨聲速風(fēng)洞中僅通過以上特性對二者進(jìn)行辨識是難以奏效的。因為顫振邊界跨聲速凹坑的存在或模型顫振速壓接近風(fēng)洞速壓下邊界時，在某個馬赫數(shù)，操縱面嗡鳴和顫振很可能呈現(xiàn)相似現(xiàn)象：均表現(xiàn)為流場初步建立模型便出現(xiàn)等幅或發(fā)散振動，觸發(fā)風(fēng)洞關(guān)車，無法繼續(xù)增壓或者開展后續(xù)馬赫數(shù)試驗。同時二者的振動形式非常相似，難以通過傳感器的響應(yīng)信號進(jìn)行辨識。最直觀有效的辨識方法就是將顫振模型的安定面替換為剛模，但這需要付出額外的時間及經(jīng)費，耽誤型號研制進(jìn)度。以下結(jié)合作者經(jīng)驗，主要針對試驗現(xiàn)場對操縱面嗡鳴和顫振的判別方法進(jìn)行介紹。

4.1 流動顯示判別方法

陰影儀/紋影儀是風(fēng)洞流場觀測最常用的流動顯示設(shè)備，通常被用來確定激波的形狀和位置，顯示湍流和邊界層特性[39]。顫振/嗡鳴試驗時，利用陰影/紋影設(shè)備觀察操縱面發(fā)散時有無激波震蕩，以及激波與操縱面的相對位置，來判斷是否發(fā)生嗡鳴及嗡鳴的類型。在P80 飛機(jī)及系列二元翼型嗡鳴試驗中，均采用紋影設(shè)備記錄激波的位置。

不過無論是傳統(tǒng)的陰影/紋影設(shè)備，或近年新發(fā)展的背景紋影技術(shù)，均只能獲得激波在翼面弦向或展向的投影，無法對激波的形態(tài)進(jìn)行精確刻畫，更無法獲得激波的空間分布情況。即便如此，陰影/紋影的結(jié)果也為嗡鳴的判別提供重要參考。通過陰影/紋影確定操縱面出現(xiàn)嗡鳴的情況下，還可以通過油流試驗獲得激波沿翼面展向的分布情況。

快速響應(yīng)PSP 技術(shù)作為近年迅猛發(fā)展的流動顯示技術(shù)，在動態(tài)流場的測量方面有著良好的應(yīng)用前景[40]。顫振/嗡鳴試驗時，可以在模型表面噴涂快速響應(yīng)壓敏涂料，其響應(yīng)時間可以達(dá)到毫秒甚至微秒量級，再通過高速攝影及圖像處理的方法獲得翼面上激波的位置分布及動態(tài)變化信息。法國ONERA 的MC.Merienne 等[41]在S2MA 跨聲速風(fēng)洞采用快速響應(yīng)PSP 技術(shù)研究了某民機(jī)的抖振特性并定位激波位置，圖10 給出了典型的試驗結(jié)果。

圖10 PSP 技術(shù)應(yīng)用于抖振試驗[41]Fig. 10 Application of the PSP technique in the buffeting test[41]

與陰影/紋影技術(shù)相比，快響PSP 技術(shù)可以實現(xiàn)翼面全區(qū)域測量，顯示出激波在翼面上的分布及變化情況，不過試驗成本相對高昂。

上述流動顯示方法并非十全十美，各有各的局限，但若條件具備，無論采用何種形式的流動顯示手段都對操縱面嗡鳴判別具有重要意義，記錄的激波位置也能為操縱面嗡鳴抑制提供重要參考。

4.2 模態(tài)耦合判別方法

經(jīng)典顫振是由結(jié)構(gòu)模態(tài)之間的相互耦合產(chǎn)生的，而操縱面嗡鳴的發(fā)生與安定面的動力學(xué)特性無關(guān)。因此可以根據(jù)經(jīng)典顫振與嗡鳴發(fā)生機(jī)理的不同，采用排除法進(jìn)行判別，這也是試驗現(xiàn)場最常用的判別手段。

