现代高性能飞机垂尾抖振载荷抑制问题的研究进展

飞机垂尾抖振问题是制约现代及新一代高性能战斗机使用性能的主要因素，垂尾抖振载荷抑制也是一个涉及多学科的气动弹性问题。综述了容克13、F15、F／A-18和F22等飞机发生抖振现象到近期的理论与实验研究，从机理上对其进行了分析和分类，并通过风洞试验进行的验证。介绍了研究者提出的被动控制、主动控制技术和研制的导流栅、扰流器和抖振载荷缓解系统以及进行的实际应用。提出对主动控制系统的控制律和智能材料的优化配置还需深入研究和探讨。     

飞机抖振问题研究现状综述

综述了国内外对于飞机抖振问题研究的现状。主要介绍了目前国外对于飞机跨音速激波－附面怪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、垂尾抖振的试验技术和理论方法、研究成果以及发展趋势。另外，也简单综述了垂尾抖振减缓的几种方法，并对这些方法作了评述。     

JL-6飞机抖振边界试飞技术及相关性分析

主要介绍了JL-6飞机抖振边界试飞的试验技术、测试技术和数据处理技术,给出了JL-6飞机的抖振边界试飞结果;介绍了JL-6飞机的抖振风洞试验的试验技术、试验条件和抖振边界风洞试验结果;利用风洞试验和飞行试验得到的数据进行了JL-6飞机抖振边界相关性分析。     

L8飞机从风洞到飞行的抖振相关性研究

介绍了Ｌ８飞机抖振边界修正结果，并与同类飞机Ｌ２９飞行抖振边界进行了比较；给出了Ｌ８飞机抖振边和轻度抖振边界预测值。同时将预测抖振边界和试飞得到的抖振边界作了比较。     

超临界机翼抖振实验研究

本文介绍了FL一2风洞超临界翼型半模抖振实验情况，给出了实验结果。对两副超临界机翼的翼身组合体半模型进行了抖振测力试验，增压抖振测力，流谱观察。使用翼尖加速度计、翼根弯矩采样信号和拐点法获得了两副超临界机翼的翼身组合体的初始抖振攻角。     

确定运输类飞机抖振边界的试飞方法

本文简要介绍了抖振的概念,对抖振边界进行了扼要理论分析,并以Boeing767-200飞机为例,介绍了波音公司确定抖振边界的试飞方法及其选择的试验状态。     

重庆大宁河特大桥成桥状态抖振响应分析

目前桥梁的抗风研究主要针对平原开阔地区,复杂山地风作用下桥梁的抗风问题研究很少。以重庆大宁河钢桁架特大拱桥为对象,通过现场实测,得到了该桥桥址处的风环境特性,包括平均风速沿高度的变化规律、湍流强度、脉动风功率谱密度函数以及湍流积分尺度等参数。根据风特性参数,计算出该桥在成桥状态下的抖振力和响应值,结果表明：即使在45m/s风速下,抖振位移响应也在公路桥梁抗风设计规范（JTG/T D60-01-2004）规定范围内。山区地貌中的平均风速沿高度的变化规律不符合公路桥梁抗风设计规范给出的指数变化率分布,湍流强度明显大于规范值。     

大跨度桥梁抖振响应的频域分析

抖振是大跨度桥梁易发生的一种风振形式。本文根据风洞试验结果和随机振动理论,探讨了处于自然大气湍流中大跨度桥梁抖振的计算方法。在该方法中,自激力采用了更适合抖振特点的完全非定常自激气动力形式,抖振力采用了一种可显示表示水平阵风和竖向阵风贡献的非定常模型。     

涡破裂诱导的垂尾抖振气动弹性分析

通过试验方法分析了三角翼前缘分离涡与垂尾抖振之间的关系,深入研究了尾迹流动对垂尾抖振各阶模态的激励作用。计算得到了垂尾模型固有频率及各阶模态。在风洞试验中,应用激光片光烟流场显示技术,得到了三角翼模型在风速为30 m/s下,各迎角的涡结构;使用加速度传感器测量了垂尾翼根和翼梢的抖振响应;使用热线风速仪测量了垂尾翼根和翼梢位置的脉动速度分量。结果表明:前缘涡破裂后产生的高湍流度的尾迹是垂尾抖振的直接原因,抖振边界与涡破裂的强度和位置有关;涡破裂后尾迹与垂尾产生共振,使得抖振加速度响应频率与垂尾固有频率一致;涡破裂后,在较小迎角下,尾迹对垂尾的高频振动模态的激励较为明显,在较大迎角下,涡破裂流动对垂尾低频振动模态的激励加强了。     

边条翼布局双垂尾抖振特性与机理风洞实验研究

对两种平面形状的边条翼布局模型分别作了双垂尾抖振实验和涡流场激光片光源显示实验研究。抖振实验测量了两种模型双垂尾的翼根弯矩响应和翼尖加速度响应,涡流场显示实验记录了两种模型上典型位置上的涡流场发展状态。通过边条涡流场随迎角的发展和破裂特性与模型垂尾抖振响应特性的对比分析发现:(1)垂尾翼根弯矩、翼尖加速度响应随迎角的变化均与边条涡的发展状态、是否破裂以及破裂程度密切相关;(2)主翼后掠角较大的情况下,机翼前缘涡与边条涡相互干扰,不但加快了涡的破裂使得双垂尾抖振起始迎角减小,而且使得垂尾的抖振响应较大。     

