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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“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。
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。
一、实验目的1. 了解飞机翅膀在起飞和巡航阶段的行为特征。
2. 探究飞机翅膀摇摆的原因及其影响因素。
3. 通过实验验证飞机翅膀摇摆对飞行稳定性的影响。
二、实验原理飞机翅膀的摇摆是指飞机在起飞和巡航阶段，机翼产生的轻微上下摆动。
这种摆动主要与以下几个因素有关：1. 地面效应：在起飞初期，飞机在地面上加速，机翼与跑道、机轮之间的相互作用会导致翅膀产生摆动。
2. 翼型设计：机翼的翼型设计对摆动有较大影响，翼型形状、翼弦长度、后掠角等都会影响摆动的幅度和频率。
3. 飞行速度：飞机在巡航阶段，随着飞行速度的增加，翅膀摆动的幅度和频率会发生变化。
4. 空气动力学效应：机翼在飞行过程中，受到的空气动力学效应也会导致翅膀产生摆动。
三、实验器材1. 实验平台：一架模型飞机，包括机身、机翼、尾翼、起落架等。
2. 测量工具：秒表、卷尺、角度计等。
3. 记录工具：笔记本电脑、实验记录表等。
四、实验步骤1. 起飞阶段实验：（1）将模型飞机放置在实验平台上，调整起落架高度，使飞机平稳。
（2）启动发动机，观察飞机在起飞过程中的翅膀摆动情况。
（3）记录起飞过程中的翅膀摆动幅度、频率以及持续时间。
2. 巡航阶段实验：（1）调整飞机速度，使其进入巡航状态。
（2）观察飞机在巡航过程中的翅膀摆动情况。
（3）记录巡航过程中的翅膀摆动幅度、频率以及持续时间。
3. 影响因素实验：（1）改变翼型设计，观察翅膀摆动情况的变化。
（2）调整飞行速度，观察翅膀摆动情况的变化。
（3）记录实验数据，分析影响因素。
五、实验结果与分析1. 起飞阶段实验结果：实验结果显示，在起飞初期，飞机的机翼会产生轻微的上下摆动，摆动幅度约为1-2厘米，频率约为1Hz。
地面效应是导致翅膀摆动的主要原因。
2. 巡航阶段实验结果：实验结果显示，在巡航阶段，飞机的机翼摆动幅度约为0.5-1厘米，频率约为0.5Hz。
随着飞行速度的增加，翅膀摆动幅度逐渐减小，频率也逐渐降低。
3. 影响因素实验结果：（1）翼型设计：改变翼型设计后，翅膀摆动幅度和频率有所变化。
基于LMS b的发动机尾吊客机的噪声与振动传递特性测量与分析摘要：大型客机的舱内噪声治理与控制是飞机设计一大难题，通过获得飞机各主要声源的传播机理，进行全尺寸噪声与振动传递特性分析是其中的关键技术之一。
本文介绍了基于互易性原理的大型客机噪声与振动传递特性测量与分析方法，利用LMS b、低体积声源及声压与加速度传感器，获得测试样机的噪声与振动频响函数（FRF）、幅值与相位传递函数及相干函数，分析发动机尾吊客机吊挂、机身结构、舱内设施与舱内空腔间的噪声与振动传递特性，验证了该方法在大型客机工程应用可行性。
关键词：噪声与振动；发动机尾吊；大型客机；传递函数1. 引言民用飞机的设计、研制与制造是大规模的系统集成型创新过程，是国家科技力量的集中体。
目前，大型客机项目作为国家重点专项已经进行全面研制阶段。
一方面，大型客机的安全性、可靠性要通过适航验证；另一方面，其经济性、舒适性更要经受商业运营的考验。
飞机舱内噪声环境作为客机舒适性的重要指标，在追求航空旅行人性化的今天，已经越来越受到人们关注。
劣质的飞机舱内声学环境更易使机务人员产生疲劳与注意力分散，产生安全隐患；过量的舱内噪声引来乘坐旅客的抱怨与投诉，削弱飞机制造商的核心竞争力，影响客机的商业运营。
为此，各大飞机制造商都相当关注飞机的舱内声学环境，设定飞机声学性能要求，控制与治理舱内噪声。
而从声学设计与降噪减振角度分析，获得飞机各主要声源的传播机理，进行全尺寸噪声与振动传递特性分析是综合治理飞机噪声、开展飞机声学设计的关键技术之一。
通过对噪声与振动传递路径分析（TPA），幅值与相位的传递函数（TF）识别，相干性函数（Coherence）的获取，得到机身结构与舱内声场间的传递特性，从传播途径上治理飞机的舱内噪声是行之有效的途径。
从噪声源角度分析，商用飞机的主要声源是发动机噪声，因此，发动机的布置，即发动机在飞机上的布局形式对舱内声学环境影响很大。
目前，尾吊与翼吊是大型客机发动机布置的两大主要形式。
