航空器振动及故障实例分析

第八章：航空器振动及故障实例分析,第一节跨音速振动问题自激振动第二节空警一号飞机排振过程分析第三节飞机颤振类型及事故分析,第一节跨音速振动问题自激振动,1.飞机方向舵嗡鸣及垂尾翼尖振动故障,故障现象：方向舵嗡鸣：,方向舵、垂尾翼尖结构破损，严重时方向舵飞掉。是在跨音速与低超音速时，由翼面气动激波附面层干扰而产生的操纵面自激振动，再由于疲劳或振幅过大导致操作面损坏。,（1）A型（高亚音速）嗡鸣产生负流动阻尼，基本上是简谐振动。（2）B型（亚超音混和流）不一定有附面层分离，一般随机振动。（3）C型（超音速）嗡鸣单自由度位势流动舵面颤振。,结论：,操纵系统刚度偏低，翼尖结构刚度较弱是造成故障的主因。方向舵嗡鸣原因：激波诱导的附面层分离与激波在操纵面上的振荡，除气动外形特点外，主要是操纵面阻尼振动特性。,2、跨音速飞行过程垂尾振动性质分类,抖振（间歇性周期振动）颤振（垂尾翼面弯曲扭转型颤振，方向舵旋转与垂尾其它形态耦合的操纵面颤振）方向舵嗡鸣（单一频率连续振动或称单自由度颤振）,可能存在的振动性质：,方向舵试飞中折断、飞掉,跨音速振动垂尾、方向舵破损安排排振试飞,不同振动性质分析：,（1）抖振,气流分离飞机结构强迫振动跨音速抖振,该机垂尾振动：多发于直线平飞状态，而低速转弯并无抖振，且响应频率较集中。,抖振：响应频率密具有随机特性，响应频带较宽。,（2）颤振：,设计状态：,该机垂直基本颤振型态垂尾2弯为主，机身1扭参与耦合颤振。,垂尾颤振速度540m/s，颤频22.5Hz，远大于失事飞行速度。实验中，方向舵刚度减小20也未发生颤振。该机振动多次发生于减速过程中不符合颤振规律。,因此，该机垂尾振动不是由垂尾颤振引起的。,（3）方向舵嗡鸣：,嗡鸣跨音速、低超音速范围操纵面附面层干扰，扰激波位置运动单自由度颤振,操纵面嗡鸣决定因素是M数（并非速压颤振）,该机振动局限于M=1.021.06之间符合嗡鸣特征，方向舵旋转频率15.25Hz,M=1.06飞行时，气动刚度影响下频率为19.8Hz（800m）、20.2Hz（500m）接近于振动最严重时方向舵旋转频率18Hz和21Hz，且当方向舵飞掉时，全机振动消失。,结论：,该机垂尾振动破损及全机振动是由“方向舵嗡鸣”引发的。,改进措施：,加装新的扰流条；对方向舵抗扭刚度、支撑刚度加固提高；改进后试飞证明跨音速振动彻底解决。,四、直升机“地面共振”问题,这是旋翼带垂直铰的直升机的特有振动问题。,“地面共振”机理：,由桨叶和带垂直铰的桨毂组成的旋翼，在旋转时构成一个水平振动系统。,当外干扰力使桨叶对垂直铰产生偏摆，在旋转离心力作用下，桨叶将绕垂直铰摆振。几片桨叶不均匀的摆振结果，使旋翼总重心偏离桨毂中心，从而产生旋翼对机体的不平衡激振力。,直升机机体支承在弹性起落架上，构成另一个振动系统。,第二节空警一号飞机排振过程分析,问题：,试飞中垂直尾翼出现明显的振动，在离地、爬升、转弯、下滑、大速平飞中均有振感。脚蹬有敲击感（约每秒23次），标图桌上发出间歇性咯咯响声；放襟翼时驾驶盘上有摇动感觉，过载表摆动较大；中舱乘员目视到垂尾有间歇性周期抖动（向两侧弯曲振动）；实测表明：飞机尾部存在过度振动，影响飞行人员正常操纵和工作，也会引起结构疲劳损失。必须排除振动！,（一）振动测量和振源分析,1.17架次的空测（623、630所）,测振位置：,垂尾尖部，中部，方向舵摇臂，机身尾部，驾驶员脚蹬,分析结果：,垂尾振动典型功率谱图24,机身尾部振频：3.5Hz垂尾尖部振频：12Hz,与杜四原型机振动比较：,2.5-8Hz：1.75倍（振幅），加速度1.5倍12Hz处：13倍（振幅），加速度10倍,初结论：振动水平严重超标！,2.杜四机、空警一号机全机地面共振实验,飞机各段的各阶自然频率,3.模型风洞实验，飞行实验测量,了解天线罩引起的气流分离特性,（2）雷达天线罩是引起振动的根本原因，天线罩相对厚度大（2327），在大气中容易产生气流分离，向后形成紊流漩涡（随机）影响垂尾！