飞机颤振模态参数的辅助变量方差辨识及渐近分析

颤振试飞脉冲激励信号分析技术关爱锐;刘旭华;张芹芹【摘要】Flutter mode parameters identification plays an important role in flight flutter test. A method is introduced to analyze the impulse excitation signal of flight flutter test. The improved spatial correlation filtering algorithm is used to reduce die noise of the impulse respond signal and improve the estimating precision of frequency response function. The orthogonal polynomial subsection fitting is used during model parameters identification, which helps to achieve estimating the flutter mode parameters.%颤振模态参数识别是当前飞机颤振试飞的一个重要课题.介绍了一种脉冲激励颤振试飞信号数据处理方法.采用改进的空域相关滤波法对脉冲响应信号进行降噪处理,改善频响函数估计精度.在模态参数识别过程中采用有理分式正交多项式分段拟合技术,实现颤振模态参数估计.【期刊名称】《科学技术与工程》【年(卷),期】2012(064)004【总页数】3页(P836-838)【关键词】颤振试飞;脉冲激励;空域相关滤波;正交多项式;模态参数辨识【作者】关爱锐;刘旭华;张芹芹【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】V215.34颤振飞行试验是新机或有重大改型飞机都必须进行的试飞科目，是世界公认的Ⅰ类风险试飞科目。

