風流知音【妙趣力學】從蜻蜓翅痣談飛機機翼顫振及其抑制 張華 CFDST(2019)1014

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從蜻蜓翅痣談飛機機翼顫振及其抑制

張華

北京航空航天大學航空科學與工程學院

（注：該文發表于2019年2月2日作者的個人“美篇”）

張華教授

作者簡介

張華，北京航空航天大學航空科學與工程學院教授，北京市高校教學名師，北京市優秀教師，中國力學學會全國優秀力學教師，北航國家級精品課《空氣動力學》優秀主講教師，北航“我愛我師-十佳教師”，北京力學學會科普委員會副主任，《力學與實踐》雜志編委，主要研究方向：旋渦與分離流動，流動控制，激波邊界層干擾，風工程，風洞水洞設計。

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摘要：從蜻蜓翅痣對其飛行穩定性影響出發，介紹了機翼顫振的概念、機理及其抑制方法。

關鍵詞：蜻蜓，翅痣，機翼，顫振

1. 蜻蜓翅痣對平穩飛行的重要性

在蜻蜓長長的翅膀端部前緣都能發現一小塊加厚的角質層，這一小塊角質層稱為翅痣，參見圖1所示。翅痣對于蜻蜓的平穩飛行有著非常重要的作用，如果將蜻蜓翅痣人為破壞或去除掉，則蜻蜓將失去平穩飛行的能力，飛行會變得搖搖晃晃。

圖1. 各種蜻蜓的翅痣

實際上，不僅僅是蜻蜓具有翅痣，在許多具有相對較長翅膀昆蟲的翅膀前端（前緣）都能夠發現翅痣，參見圖2所示。翅痣對于這些昆蟲的平穩飛行而言同樣具有關鍵而重要的作用。如果沒有翅痣，這些昆蟲在飛行中可能會出現一種破壞性的不利振動——顫振。

圖2. 一些長翅昆蟲的翅痣

2. 機翼變形與顫振的基本概念

顫振也正是飛機飛行所面臨且需要解決的重要問題。顫振是當飛機在氣流中運動并加速到某一臨界速度值時，在結構的彈性力、慣性力和氣動力等耦合作用下出現的一種振幅不衰減的自激振動，顫振對飛機的飛行安全構成極大威脅，飛機飛行必須避免顫振的發生。圖3是機翼顫振風洞實驗與飛行試驗錄像片段[1]。

圖3. 機翼顫振風洞實驗與飛行試驗錄像

飛機機翼尺寸通常較大、剛度有限，飛行中受外力擾動可能產生彈性彎曲變形。由于機翼上氣動力及作用點的變化、機翼扭心和重心位置不同，機翼會產生扭轉變形。當舵面（如副翼）操縱機構存在縫隙或松弛時舵面會發生偏轉。因此機翼存在兩種典型的耦合變形，即彎曲/扭轉變形和彎曲/舵面偏轉變形。這些變形和運動不僅對應著機翼結構彈性力和慣性力的變化而且會產生附加氣動力的變化。相應地，一定速度下機翼彈性力、慣性力和氣動力等耦合作用而形成的振幅不衰減的自激振動也包含了兩種典型的顫振，即彎曲/扭轉顫振和彎曲/舵面偏轉顫振。

以下將討論彎曲/扭轉顫振以及彎曲/舵面偏轉顫振產生的機理及其抑制方法。

3. 機翼彎曲/扭轉顫振機理及其抑制

圖4是機翼彎曲/扭轉顫振原理圖[2]，翼型代表機翼翼端某翼剖面，其中空心圓圈、叉號和實心圓圈分別代表機翼的焦點、剛心（扭心）和重心，假設重心位于剛心之后，如圖所示。

圖4. 機翼彎曲/扭轉顫振原理

假設擾動前翼剖面位于位置2，擾動去除后其位于位置0，此后翼剖面在機翼彈性力作用下向上運動(位置0-4)。由于翼型重心處作用的慣性力Fi靠后，從位置0-4翼型形成順時針扭轉角，翼型迎角始終為正，產生的附加升力始終向上并有加大扭轉的趨勢，該氣動力與振動方向一致是激振力，且該激振力隨速度平方增加。另一方面，翼型從位置0-4向上運動時，相對速度向下傾斜使有效迎角減小，形成向下的負升力，此力與機翼振動方向相反是減振力，且該力隨速度一次方增加。位置4-8的向下振動過程與此類似，也存在上述激振力和減振力。由于隨速度增加氣動激振力比氣動減振力增加得更快，一旦速度達到或超過某臨界值就會發生顫振甚至造成結構破壞。圖4(c)將彎曲和扭轉變形與飛行距離結合顯示了其臨界顫振過程。

顯然，機翼重心位于剛心之后而因慣性力產生的機翼扭轉及氣動激振力是造成彎曲/扭轉顫振的根本原因，因此增加配重使重心前移是抑制機翼彎曲/扭轉（提高顫振臨界速度）的有效措施。配重宜布置在翼端前緣，這是因為翼端的彎曲撓度大，配重在這里能夠獲得最大的效率。蜻蜓翅端前緣的翅痣實際上就是通過長期進化而形成的防止彎扭顫振的配重。提高機翼剛度也能抑制機翼彎扭顫振的提前發生，例如單塊式機翼的剛度比梁式機翼大幅度提高，從而提高了飛機的顫振臨界速度。在現代飛機上還經常采用人工阻尼器，更為先進的則采用顫振主動控制技術提高顫振臨界速度。

