用动态压力测量方法进行双垂尾飞机抖振实验研究
飞机抖振问题研究进展
飞机抖振问题研究进展
牟让科;杨永年
【期刊名称】《应用力学学报》
【年(卷),期】2001()z1
【摘要】介绍了目前国内外对于飞机抖振问题研究的进展。
主要介绍了目前国外对于飞机跨音速激波附面层相互作用诱导的机翼抖振、低速大攻角下分离流诱导的机翼抖振、垂尾抖振的试验和理论研究方法、研究成果以及发展趋势。
另外 ,也简单介绍了垂尾抖振减缓的几种方法 ,并对这些方法作了评述。
【总页数】9页(P142-150)
【关键词】抖振;非线性气动弹性;跨音速;附面层;大攻角;分离流;抖振减缓
【作者】牟让科;杨永年
【作者单位】西北工业大学
【正文语种】中文
【中图分类】V22
【相关文献】
1.现代高性能飞机垂尾抖振载荷抑制问题的研究进展 [J], 杨智春;王巍;夏巍;赵令诚
2.飞机抖振问题研究现状综述 [J], 牟让科;杨永年
3.空中最大加力飞机抖振问题的研究 [J], 王承田
4.基于Navier-Stokes方程分析飞机抖振问题 [J], 李建森;刘俊;张姣;范馨月;
5.T型尾翼飞机抖振试飞研究 [J], 高文涛;张武林;寇宝智
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垂尾抖振响应工程计算方法研究
垂尾抖振响应工程计算方法研究吴谦;李斌;杨飞【摘要】The differences between gust response computation and buffet response computation are analyzed,and a calculation method for buffet response by modifying gust response computational procedure of the NASTRAN software is proposed. This method uses the power spectral density of the fluctuation pressure obtained from the wind-tunnel test of a rigid model as the external excitation. and the aerodynamic forces due to vertical fin motion can be calculated using a subsonic doublet-lattice lifting surface method which has been involved in the gust response calculating module of NASTRAN solver. Base on the NASTRAN software. we re-developed a buffet response calculation software. which used the DMAP language to modify the computational procedure of NASTRAN gust response, and to shield the gust load calculation. and to realize the directly input of buffet force. Then,a numerical example was performed to validate the feasibility of the proposed method.