改装苏-80飞机的尾翼抖振研究

以苏-80运输机作为研究对象,设想将它改装成预警机,安装三种不同的雷达天线罩后,对其引发的尾翼抖振方面的特性,用弹性模型风洞实验进行对比定性研究。试验结果表明,只有装有圆盘型雷达天线罩的载机模型在0°俯仰角、12°偏航角的飞行姿态下才发生抖振,说明其加装各种雷达天线罩激发抖振的可能性都很小。     

先进战斗机全动V尾抖振动强度设计与验证

大迎角（AoA）机动飞行能力是先进战斗机的标志性指标之一,中国先进战斗机采用V型垂尾布局的气动设计方案,可充分实现其良好的大迎角机动可控飞行。飞机在大迎角机动飞行时,前机身分离流所产生的高强度脱体涡破裂后产生的非定常扰流将不可避免地打在V型垂尾翼面上,导致V尾结构发生严重的抖振,这不仅会影响飞机的飞行品质等性能,还会导致V尾结构的疲劳损伤,大幅增加飞机的使用维护成本。本文详细阐述了其研发设计过程中攻克的以下关键技术：全动V尾抖振风洞试验"刚/弹"组合模型的设计技术与风洞试验方法,抖振风洞试验的动态测试结果向飞机尺度进行相似转换的原理;基于RANS/LES混合算法进行V尾结构抖振响应的CFD/CSD耦合计算方法;基于正加速度反馈（PAF）的V尾抖振响应压电控制技术;V尾抖振动态疲劳载荷谱的编谱方法与试验实施方案。本文为解决中国先进战斗机、无人机V尾结构抗抖振动强度设计与验证建立了一套较完备理论分析技术、设计准则和试验方法。     

基于ANSYS的斜拉桥抖振时域实用分析方法

抖振是大跨度桥梁易发生的一种风振形式.基于大型通用有限元软件ANSYS,本文提出了一种大跨度桥梁抖振时域实用分析方法.在该方法中,自激力是通过向有限元模型中添加气动刚度和气动阻尼单元的方式实现的.以深圳湾大桥为例,计算了该桥在不同风速和迎角下的抖振位移响应,与传统频域分析结果的比较表明了该方法的可行性.     

大跨度桥梁抖振响应研究

简要介绍了处于自然大气湍流中大跨度桥梁易发生的风振形式之一的抖振概念以及分析抖振的频域法和时域法,概括地介绍了中国空气动力研究与发展中心低速所在该方向上的一些研究工作以及拟开展的研究工作。     

翼刀对双立尾／三角翼立尾抖振的影响

在北航的水槽和风洞中进行了加装翼刀的75°后掠双立尾／三角翼的立尾抖振实验,目的是研究翼刀对立尾抖振的影响。采用了流动显示、立尾表面动态压力测量、激光测立尾顶部加速度的实验来检验翼刀对立尾抖振减缓的效果。流动显示的实验结果表明三角翼前缘涡涡核从翼刀上方经过时,会提前破裂,这在一定程度上减弱了前缘涡。激光测立尾顶部加速度实验的结果表明,在28°到48°这段立尾抖振比较显著的迎角范围内,B1立尾位置的立尾抖振强度曲线比无翼刀的曲线数值上有明显的减小,抖振得到一定的改善。立尾表面动态压力的脉动强度也有明显的减小,频谱分析也能得到前缘涡提前破裂的结论,前缘涡的提前破裂起到了减缓立尾抖振作用。     

飞行试验抖振载荷统计技术

随着现代飞机使用要求的不断提高,飞机抖振问题越发突出.在借鉴F/A-18和F/A-22等飞机抖振载荷试飞的基础上,分析、归纳了抖振载荷试飞方法和测量方法,并利用功率谱密度法、统计学方法对某型运输机抖振载荷数据进行了分析研究.结果表明,这些方法在飞机抖振载荷研究方面具有较好的应用价值.     

西陵长江大桥全桥气动弹性模型风洞试验研究

介绍了西陵长江大桥成桥状态和施工状态全桥气动弹性模型在均匀平滑流和湍流两种流场中的风洞试验，评估了西陵长江大桥颤振、抖振和涡激振动等风振特性，给出了颤振风速和抖振振幅。可供研究其它大跨度桥梁的风振特性参考。     

歼击机抖振边界试飞技术研究

本文介绍歼击机抖振边界的试飞技术，比较了几种试飞方法的优缺点及驾驶技术，指出平飞拉起的试飞方法在过载和迎角的关系上较其它方法对应较好，可以作为主要的试飞方法，测试技术采用翼尖加速度和翼根弯矩法。数据处理除常用的均方根值法外，还提出了用功率谱密度的方法来建立与迎角的关系曲线，由此得到抖振起始迎角，还指出，为较确切抖振起始迎角，采用翼尖加速度，翼根弯矩的均方根值法和功率谱密度法进行综合分析，是一种行之