飛機(jī)垂尾抖振響應(yīng)的飛行試驗(yàn)研究

李小路, 唐 凱, 雷 鳴

(中國(guó)飛行試驗(yàn)研究院, 西安 710089)

0 引 言

現(xiàn)代空戰(zhàn)形式的發(fā)展對(duì)作戰(zhàn)飛機(jī)的機(jī)動(dòng)性能提出了越來(lái)越高的要求，以F/A-18等戰(zhàn)斗機(jī)為代表的現(xiàn)代高性能戰(zhàn)斗機(jī)應(yīng)運(yùn)而生。這些現(xiàn)役的主流戰(zhàn)斗機(jī)為了適應(yīng)現(xiàn)代空戰(zhàn)的需求，其飛行包線已經(jīng)擴(kuò)展到有氣流分離、脫體渦、渦破裂等現(xiàn)象發(fā)生的大迎角范圍。為提高和改善大迎角飛行性能，現(xiàn)代戰(zhàn)斗機(jī)常采用前緣襟翼、邊條翼、鴨翼等，以提供一定的渦升力，而且當(dāng)這些分離渦帶著氣流掠過(guò)垂尾時(shí)還可以維持飛機(jī)的穩(wěn)定性。但是，在有些情況下這些分離渦在到達(dá)垂尾前就發(fā)生破裂，從而形成高度紊亂、旋轉(zhuǎn)的非定常尾渦流。這種渦流在一定的頻率帶寬內(nèi)具有集中顯著的能量，如果這種尾渦流所具有的頻帶范圍覆蓋了垂尾結(jié)構(gòu)的某一階或幾階模態(tài)的固有頻率，渦流作用在垂尾結(jié)構(gòu)上將會(huì)誘發(fā)嚴(yán)重的垂尾抖振現(xiàn)象。圖1是NASA的研究人員在F/A-18飛行中利用煙霧法進(jìn)行渦流破裂現(xiàn)象演示試驗(yàn)的兩張照片。

(a) 20°迎角 (b) 30°迎角

這些來(lái)自機(jī)翼和機(jī)身前緣的非定常尾渦流打在處于其后方的垂尾上，會(huì)導(dǎo)致非常大的抖振力作用于垂尾結(jié)構(gòu)的主要承力部件上，會(huì)對(duì)結(jié)構(gòu)的疲勞壽命產(chǎn)生非常顯著的不利影響。實(shí)踐證明，這種高度紊亂、旋轉(zhuǎn)的非定常尾渦流，對(duì)雙垂尾布局的戰(zhàn)斗機(jī)(如F-35、F-22、F/A-18)的垂尾結(jié)構(gòu)是極為有害的[1-2]。這些高性能雙垂尾戰(zhàn)斗機(jī)在服役不久，就發(fā)現(xiàn)在數(shù)次大迎角飛行后，垂尾產(chǎn)生了疲勞裂紋，究其原因是由垂尾抖振引起的[3]。隨之而來(lái)的是巨額的垂尾維修、更換費(fèi)用，美國(guó)軍方僅對(duì)F-15飛機(jī)由于疲勞損傷所導(dǎo)致的垂尾維修和更換所耗費(fèi)的費(fèi)用大約為每年600萬(wàn)美元[4]。F-22、F-35也在試飛早期出現(xiàn)了因?yàn)榇刮捕墩褚鸬慕Y(jié)構(gòu)疲勞破壞問(wèn)題。所以，雙垂尾飛機(jī)的抖振問(wèn)題一直是當(dāng)今美國(guó)飛行試驗(yàn)的核心。

