第八章：航空器振动及故障实例分析资料讲解
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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Βιβλιοθήκη Baidu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、垂尾翼尖结构破损，严重时方向 舵飞掉。
方向舵嗡鸣：
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，
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）
（2）雷达天线罩是引起振动的根本原因，天线 罩相对厚度大（23～27％），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。
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）： 2 ( g) / 2 结构阻尼可测出0.025 气动阻尼γ=0.04~0.08
结果： M2=29Kg ω2=9.5Hz ξ2=0.26 （较大）
3. 吸振器结构设计及使用效果
要ξ2=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ξ2=0.26
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；
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。
（二）排振方案及其效果
1. 加强机身强度－>结果表明减振无效 2. 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。 3. 天线罩下表面吹气－>飞行员振感减轻，可减振10~30%
左右。 4. 改善天线罩整流外形（多种方案）－>天线罩前移0.5m或
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
3. 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2－4
机身尾部振频：3.5Hz
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： 1. 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。
2. 脚蹬有敲击感（约每秒2－3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=1.02~1.06之间－>符合嗡
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。
2、跨音速飞行过程垂尾振动性质分类
－－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
可能存在的振动性质： • 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）
不同振动性质分析： （1）抖振
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：
1. 操纵系统刚度偏低，翼尖结构刚度较弱是造 成故障的主因。
2. 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。
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γ。 M1为垂直基本模态下的广义 质量。 M2为吸振器质量。 μ＝M2/M1
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。 5. 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
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Βιβλιοθήκη Baidu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、垂尾翼尖结构破损，严重时方向 舵飞掉。
方向舵嗡鸣：
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，
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）
（2）雷达天线罩是引起振动的根本原因，天线 罩相对厚度大（23～27％），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。
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）： 2 ( g) / 2 结构阻尼可测出0.025 气动阻尼γ=0.04~0.08
结果： M2=29Kg ω2=9.5Hz ξ2=0.26 （较大）
3. 吸振器结构设计及使用效果
要ξ2=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ξ2=0.26
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；
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。
（二）排振方案及其效果
1. 加强机身强度－>结果表明减振无效 2. 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。 3. 天线罩下表面吹气－>飞行员振感减轻，可减振10~30%
左右。 4. 改善天线罩整流外形（多种方案）－>天线罩前移0.5m或
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
3. 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2－4
机身尾部振频：3.5Hz
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： 1. 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。
2. 脚蹬有敲击感（约每秒2－3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=1.02~1.06之间－>符合嗡
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。
2、跨音速飞行过程垂尾振动性质分类
－－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
可能存在的振动性质： • 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）
不同振动性质分析： （1）抖振
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：
1. 操纵系统刚度偏低，翼尖结构刚度较弱是造 成故障的主因。
2. 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。
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γ。 M1为垂直基本模态下的广义 质量。 M2为吸振器质量。 μ＝M2/M1
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。 5. 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