陳震宇，劉 洋，徐 亮

中國商用飛機有限責(zé)任公司 上海飛機設(shè)計研究院，上海 201210

0 引 言

抖振是一種由飛行器分離氣流脈動壓力引起的機體結(jié)構(gòu)強迫振動，抖振激勵來自引起主翼變形的分離流。Mabey[1]研究了由分離流動引起的飛行器翼面動態(tài)載荷相關(guān)規(guī)律和特點，給出了主翼抖振試驗方法、抖振預(yù)測和減緩方法。抖振分為升力型與非升力型兩類。出現(xiàn)在翼面上的大迎角抖振、激波引起的抖振以及主翼尾跡導(dǎo)致的尾翼抖振，都屬于升力型抖振。目前對飛機抖振的研究多集中在主翼抖振和垂尾抖振兩方面。Zan 等[2]通過風(fēng)洞試驗研究了低速情況下的主翼抖振激勵特性，發(fā)現(xiàn)在過失速條件下抖振激勵參數(shù)與主翼的平面形狀相關(guān)性不大，而受分離流及迎角變化的影響較大。Flynn 等[3]通過低速風(fēng)洞試驗研究了抖振激勵被動減緩的問題，發(fā)現(xiàn)隨著翼面附近分離流投影面積的增大，抖振激勵也隨之增大。王巍、楊智春等[4]基于抖振主模態(tài)響應(yīng)控制思想設(shè)計了垂尾抖振壓電主動控制系統(tǒng)，降低垂尾模型抖振響應(yīng)功率譜密度函數(shù)峰值50% 以上。張慶、葉正寅[5]通過三角翼前緣的充氣氣囊影響分離渦流的流動和渦破裂位置來減小垂尾表面壓力脈動幅度和功率譜密度峰值。韓冰等[6]通過數(shù)值模擬方法研究了三角翼渦破裂誘導(dǎo)的垂尾抖振相關(guān)特性。

目前主流的抖振減緩方案[7-8]及主動控制方法[9-11]研究多集中在戰(zhàn)斗機的跨聲速階段和低速大迎角階段[12-13]，針對如F/A-18[14-15]等戰(zhàn)斗機的垂尾抖振問題，從垂尾表面定常/非定常載荷、脈動壓力特性、表面壓力分布特性等方面進行了較為完善的試驗及理論研究。對民用飛機，尤其是低速大迎角狀態(tài)下的平尾抖振特性研究相對較少。

民用飛機在低速大迎角情況下，主翼表面分離氣流中的隨機脈動壓力激勵會引起后部平尾結(jié)構(gòu)的強迫振動，即“平尾抖振”。抖振發(fā)生時氣流呈現(xiàn)出嚴(yán)重的非線性特征，對其進行氣動力分析及理論計算均存在一定的局限性和難度[16]，因此對抖振問題的研究目前多采用風(fēng)洞試驗?zāi)M的方法[17-21]。試驗中可通過翼根應(yīng)變片、翼尖加速度計、翼面測壓孔等裝置來獲取相應(yīng)的數(shù)據(jù)進行抖振分析。由于抖振發(fā)生于飛行器附近流場嚴(yán)重分離時，因此在主翼表面相應(yīng)特征點布置脈動壓力傳感器即可直觀監(jiān)測抖振的發(fā)生與強弱。對脈動壓力法所得數(shù)據(jù)的分析方法主要有時域分析和頻域分析兩種。在時域內(nèi)，抖振的位移響應(yīng)呈現(xiàn)一定的規(guī)律性，因此時域信號可通過FFT（快速傅里葉變換）轉(zhuǎn)換為頻域信號。在頻域內(nèi)抖振的功率譜具有一定規(guī)律，且抖振功率譜密度函數(shù)的主峰一般與結(jié)構(gòu)的一階固有頻率相近[22]，這對預(yù)測抖振的發(fā)生及提出預(yù)防控制方法有著積極的意義。本文主要分析某型民機尾翼的抖振特性，采用剛性模型進行風(fēng)洞試驗，在尾翼上、下表面布置脈動壓力傳感器進行測量以獲得時域數(shù)據(jù)，再由時域信號變換得到頻域信號，進而研究平尾的抖振特性及非定常脈動壓力特性。

1 試驗?zāi)康?/h2>

平尾抖振對飛機尤其是民航客機的性能及安全性都有很大的影響[23]。根據(jù)CCAR-25-R4《運輸類飛機適航標(biāo)準(zhǔn)》第25.251 條款規(guī)定，要考慮在飛機失速或超出抖振邊界時作用在平尾上的抖振載荷，確保在任何速度和動力條件下，不會發(fā)生過度振動。此外，抖振載荷作用于飛機機體會減少飛機疲勞壽命，危害極大。本次試驗?zāi)康氖茄芯磕承兔駲C在巡航構(gòu)型下，在自身分離與主翼尾流共同影響下的平尾抖振特性和非定常脈動壓力特性，得出低速大迎角條件下平尾表面不同截面的脈動壓力分布情況及功率譜密度頻譜圖像，為民機研制、載荷計算提供參考。