F-22試驗(yàn)團(tuán)隊(duì)為解決因?yàn)槎墩褚鸬拇蟮姆较蚨婕?lì)載荷問(wèn)題，通過(guò)機(jī)體上加裝的振動(dòng)加速度傳感器和載荷應(yīng)變，在跨聲速和亞聲速范圍內(nèi)開(kāi)展了一系列以收斂轉(zhuǎn)彎和破S機(jī)動(dòng)在內(nèi)的抖振試飛工作。通過(guò)試驗(yàn)發(fā)現(xiàn)產(chǎn)生大響應(yīng)的抖振激勵(lì)模態(tài)在30～60Hz之間，在馬赫數(shù)0.5時(shí)，以30Hz作為主要的抖振響應(yīng)頻率；在馬赫數(shù)0.8～0.9時(shí)主要響應(yīng)頻率范圍則變?yōu)?0～60Hz；且抖振響應(yīng)隨空速、動(dòng)壓和迎角的增加而增加[1，5-6]。

F-18在早期的試飛過(guò)程中，也發(fā)現(xiàn)飛機(jī)在大迎角下，從LEX上脫落的渦流與機(jī)身后部發(fā)生撞擊而產(chǎn)生嚴(yán)重的抖振問(wèn)題。為解決此問(wèn)題，試驗(yàn)人員在垂尾上加裝了脈動(dòng)壓力傳感器和振動(dòng)加速度傳感器。試驗(yàn)在一個(gè)較寬的飛行包線范圍內(nèi)一共完成了包括收斂轉(zhuǎn)彎、破S機(jī)動(dòng)以及平飛加減速等飛行機(jī)動(dòng)共計(jì)309次，給出了飛行試驗(yàn)和風(fēng)洞試驗(yàn)過(guò)程中測(cè)得的壓力和加速度自功率譜密度數(shù)據(jù)的對(duì)比結(jié)果，試驗(yàn)發(fā)現(xiàn)實(shí)際飛行中的抖振載荷要明顯比先前預(yù)測(cè)的數(shù)據(jù)大，抖振響應(yīng)模態(tài)主要為第一彎曲和第二彎曲模態(tài)，且最大響應(yīng)出現(xiàn)在30°迎角附近[7-8]。

F-15的雙垂尾抖振則是由機(jī)翼分離流尾跡作用在其表面的脈動(dòng)載荷引起，試驗(yàn)發(fā)現(xiàn)其尾跡的脈動(dòng)載荷帶寬很窄但包含了垂尾的一階扭轉(zhuǎn)頻率，從而使垂尾抖振響應(yīng)主要表現(xiàn)為一扭模態(tài)，并在迎角22°左右達(dá)到最大值[4]。

我國(guó)的西工大低速風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)室及中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心都對(duì)垂尾抖振產(chǎn)生的機(jī)理做了大量的風(fēng)洞試驗(yàn)，分別通過(guò)在半剛性垂尾模型上加裝加速度傳感器、脈動(dòng)壓力傳感器以及應(yīng)變片，對(duì)在低速大迎角下，F(xiàn)-18、F-22的垂尾抖振情況進(jìn)行了的風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)M，并就垂尾的不同結(jié)構(gòu)、不同位置對(duì)抖振的影響進(jìn)行了研究[9-11]。在上世紀(jì)90年代國(guó)內(nèi)曾進(jìn)行過(guò)殲擊機(jī)的抖振風(fēng)洞和飛行相關(guān)性方面的工作，并通過(guò)飛機(jī)上的翼尖加速度和翼根彎矩?cái)?shù)據(jù)對(duì)殲擊機(jī)抖振邊界進(jìn)行了試飛研究，對(duì)包括平飛拉起、穩(wěn)定盤旋、收斂轉(zhuǎn)彎在內(nèi)的各種抖振機(jī)動(dòng)進(jìn)行了對(duì)比分析，并通過(guò)建立均方根、功率譜密度與迎角的關(guān)系曲線得到了飛機(jī)的初始抖振邊界[12-15]。但對(duì)飛機(jī)在實(shí)際飛行中垂尾的抖振情況尚未展開(kāi)相關(guān)的研究工作。為了研究飛機(jī)垂尾在飛行中的抖振變化規(guī)律，通過(guò)在飛機(jī)上加裝相關(guān)測(cè)試設(shè)備，對(duì)其飛行方法、機(jī)動(dòng)動(dòng)作過(guò)程中垂尾的響應(yīng)以及抖振初始迎角的確定等工作做了相關(guān)研究。