,（3）空警一号振动属于扰流抖振，振源是天线罩及其支座引起的气流扰动。,结论：（1）空警一号过度振动构成：3.46Hz机身的水平弯曲；12Hz垂尾的弯曲振动（一阶弯曲为主）,（二）排振方案及其效果,加强机身强度结果表明减振无效改变天线罩安装迎角-1改为+1，脚蹬振感减轻，驾驶盘振动更强，导致气流下洗增加，涡流影响升降舵。天线罩下表面吹气飞行员振感减轻，可减振1030%左右。改善天线罩整流外形（多种方案）天线罩前移0.5m或升高1.0m减振不利！天线罩减薄（相对厚度10）减轻效果较好！接近杜四机。加装涡流发生器,综合上述方案，虽有些方案有效果，但减振能力不够！,（三）动力吸振器排振,垂尾抖振基本排除，飞行员仍有轻微振感。再综合采用天线罩下加装长整流船方案达到较满意的减振效果。,1.吸振器原理阻尼动力减振器,垂尾振动是典型的窄带随机过程，振动能量集中在12Hz附近。,实验模型悬臂梁末端安装阻尼减振器，随机噪声激励。,实验结果：调整阻尼，悬臂梁在基频及二弯频内振动峰值大大降低。验证了吸振器对排除随机激励下连续体振动的有效性。,2.设计主系统阻尼时的吸振器,考虑主系统的气动阻尼。M1为垂直基本模态下的广义质量。M2为吸振器质量。M2/M1,设计原则：,其中：,M1=137kg由地面振动的附加质量法可测出。,主系统阻尼（结构气动）：,结构阻尼可测出0.025气动阻尼=0.040.08,M2=29Kg2=9.5Hz2=0.26（较大）,结果：,3.吸振器结构设计及使用效果,要2=0.26,较大阻尼气动阻尼筒（内径8cm）,试飞表明一个阻尼器只能达2=0.26左右，又增加两个阻助阻尼器。,空警一号垂尾抖振排除,第三节飞机颤振类型及事故分析,颤振理论研究始于30年代，当飞行最大速度接近高亚音速、跨音速时，常会发生灾难性的颤振事故，造成飞机空中解体。颤振理论、预防及控制、实验技术等方面有专门的领域。,1.舵面和调整片引起的颤振,1.舵面和调整片引起的颤振,40年代，亚音速颤振理论、设计基本解决，规范要求不仅考虑强度，也要考虑刚度。但由于颤振预测技术落后，该类故障多发。,（1）英台风战斗机，3年发生20次空中解体事故，成为当时航空界技术难点之一。都是机身后部或后部连同平尾一起折断，空中分离。,多次强度实验、模型吹风、飞行实验不能达到故障再现。,原因升降舵颤振具有4个自由度,升降舵偏转机身垂直弯曲机翼弯曲飞机俯仰及垂直位移,排振措施：,改变升降舵配重及其操纵系统的挠度改变机翼刚度等,（2）调整片颤振引起机翼颤振,40年代，英蛾式战斗机发生好几次空中解体，破坏情况类似：左、右平尾在空中折断，一个机翼向下折断。,后径“残骸轨迹分析”，证明平尾首先破坏，升降舵调整片配重也是在空中分离的。进一步用实验法证明：确实是升降舵调整片引起和参与的颤振。,1953年，英波尔顿保尔三角翼战斗机在试飞最大速度时失事坠毁。,调查结果：飞机发生了“机翼升降副翼调整片”三个自由度的耦合颤振，引起颤振原因主要是调整片操纵机构刚度不足。,2.螺旋桨旋转振动引起颤振事故,旋转模式颤振（whirl-modeflutter），是由于螺桨（旋翼）工作中的陀螺力矩作用与飞机弹性变形和诱导气动力耦合而产生的。,几次事故原因：,发动机架的刚度不足，以至旋转振动诱发了机翼颤振。刚度下降时，螺桨旋转频率从5Hz降低到3Hz（接近于机翼的弯曲和扭转振频）,3.新型颤振事故（60年代以后发生）,跨音速、超音速颤振问题,机翼外挂物引起颤振T型尾翼引起颤振全动平尾引起颤振壁板颤振引起颤振,高度、速度、刚度、气流扰动、气流分离、耦合振动,4.维修、使用中原因造成颤振事故,（1）维修中喷漆不当，无除旧漆（升降舵上）,改变了升降舵的静平衡以致飞行中颤振失事。,（2）地平仪故障，飞行员处理不当,飞机进入大俯角盘旋下降，因俯冲速度超过颤振临界速度，致颤振解体。从机翼残骸看，是典型的颤振破坏。,NASA的兰利研究中心进行“残骸轨迹分析”,确定失事前飞