%分析了突风响应计算与抖振响应计算在计算原理上的差异,并提出一种修改NASTRAN突风响应计算流程作为进行抖振响应计算的方法.该方法可以采用刚性模型风洞试验测得的参考点脉动压力数据作为输入激励,翼面运动产生非定常气动力贡献则可以突风响应计算中偶极网格法计算模块计算.在NASTRAN软件的基础上,应用DMAP语言进行SOL 146求解器求解流程的修改,实现了抖振响应计算程序的二次开发,实现了突风载荷计算的屏蔽和抖振激励载荷的表征和输入处理.算例验算表明了算法的可行性.【期刊名称】《科学技术与工程》【年(卷),期】2011(011)010【总页数】5页(P2261-2265)【关键词】垂尾抖振;突风响应;气动弹性;NASTRAN【作者】吴谦;李斌;杨飞【作者单位】西北工业大学,航空学院,西安,710072;西北工业大学,航空学院,西安,710072;西北工业大学,航空学院,西安,710072【正文语种】中文【中图分类】V215.36垂尾抖振问题是典型需要考虑气弹耦合效应的随机振动问题。
某飞机起落架尾轮摆振仿真分析研究
某飞机起落架尾轮摆振仿真分析研究“摆振”一词得名于20世纪20~30年代非洲裔美国人所跳的一种舞蹈-西迷舞。
在对直升机尾起落架系统设计过程中，工程师们往往需要解决一个十分棘手的问题，即尾起落架摆振稳定性。
所谓直升机尾轮摆振是指直升机在着陆起降滑行过程中出现有害自激振动现象。
机轮摆振是日常生活中普遍存在的现象，其不仅仅局限于直升机或飞机上的起落架系统，凡是可操纵的机轮都有可能发生摆振现象，如汽车前轮或装有转向轮小车在运动时也常常发生摆振现象。
而直升机尾起落架摆振则有着其独有的特殊性，直升机旋翼、机身和尾起落架摇臂、支柱外筒、中间筒、活塞杆、轮叉、轮胎等部件都不是刚体，都存在着弹性变形（如中间筒弯曲和扭转变形）。
当直升机滑行时，跑道作用于轮胎的各种力和力矩、旋翼旋转不平衡离心力、机身、摇臂、支柱外筒、中间筒、活塞杆、轮叉、轮胎弹性变形会相互耦合呈现出一种非常复杂自激振动，这些部件以及摇臂和轮叉间摩擦片则共同构成了一个复杂的多体动力系统。
当直升机在跑道上超过某一极限滑行速度时，由于机场路面不平及其他外界不可避免的干扰因素，导致尾起落架开始发生剧烈振动，往往会出现与机轮滚转方向相垂直且振幅迅速增大的摆振现象，同时引起旋翼和机身的剧烈抖动，严重时会影响驾驶员正常操纵，甚至引起整个起落架系统及机身结构破坏（如空速管的振断和结构的疲劳断裂）和事故发生。
尾轮摆振既给直升机地面起降滑行带来安全隐患，又对整个直升机使用寿命带来严重影响，是一种极其危害的自激振动，在起落架设计过程中必须防止或杜绝。
到目前为止，国内外已经有很多飞机在研制和使用过程中发生过不同程度的摆振现象。
如我国J-8、Y-11、Y-12 、TY-4、J-5、J-6等，如美国C-119、F7U-3、L-1011等。
基于上述分析：直升机尾轮摆振是一种非常复杂振动现象，也是一种非常复杂系统动力问题，一旦发生，其造成的后果相当严重。
为了防止直升机或飞机起落架摆振可能带来的破坏，各国航空、航天科学家和飞机工程师对飞机机轮摆振问题已经花了相当长的时间进行研究与分析，然而仍有很多型号的飞机存在摆振问题，至今为止仍不能完全预防。
垂尾抖振响应主模态控制的地面模型实验
