左益宏

(中航工业中国飞行试验研究院，陕西西安710089)

0 引言

颤振/ASE 飞行试验是现代电传飞机飞行包线扩展的重要科目，也是飞机是否满足气动弹性要求的最终验证手段。虽然在颤振/ASE 试验/分析技术近年来有显著的提高，但是，颤振/ASE 试验仍然还是一种非常危险的项目，试验中仍然有事故发生。现代飞机一般都采用了复杂的电传飞控系统，具有广阔的高度速度包线，影响颤振/ASE 试飞的安全因素也大大增加。本文从国军标对颤振/ASE 的要求进行分析，重点讨论了试飞状态点的安排、包线扩展方法和颤振边界预测技术等。

1 标准要求

飞机及其部件在其飞行环境内，应具有足够的速度安全余量和阻尼安全余量，以防止颤振、嗡鸣、发散、气动热弹性、气动伺服弹性、持续有限幅值振荡或其它动态气动弹性的不稳定性。本要求适用于下列项目的整个设计范围，包括:高度、速度、机动飞行、重量、燃油量、热情况、外挂构形、任何明显损失刚度的设计受载情况以及其他受载情况(如襟翼状态、液压压力状态或其他可变的飞机系统或可能影响气动弹性稳定性的情况)，包括正常和破损情况。

分析和/或试验应证明:

1)在等马赫数和等高度线上所得到的飞机飞行限制速度(VBLB)或限制马赫数(MBLB)包线的所有点上，当量空速(VBEQUB)提高15%不会发生颤振(见图1);

2)在所有高度上，飞行速度从最低巡航速度直到飞行限制速度，任何临界颤振模态或任何显著的动态响应模态，其阻尼系数(包括气动和结构阻尼两部分)至少应为0.03;

3)对于带有主动控制系统的飞机，应保证在控制系统接通和断开时，也满足上述的速度余量和阻尼要求;

4)应控制飞控系统与飞机结构模态之间的相互影响，以防止任何气动伺服弹性不稳定性。

在飞控系统的工作温度范围，飞控系统的所有工作状态，如正常状态、故障状态、系统模式转换和增稳系统的接通和断开状态(如果断开为设计状态)，都应满足1)，2)条的稳定性设计要求。此外，对于任何单一的飞控系统反馈回路，在速度直至VBLB (或MBLB)时，飞机的结构模态应具有下列稳定性裕度:①增益裕度至少为6 dB;②相位裕度一般不少于60°。

图1 最低要求的颤振余量图示

我们通常认为在等高度上具有15%的颤振余量具有实际意义，在等马赫数上15%颤振余量已经到海平面以下了，没有实际意义，而在试飞中不予考虑。

实际上15%的颤振余量主要考虑以下两个方面的因素:①由于阵风扰动、操纵失灵或超出使用范围等原因，飞机的飞行速度可能超出限制速度。这条应该是针对等高度上有15% 的颤振余量的要求;②飞机在使用中由于结构特性和飞行控制系统特性的小量变化引起的不确定性。这条则是同时针对等高度和等马赫数具有15%的颤振余量要求。

我们已经从某型飞机的颤振飞行试验中得出了一些结论，根据该飞机的试验数据按等高度进行外推具有15%的颤振余量，而按等M 进行外推则不满足15%颤振余量的要求。如果不考虑等马赫数的结果，将得出该飞机满足国军标要求的结论。

从上面的分析中可以看出，试飞中应该要考虑等高度和等马赫数15%颤振余量的要求。

0.03 的最小阻尼要求表明气动力是增稳的，因为通常所有结构模态的零空速阻尼明显小于0.03。对于与升力面有轻微耦合的吊舱和外挂物的模态(且与颤振临界模态无关)，结构阻尼小于0.03 不会造成危险。然而，这种小阻尼模态可能容易对紊流产生响应，从而对结构疲劳、驾驶员操作和外挂投放等有不利影响。

2 试验状态点的布置

针对不同类型的飞机，应根据颤振/ASE 理论分析和风洞试验的结果，找出对于颤振/ASE 来说比较危险的高度、速度(或马赫数)的组合。同时还应考虑容易发生嗡鸣、极限环等非线性气动弹性现象的区域。图2 给出了F22 飞机颤振分析得出的可能存在问题的危险区域。

在布置试验点时，应重点关注这些比较危险的区域，在接近危险区域时需要布置较多的试验状态点，同时在试飞时也应重点关注这些区域。

此外，考虑到要同时给出等高度和等马赫试飞的结论，在布置试验点时，应同时考虑等高度和等马赫数。

试验点一般应按如下方式进行选择:

1)在等高度条件下，应以安全的适当增量逐渐增加马赫数(或速度)，直至限制速度。应选择三个或三个以上高度来试验:①能达到最大设计马赫数的最低高度;②开始出现跨声速效应的最低高度;③能达到最大设计动压的最低高度。马赫数的间隔应根据理论分析及风洞试验来确定，在颤振速度较低的马赫数(即凹坑最低点)处应布置的越密集，马赫数间隔一般按0.02 ～0.05 选取。在远离颤振/ASE 危险的区域，马赫数(或速度)步长可适当增大。