第15卷增刊计算机辅助工程 V ol. 15 Supp1. 2006年9月COMPUTER AIDED ENGINEERING Sep. 2006 文章编号：1006-0871(2006)S1-0053-03机翼有限元模型振动和颤振特性分析刘成玉，孙晓红，马翔(中航第一飞机设计研究院，陕西西安 710089)摘 要：采用MSC Patran，MSC Flds建立某型飞机机翼的动力学有限元模型. 应用MSC Nastran中求解序列SOL 103对其进行固有模态分析，利用求解序列SOL 145进行颤振分析.通过分析得到该机翼的振动和颤振特性，为飞机研制提供依据.关键词：机翼；结构动力学；有限元模型；振动；颤振；MSC Nastran中图分类号：V215.34; TP391.9文献标志码：A0 引言飞机结构的振动和颤振分析需要建立结构动力有限元模型，模拟结构的刚度和惯量，从而确定飞机结构的固有动力特性. 首先采用MSC Patran建立了机翼的结构动力学有限元模型，应用MSC Flds 中的气动弹性模块建立非定常气动力计算模型，然后使用MSC Nastran进行模态分析和颤振特性分析，计算结果有待试验的进一步验证.1 机翼结构动力学有限元模型的建立在机翼静力分析有限元模型的基础上，按照机体结构传力路线进行简化，并加入质量特性，生成动力学有限元模型.1.1 质量特性的加入由于静力分析的有限元模型与动力分析模型不同，需要经过必要的修改和转换. 在熟悉静力模型各个部件所采用的有限单元和材料特性的基础上，给材料特性卡加上密度项使模型具备质量特性（质量、质心、惯量），然后再对模型进行质量估算和振动分析.利用MSC Patran软件对静力模型进行修改，首先把机翼模型拆分为8个部分，即外翼盒段、固定前缘、固定后缘、翼梢小翼、内襟翼、外襟翼、副翼和缝翼，并生成相应的模型文件；然后逐一对各个部件加入材料密度或是集中质量，使各个部件的质量特性与真实结构的质量特性尽可能一致. 系统及燃油质量，用集中质量卡（CONM2）施加于相应质心上，并用MPC元约束在主盒段上. 经过调整后的有限元模型结构质量特性与目标值是一致的.1.2 局部模态的消除将添加了质量特性的单机翼有限元模型在飞机对称面处固支，进行机翼的振动特性分析以检查是否有局部的模态存在. 通常消除局部模态所用的方法为：消去模型中一些元素（如劲力模型中的虚杆、虚板等元素），或者加上必要的约束. 经过不断修改和调整模型，使得在感兴趣的频率范围内不出现局部模态. 对于本次计算而言，感兴趣模态包括机翼一弯、机翼二弯、机翼一扭、小翼弯曲、副翼旋转等. 最后形成的机翼动力学有限元模型见图1.图 1 机翼动力学有限元模型2 模态分析将单机翼动力学有限元模型在飞机对称面处固支，应用MSC Nastran求解序列SOL 103对机翼基本设计状态（机翼油箱无油情况）进行振动模态分析，再用MSC Patran进行后处理. 各主要振动模态的计算频率值见表1；各主要振动模态的振动形态见图2～图7.54 计 算 机 辅 助 工 程 2006年表 1 机翼固有频率计算结果模态阶数模态名称 计算频率/Hz1 机翼一弯 3.332 机翼水平一弯 8.463 机翼二弯 9.404 机翼三弯 15.165 机翼一扭 19.586 小翼弯曲 22.517 机翼水平二弯 24.548 机翼二扭 27.17 9副翼旋转28.77图 2 机翼1阶弯曲模态图 3 机翼2阶弯曲模态图 4 机翼3阶弯曲模态图 5 机翼1阶扭转模态图 6 翼尖小翼弯曲模态图 7 副翼旋转模态3 颤振特性分析3.1 机翼颤振计算气动分区及网格划分应用MSC Flightloads 中的气动弹性模块，将机翼划分为6个气动分区，其中副翼、翼尖小翼单独分区；机翼的主翼面分别从内、外襟翼的分界处，襟翼、副翼分界处，副翼外边界及翼尖小翼根部划分. 机翼的气动分区及网格划分见图8.图 8 机翼气动分区及网格划分3.2 机翼基本设计状态的颤振分析应用MSC Nastran 求解序列SOL 145对机翼有限元动力模型进行变飞行高度的颤振计算. 颤振计算结果见表2，在飞行零高度下的颤振计算v-g-f 曲线见图9. 飞行高度在2 200 m 计算颤振速度V f 为324.60 m/s ，则当量颤振速度V Fdl 为：V Fd1=28.291986.0/225.1/60.324//0==ρρf V m/s 从表2和图9可见机翼颤振机理主要是以机翼一扭模态为主、机翼弯曲模态参与的耦合型颤振.表 2 机翼基本设计状态变飞行高度颤振计算结果飞行高度/m 0 2200 7300 10688 颤振速度Vf/m·s －1 296.47324.60 412.0 497.07颤振频率/Hz16.0216.00 15.91 15.85当量颤振速度/ m·s －1296.47291.28 281.62 276.15颤振机理机翼弯扭型颤振增刊 刘成玉，等：机翼有限元模型振动和颤振特性分析 55f (H z )V (m/s)图 9 机翼基本设计状态（机翼无油、飞行0高度）v-g-f 曲线4 结束语建模中往往存在某些不确定的因素，如果模型建立的比较合理，用MSC Nastran 可以给出非常接近实际的结果. 对机翼结构做动态特性分析，要做到从理论上准确计算固有频率，必须构建出一个精确的动力学有限元模型，而建模及分析的准确性，必须用试验加以验证. 在目前质量和刚度分布数据条件下，通过对机翼有限元模型的振动和颤振特性分析，可以看出机翼的颤振机理是以机翼一扭为主、弯曲模态参与的突发型颤振；基本设计状态下机翼颤振特性符合颤振包线的要求.参考文献：[1] MSC Patran User’s Manual[K].[2] MSC Nastran Quick Reference Guide[K].[3] MSC Nastran Aeroelastic Analysis User’s Guide[K].（编辑 廖粤新）。

Scie n ee and Tech no l ogy&Inno v ati o n I科技与创新|2021年第05期］---------------文章编号：2095-6835（2021）05-0001-06小型民用飞机颤振试飞数据处理研究寇宝智，卢晓东（中国飞行试验研究院飞机所，陕西西安710089）摘要：针对小型民用飞机颤振试飞中常采用大气紊流进行激励的特点，在颤振试飞数据处理方面，介绍了工程中常用的频域空间域分解法与增强频域分解法这两种模态参数辨识算法，同时介绍了一种近几年发展的基于经验模态分解和自然激励技术的模态辨识算法。