荷激励 下 的随机振 动 响应 控制 问题 。垂尾抖 振 响应
通 常表现为 频率范 围涵 盖垂尾 结构低 阶模态 频率 的
有 限带宽 的随机振 动 响应 ， 目前 还 没 有针 对 垂 尾 抖 振 响应这一 特点 的压 电控 制 系统 设计 的通 用 方法 。 笔者 根据垂 尾抖振 响应 的有 限带宽 随机性 特点及 结 构动 响应 的模态 叠加 原 理 ， 提 出垂 尾 抖 振 响应 压 电 主动 控制 的抖振 主模态 响应控 制方法 。设计 制作 了
以该 弓形压 电作 动器 为执行 元件 的压 电主动控 制系 统， 可有效 实施垂 尾模 型抖振 响应 的抑制 。
及飞机 的飞 行 安 全 。２ Ｏ世 纪 ８ Ｏ年 代 ， 美 国等 国家
针对 Ｆ ／ Ａ 一 １ ８双垂 尾 战斗机 垂尾 抖 振 问题 开始 展 开
研究 ， 陆续 开展 了有 关 双垂 尾 抖 振机 理 和 抖振 主 被 动控制 方法 的研 究Ｌ ｌ 。 ］ 。国 内开 展 的 对垂 尾 抖 振 问
其 中： 为系 统 在 物 理 坐标 下 的位 移 向量 ； Ｍ， Ｄ 及
电主动 控 制 地 面 试 验 ， 比 较 了 ＭＦ Ｃ（ ｍａ ｃ ｒ ｏ ｆ ｉ ｂ ｅ ｒ
Ｋ 阵为系统 的质量 、 阻尼及 刚度 矩 阵 ； ｄ为控 制 载荷
分 布矩 阵 ； ｆ为控 制力电片作 动器 的控制
第３ ３卷 第 ３期
２ ０ １ ３年 ６月
振动 、 测试 与诊 断
Ｊ ｏ ｕ ｒ ｎ ａ ｌ ｏ ｆ Ｖｉ ｂ ｒ ａ ｔ ｉ ｏ ｎ． Ｍｅ ａ ｓ ｕ ｒ ｅ ｍｅ ｎ ｔ＆ Ｄｉ ａ ｇ ｎ ｏ ｓ ｉ ｓ
垂直振动实验报告
一、实验目的1. 了解垂直振动的基本原理和特性。
2. 掌握测量垂直振动幅值、频率和阻尼比的方法。
3. 分析垂直振动对结构稳定性的影响。
4. 培养实验操作能力和数据处理能力。
二、实验原理垂直振动是指物体在垂直方向上的周期性振动。
在本实验中，我们采用简支梁模型，通过施加垂直力使梁产生振动，然后测量其振动特性。
根据牛顿第二定律，物体所受的合外力等于其质量乘以加速度。
对于垂直振动，合外力主要由弹簧力和重力组成。
设弹簧刚度为k，质量为m，重力加速度为g，则物体在垂直振动过程中的运动方程可表示为：m d²x/dt² + k x = 0其中，x为物体在垂直方向上的位移，t为时间。
根据运动方程，可以得到垂直振动的解为：x(t) = A cos(ωt + φ)其中，A为振幅，ω为角频率，φ为初相位。
振幅A与施加的垂直力F有关，可通过以下公式计算：A = F / (m ω²)频率f与角频率ω的关系为：f = ω / (2π)阻尼比ξ表示阻尼力与惯性力之比，可通过以下公式计算：ξ = c / (2 m ω)其中，c为阻尼系数。
三、实验仪器1. 简支梁：长度为L，两端固定。
2. 弹簧：刚度为k。
3. 力传感器：用于测量施加的垂直力F。
4. 位移传感器：用于测量梁的垂直位移x。
5. 数据采集器：用于采集力传感器和位移传感器的数据。
6. 计算机软件：用于数据处理和分析。
四、实验步骤1. 将简支梁固定在实验台上，确保梁的两端固定牢固。
2. 将弹簧一端固定在梁的一端，另一端连接力传感器。
3. 将位移传感器固定在梁的另一端。
4. 启动数据采集器，记录力传感器和位移传感器的数据。
5. 施加垂直力F，使梁产生振动。
6. 重复步骤4和5，记录多组数据。