與操縱面嗡鳴容易混淆的通常是安定面的一彎模態(tài)與操縱面的旋轉(zhuǎn)模態(tài)耦合發(fā)生的顫振，因此可以通過改變顫振模型安定面動力學(xué)特性來進(jìn)行判別。把安定面替換為剛模也是改變安定面動力學(xué)特性的極端情況；此外還可以采取安定面翼尖增加配重、改變安定面彎曲剛度、約束安定面翼尖振動等方法改變安定面的動力學(xué)特性。如果操縱面出現(xiàn)等幅振動，且流場參數(shù)無明顯變化，則發(fā)生操縱面嗡鳴的可能性較大；反之則是顫振。

此外，操縱面等幅振動的速壓隨馬赫數(shù)的變化趨勢也可以做為判別操縱面嗡鳴與顫振的輔助手段，但這需要對模型的顫振特性有較深刻的理解。

5 結(jié)束語

操縱面嗡鳴風(fēng)洞試驗可以利用風(fēng)洞再現(xiàn)嗡鳴現(xiàn)象，研究嗡鳴特性，是飛行器研制階段檢驗操縱面防嗡鳴設(shè)計最行之有效的手段。國內(nèi)外主要航空強(qiáng)國均已建立工程實用的操縱面嗡鳴風(fēng)洞試驗技術(shù)，尤其是近年來氣動彈性風(fēng)洞試驗技術(shù)的迅猛發(fā)展，推動了操縱面嗡鳴風(fēng)洞試驗在各方面均取得長足進(jìn)步，但依舊存在以下典型共性問題：

1）近年來國內(nèi)外的操縱面嗡鳴風(fēng)洞試驗主要針對型號研制過程中的具體工程問題，很少深入開展機(jī)理性的研究工作。操縱面嗡鳴的發(fā)生機(jī)理和觸發(fā)條件主要依靠數(shù)值模擬開展相關(guān)研究，缺乏風(fēng)洞試驗結(jié)果進(jìn)行驗證，以致于現(xiàn)有觀點依然存在分歧，尚未形成統(tǒng)一意見。

2）大型生產(chǎn)型跨聲速風(fēng)洞受空間限制，很少配備光路復(fù)雜的紋影/陰影設(shè)備，即使近年來快速發(fā)展的背景紋影技術(shù)，也僅能獲得激波沿翼面弦向或展向的投影，無法直接觀察到激波在翼面上的運(yùn)動情況，難以對操縱面嗡鳴進(jìn)行判別和分型。

鑒于國內(nèi)外操縱面嗡鳴風(fēng)洞試驗技術(shù)存在的共性問題，為更好地推動學(xué)科發(fā)展，服務(wù)于型號研制，國內(nèi)相關(guān)院所還需在以下幾個方面共同努力：

1）型號設(shè)計部門在型號研制過程中鮮有規(guī)劃操縱面嗡鳴風(fēng)洞試驗，往往在試驗或試飛過程中出現(xiàn)操縱面嗡鳴問題才開展試驗研究，很可能耽誤型號研制進(jìn)度。建議依托含操縱面的部件顫振試驗，改造或更換安定面模型，同步開展操縱面嗡鳴試驗研究。有限的車次就可能獲得有益的結(jié)果。

2）結(jié)合數(shù)值仿真與風(fēng)洞試驗，推動操縱面嗡鳴發(fā)生機(jī)理及抑制方法的研究，為型號設(shè)計建立工程實用的防嗡鳴設(shè)計準(zhǔn)則，為嗡鳴抑制提供切實可行的手段方法。

3）建立健全大型生產(chǎn)型風(fēng)洞的非接觸測量手段，例如空間紋影技術(shù)、快速響應(yīng)PSP 技術(shù)等，為操縱面嗡鳴的鑒別、分型提供直觀依據(jù)。