图2 F22 飞机颤振分析结果

2)在等马赫数条件下，以安全的适当增量增加速度(即降低高度)，直至能够保证飞行员与飞机的安全的最低高度。越低的高度，颤振试飞结果越准确，但其风险也越大。在美国国防部联合使用规范指南(飞机结构)中指出:颤振试飞最低高度应是地平线以上2000 英尺(约600 m)或更低，但应兼顾到飞行员和飞机的飞行安全。对于高度的间隔，在从高高度到低高度，间隔应逐步减小，一般当量空速不超过50 km/h。

按上述两种条件安排完试验点后，在高度速度包线中形成一张网状图形。图3 给出了F/A －18E/F 颤振飞行试验状态点布置。

3 包线扩展方法

一般情况下，试验顺序依照高度从高到低、速度(或马赫数)从小到大逐渐接近飞行包线中的最大使用速度。为了确保飞行安全，按照等马赫数扩大飞行表速、等表速扩大马赫数的原则，采取锯齿型方法，循序渐近逐步扩展试飞包线;在一个起落中，仅改变马赫数和飞行表速两个参数中的一个参数，另一个参数保持不变，以减小引起颤振/ASE 变化的外界因素。

在包线扩展中，应对飞机的动态特性、飞控系统和ASE 稳定裕度及飞机结构响应特性进行整体检查，逐步扩展飞行包线。在实际试飞中应结合飞行品质及飞控试飞进行。首先在飞机的安全区域进行试飞，积累足够的基础数据，向外扩展飞行包线时，通过颤振试飞的数据进行外推，确保下一个试验点颤振是安全的之后，先在该试验点进行飞行品质的检查，确保飞机在该状态点是可控的，然后进行飞控系统的检查，确保飞控系统是稳定的，最后进行颤振/ASE 科目的检查，得到该状态的数据后，结合以前的试飞数据进行外推，如此循环，逐步扩展飞机的飞行包线。另外在进行低空大速度试飞时，同时也应关注飞机的结构强度是否满足要求。

图3 F/A－18E/F 颤振飞行试验状态点布置

4 颤振/ASE 边界预测

颤振/ASE 边界预测是颤振/ASE 飞行试验的最后一个环节，它关系到飞机颤振/ASE 试飞的安全性、准确性，对加快试飞进度具有至关重要的意义。颤振余量的估计基本思路是根据已经完成的状态点获得的试飞数据，选择适当有效的方法进行亚临界外推，预测出颤振边界，保证试飞的安全。颤振边界预测方法分为两大类:基于试验数据的预测方法和基于数学模型的预测方法。基于试验数据的预测方法主要包括:速度－阻尼系数法、包线函数法和颤振余量法等;基于数学模型的预测方法目前主要有基于μ 方法的鲁棒颤振边界预测方法。但是，不论用什么方法进行外推，结果的可信度都受到一定限制。特别是当颤振速度远高于颤振飞行试验所达到的飞行速度时，要进行大幅度外推时，要想达到可信的结果就更难。只能依靠理论分析、地面试验和飞行试验的综合分析来进行颤振余量的评价。

现代飞机基本上都采用了电传飞控系统，飞控系统的引入对飞机的结构模态参数可能会产生影响。飞控系统的控制增益随飞行速度(速压)的变化不是线性的，在某些区域会发生突变，而这种影响可能带来飞机模态参数的突变，这对利用阻尼来进行颤振边界预测产生不利影响，同时也给试飞安全带来隐患，这也是我们在试飞中需要特别关注的问题。

我们通常在进行颤振边界预测时只进行等高度边界预测，一般在高空横坐标选择M 数，在低空选择表速。实际上标准上要求15%颤振余量是当量空速，由于M 数在等高度上与当量空速成正比，而表速在等高度上与当量空速不是正比关系，所以选择M 数作为横坐标是可行的，而选择表速作为横坐标可能带来较大的误差。当然，横坐标选择当量空速就不会存在上述问题了。

从标准的要求来看，我们还必须进行等M 数的边界预测，横坐标应选择当量空速。

5 结束语

本文对国军标对颤振/ASE 的要求进行了详细的分析，指出了试飞中应该注意的问题。对试飞中试验状态点的安排、包线扩展方法以及颤振边界预测等应该注意的问题进行了分析。

［1］［1］William D. Anderson F －22 Aeroelastic Design and Test Validation ［C］ // 48th AIAA/ASME/ASCE/AHS/ASC Structures，Structural Dynamics，and Materials Con. Honolulu:2007.

［2］Brian Hayes，W. Charles E. Goodman F/A －18E/F SUPER HORNET FLUTTER CLEARANCE PROGRAM ［C］ // 44th AIAA/ASME/ASCE/AHS Structures， Structural Dynamics，and Materials Confere. Norfolk:2003.

［3］GJB 67A.7 －2008 军用飞机结构强度规范使用说明 气动弹性［S］. 2008.