从蜻蜓翅痣谈飞机机翼颤振及其抑制（下）

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4. 机翼弯曲/舵面偏转颤振机理及其抑制

  图6是弯曲/舵面偏转颤振原理图[2]，这里假设机翼和舵面本身均无扭转变形，仅存在随机翼弯曲而产生的舵面偏转。图中叉号是舵面转轴，黑点是舵面重心。

图 6 弯曲/舵面偏转颤振原理

   假设扰动前翼剖面位于位置2，扰动去除后其位于位置0，此后翼剖面在机翼弹性力作用下向上运动（位置0-4）。由于舵面重心处惯性力Fi 靠后，从位置0-4舵面形成顺时针偏转角，翼型弯度始终为正，产生的附加升力始终向上与振动方向一致是激振力，且该激振力也随速度而增加。另一方面，翼型从0-4的向上运动过程中，相对速度向下倾斜使有效迎角减小，形成向下的负升力，此力与机翼振动方向相反是减振力，由于随速度增加上述相对迎角的变化量减小，因此随速度增加减振力不如激振力增加得快。位置4-8的向下振动过程与此类似，也存在上述激振力和减振力。由于随速度增加气动激振力比气动减振力增加得更快，一旦速度达到或超过某临界值就会发生颤振甚至造成结构破坏。图6(b)将弯曲和舵面偏转与飞行距离结合显示了其临界颤振过程。

显然舵面重心位于转轴之后由惯性力产生的舵面偏转及气动激振力是造成弯曲/舵面偏转颤振的关键原因。采用舵面重心配平、提高操纵系统刚度、消除操纵系统中的间隙等措施都有助于提高弯曲/舵面偏转颤振临界速度。在舵面上加配重通常有分散式配重和集中式配重两种方法，参见图7 所示[3]。

图 7 两种舵面配重形式 (1.舵面,2.配重,3.翼面）

    分散式配重的优点是舵面偏转时对机翼形状影响不明显，但由于配重距离转轴较近使得配重可能偏重，图8是一种舵面分散式配重的结构。在舵面转轴后方采用轻质的蜂窝夹芯结构可以减小配重质量。采用集中式配重可使配重安排在距转轴较远的操纵面前缘处，从而可减小配重质量，但其缺点是舵面偏转时会影响局部外形。图9是方向舵采用集中式配重的波音777飞机，图10是方向舵集中式配重的放大图。

图 8 一种舵面分散式配重结构

图 9 波音737-800飞机方向舵采用了集中式配重

图 10 方向舵集中式配重放大图

  一些飞机的操纵面转轴(铰链)适当后移，为在操纵面前缘布置分散式配重提供了条件，同时对操纵面前缘外形进行修形，避免偏转时产生过大的扰动，参见图11所示。

图 11 舵面转轴（铰链）适当后移的飞机尾翼

   此外，现代飞机上为抑制弯曲/舵面偏转颤振提前发生，还可采用人工阻尼器、颤振主动控制等先进技术。

5. 结束语

    蜻蜓翅痣是经过长期进化后形成的一种质量平衡装置，为蜻蜓平稳飞行、防止出现颤振提供了重要条件。机翼存在两种典型的颤振：弯曲/扭转颤振和弯曲/舵面偏转颤振。抑制机翼颤振或提高机翼颤振临界速度的措施主要包括：提高系统的刚度、采用质量平衡、采用人工阻尼、采用主动控制防颤振技术等。

    值得指出，采取各种技术措施提高颤振临界速度是设计师在设计阶段努力追求的目标，这些技术措施可以使颤振临界速度提高而不是消灭颤振。一旦飞机完成设计、制造，其颤振临界速度就限制或决定了该种飞机飞行包线的最大速度范围并需要通过试飞验证以求安全。正常飞行中飞行员只能在飞行包线的速度范围内飞行，避免颤振的发生，一旦速度超过颤振临界值就会发生毁灭性的结果。

参考文献

[1]. NASA Langley Research Center, Film Serial L-1274, Flutter At a Glance.

[2]. 贺尔铭，赵志彬，飞行器振动及测试基础，西北工业大学出版社，2014.2

[3]. 史超礼，航空概论[M]，国防工业出版社，1978.7

注：本文图片、录像均来自网络，图片与录像版权归原作者所有。

本文转载自《航空学报》，作者张华。