五、实验数据及处理1. 根据力传感器和位移传感器的数据，绘制F-x曲线，确定振幅A。
2. 根据位移传感器的数据，绘制x-t曲线，确定频率f。
3. 根据F-x曲线和x-t曲线，计算阻尼比ξ。
组合式飞机外挂振动试验方法
组合式飞机外挂振动试验方法引言组合式飞机外挂是指在飞机机身下部或翼下挂载各类外部设备和载荷，如燃油箱、武器、传感器等。
这些外挂在飞行时会受到飞机振动的影响，可能会对外挂装置的结构强度和稳定性造成影响。
因此，对组合式飞机外挂进行振动试验是非常重要的，可以评估外挂系统的性能和安全性能。
本文将介绍组合式飞机外挂振动试验的方法和步骤。
一、振动试验的背景组合式飞机外挂振动试验是为了验证外挂系统在飞行中的振动性能，包括外挂的结构强度、稳定性以及对飞机的影响。
振动试验可以模拟飞行中的各种振动环境，评估外挂系统对振动的响应能力和耐久性。
通过振动试验，可以发现外挂系统的潜在问题，提前进行改进和优化，确保外挂系统的安全性和可靠性。
二、振动试验的准备工作1.制定振动试验计划在进行振动试验前，需要制定详细的试验计划，包括试验的目的、试验的环境条件、试验的参数设置等。
试验计划应包括外挂系统的振动测试范围，振动频率、振幅和持续时间等参数。
同时，还需要对试验过程和设备进行详细的安排和安全措施。
2.准备试验设备和工具振动试验需要使用专业的试验设备和工具，如振动台、加速度传感器、振动计、数据采集系统等。
这些设备和工具需要提前准备好，并进行合理的校准和调试，确保试验的准确性和可靠性。
3.对外挂系统进行检测和准备在进行振动试验前，需要对外挂系统进行详细的检测和准备工作。
包括外挂结构的检查、若有损坏或异常应修复或更换，外挂系统的固定和连接件的检查，确保外挂系统完好无损，能够承受试验过程中的振动载荷。
4.试验人员培训和安全措施振动试验是一项复杂的工作，需要具备专业的知识和技能。
在进行振动试验前，需要对试验人员进行培训，了解试验过程和安全措施，确保试验的顺利进行和人员的安全。
三、振动试验的步骤1.安装外挂系统首先，需要将外挂系统安装在振动台上，确保外挂系统与振动台的连接结实可靠。
在安装过程中，需要注意外挂系统的位置和方向，确保试验时外挂系统受到充分的振动力和载荷。
边条翼布局主要参数对其双垂尾抖振响应影响的风洞实验研究
共 构成 了 ７ ２个 实验 模 型 ， 型 简 图如图 １ 模 所示 。
２ 风 洞 及 实 验 设 备
实验 在 西北 工 业 大 学 ＮＦ ３风 洞进 行 。实验 迎 一
角 范围为 １ 。 Ｏ ， Ｏ～４ 。 风速 ５ ｓ ０ｍ／ 。模 型在 风洞 中的
收稿 日期 ：０ ５ ０ — ４ ２ ０ — ８２
响 应 也 小 。 越
关
键
词： 双垂 尾抖 振 ， 条翼 布局 ， 部 弯矩 ， 尖加速 度 边 根 翼
文献标 识码 ： Ａ 文章 编号 ：０ ０ ２ ５ （ ０ ６ ０ — ８ — ５ １ ０ —７ ８ ２ ０ ） ３２ １０ 后 掠角 ８ 。７ 。７ 。 ３ 、 ８、 Ｏ ３副 ， 长 １ ５ｍｍ， ８ｍｍ， 展 ６ 厚 前 缘 削 尖 ； 机翼 包 括 前 缘 后 掠 角 ２ 。３ 。４ 。３副 ， 主 ６、 ７、 ８ 根 弦长 ５ ５ｍｍ， 弦 比均 为 ２ ８ 厚 ８ｍｍ， ２ 展 ．， 边缘 削
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２００６年 ６月
西 北 工 业 大 学 学 报