对比分析了三种算法的内在联系，同时对实际工程使用中功率谱估计的影响及参数选择进行了分析。

最后将三种辨识算法应用到某小型民用飞机颤振试飞中，保障了该型机颤振试飞安全顺利完成，表明多算法使用在试飞数据处理中是有效且必要的。

关键词：小型民用飞机；颤振试飞；频域空间域分解法；增强频域分解法中图分类号：V217文献标志码：A关于小型民用飞机的颤振适航验证问题，中国、美国和欧洲等国家和地区都在适航规章中都有明确的相关要求，即所有新设计型号或对颤振特性有重要影响的重大改进型号，都必须通过理论分析、地面试验、颤振飞行试验或其他必要的手段，表明飞机在气动弹性稳定性要求的包线内都不发生颤振。

中国适航规章CCAR23部《正常类、实用类、特技类和通勤类飞机适航规定》在23.629“颤振”条款中给出了颤振适航验证的相关要求，通过条款要求可知飞行颤振试验是必须的符合性验证方法。

CCAR23.629（b）条规定必须用飞行颤振试验表明飞机没有颤振、操纵反效和发散，并表明在直至V d的速度范围内采取了合适的和足够的步骤来激发颤振，试验中结构的振动响应表明不发生颤振，在速度V d时阻尼有合适的余量，接近V d时阻尼没有大而迅速的衰减。

由此可见，在小型民用飞机颤振试飞中，关键模态的阻尼辨识是试飞数据处理中的关键技术，阻尼辨识关系到飞机试飞效率与安全。

改进VMD算法在颤振试验信号模态参数辨识中的应用作者：顾文景周丽来源：《振动工程学报》2021年第02期摘要：提出了一種基于改进变分模态分解（Variational Mode Decomposition， VMD）的模态参数辨识算法，用于颤振试验信号的数据处理。

采用自然激励技术提取脉冲响应信号;利用信号的先验信息结合本文提出的适应度函数，求解最优分解参数;用参数优化后的VMD算法将信号分解为指定个数的信号分量，每个分量仅含单一频率的振动模态;用矩阵束法识别模态参数。

数值仿真和风洞试验研究表明：改进的VMD算法可以有效分离颤振试验信号中的密集模态，提高模态参数辨识的精度;结合颤振裕度法，有助于颤振边界的预测。

关键词：颤振试验; 模态参数辨识; 变分模态分解; 参数优化; 颤振边界预测中图分类号： V216.2+4 文献标志码： A 文章编号： 1004-4523（2021）02-0292-09DOI：10.16385/ki.issn.1004-4523.2021.02.009引言颤振是结构在空气动力、惯性力和弹性力耦合作用下产生的一种具有破坏性的自激振动，因而在整个飞行包线内都不允许出现颤振。

由于理论分析和试验模型不足以模拟真实的飞行环境，颤振试验仍是飞机设计中必不可少的一个环节，以确保飞机在设计的飞行包线内不会发生颤振。

颤振试验通常采用环境激励的形式，利用大气紊流对飞机结构的扰动力进行激励，不需要额外的附加装置，相比其他激励方式更经济方便。

但环境激励下的响应属于输入未知的振动响应信号，无法根据系统的输入、输出估计频响函数或脉冲响应函数。

且颤振试验响应信号存在信噪比低、模态分布密集等特点，对信号处理方法提出了更高的要求。

对于环境激励下的模态识别[1⁃3]，为简化问题，通常认为激励信号是高斯白噪声，而响应信号则为平稳的随机信号。

在此假设下，可以从频域或时域的角度，利用信号的统计特征进行系统辨识。

频域的模态识别方法通常采用经典谱估计，利用输入、输出的功率谱密度求解频响函数。