2 風(fēng)洞試驗

2.1 風(fēng)洞及模型安裝

本次試驗在國內(nèi)某大型低速增壓風(fēng)洞中進行，試驗雷諾數(shù)為3×106，馬赫數(shù)為0.3。試驗?zāi)Ｐ筒捎媚承兔駲C巡航構(gòu)型剛性全模，模型總長約3480 mm，展長約3500 mm，平尾可變偏度。在風(fēng)洞中采用腹部單支桿支撐形式。單支桿上端連接天平和模型，下端安裝在迎角機構(gòu)上。迎角機構(gòu)由弧形齒圈、滑軌、支桿底座、電機和減速器等部件組成，帶動單支桿和模型實現(xiàn)迎角變化。單支桿腹撐機構(gòu)的迎角范圍為–8°～26°，角速度為8.73×10–3rad/s，精度為±3′。模型在風(fēng)洞中的安裝情況如圖1所示。

2.2 數(shù)據(jù)采集

試驗中主要采集表面壓力分布數(shù)據(jù)和平尾、主翼脈動壓力數(shù)據(jù)。采用Kulite 的XCQ-62 系列超小型壓力傳感器測量平尾、主翼脈動壓力（該傳感器可以測量靜態(tài)壓力和動態(tài)壓力）。試驗中將14 個傳感器布置于平尾及主翼表面，其中右平尾上表面13 個點，右主翼上表面1 個點，按表1和2所示位置布置（表中y為展向位置，b為展向長度，x為弦向位置，c為弦長）。如圖2所示，主翼后緣測壓點展向位置對應(yīng)平尾92%截面（即y/b=0.92），可分析主翼尾流對平尾不同截面表面脈動壓力特性的影響；而平尾的3 個截面分別對應(yīng)翼尖、中段及翼根這3 個典型區(qū)域，可較為完整地分析平尾表面脈動壓力特性。

圖2 脈動壓力測量點位Fig.2 Measuring points of fluctuation pressure

表1 右平尾上表面13 個傳感器的位置Table 1 Position of 13 sensors on the upper surface of the right horizontal tail

表2 右主翼上表面1 個傳感器的位置Table 2 Position of 1 sensor on the upper surface of right main wings

抖振試驗數(shù)據(jù)通過主翼后緣與平尾上的脈動壓力傳感器進行采集。試驗中采樣時間為20 s，采樣頻率為4000 Hz，將所得到的時域信號通過FFT 處理得到頻域信號。試驗中各測壓點的抖振強度以功率譜密度（Power Spectral Density，PSD）在頻域上的分布進行表征，以確定不同頻率脈動壓力強度以及主要的脈動頻率。

3 試驗結(jié)果數(shù)據(jù)分析

3.1 主翼后緣脈動壓力特性

主翼后緣點的脈動壓力變化如圖3所示。該測壓點用于監(jiān)測主翼翼面的氣流分離與主翼尾流的主要脈動頻率。在13°迎角之前，主翼上表面還未出現(xiàn)氣流分離的現(xiàn)象。從13°迎角開始出現(xiàn)輕微的氣流脈動，說明主翼內(nèi)側(cè)氣流開始出現(xiàn)分離。15.5°迎角之后，主翼后緣開始出現(xiàn)約80 Hz 的主頻尖峰，且隨迎角增大主頻不斷左移，尖峰對應(yīng)的脈動信號主頻變?yōu)?0～70 Hz 且在17°時達到最強。在更大的迎角狀態(tài)下，主翼后緣附近的脈動壓力PSD 的主峰消失，說明不再具有某一主要頻率的規(guī)則氣流脈動，取而代之的是眾多尺寸均勻的主翼脫落渦在不斷產(chǎn)生。

圖3 主翼尾緣脈動壓力隨迎角的變化Fig.3 Variation of fluctuation pressure at trailing edge of main wing with angle of attack

3.2 平尾脈動壓力特性

對平尾表面脈動壓力試驗結(jié)果以及表面壓力分布特征進行綜合分析，可以發(fā)現(xiàn)一系列相關(guān)聯(lián)的現(xiàn)象。在平尾上表面30%（內(nèi)側(cè)）、51%、92%（外側(cè)）展向截面處，取具有代表性的弦向10%（靠近前緣）處的脈動壓力測量點數(shù)據(jù)作為參考，分析在主翼尾流及平尾自身失速特性共同作用下的表面脈動壓力現(xiàn)象；而其余脈動壓力測量點的PSD 強度值隨迎角變化的趨勢與表面壓力分布變化趨勢具有強關(guān)聯(lián)性，因此以下分析均取各截面近前緣處數(shù)據(jù)進行對比。

圖4給出了平尾上翼面30%展向截面近前緣處脈動壓力及截面表面壓力分布隨迎角變化的試驗結(jié)果，圖中Cp為壓力系數(shù)。當(dāng)迎角為15.5°左右時，平尾內(nèi)側(cè)開始出現(xiàn)輕微的氣流脈動；隨著迎角增大，開始出現(xiàn)較大頻率范圍內(nèi)的高強度氣流脈動并持續(xù)增強，直至最大迎角。