Ｊ ｕ ｎ ｌ ｆＮｏ ｔ ｗｅ ｔ ｒ ｏ ｙ ｅ ｈ ｉａ ｉ ｅ ｓ ｔ ｏ ｒ ａ ｒ ｈ ｓ ｅ ｎ Ｐ ｌ ｔ ｃ ｎ ｃ ｌ ｏ Ｕｎ ｖ ｒ ｉｙ
Ｊ ｎ ｕ ｅ
抖 振 。国外 对 Ｆ Ａ一８飞机 模 型 的双 垂 尾抖 振 做过 ／ １ 大量 风洞 实验研 究 ［ ］ １ 。本 实验 主要 研 究边 条后 掠 角、 机翼 后掠 角 、 尾 弦 向位置 及垂 尾展 向位置对 双 垂
垂 尾抖 振响应 影响 的 规律 。
的展 向位 置按 从 内到 外依 次定 义 为 ： 向 １ 展 向 ２ 展 ， ， 展 向 ３ 展 向 ４ 同 时连 接 板 在 Ｔ 型支 架 上不 同位 置 ， ；
飞机垂尾抖振极限载荷预测方法
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＠ ２０ Ｓｉ Ｔｃ．ｎｎ． ０７ ｅ ｅ Ｅｇｇ ． ｈ
航 空 航 天
用动 态 压 力测 量 方 法 进 行 双 垂 尾 飞机抖振 实验研 究
肖春 生 李劲杰 惠增宏 高永卫
（ 西北工业大学 翼型叶栅国家重点实验室 ， 西安 ７ ０７ ） １０ ２
摘
要
运用动 态压力测量 的方 法对双 垂尾飞机进 了抖振实验研 究， ９翼根 弯距 法测量 的结 果进行 了对 比。结果 表 明， 并－ 在 动态压力测量 ｖ １．； ２１７ 抖振实验 文献标识码 风 洞实验 Ｂ ’
厚 ８ｍ 边缘 削尖 ； 尾 连接 板 用 以控 制 垂 尾 的展 ｍ， 垂
２０ ０７年 ６月 ２ ７日收到
力， 在内外侧表面分别布置了 ９ 个脉动压力传感器， 各传感器的位置及编号如 图 ２所示 ， 中括号外的 其 编号表示垂尾外侧表 面的压力传感器 ， 括号 内表示 内侧表面 的压力传感器 ， 同时将垂尾表 面划分成 ９ 个离散 区域用于压力积分计算垂尾根部弯矩 。 测试连接框图如图 ３所示 。实验中加速度传感 器选 用 美 国 Ｐ Ｂ公 司 的 ＩＰ型 加 速 度 传 感 器 Ｃ Ｃ Ｐ Ｂ ３ Ｂ ２ 灵敏度系数 ：．０ ／ ； Ｃ ３３ ３ ， ０ １２ｖ ｇ 信号调理模块
双垂尾飞机抖振研究中 使用动态压力测量的方法可以得到更准确的测量结果和动态特性。
关键词 中图法分类号
飞机 飞行 时若 出现气 流分 离便会 发 生抖振 。 此时抖振增加 了飞机 的结构应力 ； 降低 了结构 的疲 劳寿命 ； 降低 了飞机 的飞行性 能 ； 影响 了武器 系 也 统的瞄准 、 跟踪 和射击 质量 ， 严重 的抖振 甚至危及 飞行安全 。近年来 国内在抖 振特性实验 研究 中多 采用翼根弯距法 和翼 尖加速度 计法。随着 科学技
使得动态压力测量技术 在测 量脉动压力 时可 以获 得准确 的结果 。本 次实验研究 就是利用 动态压力 测量方法对双垂尾飞机的抖振特性进行实验研究。
本 次实 验 的 迎 角 范 围 为 １。一４ 。无 侧 滑 角 ， ０ ０，
实 验风 速为 ５ ｓ ０ｍ／ 。 模 型在 风洞 中 的安 装 见 图 １ 垂 尾 上 测 试 元 件 ，
术 的发展 ， 态 压力 测 量 技 术 得 到 了迅 猛 的发 展 ， 动
向位置 ， 长度 ６ ｍ； ０ｍ 垂尾前缘 后掠角 ４ 。根 弦长 ２，
３４ ５ｍ 展 长 ３９ｍｍ， ２ ９ ． ｍ， ４ 厚 ０ｍｍ， 缘 削尖 ， 料 边 材
硬铝。 １ ２ 风 洞及 实 验设 备 ．