1 抖振飛行方法的選擇

為了能夠準(zhǔn)確得到飛機(jī)在飛行過(guò)程中的抖振響應(yīng)數(shù)據(jù)，就必須選擇合適的飛行方法，由于飛機(jī)在做穩(wěn)定水平飛行時(shí)，有：

式中：L為飛機(jī)的升力，W為飛機(jī)的重量，CL為升力系數(shù)，q為動(dòng)壓，S為飛機(jī)翼展面積，ρ為大氣密度，M為馬赫數(shù)，c0為標(biāo)準(zhǔn)大氣壓下聲速。

對(duì)于更為普遍的非穩(wěn)定飛行情況，引入過(guò)載n：

n=L/W

則可得到更為普遍的公式：

由于飛機(jī)翼展面積S和標(biāo)準(zhǔn)大氣壓下聲速c0是已知量，式中的變量包括過(guò)載系數(shù)n，飛行馬赫數(shù)M，與迎角有關(guān)的升力系數(shù)CL，以及與高度、大氣環(huán)境有關(guān)的系數(shù)ρ[16]。

由于在接近等高度的情況下，ρ的變化很小，可以假定ρ為定值，為了能更好的分析飛機(jī)抖振響應(yīng)隨飛行參數(shù)變化的規(guī)律，可以讓n、M、CL3個(gè)變量中的一個(gè)為定值，即可得出另兩個(gè)參數(shù)間的關(guān)系曲線，從而得到飛機(jī)在實(shí)際飛行中的抖振響應(yīng)情況。

所以，抖振飛行在選擇機(jī)動(dòng)動(dòng)作時(shí)，一般可以根據(jù)以下3種原則來(lái)選?。?/p>

(a) 保持馬赫數(shù)M不變，改變載荷因子n和升力系數(shù)CL(如收斂轉(zhuǎn)彎、破S機(jī)動(dòng)等)；

(b) 保持載荷因子n不變，改變馬赫數(shù)M和升力系數(shù)CL(如平飛加減速)；

(c) 保持升力系數(shù)CL不變，改變載荷因子n和馬赫數(shù)M(如固定迎角的減速機(jī)動(dòng))。

此次抖振飛行采用的收斂轉(zhuǎn)彎?rùn)C(jī)動(dòng)，即是在保持高度(即ρ)和馬赫數(shù)M基本不變的情況下，逐步增大飛機(jī)迎角(即升力系數(shù)CL)，以得到該馬赫數(shù)下的抖振響應(yīng)[8]。

2 抖振飛行試驗(yàn)

為了研究實(shí)際飛行過(guò)程中飛機(jī)垂尾的抖振情況，在飛機(jī)垂尾上加裝了6個(gè)振動(dòng)加速度傳感器，分別位于左、右垂尾翼尖前緣、后緣以及垂尾中部前緣附近剛度相對(duì)較高的結(jié)構(gòu)上。具體位置如圖2所示(左、右垂尾上振動(dòng)傳感器位置一致)。

飛行選取的氣壓高度都在10km，按規(guī)定的馬赫數(shù)(馬赫數(shù)分別選取0.65、0.7、0.75、0.8、0.85、0.9和0.95)穩(wěn)定平飛開(kāi)始進(jìn)入收斂轉(zhuǎn)彎?rùn)C(jī)動(dòng)。

圖2 垂尾上振動(dòng)加速度傳感器位置示意圖

2.1垂尾振動(dòng)加速度均方根值隨迎角的變化曲線

圖3和4分別給出了飛機(jī)在氣壓高度10km，馬赫數(shù)0.65和0.85進(jìn)行收斂轉(zhuǎn)彎的過(guò)程中，垂尾上各點(diǎn)振動(dòng)加速度時(shí)域均方根值隨迎角的變化曲線。從圖中可以看出，振動(dòng)加速度響應(yīng)均方根值在垂尾翼尖后緣處大于垂尾翼尖前緣處，而垂尾翼尖中部位置的響應(yīng)最小。