全尺寸飞机双垂尾试验载荷施加装置研究夏龙【摘要】双垂尾结构静强度考核是全尺寸飞机结构静强度验证试验中的重要考核项目之一.双垂尾结构的飞机由于其气动布局的影响,垂尾试验载荷施加与其他结构相互干涉.本文根据垂尾试验载荷的难点,设计研发了通用型垂尾试验承载系统,采用胶布带-杠杆系统结合拉压双向载荷施加装置,确保垂尾载荷施加.同时,在承载系统的基础上,解决了试验中位移测量的安装、试验件与加载设备的重量扣除的问题.该技术的实现有效地避免了干涉问题,并成功应用于全尺寸飞机结构静强度试验中,取得了良好的效果,对后续的双垂尾结构强度试验具有一定的借鉴意义.【期刊名称】《工程与试验》【年(卷),期】2019(059)002【总页数】3页(P105-107)【关键词】双垂尾结构;全尺寸飞机;载荷施加装置【作者】夏龙【作者单位】中国飞机强度研究所,全尺寸飞机结构静力 / 疲劳航空科技重点试验室,陕西西安 710065【正文语种】中文【中图分类】V262.71 引言随着现代战斗机的不断发展，双垂尾结构得到了普遍应用，而垂尾结构强度考核是全尺寸飞机结构静强度验证试验中的重要考核项目。
军用飞机结构强度规范及适航条例中明确提出，垂尾结构的强度验证是飞机进行飞行试验及设计定型试验中的一项考核试验[1]。
全尺寸飞机中，双垂尾结构由于其结构特点，导致垂尾静强度验证试验增加了很多技术难点。
传统的同类型垂尾试验已有完成的先例，其所采用的载荷施加模式还是建立在胶布带-杠杆加载系统的基础上，加载设备安装于水平承力柱上，通过钢索、拉板等载荷传递装置与杠杆系统连接，进行试验载荷的施加。
传统的这种加载方式，整套加载系统安装于试验件上方，在每个试验工况完成之后均需拆除所有设备，接着安装准备下一种试验工况。
这种试验工况之间加载设备的换装，容易出现试验件意外损伤或人员作业安全问题，存在着很大的风险。
为降低试验中的实施风险，提高试验效率，减少重复工作，并进一步提高垂尾试验加载精度，本文提出了双垂尾试验载荷施加的新方法，即根据全尺寸飞机中双垂尾结构具体考核目的，将试验载荷进行简化处理，结合胶布带-杠杆系统和双向载荷施加装置，减少试验工况之间加载点的拆除及安装工作[2]。
第18卷 增 刊应用力学学报V ol.18 S I 2001年9月CHINESE JOURNAL OF APPL IE D MECHANICS Sep.2001文章编号:100024939(2001)SI20142209飞机抖振问题研究进展Ξ牟让科 杨永年(西北工业大学 西安 710072)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2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。
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1 引 言飞机抖振属于非线性气动弹性问题,人们对此问题的认识可以追溯到三十年代初,当时,一架容克F13飞机在英国Moepthan失事的原因就是由于上升气流和攻角突然增大诱导的飞机抖振引起的。
此后的相当长的时期内,人们对此类问题进行着理论分析和试验研究,由于气动特性出现严重的非线性,并且气动力计算需要大量的计算机资源,在当时计算机技术无法满足的情况下,只有研究简化的线性气动弹性模型(如准定常理论,小扰动势流理论(跨音速例外))和经验、半经验气动模型处理问题。
随着近20年来计算流体力学(CFD)、计算机技术的迅猛发展,复杂的非定常Euler方程和全N2S方程的求解已成为可能,尤其近十年来,基于全N2S方程气动模型的飞机抖振问题的研究进入了高潮。
现代战斗机飞行包线可延伸至致使气流产生分离、脱体涡、涡破裂的现象的大攻角范围。
大攻角气流分离会产生机翼、尾翼、鸭翼的抖振;大后掠机翼低速大攻角飞行时机翼、机身前缘的分离涡破裂产生的尾流会诱导尾翼抖振;跨音速区激波-附面层相互作用会诱导机翼抖振等。
本文将针对这些问题研究现状作一介绍。
Ξ来稿日期:2001205210第一作者简介:牟让科,男,1966年生,中国飞机强度研究所高级工程师,西北工业大学在职博士生12 机翼抖振机翼抖振(Buffeting )是翼面上气流分离诱导作用于翼面上的随机气动激励产生的飞机动态响应[1]。
飞机双垂尾载荷自平衡校准
郭正旺;曹景涛;蒋启登;李俊
【期刊名称】《强度与环境》
【年(卷),期】2009(036)004
【摘要】利用研制的能够远距离、大跨度双向加载、可移动的专用液压加载设备,对飞机双垂尾加自平衡载荷进行校准研究.通过对结构受载的分析,简化了结构受载情况,论证了飞机双垂尾的左右两部分加平衡载荷同时进行校准的可行性.使用该技术,不用搭建承力架和复杂地固定飞机,而只需通过地面人工操作即可对双垂尾的左右两部分同时进行校准,能够大大降低飞机垂尾载荷校准试验的难度、风险和成本,对其它飞机此类结构的载荷校准具有一定借鉴作用.