实 验在 西北 工 业 大 学 Ｎ ． 洞 二元 实 验 段 中 Ｆ３风 进 行 。Ｎ ＿ ３风洞 为 直 流 闭 口风洞 ， 元 实 验 段 宽 Ｆ＿ 二 ３ｍ， １６ｍ， ８ｍ， 速 范 围 ２ ／ 一１０ｍ／ ， 高 ． 长 风 ０ｒ ｓ ３ ｓ ｎ
紊 流度 为 ０ ０ ５ 。 ．４ ％
实验采 用 半 模 、 条 、 机 翼 、 尾 连 接 板 、 边 主 垂 垂 尾 用两 段 Ｔ型连 接支 架 ， 不 同搭 配方 式 组 装 在 一 按
起， 固定在地板上构成各实验模型。其 中边条为前 缘后掠角 ８ 。展长 １５ｍｎ 厚 ８ｍｎ前缘削尖 ； ３， ６ ｌ， ｌ， 主 翼为前缘后掠角 ２ 。 根弦长 ５５ｍ 展 弦比 ２ ８ ６， ２ ｍ， ．，
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第 ７卷
第２期 １
２０ ０７年 １ １月
科
学
技
术
与
工
程
Ｖ０ ． Ｎｏ ２ １７ ．１
ＮＯ ．２ ０ Ｖ ０７
１７ —８ ９ ２ ０ ） １５ ２ —４ ６ １１ １ （０ ７ ２ —６ ７０
Ｓ ｉｎ ｅＴ ｃ ｎ ｌｇ ｎ ｎ ｉｅ ｒ ｇ ｃ ｅ ｃ ｅ ｈ ｏｏ ｙ ａ ｄ Ｅ ｇｎ ｅ ｉ ｎ
１ 模 型及实验设 备
１ １ 实验模 型 ．
的安装示 意 如 图 ２所 示 。垂 尾 根 部 ６ ％ 弦 长处 粘 ３ 贴 电阻应 变 片 以测 量 根部 弯矩 ；０ 翼展 、６ 弦 长 ９％ ３％
处及 ９ ％翼展、２ ０ ８ ％弦长处分别安装加速度传感器
测 量翼尖 前 缘和翼 尖 后 缘 的加 速 度 抖 振 响 应 ， 应 感 轴垂 直 于垂尾 平 面 ； 了测 量垂 尾 表 面上 的脉 动 压 为
用 Ｐ Ｂ ８ Ｂ ７ １倍 增 益 。动 态 应 变 仪 选 用 奥 地 利 Ｃ ４３０ ，
Ｄ ＷＥ Ｒ Ｎ公 司 的 Ｄ Ｑ — Ｒ Ｄ Ｅ Ａ 模 块 。应 变 Ｅ ＴＯ Ａ ＰＢ ＩＧ — 片用 Ｂ Ｉ Ｇ — Ｏ Ｐ － 半 桥 连 接 ， 压 ５ Ｖ。数 Ｒ Ｄ Ｅ Ｃ ＭＬ Ｌ４， 桥
度 ，０ｍ ｓ｜Ｔ 垂 尾 外 露 翼 面 积 ，． ９ ７ ５ ／ ；ｖ为 ｓ ０ ０ １２６ｍ ； Ｃ 为 垂尾平 均 气动 弦长 ，．８ ０ ２５ｍ。
据 采集 模块 选 用 Ａ ｉｎ １３ ｇｅｔＥ ４２多 通 道 数 字 化 仪 模 ｌ 块， 采样 精度 为 １ ６位 Ａ 采 样 带 宽设 置 为 ２０Ｈ ， Ｄ， ５ ｚ 采 样频 率为 １２０Ｈ ， ８ ｚ采样 点数 为 １ ６／ 道 。 ５３０ 通 对 每个 实验 点进 行 １ 的数 据信 号采 集 ， 后 ２秒 然 将 信号 值送 到计 算机 中贮 存 和处 理 。
第一作者简介 ： 肖春生 （９６ ）男 ， １７一 ， 贵州贵 阳人 ， 工程师 。研究
方 向： 实验空气动力学 。
－学
技
术
与
工
程
７卷
一
先计算得脉动弯矩的平均值 ：
∑
ｉ ＝ １
（） ２
√——∑（—一 （ ／ ■１丽—— ＿ 刍— Ｉ ｔ 厂 厅 — ） ｒ ３ ）
翼尖 加速 度 均方 根值 的计 算方 法 同上 。
为了便于分析 ， 将根部弯矩应变转化为根部弯
矩系 数 ： ｃ ＝
ｑ ３ｗ ｃ ｗ
（） ４
（） ４ 式其 中， ｃ 为根部脉动弯矩系数均方根值 ； 为 ｑ
图 １ 模 型在风洞 中安装示 意图
来 流 动压 ， ＝ ｑ
； ｐ为来 流 密 度 ； Ｖ 为来 流 速