陈震宇，刘 洋，徐 亮

中国商用飞机有限责任公司 上海飞机设计研究院，上海 201210

0 引 言

抖振是一种由飞行器分离气流脉动压力引起的机体结构强迫振动，抖振激励来自引起主翼变形的分离流。Mabey[1]研究了由分离流动引起的飞行器翼面动态载荷相关规律和特点，给出了主翼抖振试验方法、抖振预测和减缓方法。抖振分为升力型与非升力型两类。出现在翼面上的大迎角抖振、激波引起的抖振以及主翼尾迹导致的尾翼抖振，都属于升力型抖振。目前对飞机抖振的研究多集中在主翼抖振和垂尾抖振两方面。Zan 等[2]通过风洞试验研究了低速情况下的主翼抖振激励特性，发现在过失速条件下抖振激励参数与主翼的平面形状相关性不大，而受分离流及迎角变化的影响较大。Flynn 等[3]通过低速风洞试验研究了抖振激励被动减缓的问题，发现随着翼面附近分离流投影面积的增大，抖振激励也随之增大。王巍、杨智春等[4]基于抖振主模态响应控制思想设计了垂尾抖振压电主动控制系统，降低垂尾模型抖振响应功率谱密度函数峰值50% 以上。张庆、叶正寅[5]通过三角翼前缘的充气气囊影响分离涡流的流动和涡破裂位置来减小垂尾表面压力脉动幅度和功率谱密度峰值。韩冰等[6]通过数值模拟方法研究了三角翼涡破裂诱导的垂尾抖振相关特性。

目前主流的抖振减缓方案[7-8]及主动控制方法[9-11]研究多集中在战斗机的跨声速阶段和低速大迎角阶段[12-13]，针对如F/A-18[14-15]等战斗机的垂尾抖振问题，从垂尾表面定常/非定常载荷、脉动压力特性、表面压力分布特性等方面进行了较为完善的试验及理论研究。……