圖3 氣壓高度10km、馬赫數(shù)0.65時(shí)，垂尾各點(diǎn)振動(dòng)加速度均方根值隨迎角的變化曲線

圖4 氣壓高度10km、馬赫數(shù)0.85時(shí)，垂尾各點(diǎn)振動(dòng)加速度均方根值隨迎角的變化曲線

左、右垂尾上各點(diǎn)的振動(dòng)響應(yīng)隨迎角的變化趨勢(shì)基本一致，隨迎角的增大，垂尾后緣處響應(yīng)的增長(zhǎng)明顯大于垂尾前緣處，這可能與機(jī)翼前緣邊條翼脫落渦隨迎角的增大以及破裂點(diǎn)逐漸后移有關(guān)。

馬赫數(shù)0.85時(shí)垂尾上各點(diǎn)的振動(dòng)響應(yīng)在相同迎角的情況下均較馬赫數(shù)0.65時(shí)要大，說(shuō)明了抖振的峰值響應(yīng)隨馬赫數(shù)的增加而增加。

在垂尾翼尖處，右垂尾響應(yīng)較左垂尾略大。這可能是由于測(cè)滑角的影響或在做機(jī)動(dòng)動(dòng)作過(guò)程中試驗(yàn)環(huán)境不對(duì)稱導(dǎo)致的。

2.2垂尾振動(dòng)加速度時(shí)頻分析

為了觀察在整個(gè)收斂轉(zhuǎn)彎過(guò)程中各點(diǎn)振動(dòng)加速度響應(yīng)在頻域上的變化趨勢(shì)，通過(guò)對(duì)數(shù)據(jù)濾波后進(jìn)行的時(shí)頻分析，給出了垂尾上各點(diǎn)振動(dòng)加速度的時(shí)頻分析結(jié)果。圖5由上到下依次是收斂轉(zhuǎn)彎過(guò)程中馬赫數(shù)、氣壓高度、迎角隨時(shí)間的變化曲線(a)以及垂尾翼尖前緣(b)、垂尾翼尖后緣(c)、垂尾翼尖中部(d)的時(shí)頻分析圖(顏色越亮表示該時(shí)刻對(duì)應(yīng)的頻率響應(yīng)越大)。

(a)

(b) Time-frequency analyses for tip of leading edge on vertical-fin

(c) Time-frequency analyses for trailing of trailing edge on vertical-fin

(d) Time-frequency analyses for middle of trailing edge on vertical-fin

從圖中可以看出，當(dāng)迎角大于12°時(shí)，飛機(jī)隨著迎角的增大，在整個(gè)頻域范圍內(nèi)的振動(dòng)響應(yīng)都有所增強(qiáng)；而當(dāng)迎角大于19°時(shí)，垂尾上各點(diǎn)的振動(dòng)響應(yīng)主要表現(xiàn)在13.5和39Hz左右對(duì)應(yīng)的頻率點(diǎn)上。上述兩個(gè)頻率點(diǎn)恰好在飛機(jī)垂尾的對(duì)稱一彎(12.9Hz)和對(duì)稱一扭(38.4Hz)模態(tài)附近。這與飛機(jī)的升力型抖振的特點(diǎn)是吻合的，說(shuō)明飛機(jī)垂尾在迎角超過(guò)19°以后確實(shí)受到了飛機(jī)機(jī)翼脫落渦破裂的影響而發(fā)生抖振，而且破裂渦的能量主要集中在低頻上，該頻帶范圍包含了垂尾一彎和一扭模態(tài)頻率。

由于受垂尾模態(tài)振型的影響，垂尾上不同位置的振動(dòng)響應(yīng)有所區(qū)別。在抖振發(fā)生時(shí)，垂尾翼尖處的振動(dòng)，以13.5Hz左右的頻率為主；而在垂尾中部的振動(dòng)，主導(dǎo)頻率則為39Hz。從圖上還可以看出，在整個(gè)收斂轉(zhuǎn)彎過(guò)程中，39Hz左右的頻率首先被激發(fā)出來(lái)，其次才是13.5Hz。這與表征渦流特征的Strouhal公式反映的變化規(guī)律一致：