另外在機翼上安裝發動機并將發動機短艙吊架盡量布置在翼弦前部，也能起到有效抑制彎扭顫振的作用。采用大后掠角、大根捎比的后掠翼和三角翼，它們在發生彎曲變形時引起順氣流翼剖面的迎角減小，減小了振動時產生的附加的氣動力，因此也有利于抑制顫振的提前發生。

圖5是美國塔科馬大橋在卡門渦街誘發下產生的彎曲/扭轉顫振及其破壞情況。據調查大橋設計師為降低成本使設計和建造的橋梁厚度降低、剛度不足，這是造成事故的結構原因。現代橋梁設計中主要采用三種技術措施解決橋梁顫振問題：結構措施—提高橋梁結構剛度，機械措施—加裝人工阻尼器，氣動措施—優化或改善氣動外形。

圖5. 美國塔科馬大橋因彎曲扭轉顫振而破壞

4. 機翼彎曲/舵面偏轉顫振機理及其抑制

圖6是彎曲/舵面偏轉顫振原理圖[2]，這里假設機翼和舵面本身均無扭轉變形，僅存在隨機翼彎曲而產生的舵面偏轉。圖中叉號是舵面轉軸，黑點是舵面重心。

圖6. 彎曲/舵面偏轉顫振原理

假設擾動前翼剖面位于位置2，擾動去除后其位于位置0，此后翼剖面在機翼彈性力作用下向上運動（位置0-4）。由于舵面重心處慣性力Fi 靠后，從位置0-4舵面形成順時針偏轉角，翼型彎度始終為正，產生的附加升力始終向上與振動方向一致是激振力，且該激振力也隨速度而增加。另一方面，翼型從0-4的向上運動過程中，相對速度向下傾斜使有效迎角減小，形成向下的負升力，此力與機翼振動方向相反是減振力，由于隨速度增加上述相對迎角的變化量減小，因此隨速度增加減振力不如激振力增加得快。位置4-8的向下振動過程與此類似，也存在上述激振力和減振力。由于隨速度增加氣動激振力比氣動減振力增加得更快，一旦速度達到或超過某臨界值就會發生顫振甚至造成結構破壞。圖6(b)將彎曲和舵面偏轉與飛行距離結合顯示了其臨界顫振過程。

顯然舵面重心位于轉軸之后由慣性力產生的舵面偏轉及氣動激振力是造成彎曲/舵面偏轉顫振的關鍵原因。采用舵面重心配平、提高操縱系統剛度、消除操縱系統中的間隙等措施都有助于提高彎曲/舵面偏轉顫振臨界速度。在舵面上加配重通常有分散式配重和集中式配重兩種方法，參見圖7 所示[3]。

(a). 分散式    (b).集中式

圖7.兩種舵面配重形式(1.舵面,2.配重,3.翼面）

分散式配重的優點是舵面偏轉時對機翼形狀影響不明顯，但由于配重距離轉軸較近使得配重可能偏重，圖8是一種舵面分散式配重的結構。在舵面轉軸后方采用輕質的蜂窩夾芯結構可以減小配重質量。采用集中式配重可使配重安排在距轉軸較遠的操縱面前緣處，從而可減小配重質量，但其缺點是舵面偏轉時會影響局部外形。圖9是方向舵采用集中式配重的波音737-800飛機，圖10是方向舵集中式配重的放大圖。

圖8. 一種舵面分散式配重結構

圖9. 波音737-800飛機方向舵采用了集中式配重

圖10. 方向舵集中式配重放大圖

一些飛機的操縱面轉軸(鉸鏈)適當后移，為在操縱面前緣布置分散式配重提供了條件，同時對操縱面前緣外形進行修形，避免偏轉時產生過大的擾動，參見圖11所示。

圖11. 舵面轉軸（鉸鏈）適當后移的飛機尾翼

此外，現代飛機上為抑制彎曲/舵面偏轉顫振提前發生，還可采用人工阻尼器、顫振主動控制等先進技術。

5. 結束語

蜻蜓翅痣是經過長期進化后形成的一種質量平衡裝置，為蜻蜓平穩飛行、防止出現顫振提供了重要條件。機翼存在兩種典型的顫振：彎曲/扭轉顫振和彎曲/舵面偏轉顫振。抑制機翼顫振或提高機翼顫振臨界速度的措施主要包括：提高系統的剛度、采用質量平衡、采用人工阻尼、采用主動控制防顫振技術等。

值得指出，采取各種技術措施提高顫振臨界速度是設計師在設計階段努力追求的目標，這些技術措施可以使顫振臨界速度提高而不是消滅顫振。一旦飛機完成設計、制造，其顫振臨界速度就限制或決定了該種飛機飛行包線的最大速度范圍并需要通過試飛驗證以求安全。正常飛行中飛行員只能在飛行包線的速度范圍內飛行，避免顫振的發生，一旦速度超過顫振臨界值就會發生毀滅性的結果。

參考文獻：

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

[2]. 賀爾銘，趙志彬，飛行器振動及測試基礎，西北工業大學出版社，2014.2

[3]. 史超禮，航空概論[M]，國防工業出版社，1978.7

注：本文圖片、錄像均來自網絡，圖片與錄像版權歸原作者所有。