【总页数】5页(P19-23)
【作者】郭正旺;曹景涛;蒋启登;李俊
【作者单位】中国飞行试验研究院飞机所,西安,710089;中国飞行试验研究院飞机所,西安,710089;中国飞行试验研究院飞机所,西安,710089;中国飞行试验研究院飞机所,西安,710089
【正文语种】中文
【中图分类】V217
【相关文献】
1.飞机V型外倾双垂尾载荷校准技术 [J], 曹景涛
2.飞机载荷校准系统数采子系统现场校准方法 [J], 陶蓓
3.全尺寸飞机双垂尾试验载荷施加装置研究 [J], 夏龙
4.飞机作动器连杆光纤光栅载荷校准方法 [J], 鲁明宇; 马超; 李翔宇; 张智; 武兆伟; 李栋成; 高丽敏
5.飞机载荷校准虚拟试验建模方法研究 [J], 孟敏; 吴波; 李俊
因版权原因，仅展示原文概要，查看原文内容请购买。
飞机垂尾抖振响应的飞行试验研究李小路;唐凯;雷鸣【摘要】介绍了国内外垂尾抖振试飞的最新进展情况，并就抖振试飞中可以采用的试飞方法，从理论上进行了分析。
飞行试验采用收敛转弯的试飞方法，通过在左、右垂尾上加装的振动加速度传感器，得到了不同马赫数下垂尾的抖振响应情况。
在对数据进行均方根分析、时频分析和自功率谱密度分析等方法的基础上建立起抖振响应和迎角、频率的关系后发现：垂尾抖振响应主要集中在垂尾低阶模态频率上；垂尾的抖振响应随迎角、马赫数的增加而增加，其中受迎角的影响大于受马赫数的影响；且飞机在超过初始抖振迎角以后，随迎角的继续增加，垂尾翼尖后缘处的抖振响应显著大于垂尾翼尖前缘位置。
%This paper introduces the latest developments about flight tests of the vertical-fin buffeting from domestic and overseas.Deduces and analyses theoretically on the flight test meth-od for buffeting flight test are done.In domestic,the analysis of buffeting mostly focuses on the-oretical derivation and wind tunnel test up tonow.But in actually flight,the result usually has some difference with theoretical derivation and wind tunnel test.In order to find the variation of buffeting in flight test,six acceleration-sensors on the vertical-fin are installed,including tip of leading edge,middle of leading edge and tip of trailing edge both in left and right vertical-fin.In flight test,wind-up-turn flight method is used at pressure altitude of 10000 meters,Mach from 0.65 to 0.95.From the test,the buffeting response of the vertical-fin in different Mach numbers is got.Then by the analytical method of root-mean-square (RMS),time-frequency analyses and power-spectrum-density(PSD),establishing the relation between buffeting response and either angle of attack (AOA)or frequency,given the initial angle of attack at different Mach numbers, we can find that the buffeting response is in accord with the variation in strouhal equation.The response mainly is in low-order model frequency of the vertical-fin,and this key frequency chan-ges with flight state and measuring position.The vertical-fin buffeting response increases with the increase of both the angle of attack and Mach number,and the angle of attack influences more.After plane exceeds initial buffeting angle of attack in flight,the buffeting response of the after edge in the tip of the vertical-fin is significantly greater than that of the leading edge with the increase of the angle of attack.【期刊名称】《实验流体力学》【年(卷),期】2014(000)002【总页数】6页(P21-26)【关键词】抖振;垂尾;收敛转弯;模态频率;迎角【作者】李小路;唐凯;雷鸣【作者单位】中国飞行试验研究院，西安 710089;中国飞行试验研究院，西安710089;中国飞行试验研究院，西安 710089【正文语种】中文【中图分类】V225+.1;V216.2+10 引言现代空战形式的发展对作战飞机的机动性能提出了越来越高的要求，以F/A-18等战斗机为代表的现代高性能战斗机应运而生。
