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论文书写及打印格式要求

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第十二届全国空气弹性学术交流会组委会

二○一一年三月二日

固定小翼颤振激励系统激励力建模研究

霍幸莉

（中国飞行试验研究院飞机所，陕西西安710089）

摘要基于双时间方法求解非定常欧拉方程得到固定小翼激励力源数据，及对固定小翼这种新型颤振激励系统工作原理的分析，建立了其激励力简化计算模型。该模型用小翼圆筒开缝长度、小翼攻角、马赫数等参数描述，可实现M=0.3?0.5飞机稳定飞行状态下激励力载荷计算，大大简化了计算过程，精度足够满足工程分析，可满足试飞数据实时处理的需要。

关键词颤振激励系统、固定小翼、激励力、简化模型

在飞机进行颤振试飞时，经常要加装激励系统对飞机进行人为激励，在众多的激励系统中，固定小翼激励系统以其独立性，克服了以往激励系统的缺陷，适应了国内新机发展的特点，成为我国颤振试飞领域近年研制的重要激励系统。其工作原理是：通过直流伺服电机带动固定小翼后缘带有开缝的圆筒旋转，使流过固定小翼翼面的气流在其后缘发生向上或向下的偏转，从而使固定小翼上的气动力发生变化，产生所需的激励力。

1建模依据

（略）

2建模原理

2.1变马赫数

图1是428cm2小翼激励系统100%开缝，0?攻角，理论计算得到的（标准大气）不同马赫数升力（激励力）变化曲线。从图1分析可知，小翼攻角、开缝长度固定，理论计算结果表明随着马赫数M的增加，小翼的交变升力（激励力）幅值也依次增大；随着马赫数改变，升力（激励力）随着圆筒逆时针（顺时针）旋转呈交替变化规律没有改变，并且峰谷值、零位值出现时对应的圆筒位置也不变。图2给出了小翼激励系统100%开缝，0?攻角，（标准大气）理论计算升力（激励力）幅值随马赫数变化曲线。从图中可以看出随着M马赫数的增加，小翼的交变升力（激励力）峰值（谷值）也依次增大（减小），接近线性关系。即存在：

（1）

AM为在马赫数M时的激励力峰值，kM为马赫数变化导致的激励力变化斜率，a为在马赫数M0时的激励力峰值。

6结论

理论计算表明带开缝旋转圆筒固定小翼激励系统激励力大小、方向和形式受小翼面积、小翼攻角、圆筒开缝长度、圆筒旋转速度、圆筒旋转方向、来流马赫数诸多因素影响，而且理论证明了固定小翼激励系统处于一定速度的来流下，通过直流伺服电机带动开缝圆筒旋转，固定翼面上能够产生正弦（余弦）形式变化的振荡气动力，其频率是开缝圆筒旋转频率的两倍。激励力幅值大小改变，可通过变更马赫数、变开缝来实现。

参考文献

[1]LuraVernon.In-FlightInvestionofaRotatingCylinder-BasedStructuralExcitationSystemforFlutterTesting[R].AIAA-93-1537,1993

[2]MichaelW.Kehoe.AHISTORICALOVERVIEWOFFLIGHTFLUTTERTESTING.NASATechnicalMemorandum4720

[3]AlliedAerospaceFlutterExciterSystemSpecifications,June3,2002

[4]许和勇等.《一种新型颤振激励系统的数值计算研究》。飞行力学，2006，24（2）93-96

作者简介：霍幸莉（略）