Strouhal=fc/U

式中：Strouhal數(shù)與流體流動(dòng)狀態(tài)的雷諾數(shù)有關(guān)，在機(jī)動(dòng)過(guò)程中，可認(rèn)為該值基本不變。 所以，從公式看出，在迎角增加(機(jī)翼特征長(zhǎng)度c變大)、馬赫數(shù)減小(自由流的來(lái)流速度U值減小)的過(guò)程中，要保持Strouhal數(shù)不變，漩渦頻率f必然減小。

2.3抖振初始迎角分析

抖振初始迎角是判斷飛機(jī)是否進(jìn)入抖振的標(biāo)志，從以往國(guó)內(nèi)外資料來(lái)看，抖振初始迎角往往是通過(guò)時(shí)域或半功率譜密度的均方根值隨迎角的變化曲線進(jìn)行確定，但由于飛機(jī)在空中機(jī)動(dòng)飛行過(guò)程中姿態(tài)難以保持，且受紊流及氣動(dòng)剛度的影響，用上述方法往往存在困難。為了更準(zhǔn)確地進(jìn)行判斷，在分析時(shí)利用了時(shí)頻分析方法，該方法可以很直觀的反映振動(dòng)響應(yīng)在時(shí)域和頻域上的變化規(guī)律。圖5中，垂尾的振動(dòng)響應(yīng)主要集中在垂尾一彎和一扭頻率上，但因?yàn)橐慌つB(tài)頻率相對(duì)較高，在抖振發(fā)生時(shí)，以一彎模態(tài)對(duì)垂尾的影響最為顯著，所以在確定抖振初始迎角時(shí)，以垂尾一彎模態(tài)(13.5Hz)響應(yīng)的變化情況進(jìn)行判定。從圖中可以看出，在該頻率點(diǎn)上響應(yīng)顯著增加時(shí)對(duì)應(yīng)的馬赫數(shù)和迎角分別是0.86和19°。據(jù)此可以認(rèn)為，在氣壓高度10km、馬赫數(shù)0.86時(shí)的初始迎角為19°。同樣的，對(duì)其他狀態(tài)下的數(shù)據(jù)進(jìn)行分析后，給出了該機(jī)型在氣壓高度10km左右，不同馬赫數(shù)對(duì)應(yīng)的抖振初始迎角，如表1所示。

表1 不同馬赫數(shù)下對(duì)應(yīng)的抖振起始迎角

2.4自功率譜密度分析

為了比較飛機(jī)在不同狀態(tài)下垂尾抖振的響應(yīng)情況，對(duì)垂尾翼尖前緣位置在每個(gè)收斂轉(zhuǎn)彎?rùn)C(jī)動(dòng)過(guò)程中，最大抖振響應(yīng)時(shí)的振動(dòng)加速度響應(yīng)情況進(jìn)行了功率譜密度分析。各機(jī)動(dòng)過(guò)程中，最大抖振響應(yīng)時(shí)對(duì)應(yīng)的馬赫數(shù)及其迎角值如表2所示：

表2 每個(gè)收斂轉(zhuǎn)彎?rùn)C(jī)動(dòng)過(guò)程中，最大抖振響應(yīng)時(shí)對(duì)應(yīng)的馬赫數(shù)和迎角值

圖6給出了在迎角28°左右，不同馬赫數(shù)下(馬赫數(shù)分別為0.58、0.63、0.68和0.71)垂尾翼尖前緣處振動(dòng)響應(yīng)的功率譜密度曲線?？梢钥闯?，所有狀態(tài)下垂尾翼尖前緣處的能量都主要集中在12.5Hz(即垂尾的對(duì)稱一彎模態(tài)頻率)左右。其中，最大響應(yīng)出現(xiàn)在馬赫數(shù)0.71、迎角27°的時(shí)候，在12Hz的頻率點(diǎn)上功率譜密度值達(dá)到11.20g2/Hz。在迎角基本相同的情況下，垂尾峰值頻率處的抖振響應(yīng)同馬赫數(shù)成正比，抖振峰值頻率由于受氣動(dòng)剛度的影響隨馬赫數(shù)的增加略有減小。