圖4 平尾30%展向截面近前緣處脈動壓力及上表面壓力分布隨迎角的變化Fig.4 Variation of pressure distribution on horizontal tail surface and fluctuation pressure at leading edge of 30% span-wise section with angle of attack

對比主翼后緣的試驗結(jié)果，在迎角15.5°左右時，平尾上表面出現(xiàn)較為明顯的PSD 尖峰，與主翼尾流的PSD 尖峰頻率相近，說明此時主翼尾流已開始影響平尾，但影響程度不高。平尾此時并未失速，故整體的表面脈動壓力強度也較小，此過程可稱為“主翼誘導(dǎo)階段”。隨著迎角增大，與主翼出現(xiàn)的狹窄尖峰不同，平尾內(nèi)側(cè)的功率譜開始出現(xiàn)一個寬頻的高PSD 范圍。此時出現(xiàn)的較強功率氣流脈動都集中在40～100 Hz 附近，說明除了主翼尾流的影響外，還有平尾內(nèi)側(cè)自身流場的影響，且兩者對氣流脈動的貢獻相當(dāng)，此過程為“主翼?平尾雙重作用階段”。在迎角為20°～24°時，從平尾內(nèi)側(cè)的壓力分布情況看，平尾內(nèi)側(cè)氣流并未完全分離，此時的頻譜特性主要是由平尾自身的氣流分離特性造成的，即“平尾自身分離特性影響階段”，主翼尾流的影響已很小。

平尾上翼面51%展向截面近前緣處脈動壓力及截面表面壓力分布隨迎角變化的試驗結(jié)果如圖5所示。測壓點同樣在15.5°迎角時開始監(jiān)測到氣流脈動，而其主頻與此時的主翼脈動氣流主頻相近，且比內(nèi)翼段更為明顯，此時主翼尾流對平尾的影響較強。在17°迎角時，與內(nèi)側(cè)相似，頻譜圖沒有出現(xiàn)明顯的尖峰，而是一個寬頻范圍內(nèi)的氣流脈動。迎角為20°～24°時，根據(jù)表面壓力分布結(jié)果，隨迎角的增大吸力峰雖有下降，但并未完全失速；而測壓點的脈動壓力測量值則保持了相對平穩(wěn)的狀態(tài)，且隨著迎角增大，主要PSD 值逐漸下降。

圖5 平尾51%展向截面近前緣處脈動壓力隨迎角的變化Fig.5 Variation of pressure distribution on horizontal tail surface and fluctuation pressure at leading edge of 51% span-wise section with angle of attack

平尾上翼面92%展向截面近前緣處脈動壓力及截面表面壓力分布隨迎角變化的試驗結(jié)果如圖6所示。在較小的迎角范圍內(nèi)，已開始出現(xiàn)較為明顯的氣流脈動，但總體變化不大，沒有明顯的尖峰，不是由主翼尾流引起的氣流脈動。從15.5°迎角開始，平尾上表面的氣流脈動明顯增強，且此時在頻譜圖上出現(xiàn)了一個明顯的尖峰，其與主翼上的氣流脈動頻率接近。結(jié)合51%與30%展向截面處的PSD 頻譜圖，考慮展向位置的不同，可知主翼上特定區(qū)域的脈動氣流對平尾的影響受到兩者相對展向位置的制約。迎角為17°時，平尾外側(cè)的氣流脈動相較于內(nèi)側(cè)已明顯減??；結(jié)合表面壓力分布圖，可知此時平尾外側(cè)已完全失速，上表面監(jiān)測不到明顯的脈動壓力。

圖6 平尾92%展向截面近前緣處脈動壓力隨迎角的變化Fig.6 Variation of pressure distribution on horizontal tail surface and fluctuation pressure at leading edge of 92% span-wise section with angle of attack

4 結(jié) 論

本文進行了某型民用飛機在低速風(fēng)洞中的平尾抖振測量研究，獲得了平尾在低速大迎角條件下的脈動壓力分布與功率譜密度分布規(guī)律。所得結(jié)論如下：

1）平尾的抖振受到主翼尾流及自身分離特性的雙重影響。其演變過程為主翼誘導(dǎo)階段、主翼?平尾雙重作用階段、平尾自身分離特性影響階段，且主翼尾流的影響程度隨迎角的增大由強到弱，而平尾自身分離特性的影響程度由弱到強。

2）平尾內(nèi)側(cè)的表面氣流脈動壓力最大，且大迎角下仍能保持，并未完全失速。平尾中段和外側(cè)在中等迎角下受到主翼下洗氣流影響較大，均出現(xiàn)了與主翼尾流頻率相近的尖峰。隨著迎角增大，受平尾自身的失速特性影響，其表面氣流的脈動壓力PSD 值逐漸下降，直到完全失速。

本次試驗為民機平尾抖振特性研究提供了參考，也為民機起飛?著陸等構(gòu)型的平尾抖振研究提供了思路。后續(xù)試驗可考慮在主翼后緣及平尾表面針對性地加入更多的脈動壓力測量點，同時結(jié)合CFD計算結(jié)果全面分析主翼洗流對平尾整體的影響。