圖7給出了不同狀態(tài)下(3種狀態(tài)分別為馬赫數(shù)0.71、迎角27°，馬赫數(shù)0.81、迎角23°，馬赫數(shù)0.91、迎角16°)，垂尾翼尖前緣處振動(dòng)響應(yīng)的功率譜密度曲線。從圖中可以看到，隨著馬赫數(shù)的增大，由于受最大響應(yīng)時(shí)抖振迎角減小的影響，抖振響應(yīng)明顯減小。

圖7 垂尾翼尖前緣振動(dòng)加速度在不同的馬赫數(shù)和迎角狀態(tài)下的功率譜密度曲線

由此可以發(fā)現(xiàn)，飛機(jī)垂尾的最大抖振響應(yīng)受迎角的影響最為突出。在一定的馬赫數(shù)范圍內(nèi)，由于垂尾最大抖振響應(yīng)時(shí)對(duì)應(yīng)的迎角變化不大，在此過(guò)程中，垂尾抖振的峰值響應(yīng)隨馬赫數(shù)的增加而增加；但隨著馬赫數(shù)的繼續(xù)增加，飛機(jī)迎角受抖振迎角的限制而急劇減小，導(dǎo)致垂尾抖振的峰值響應(yīng)也顯著降低。

3 結(jié) 論

就飛機(jī)抖振試驗(yàn)中可以采用的飛行方法進(jìn)行了分析；并通過(guò)在飛機(jī)垂尾上加裝振動(dòng)加速度傳感器，對(duì)飛機(jī)在飛行過(guò)程中垂尾的抖振響應(yīng)情況進(jìn)行了研究，試驗(yàn)結(jié)果發(fā)現(xiàn)：

(1) 垂尾的抖振響應(yīng)主要集中在垂尾的一彎模態(tài)和一扭模態(tài)頻率附近，垂尾在不同模態(tài)頻率下的響應(yīng)大小同馬赫數(shù)、迎角以及測(cè)點(diǎn)位置有關(guān)；

(2) 通過(guò)結(jié)合時(shí)頻分析中一彎模態(tài)頻率處響應(yīng)的變化情況給出了各馬赫數(shù)下飛機(jī)的抖振初始迎角，抖振初始迎角隨馬赫數(shù)的增加而減小；

(3) 由于受脫落渦破裂點(diǎn)位置的影響，隨迎角的增加，垂尾翼尖后緣處的抖振響應(yīng)明顯大于垂尾翼尖前緣位置；

(4) 在高度基本相同的情況下，垂尾的抖振響應(yīng)受迎角的影響大于受馬赫數(shù)的影響，垂尾抖振響應(yīng)均隨迎角和馬赫數(shù)的增加而增加。

參考文獻(xiàn):

[1]William D Anderson. F/A-22 high angle of attack buffet-test adequacy analysis[R]. AIAA 2004-5084, 2004.

[2]Robert W Moses. Spatial characteristics of F-18 vertical tail buffet pressures measured in flight[R]. AIAA 98-1956, 1998.

[3]Hanagud S. Tail buffet alleviation of high performance twin tail aircraft using piezo-stack actuators [R]. AIAA 99-1320, 1999.

[4]Hanagud S. F-15 tail buffet alleviation: A smart structure approach[R]. Georgia Institute of Technology, 1996.

[5]Suresh R. Patel. Statistical modeling of F/A-22 flight test buffet data for probabilistic analysis[R]. AIAA 2005-2289, 2005.

[6]Suresh R. Patel. F/A-22 Vertiacl buffet strength certification[R]. AIAA 2005-2292, 2005.

[7]Scott A Morton. High resolution turbulence treatment of FA-18 tail buffet[R]. AIAA 2004-1676, 2004.

[8]Healey M D. F/A-18 EF vertical tail buffet design, analysis and test[R]. AIAA 2003-1886, 2003.

[9]李勁杰, 楊青, 楊永年, 等. 邊條翼布局雙垂尾抖振特性與機(jī)理風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)研究[J]. 空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào), 2006, 24(4): 397-402.

Li Jinjie, Yang Qing, Yang Yongnian, et al. The wind-tunnel investigation of the characteristica and mechanism of twin-vertical tail buffet of leading-edge extension configuration[J]. Acta Aerody Namica Sinica, 2006, 24(4): 397-402.

[10] 楊永年, 楊青, 肖春生, 等. 邊條翼布局流場(chǎng)及其雙垂尾抖振特性研究[J]. 航空學(xué)報(bào), 2006, 27(3):395-398.

Yang Yongnian, Yang Qing, Xiao Chunsheng, et al. Investigation of flow and twin-vertiacl tail buffet characteristica of leading-edge extension configuration[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2006, 27(3):395-398.

[11] 陳忠實(shí). 2.4m風(fēng)洞飛行器抖振邊界試驗(yàn)技術(shù)研究[C]. 低跨超聲速空氣動(dòng)力學(xué)交流會(huì)論文集, 2004.

Chen Zhongshi. Study on the buffeting boundary test technology of 2.4 meters wind tunnel aircraft[C]. Article Collections of Low Transonic and Supersonic Aerodynamics Exchange Conference, 2004.

[12] 鐘德均. 殲擊機(jī)抖振邊界試飛技術(shù)研究[J]. 飛行試驗(yàn), 1995,11(2): 14-19.

Zhong Dejun. Research on flight test technique of fighter buffet boundary[J]. Flight Test, 1995,11(2): 14-19.

[13] 孫勇軍, 盧曉東, 劉娟. JL-6飛機(jī)抖振邊界試飛技術(shù)及相關(guān)性分析[J]. 飛行力學(xué), 2010, 28(2): 85-88.

Sun Yongjun, lu Xiaodong, Liu Juan. Flight buffet boundary test technique and correlation analysis for JL-6 aircraft[J]. Flight Dynamics, 2010, 28(2): 85-88.

[14] 李勁杰, 楊青, 楊永年, 等. 邊條翼布局雙垂尾抖振表面脈動(dòng)壓力風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)研究[J]. 實(shí)驗(yàn)流體力學(xué), 2006, 20(3): 29-32.

Li Jinjie, Yang Qing, Yang Yongnian, et al. The wind-tunnel unsteady pressure measurements of twin-vertical tail during buffet of strake-wing configuration[J]. Journal of Experiments in Fluid Mechanics, 2006, 20(3): 29-32.

[15] 呂志詠, 張明祿, 高杰. 雙立尾/三角翼布局的立尾抖振研究[J]. 實(shí)驗(yàn)流體力學(xué), 2006, 20(1): 13-16.

Lü Zhiyong, Zhang Minglu, Gao Jie. Study on vertical tail buffeting of configuration with twin vertical tails/delta wing[J]. Journal of Experiments in Fluid Mechanics, 2006, 20(1): 13-16.

[16] 李矩. 確定運(yùn)輸類飛機(jī)抖振邊界的試飛方法[J]. 飛行力學(xué), 1991, 9(3): 84-91.

Li Ju. Flight test technique for determining buffet boundary of transport category airplanes[J]. Flight Dynamics, 1991, 9(3): 84-91.

作者簡(jiǎn)介:

李小路(1983-)，男，湖北荊州人，碩士，工程師。研究方向：飛機(jī)振動(dòng)、抖振飛行試驗(yàn)。通訊地址：西安市閻良區(qū)中國(guó)飛行試驗(yàn)研究院飛機(jī)所(710089)。E-mail: 89233848@qq.com